低溫運(yùn)載火箭液氫自流預(yù)冷系統(tǒng)特性研究

黃　兵，陳士強(qiáng)，李　東，魏　一，黃　輝

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

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低溫運(yùn)載火箭液氫自流預(yù)冷系統(tǒng)特性研究

黃兵1，陳士強(qiáng)1，李東2，魏一1，黃輝1

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

摘要:為深入分析液氫/液氧發(fā)動機(jī)預(yù)冷特性，建立了一種基于AMESim的液氫自流預(yù)冷計算模型，開展了針對特定試驗系統(tǒng)的仿真驗證工作，獲得了與試驗數(shù)據(jù)較為一致的仿真結(jié)果，準(zhǔn)確預(yù)示了預(yù)冷過程中預(yù)冷時間、預(yù)冷質(zhì)量流量等關(guān)鍵參數(shù)，為低溫運(yùn)載火箭預(yù)冷研究提供了一種有效手段。

關(guān)鍵詞:液體運(yùn)載火箭；液氫；自流預(yù)冷；AMESim

1引言

液氫/液氧是運(yùn)載火箭廣泛使用的低溫推進(jìn)劑組合[1]。低溫推進(jìn)劑的沸點很低，常溫下處于氣態(tài)，在貯存和輸送過程中容易汽化，并出現(xiàn)氣液兩相流，對發(fā)動機(jī)和增壓輸送系統(tǒng)造成不良甚至是破壞性的影響。因此，在液體運(yùn)載火箭發(fā)射組織過程中，為了保證發(fā)動機(jī)能夠正常起動工作，需要預(yù)先對發(fā)動機(jī)渦輪泵系統(tǒng)進(jìn)行冷卻。

自流預(yù)冷是在地面、推進(jìn)劑貯箱不增壓條件下依據(jù)推進(jìn)劑液位高度以重力為驅(qū)動源，實現(xiàn)發(fā)動機(jī)泵預(yù)冷的一種方式。該方法具有系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單、推進(jìn)劑消耗少、發(fā)射適應(yīng)性強(qiáng)等顯著特點，是一種非常高效的預(yù)冷方式；但作為一種系統(tǒng)內(nèi)部自協(xié)調(diào)匹配的被動預(yù)冷方式，該過程也易受發(fā)動機(jī)狀態(tài)、周圍環(huán)境以及地面系統(tǒng)特性等因素影響，在研制過程中，具有一定的不確定性[1]。從目前的實際應(yīng)用情況來看，該方式更多是應(yīng)用于上面級發(fā)動機(jī)的地面發(fā)射準(zhǔn)備階段，為飛行階段的預(yù)冷提供良好基礎(chǔ)。

自流預(yù)冷過程涉及帶相變兩相流流動的復(fù)雜物理現(xiàn)象，受影響因素相對較多，是一種被動預(yù)冷方式。但其預(yù)冷效果、預(yù)冷時間等往往對發(fā)射組織的流程及系統(tǒng)狀態(tài)設(shè)計有較大影響。長期以來，對于該種預(yù)冷方式，幾乎只有通過地面試驗來獲取相關(guān)數(shù)據(jù)，之后才能評判其實施應(yīng)用的可行性和有效性[2]。

本文基于自流預(yù)冷物理過程，結(jié)合具體系統(tǒng)組成，在系統(tǒng)級仿真軟件AMESim上進(jìn)行二次開發(fā)，建立了能夠?qū)崿F(xiàn)液氫自流預(yù)冷特性分析的仿真模型。使用該模型計算得到的結(jié)果與試驗結(jié)果一致性好，能夠較好描述自流預(yù)冷實施中系統(tǒng)內(nèi)部由高溫到低溫的復(fù)雜動態(tài)過程，為該項技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用提供了有力支撐。

2運(yùn)載火箭液氫自流預(yù)冷系統(tǒng)描述

圖1是典型的運(yùn)載火箭發(fā)動機(jī)液氫自流預(yù)冷系統(tǒng)示意圖。

圖1　運(yùn)載火箭液氫自流預(yù)冷系統(tǒng)圖Fig.1　Schematic diagram of liquid hydrogen gravitational flow precooling in rocket

液氫推進(jìn)劑經(jīng)地面加注系統(tǒng)進(jìn)入貯箱后，在排氣閥開啟的情況下，貯箱中的液氫在重力作用下經(jīng)液氫輸送管沿渦輪泵、泄出閥、箭上排放管、箭地連接流入地面氫處理系統(tǒng)。系統(tǒng)驅(qū)動力為重力，源于輸送管路系統(tǒng)和箭上排放管路系統(tǒng)之間由于外部熱量形成的密度差所致。實際上，該過程同文獻(xiàn)[3]中描述的循環(huán)預(yù)冷機(jī)理相近，其差異僅在于循環(huán)預(yù)冷過程中，液氫回流入貯箱；而自流預(yù)冷過程中，液氫流至地面處理。

3液氫自流預(yù)冷模型

液氫為深低溫流體，在自流預(yù)冷過程中，因外界熱量的輸入，沿流路逐步由單相流態(tài)過渡轉(zhuǎn)入兩相流動狀態(tài)。

發(fā)動機(jī)泵殼溫度是衡量預(yù)冷效果的重要參數(shù)，通常把泵殼溫度低于某一規(guī)定值作為預(yù)冷完成標(biāo)志，并以此作為發(fā)動機(jī)的起動條件之一。泵結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜，難于直接進(jìn)行計算，需要對其進(jìn)行必要的簡化。

相對整個預(yù)冷系統(tǒng)，閥門影響較小，因此系統(tǒng)模型構(gòu)建中將閥門質(zhì)量整合到管路模型中，而不考慮閥門內(nèi)部結(jié)構(gòu)。

3.1管路流動均相流模型

均相模型是一種較為簡化的兩相流分析模型，模型假定氣液兩相為均勻混合體，以均勻混合的平均參數(shù)(速度、密度等)作為定性參數(shù)，不考慮兩相分界面上的不連續(xù)性。該方法在低溫液體火箭循環(huán)預(yù)冷研究中得到了成功應(yīng)用和驗證[4-6]，本文分析中采用均相模型。

兩相流均相模型的基本假定如下[7]：

1)氣液兩相均勻；

2)兩相速度相等，并等于混合物速度；

3)兩相處于熱力學(xué)平衡狀態(tài)，即在相同壓力下，氣、液兩相具有相同的溫度，即當(dāng)?shù)貕毫?yīng)的飽和溫度。

對于空間一維流動，其基本控制方程如式(1)～(3)[8-9]：

(1)

(2)

(3)

其中，ρ為密度，u為速度，p為壓力，E為總內(nèi)能，H為總焓，A為管路截面積，lw為管路特征尺寸，θ為管路的軸線同水平線的夾角，x是沿管路的長度。

對于具有混合特性的參數(shù)，定義如式(4)～(6)：

(4)

(5)

(6)

其中，α為體積比，χ為質(zhì)量比，e和h分別為比內(nèi)能和比焓，下標(biāo)g和l分別表示氣相參數(shù)和液相參數(shù)。

3.2壁面溫度控制模型

所用流路壁面溫度控制方程如式(7)：

(7)

其中，qw為流體和管壁之間熱流，qex為外界環(huán)境輸入管壁熱流，cw為管壁材料熱容，ρw為管壁材料密度，dw為管壁厚度，Tw為管壁溫度。

4系統(tǒng)特性分析與試驗驗證

為了驗證計算模型與實際預(yù)冷過程的準(zhǔn)確性和一致性，本文結(jié)合原理性試驗開展了比對分析。

4.1試驗系統(tǒng)及流程

試驗采用的液氫貯箱容積約66 m3，箱頂設(shè)置排氣閥門，液氫輸送管路直徑100 mm，長度3 m，真空絕熱；箭上排放管路水力直徑40 mm，長度6 m，外包覆絕熱層。發(fā)動機(jī)泵后管路分為兩路，其中一路直徑10 mm，長度1 m；另一路直徑16 mm，長度1 m，兩路匯總后于貯箱前底處與排放管路連接。箭上排放管與地面管路相連，系統(tǒng)排出的氫采用高空排放方式處理。貯箱內(nèi)設(shè)有連續(xù)液位傳感器，發(fā)動機(jī)氫渦輪泵殼設(shè)有多路壁溫測點，系統(tǒng)中未設(shè)置流量測量裝置。

試驗前，將液氫加注進(jìn)入貯箱，排氣閥處于打開狀態(tài)，加注完畢后經(jīng)停放穩(wěn)定，液氫溫度近似維持在21 K，氣枕壓力約0.106 MPa。蒸發(fā)消耗的液氫，按照預(yù)定液位之間連續(xù)補(bǔ)加方式進(jìn)行補(bǔ)充。

試驗開始時，同時打開輸送管路截止閥、渦輪泵后泄出閥，此時液氫進(jìn)入發(fā)動機(jī)泵腔，系統(tǒng)開始進(jìn)入自流預(yù)冷模式。在此期間，排氣閥始終處于打開狀態(tài)。

4.2試驗仿真系統(tǒng)

根據(jù)上述均相兩相流模型以及實際試驗系統(tǒng)具體配置情況，基于多學(xué)科系統(tǒng)級仿真平臺AMESim提供的已有兩相流庫、信號庫、熱庫模型及考慮重力影響作用的換熱管路、貯箱二次開發(fā)模型，建立了液氫自流預(yù)冷仿真系統(tǒng)，見圖2。

圖2　基于AMESim的液氫自流預(yù)冷仿真模型Fig.2　AMESim based model of liquid hydrogen gravitational flow precooling

系統(tǒng)模型建立中，采用帶換熱的管路模塊來簡化替代渦輪泵模型，同時遵守系統(tǒng)與液氫接觸壁面質(zhì)量和材料一致性原則。由于渦輪泵本身結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不同位置處測點本身也會有差異，該處理方法可能引起不同時刻的計算值與試驗值之間的一定偏差，但不會對整體仿真結(jié)果產(chǎn)生顯著影響。

4.3試驗與計算數(shù)據(jù)比較

由于試驗系統(tǒng)中未設(shè)置流量計，盡管有連續(xù)液位傳感器，但推進(jìn)劑蒸發(fā)消耗過程的存在，使得難以通過液位來準(zhǔn)確獲取系統(tǒng)自流預(yù)冷流量情況。因此，這里使用氫渦輪泵殼溫度來表征預(yù)冷系統(tǒng)的工作情況。

圖3　仿真與實測氫泵殼壁面溫度比較Fig.3　Comparison of simulation data with experimental data in the pump shell temperature

圖3給出的是發(fā)動機(jī)氫泵殼壁面溫度計算結(jié)果和兩個實測測點數(shù)據(jù)的比較情況。從圖中可以看出，自液氫進(jìn)入到系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)定，整個過程經(jīng)歷了不到1000 s，計算結(jié)果基本位于兩個實測測點(兩測點位于泵殼與軸承連接處的環(huán)狀外壁，周向?qū)ΨQ布置。因排放預(yù)冷過程前期泵內(nèi)氣液兩相流動復(fù)雜，流態(tài)多變，各部分預(yù)冷情況不一，兩測點溫度出現(xiàn)一定差異；預(yù)冷后期，系統(tǒng)趨于穩(wěn)定，兩測點溫度一致性較好)數(shù)據(jù)之間，在趨勢上和量級上都能夠較好反映泵殼從常溫狀態(tài)到滿足低溫“預(yù)冷好”條件的特征時間尺度。

圖4是計算得到的自流預(yù)冷過程中系統(tǒng)內(nèi)液氫的質(zhì)量流量歷程，從圖中可以看出，系統(tǒng)液氫流量初始階段較小，隨著系統(tǒng)溫度降低，流量逐漸有所增加。

圖4　自流預(yù)冷狀態(tài)液氫質(zhì)量流量仿真曲線Fig.4　Simulation of mass flow rate of liquid hydrogen in gravitational flow precooling

5結(jié)論

預(yù)冷是在低溫發(fā)動機(jī)起動前，利用貯箱中的介質(zhì)或地面其他低溫介質(zhì)對輸送系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)進(jìn)行冷卻，以達(dá)到允許的溫度，保證泵的可靠工作的過程。本文基于多學(xué)科系統(tǒng)級仿真平臺AMESim，結(jié)合重力驅(qū)動下的自流預(yù)冷內(nèi)部物理過程，在二次開發(fā)基礎(chǔ)上，建立了能夠?qū)崿F(xiàn)對液體運(yùn)載火箭自流預(yù)冷特性研究的仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)計算結(jié)果與試驗結(jié)果一致性好，能夠很好地得到自流預(yù)冷的相關(guān)特性，為該項技術(shù)在后續(xù)研制中的順利應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

需要說明的是，結(jié)合具體系統(tǒng)和適當(dāng)擴(kuò)展，該方法具備對低溫液體運(yùn)載火箭包括自然循環(huán)預(yù)冷、增壓排放預(yù)冷系統(tǒng)或者組合預(yù)冷方式特性進(jìn)行研究的能力。

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Research Characteristics of Liquid Hydrogen Gravitational Flow Precooling System in Cryogenic Rocket

HUANG Bing1, CHEN Shiqiang1, LI Dong2, WEI Yi1, HUANG Hui1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

Abstract:For better understanding of the precooling characteristics of cryogenic rocket engine, an AMESim-based model was presented which could be used to analyze the process of gravitational flow precooling of hydrogen. The comparison of the simulation data with the experimental data was made and good consistency was achieved. The key parameters including the precooling time and the precooling mass flow rate could be calculated during the launch with this model, which could be an available option for the study of precooling in cryogenic launch vehicle.

Key words:liquid launch vehicle; hydrogen; gravitational flow; precooling; AMESim

收稿日期：2015-10-27；修回日期：2016-04-12

基金項目：載人航天預(yù)先研究項目(020201)

作者簡介：黃兵(1974-)，男，碩士，高級工程師，研究方向為液體運(yùn)載火箭總體設(shè)計。E-mail：huangbbj@sohu.com

中圖分類號：V434+.14

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1674-5825(2016)03-0334-04