基于AMESim的姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路優(yōu)化設(shè)計

何康康，婁 振

?

基于AMESim的姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路優(yōu)化設(shè)計

何康康，婁 振

（北京航天動力研究所，北京，100076）

根據(jù)模塊化思想，建立了液體姿控火箭發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路的AMESim模型，仿真計算了推進(jìn)劑供應(yīng)管路優(yōu)化前后姿控發(fā)動機(jī)工作時的水擊壓力。仿真結(jié)果表明：在推進(jìn)劑供應(yīng)管路上增加的體積容腔能夠有效降低管路中的水擊壓力。通過仿真水擊數(shù)據(jù)和熱試車數(shù)據(jù)對比表明，仿真模型較好地描述了管路水擊過程，能對后續(xù)液體姿控火箭發(fā)動機(jī)管路結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計提供借鑒意義。

姿控發(fā)動機(jī)；水擊；優(yōu)化設(shè)計；AMESim仿真

0 引 言

姿軌控液體火箭發(fā)動機(jī)已廣泛應(yīng)用于航天飛機(jī)、衛(wèi)星、飛船等飛行器中，其主要功能是軌道控制、姿態(tài)控制、航天器的對接和交會?？祉憫?yīng)液體火箭發(fā)動機(jī)短脈沖工作啟動和關(guān)機(jī)的瞬間，流量和壓力產(chǎn)生擾動脈沖波，不可避免地在管路中形成水擊現(xiàn)象，并在管路中傳播、反射，產(chǎn)生持續(xù)的流量振蕩[1]。多年的飛行經(jīng)驗表明，推進(jìn)劑系統(tǒng)初始充填、發(fā)動機(jī)開關(guān)機(jī)過程中的水擊現(xiàn)象是造成密封失效和推進(jìn)劑泄漏的重要原因[1]。為保證姿軌控火箭發(fā)動機(jī)系統(tǒng)安全、可靠和高質(zhì)量的工作，需要盡可能地降低水擊強(qiáng)度，減少發(fā)動機(jī)工作時的相互影響，提高發(fā)動機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的可靠性。

目前，關(guān)于飛行器推進(jìn)劑充填過程、發(fā)動機(jī)啟動關(guān)機(jī)過程的水擊特性理論仿真分析和實驗研究較多[2~6]。抑制推進(jìn)劑輸送管路的水擊方法有：a）增加管路直徑，降低管路內(nèi)液體流速；b）延長閥門關(guān)閉時間，以避免直接水擊或降低間接水擊；c）縮短管路長度，通過減少水擊壓力的傳播時間來減少水擊壓力；d）通過管路上增加節(jié)流孔抑制水擊；e）利用彎管削弱充填過程的水擊壓力和流量振蕩；f）管路上設(shè)置調(diào)壓器，通過增加管內(nèi)流體的可壓縮性來降低水擊壓力。

本文針對某飛行器姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑輸送管路，在前述研究抑制水擊方法的基礎(chǔ)上，根據(jù)飛行器內(nèi)具體空間位置要求，對姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑輸送管路進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計，利用AMESim對優(yōu)化后的管路進(jìn)行仿真分析，并與實際地面熱試車進(jìn)行數(shù)據(jù)對比，驗證模型的可信度，為后續(xù)動力系統(tǒng)推進(jìn)劑供應(yīng)管路的結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 水擊原理及理論模型

本理論模型采用能反映水擊過渡歷程的能量法[7]，閥門、管道系統(tǒng)的水擊過程可用如圖1所示的能量法物理模型來描述。

圖1 閥前水擊過程物理模型

管道中的流體質(zhì)量公式為

非保守系統(tǒng)的能量表達(dá)式為

將式（3）、式（4）帶入拉格朗日方程：

可得：

（6）

管道中產(chǎn)生水擊時總壓力為

2 系統(tǒng)原理及實物模型

某飛行器姿控發(fā)動機(jī)為典型的氣體擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，利用高壓氮氣擠壓推進(jìn)劑貯箱，為下游軌控和姿控發(fā)動機(jī)提供氧化劑和燃料，電磁閥根據(jù)總體控制指令開關(guān)產(chǎn)生推力進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整，圖2為姿控發(fā)動機(jī)系統(tǒng)原理示意。

圖2 姿控發(fā)動機(jī)原理示意

由于姿控發(fā)動機(jī)脈沖工作次數(shù)多，管路復(fù)雜，相互影響較大，為保證飛行器姿態(tài)調(diào)整時發(fā)動機(jī)可靠工作、推力精準(zhǔn)輸出，需盡可能抑制管路內(nèi)的水擊現(xiàn)象[2]。本文主要針對優(yōu)化姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路結(jié)構(gòu)降低供應(yīng)管路水擊的方法進(jìn)行研究，在結(jié)構(gòu)設(shè)計上根據(jù)降低水擊方法結(jié)合飛行器內(nèi)空間位置及可操作工藝性，在進(jìn)入姿控發(fā)動機(jī)分支管路前的推進(jìn)劑供應(yīng)總管路上增加了一個集液腔，有助于抑制不同發(fā)動機(jī)脈沖工作時壓力波動導(dǎo)致的水擊現(xiàn)象。姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路優(yōu)化前后示意如圖3、圖4所示，測壓點位于集液腔上。

圖3 優(yōu)化前推進(jìn)劑供應(yīng)管路

圖4 優(yōu)化后推進(jìn)劑供應(yīng)管路

3 仿真計算與分析

3.1 仿真模型

姿控發(fā)動機(jī)系統(tǒng)采用AMESim[8]軟件自帶子模型和自建組合件模塊進(jìn)行建模。該模型中各參數(shù)，如管路長度、材料、集液腔體積等參數(shù)與實際情況一致。8臺姿控發(fā)動機(jī)空間布局為4個方向各有2臺對置，相鄰兩臺姿控發(fā)動機(jī)不會同時工作，為簡化仿真計算，仿真模型為4個方向各置1臺發(fā)動機(jī)。仿真計算時推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)已處于充填完畢狀態(tài)，即液體推進(jìn)劑已充填至電磁閥前，系統(tǒng)氣、液壓力已經(jīng)處于平衡。仿真模型的電磁閥脈沖曲線如圖5所示。

a）ZK1

b）ZK2

c）ZK3

d）ZK4

圖5 電磁閥開關(guān)指令

為了能夠與地面系統(tǒng)熱試車真實數(shù)據(jù)對比，仿真模型電磁閥脈沖曲線取自地面部分熱試車程序，由4臺發(fā)動機(jī)共6個10 ms脈沖組成。本文只對氧化劑管路水擊進(jìn)行仿真計算。

3.2 仿真分析

優(yōu)化前的氧化劑管路水擊壓力仿真曲線如圖6所示。

a）時域曲線

b）頻域曲線

圖6 優(yōu)化前仿真曲線

由圖6可知，管內(nèi)壓力曲線在初始壓力為額定工作壓力6.5 MPa，ZK3電磁閥開啟工作時，管內(nèi)推進(jìn)劑對下游進(jìn)行填充，造成0.22 s左右壓力瞬間下降。在不同姿控發(fā)動機(jī)工作情況下，管內(nèi)水擊壓力出現(xiàn)周期性振蕩波動，水擊峰值達(dá)到17 MPa，峰谷壓力幾乎為0，上下振蕩幅值達(dá)17 MPa，達(dá)到額定工作壓力的2.6倍。由于姿控發(fā)動機(jī)是多臺多脈沖工作，過高峰值和過低峰谷壓力會對此時其它發(fā)動機(jī)造成過高或過低推力的輸出，造成飛行器姿態(tài)調(diào)整精度出現(xiàn)偏差，嚴(yán)重時會導(dǎo)致試驗失敗。

氧化劑推進(jìn)劑供應(yīng)管路水擊仿真曲線和熱試車試驗實測曲線對比如圖7所示。

a）時域曲線

b）頻域曲線

圖7 優(yōu)化后仿真曲線與實測曲線對比

由圖7a可以看出，仿真曲線和實測水擊壓力較一致，仿真曲線中水擊峰值壓力為11.6 MPa，試車過程中實測水擊峰值壓力為12.5 MPa左右，峰谷壓力皆接近4 MPa，遠(yuǎn)高于優(yōu)化前的峰谷壓力，極大改善了姿控發(fā)動機(jī)推力輸出的精度。從圖7b可以看出，仿真曲線與實測曲線均具有80 Hz和150 Hz兩個主要突頻點，由此可知，仿真模型與實際試驗系統(tǒng)接近。與圖6中水擊壓力振蕩衰減幅度很小不同，供應(yīng)管路結(jié)構(gòu)增加了集液腔后，水擊壓力振蕩衰減速度明顯加快，有利于抑制水擊對其余姿控發(fā)動機(jī)工作的相互影響。同時，優(yōu)化后推進(jìn)劑供應(yīng)管路的突頻點由101 Hz變?yōu)?0 Hz和150 Hz，有利于水擊能量的分散，降低水擊強(qiáng)度。

圖6、圖7表明推進(jìn)劑供應(yīng)管路優(yōu)化后仿真模型中的水擊峰值出現(xiàn)了明顯的下降，說明增加的集液腔的優(yōu)化措施能夠有效地抑制發(fā)動機(jī)脈沖工作引起的管內(nèi)水擊。圖7中實測水擊峰值比仿真數(shù)值高，是由于不同姿控發(fā)動機(jī)工作時相互間的耦合振動易造成管內(nèi)水擊壓力疊加升高。仿真曲線與試車實測曲線較好的匹配性說明了仿真模型的有效性，從而證明優(yōu)化措施的合理性。優(yōu)化后的姿控發(fā)動機(jī)系統(tǒng)多次參加飛行試驗，實現(xiàn)了精準(zhǔn)的姿態(tài)調(diào)整，取得圓滿成功。

4 結(jié) 論

針對姿控發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑供應(yīng)管路結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計建立了相應(yīng)的AMESim水擊仿真模型。通過結(jié)構(gòu)優(yōu)化前后管內(nèi)水擊壓力情況及優(yōu)化后仿真水擊曲線與熱試車實測曲線對比，結(jié)果表明該模型較好地反映了姿控發(fā)動機(jī)脈沖工作時供應(yīng)管路內(nèi)水擊壓力的情況，驗證了仿真模型的有效性及供應(yīng)管路結(jié)構(gòu)的合理性，對后續(xù)飛行器姿控發(fā)動機(jī)的空間管路結(jié)構(gòu)設(shè)計選擇提供理論依據(jù)。

[1] 晏政, 彭小輝, 程玉強(qiáng), 等. 航天器推進(jìn)系統(tǒng)水擊及其抑制方法[J]. 航空動力學(xué)報, 2012, 27(9): 2028-2034.

[2] 張崢岳, 康乃全. 軌姿控液體火箭發(fā)動機(jī)水擊仿真模擬[J]. 火箭推進(jìn), 2012, 38(3): 12-16.

[3] 竇唯, 胡長喜. 液體火箭發(fā)動機(jī)水擊特性仿真及試驗研究[J]. 火箭推進(jìn), 2013, 39(2): 40-45.

[4] 聶萬勝, 戴德海, 夏鵬, 等. 姿控推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)的管路瞬變特性[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2003, 24(1):6-8.

[5] 李治勤. 流速計管道特性對水擊的影響[J]. 太原理工大學(xué)學(xué)報, 2000, 31(2):156-158.

[6] 林景松, 王平陽, 高紅, 等. 液體火箭發(fā)動機(jī)關(guān)機(jī)水擊的數(shù)值模擬[J]. 上海航天, 2008, 3:53-57.

[7] 曹泰岳. 火箭發(fā)動機(jī)動力學(xué)[M]. 長沙: 國防科技大學(xué)出版社, 2004.

[8] 付永領(lǐng), 祁曉野. AMESim系統(tǒng)建模和仿真-從入門到精通[M]. 北京: 北京航空航天出版社, 2006.

Optimal Design of Propellant Feedlines of Attitude Control Engine Based on AMESim

He Kang-kang, Lou Zhen

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

The AMESim model of propellant feedlines in liquid rocket attitude control engine was built according to modular modeling idea, and the water hammer pressure of the feedlines before and after optimization was simulated . The simulation results showed that water hammer pressure was reduced by increasing volume of the feedlines. The comparison between water hammer and hot firing test showed that process of water hammer could be rationally described. The simulation could offer assistant to configuration design of liquid rocket attitude control engine.

Attitude control engine; Water hammer; Optimal design; AMESim simulation.

1004-7182(2016)03-0009-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160303

V434.34

A

2015-03-19；

2015-04-09

何康康（1983-），男，工程師，主要研究方向為姿軌控發(fā)動機(jī)總體設(shè)計