液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油充填過程仿真研究

吳寶元，王玉峰，胡寶文

（1.西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安 710100；2.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，陜西西安 710072）

液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油充填過程仿真研究

吳寶元1，王玉峰1，胡寶文2

（1.西安航天動(dòng)力研究所，陜西西安 710100；2.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，陜西西安 710072）

為了研究液體沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)期間燃油的動(dòng)態(tài)充填過程，利用AMESim仿真軟件對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)進(jìn)行了建模仿真。建立了空氣渦輪、離心泵、燃油調(diào)節(jié)器、燃油控制器、膜片閥及充填管路的仿真模型?；谠撃Ｐ蛯?duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火起動(dòng)時(shí)的燃油充填過程進(jìn)行了仿真計(jì)算，分析了不同膜片閥破裂散差情況下沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)充填過程的差異。結(jié)果表明，在給定渦輪入口壓力條件下，當(dāng)燃燒室各供油路膜片閥破裂散差過大時(shí)，會(huì)造成破裂壓差大的膜片閥所在的管路無法實(shí)現(xiàn)可靠充填，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火起動(dòng)過程和正常工作。

亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)；膜片閥；燃油充填過程；AMESim

0 引言

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)無法在零速度下起動(dòng)工作，必須由助推器將其加速到工作高度和工作馬赫數(shù)，進(jìn)氣道具備起動(dòng)條件后，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力工作，為飛行器提供所需推力。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)級(jí)接力過程比較復(fù)雜，涉及到助推器的分離、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油充填、燃燒室點(diǎn)火起動(dòng)及可調(diào)噴管作動(dòng)等一系列過程。為防止沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)接力過程中導(dǎo)彈減速過大，一般對(duì)接力時(shí)間有比較嚴(yán)格的要求。而沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油充填過程包括液路控制閥門的打開、管路的充填，由于充填過程時(shí)間較長(zhǎng)，對(duì)整個(gè)轉(zhuǎn)級(jí)接力時(shí)間影響較大。因此，對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油充填過程的研究具有一定工程應(yīng)用價(jià)值。

為保證發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠貯存，一般在調(diào)節(jié)器后設(shè)置有膜片閥實(shí)現(xiàn)燃油的隔離。膜片閥中設(shè)置有膜片，當(dāng)膜片的前后壓差大于其破裂壓差后，膜片破裂燃油路導(dǎo)通。但由于工藝等問題，膜片的破裂壓差存在一定的散差，因此充填過程中會(huì)存在部分膜片破裂，部分沒有破裂的問題，可能會(huì)對(duì)充填過程產(chǎn)生不利的影響。故需要對(duì)帶膜片閥的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)充填過程進(jìn)行深入的理論和仿真研究。

國外對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)本體與燃油系統(tǒng)的耦合工作過程進(jìn)行了研究，美國Lewis飛行推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室的Hurrel采用試驗(yàn)的方法研究沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)特性［1］。日本的Ohshima等建立了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真模型對(duì)燃油流量和噴管支板角度變化的影響進(jìn)行了開環(huán)模擬［2］，并對(duì)燃油流量改變下的激波位置閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)進(jìn)行了模擬。這些研究工作更注重發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)在燃油調(diào)節(jié)或流道調(diào)節(jié)過程中的動(dòng)態(tài)特性，而對(duì)燃油系統(tǒng)本身的動(dòng)態(tài)過程關(guān)注不足。

國內(nèi)對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)工作過程進(jìn)行過一些研究。尤裕榮等基于AMESim仿真軟件［3］，完成了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)器的建模與動(dòng)態(tài)工作過程仿真，研究了調(diào)節(jié)器的動(dòng)態(tài)特性。黎林林等基于Easy5仿真軟件建立了沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)模型［4］，并基于該模型完成了燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)燃油切換等動(dòng)態(tài)過程研究。楊錫武等基于AMESim仿真軟件建立了燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)模型［5］，并基于該模型對(duì)巡航狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)供油振蕩現(xiàn)象進(jìn)行了仿真，提出了改進(jìn)措施。徐健等以某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃油系統(tǒng)為研究對(duì)象［6］，在系統(tǒng)仿真軟件Matlab/Simulink環(huán)境下構(gòu)建了仿真模型，研究了不同轉(zhuǎn)速下燃油系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)工作特性。

國內(nèi)外的研究主要著重于系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)工作特性。本文利用AMESim軟件對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)液路系統(tǒng)進(jìn)行了建模，基于該模型對(duì)膜片閥在不同的破裂壓差散差時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的充填過程進(jìn)行了仿真計(jì)算，主要研究工藝問題引起膜片閥的破裂壓力散差對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過程的影響。

1 燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)建模

1.1 燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)簡(jiǎn)圖見圖1。

圖1 燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)簡(jiǎn)圖Fig.1 Diagram of fuel regulation system

沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)主要由渦輪泵、調(diào)節(jié)器和膜片閥組成。在轉(zhuǎn)級(jí)接力時(shí)，空氣渦輪在高壓空氣的驅(qū)動(dòng)下開始對(duì)泵做功，泵對(duì)貯箱供入的燃油進(jìn)行增壓，膜片閥前的燃油壓力升高。當(dāng)膜片閥前后壓差大于破裂壓力時(shí)，膜片閥破裂，燃油經(jīng)管路后進(jìn)入燃燒室。當(dāng)燃油進(jìn)入燃燒室后，燃燒室點(diǎn)火起動(dòng)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)完成接力。

1.2 渦輪泵模型

由于渦輪泵內(nèi)部流動(dòng)的復(fù)雜性，建立詳細(xì)模型是非常困難的，故這里采用功能模型。功能模型雖然不能模擬泵高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的高頻壓力波動(dòng)，但是能夠模擬系統(tǒng)關(guān)心的低頻壓力波動(dòng)。

渦輪泵之間采用轉(zhuǎn)子連接，其遵循的微分方程為：

式中：ω為角速度；J為轉(zhuǎn)矩；T為扭矩。

燃油泵的揚(yáng)程特性、效率特性以文件的形式在仿真模型中設(shè)置。

1.3 調(diào)節(jié)器模型

燃油調(diào)節(jié)器是沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油調(diào)節(jié)組件，由計(jì)量閥、等壓差閥、壓差執(zhí)行閥、高速電磁閥及燃油分配閥等多個(gè)閥門集成而成，原理圖見圖2。其工作原理為：控制器通過控制高速電磁閥的占空比信號(hào)來控制計(jì)量閥的開度，同時(shí)角位移傳感器實(shí)時(shí)測(cè)量計(jì)量閥開度反饋給控制器，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。壓差執(zhí)行機(jī)構(gòu)用于保證計(jì)量閥入口和出口壓力恒定。根據(jù)供油流量的大小，通過切換閥來控制燃油路的開關(guān)。

根據(jù)圖2的工作原理建立了調(diào)節(jié)器仿真模型。

圖2 調(diào)節(jié)器原理圖Fig.2 Principle diagram of fuel regulator

2 仿真計(jì)算及結(jié)果分析

2.1 仿真模型驗(yàn)?zāi)?/p>

為確定建立的仿真模型的準(zhǔn)確性，根據(jù)圖3中給出的初始條件對(duì)燃油調(diào)節(jié)裝置的調(diào)節(jié)過程進(jìn)行了仿真計(jì)算，并與地面試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。計(jì)算時(shí)渦輪入口壓力根據(jù)試驗(yàn)值，渦輪壓比為4，渦輪入口總溫為800 K。在仿真時(shí)間0.5 s之前，泵后換向閥切斷調(diào)節(jié)器供油路，燃油經(jīng)泵增壓后回至低壓貯箱。仿真時(shí)間0.5 s時(shí)，換向閥切換，打開調(diào)節(jié)器供油路，關(guān)閉低壓貯箱路。當(dāng)膜片閥前后壓差大于破裂壓力時(shí)，燃油擠破膜片閥對(duì)管路進(jìn)行充填。

圖3 計(jì)算初始條件Fig.3 Initial condition of calculation

圖4給出了仿真計(jì)算得到的第Ⅱ和第Ⅲ路噴前壓力與試驗(yàn)結(jié)果的比較。

圖4 計(jì)算結(jié)果比較Fig.4 Comparison of calculated results

由圖4可以看出，仿真計(jì)算時(shí)燃油系統(tǒng)的燃油流量按圖3（a）中給出的規(guī)律進(jìn)行變化。在時(shí)序0.5 s之前，由于泵后的換向閥沒有切換，燃油經(jīng)換向閥進(jìn)入低壓油箱，此時(shí)第Ⅱ路和第Ⅲ路噴前壓力等于環(huán)境壓力（1個(gè)大氣壓）。時(shí)序0.5 s時(shí)，換向閥實(shí)施切換，由于此時(shí)調(diào)節(jié)器的充填流量較大，在切換時(shí)出現(xiàn)較大的水擊壓力，使得噴前壓力有一個(gè)較大幅度的躍升，最大幅度約為3.5 MPa左右，與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。時(shí)序11.37 s時(shí)，燃油流量增大，對(duì)應(yīng)的噴前壓力也迅速升高。時(shí)序32 s時(shí)，關(guān)閉第Ⅱ路供油，燃油都進(jìn)入第Ⅲ路。由圖3（b）可以看出第Ⅱ路噴前壓力迅速降低為環(huán)境壓力，而第Ⅲ路噴前則迅速抬高。由整個(gè)燃油充填和調(diào)節(jié)過程可以看出，仿真計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，表明該模型具有較高的計(jì)算精度，可以較為精確的捕捉充填過程中出現(xiàn)的水擊、燃油切換等動(dòng)態(tài)過程。

2.2 不同膜片閥破裂散差充填過程比較

根據(jù)上文的仿真結(jié)果，在燃油充填過程中，燃燒室各供油路的噴前壓力是隨時(shí)間變化的。由于膜片閥存在一定的破裂散差，如果散差過大，且部分膜片閥的破裂壓力大于泵后壓力時(shí)，就會(huì)在充填過程中出現(xiàn)部分膜片破裂而部分沒有破裂的問題。這種情況可能會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的整個(gè)起動(dòng)點(diǎn)火過程和起動(dòng)時(shí)間。

本節(jié)基于上文建立的仿真模型，研究了不同破裂散差時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)充填過程。計(jì)算時(shí)渦輪入口壓力為0.08 MPa，無量綱燃油流量為0.75，第Ⅰ路切換電磁閥為斷電狀態(tài)。各閥門的開啟時(shí)序與上文相同。圖5給出了破裂壓差同為2MPa，仿真計(jì)算得到的各供油路噴前壓力隨時(shí)間變化曲線。

由圖5可以看出，三路膜片閥幾乎同時(shí)破裂，燃油經(jīng)膜片閥進(jìn)入燃燒室積液腔后，三路噴前壓力均迅速抬升。由于第Ⅰ路切換閥為斷電狀態(tài)，當(dāng)泵后換向閥切換后，在液動(dòng)力的作用下第Ⅰ路逐漸關(guān)閉，關(guān)閉時(shí)間約為1s。而第Ⅱ和第Ⅲ路則最終穩(wěn)定在0.8MPa左右，表明燃油經(jīng)第Ⅱ和第Ⅲ路穩(wěn)定供入燃燒室。

圖6給出了其他初始條件不變，第Ⅰ路膜片閥破裂壓差為2.0 MPa，第Ⅱ路膜片閥破裂壓差為2.2 MPa，第Ⅲ路膜片閥破裂壓差為2.5 MPa時(shí)，仿真計(jì)算得到的各路噴前壓力曲線的比較。

圖5 工況1各路噴前壓力曲線Fig.5 Pressure curves of each fuel supply passage before injection at case 1

圖6 工況2各路噴前壓力曲線Fig.6 Pressure curves of each fuel supply passage before injection at case 2

對(duì)比圖5和圖6的計(jì)算結(jié)果可以看出，當(dāng)?shù)冖蚵泛偷冖舐纺てy破裂壓差具有較大散差時(shí)，起動(dòng)充填時(shí)各路膜片閥破裂時(shí)間差異很大。第Ⅰ路首先破裂，由于另外兩路的膜片閥還未破裂，導(dǎo)致燃油均由第Ⅰ路進(jìn)入燃燒室積液腔，使得閥芯受力減小，閥的關(guān)閉時(shí)間變長(zhǎng)，達(dá)到2.2 s左右。第Ⅱ路膜片閥的破裂壓差為2.2 MPa，由于起動(dòng)過程中泵后壓力是一個(gè)逐漸爬升的過程，并且第Ⅰ路膜片閥破裂后，有一個(gè)泄壓的過程，導(dǎo)致第Ⅱ路的破裂時(shí)間比圖6中的計(jì)算結(jié)果延遲了0.283 s，在仿真時(shí)序1.15 s時(shí)破裂。而第Ⅲ路膜片閥由于破裂壓差較大，始終未能破裂。從而導(dǎo)致最終燃油均由第Ⅱ路進(jìn)入燃燒室積液腔，第二路的噴前壓力大幅提高，最終穩(wěn)定在2.3 MPa左右。

由仿真計(jì)算結(jié)果可以看出，在該狀態(tài)下如果膜片閥的破裂散差達(dá)到0.5 MPa，會(huì)導(dǎo)致整個(gè)充填時(shí)間延長(zhǎng)，并且破裂壓差較大的供油路無法可靠供油，從而影響燃燒室的點(diǎn)火起動(dòng)時(shí)間和發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火起動(dòng)過程。

3 結(jié)論

本文基于AMESim軟件對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)工作過程進(jìn)行了仿真計(jì)算。并研究了不同膜片閥破裂散差時(shí)對(duì)充填過程的影響。通過仿真計(jì)算可以得出以下結(jié)論：

1）基于AMESim軟件搭建的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)仿真模型，可以較為準(zhǔn)確的模擬沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)液路系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)工作過程；

2） 采用膜片閥作為隔離閥時(shí)，膜片閥的破裂散差對(duì)充填過程具有較大的影響，當(dāng)散差較大時(shí)會(huì)導(dǎo)致整個(gè)充填時(shí)間延長(zhǎng)，并且破裂壓差較大的供油路無法可靠供油。

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（編輯：馬 杰）

Transient simulation of liquid fuel filling process of ramjet

WU Baoyuan1，WANG Yufeng1，HU Baowen2
（1.Xi'an Aerospace Propulsion Institute，Xi'an 710100，China；2.School of Astronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China）

Dynamic modeling and simulation of the fuel supplyand control system in liquid fueled ramjet was conducted with AMESim to study the dynamic fuel filling process of the ramjet in its working state.The simulation models of air turbo，centrifugal pump，fuel regulator，fuel controller，membrane valve and fuel filling pipe were established.The fuel filling process of the ramjet at the time of its ignition startup was simulated and calculated on the basis of these models.The difference of the fuel filling process of the ramjet in the case of broken scattering difference of the different membrane valves is analyzed.The results show that，with same inlet pressure of air turbo，the pipe with the membrane valve working at large rupture pressure can not achieve the reliable fuel filling，which may affect the ignition startup and regular work ofthe ramjet

liquid fueled ramjet；fuel control system；membrane valve；fuel filling process；AMESim

V235.21-34

A

1672-9374（2016）05-0001-05

2016-07-09；

2016-08-26

國家863項(xiàng)目（2012AA7053021）

吳寶元（1969—），男，博士，研究員，博士生導(dǎo)師，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)