基于熱仿真的泵壓式多次起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)

趙曉慧, 單 磊, 蒲光榮, 張金容

(西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100)

基于熱仿真的泵壓式多次起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)

趙曉慧, 單 磊, 蒲光榮, 張金容

(西安航天動(dòng)力研究所，西安 710100)

某上面級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)采用常溫可貯存液體推進(jìn)劑，采用泵壓式供應(yīng)方案，依靠起動(dòng)箱式多次起動(dòng)系統(tǒng)使發(fā)動(dòng)機(jī)具備多次起動(dòng)工作能力，在軌工作2天。為使發(fā)動(dòng)機(jī)溫度環(huán)境滿足工作要求，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了熱控設(shè)計(jì)，熱控方案采用被動(dòng)熱控措施為主、主動(dòng)電加熱措施為輔以及起動(dòng)前排放的綜合措施。發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)基于熱網(wǎng)絡(luò)仿真分析法，通過建立整機(jī)熱分析模型預(yù)示發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)剖面溫度變化，為發(fā)動(dòng)機(jī)提供合理的熱控設(shè)計(jì)方案。

多次起動(dòng)；泵壓式；發(fā)動(dòng)機(jī)；熱控

0 引言

某上面級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)采用常溫液體推進(jìn)劑，采用泵壓式供應(yīng)方案，依靠起動(dòng)箱式多次起動(dòng)系統(tǒng)使發(fā)動(dòng)機(jī)具備多次起動(dòng)能力，可在軌工作2天。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)多次起動(dòng)、長(zhǎng)時(shí)間在軌以及泵壓式工作特點(diǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)既要經(jīng)受太陽(yáng)輻射、地球反照、地球紅外輻射、真空和冷黑背景輻射等空間環(huán)境影響，還將經(jīng)受自身渦輪泵、推力室、燃?xì)獍l(fā)生器等內(nèi)熱源的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境復(fù)雜；此外泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑入口壓力低，在結(jié)構(gòu)高溫情況下起動(dòng)易導(dǎo)致推進(jìn)劑汽化,影響再次起動(dòng)。為了保證發(fā)動(dòng)機(jī)各部位結(jié)構(gòu)溫度處于合理的溫度范圍內(nèi)，必須對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)采取熱控措施。

國(guó)內(nèi)以往長(zhǎng)時(shí)間在軌的發(fā)動(dòng)機(jī)為擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī)，以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)調(diào)整、軌道轉(zhuǎn)移[1-2]。由于在大氣層以外的空間工作，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)采取熱控措施保證其正常的溫度范圍，如采用隔熱屏防止點(diǎn)火過程羽流輻射，采取熱包覆加電加熱措施以滿足推進(jìn)劑正常工作溫度[3-5]。與擠壓式發(fā)動(dòng)機(jī)相比，由于該上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)泵壓式、多次起動(dòng)工作的特點(diǎn)，熱控設(shè)計(jì)難點(diǎn)主要在于：1)發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)受空間環(huán)境與內(nèi)熱源等多重?zé)嵊绊憣?dǎo)致熱設(shè)計(jì)工況復(fù)雜；2)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，存在“部分組件怕熱，部分組件怕冷，既受熱，又受冷”的情況，導(dǎo)致熱控設(shè)計(jì)難度大；3)起動(dòng)箱式多次起動(dòng)系統(tǒng)的主要組件均為熱敏感組件，控溫范圍窄，溫度偏低或偏高均會(huì)影響起動(dòng)成敗。

該發(fā)動(dòng)機(jī)熱控方案的制定主要依賴大量的熱仿真分析，綜合考慮了空間環(huán)境與內(nèi)熱源的影響，采取被動(dòng)熱控措施與主動(dòng)電加熱相結(jié)合，并在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前采取排放的綜合措施[6-7]，以確保發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)溫度在各次起動(dòng)前滑行時(shí)段及起動(dòng)前時(shí)刻滿足發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)要求。熱分析基于熱網(wǎng)絡(luò)分析法[8]，通過建立整機(jī)熱分析模型預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)剖面溫度變化，為發(fā)動(dòng)機(jī)制定熱控設(shè)計(jì)方案提供理論基礎(chǔ)。

1 熱控設(shè)計(jì)工況

該上面級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)能夠在軌工作2天，多次起動(dòng)，在軌期間發(fā)動(dòng)機(jī)處于關(guān)機(jī)滑行階段或者點(diǎn)火工作階段兩種狀態(tài)。針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的多種極端軌道熱流條件，梳理出發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)滑行期間的極端高溫計(jì)算工況、極端低溫計(jì)算工況[8]。開展熱設(shè)計(jì)工況分析，把圓軌道與橢圓軌道時(shí)段分開，制定出橢圓軌道高溫計(jì)算工況TLorb_H、橢圓軌道低溫計(jì)算工況TLorb_L，圓軌道高溫計(jì)算工況Lorb_H、圓軌道低溫計(jì)算工況Lorb_L，此外還有點(diǎn)火期間的高溫工況Work_H，見表1。其中，圓軌道的計(jì)算時(shí)間tY為圓軌道時(shí)期發(fā)動(dòng)機(jī)幾次起動(dòng)工作后關(guān)機(jī)滑行時(shí)段最長(zhǎng)的時(shí)間，橢圓軌道的計(jì)算時(shí)間tTY為橢圓軌道時(shí)期發(fā)動(dòng)機(jī)幾次起動(dòng)工作后關(guān)機(jī)滑行時(shí)段最長(zhǎng)的時(shí)間，t為發(fā)動(dòng)機(jī)最長(zhǎng)點(diǎn)火時(shí)間。圓軌道工況下，地影時(shí)間與日照時(shí)間交替出現(xiàn)，橢圓軌道分為全日照與每個(gè)軌道周期出現(xiàn)地影兩種情況。

分析發(fā)動(dòng)機(jī)在圓軌道低溫工況下、橢圓軌道低溫工況下的結(jié)構(gòu)溫度變化，其中最低溫度可以覆蓋發(fā)動(dòng)機(jī)在關(guān)機(jī)滑行時(shí)段可能出現(xiàn)的低溫；分析發(fā)動(dòng)機(jī)在圓軌道高溫工況下、橢圓軌道高溫工況下的結(jié)構(gòu)溫度變化，其中最高溫度可以覆蓋發(fā)動(dòng)機(jī)在關(guān)機(jī)滑行時(shí)段可能出現(xiàn)的高溫。同時(shí)分析圓軌道中間工況，與低溫工況不同的是中間工況計(jì)算初始溫度采取關(guān)機(jī)溫度，分析發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后滑行階段在低外熱流情況下的結(jié)構(gòu)溫度變化。

表1 熱分析極端工況表

2 熱分析模型

該發(fā)動(dòng)機(jī)由推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、多次起動(dòng)系統(tǒng)、閥門、管路等零、部、組件組成?；赟inda/Fluint軟件中的Thermal Desktop模塊，通過對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)物理模型合理簡(jiǎn)化，并按照各設(shè)計(jì)工況，以各部位初始溫度、表面光學(xué)特性、熱流條件、飛行姿態(tài)作為輸入條件，建立發(fā)動(dòng)機(jī)熱分析模型，見圖1。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在各個(gè)工況下的熱環(huán)境及結(jié)構(gòu)溫度進(jìn)行分析與預(yù)示，同時(shí)與熱控設(shè)計(jì)措施迭代進(jìn)行，制定滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作要求的熱控方案。

圖1 泵壓式多次起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)熱分析模型Fig.1 Thermal model of turbopump-fed multi-start rocket engine

3 發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)與分析

該發(fā)動(dòng)機(jī)在熱分析與熱控設(shè)計(jì)過程中，首先對(duì)無熱控措施的發(fā)動(dòng)機(jī)模型進(jìn)行熱分析，根據(jù)各工況下熱模型所預(yù)示溫度變化，分析發(fā)動(dòng)機(jī)熱環(huán)境影響因素，確定哪些部位需要采取熱控措施以及采取何種熱控措施。然后，基于被動(dòng)熱控為主、主動(dòng)熱控為輔的原則，發(fā)動(dòng)機(jī)僅采取被動(dòng)熱控措施，根據(jù)有被動(dòng)熱控措施的發(fā)動(dòng)機(jī)熱模型在各工況下所預(yù)示溫度變化，評(píng)估采取被動(dòng)熱控措施的效果，對(duì)不合理的被動(dòng)熱控措施進(jìn)行調(diào)整，仍不滿足則增加主動(dòng)電加熱措施；最后根據(jù)有被動(dòng)熱控與主動(dòng)熱控措施的發(fā)動(dòng)機(jī)熱模型在各工況下所預(yù)示溫度變化，評(píng)估采取被動(dòng)熱控與主動(dòng)熱控措施的效果，根據(jù)溫度預(yù)示結(jié)果與熱控措施的不斷迭代分析，確定最終熱分析模型中的熱控狀態(tài)，制定熱控方案。對(duì)于起動(dòng)間隔由高溫組件“熱返浸”帶來溫升、推進(jìn)劑汽化導(dǎo)致的“熱泵起動(dòng)”風(fēng)險(xiǎn)[9]，通過排放解決，搭載高模試車驗(yàn)證排放效果。

發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作階段，推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、液體閥門及管道利用推進(jìn)劑對(duì)自身進(jìn)行冷卻。僅需要分析如氣瓶、氣瓶閥門、氣路系統(tǒng)、起動(dòng)箱，電器元件等熱敏感部件的溫度環(huán)境，判斷熱控狀態(tài)是否滿足發(fā)動(dòng)機(jī)工作溫度要求。該發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)流程見圖2。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)流程圖Fig.2 Thermal analysis and design flow diagram

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)熱控措施

該發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)起動(dòng)箱、氣瓶、閥門、液體推進(jìn)劑管路、推力室再生冷卻壁、氣瓶、氣體管路、排放管路、閥門控制器、電纜插頭、接插件采取包覆9單元多層隔熱組件的隔熱措施，厚度約為3mm。除了推力室尾噴管前段、噴管延伸段為外露部件，其余部件均在上面級(jí)尾艙內(nèi)部，隔熱組件的表面溫度特性只與最外層面膜朝外的紅外發(fā)射率有關(guān)，選擇紅外發(fā)射率較小(εh=0.05，αs=0.12)的聚酰亞胺薄膜一次表面鏡朝外可以提高表面溫度，同時(shí)有利于減少對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)自身紅外熱量的吸收。但是對(duì)于自身有熱功耗部件如帶電磁線圈閥門的隔熱組件最外層面膜采用中等發(fā)射率(εh=0.68，αs=0.34)避免高溫工況下及工作過程中溫升過高。

采取上述被動(dòng)熱控措施能夠提高低溫工況下相應(yīng)部位的結(jié)構(gòu)溫度，但是對(duì)于溫度仍低于發(fā)動(dòng)機(jī)控溫目標(biāo)下限的閥門、管路、推力室再生冷卻壁、燃?xì)獍l(fā)生器噴注器等部位，采取主動(dòng)電加熱措施使發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)溫度滿足使用要求。對(duì)于安裝節(jié)流孔板的導(dǎo)管，以及噴注器、氧化劑路閥門等均采用雙回路電加熱，通過雙路電加熱做到功率和回路均冗余以提高可靠性；對(duì)于中間有卡箍固定的導(dǎo)管采用兩根電加熱帶纏繞保證加熱均勻性；通過對(duì)推力室尾噴管加熱確保推力室入口導(dǎo)管、推力室尾噴管再生冷卻壁以及推力室身部等部位壁溫不低于使用要求。

3.2 熱敏感的多次起動(dòng)系統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)

對(duì)于多次起動(dòng)系統(tǒng)，其中的起動(dòng)氣瓶壓力、起動(dòng)箱壓力均會(huì)隨氣瓶、起動(dòng)箱溫度變化而變化，對(duì)高、低溫環(huán)境都很敏感。起動(dòng)氣瓶的壓力過高有可能造成發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后無法對(duì)起動(dòng)箱進(jìn)行再次充填，甚至使起動(dòng)箱內(nèi)的推進(jìn)劑排空，導(dǎo)致下一次起動(dòng)無法順利進(jìn)行；起動(dòng)氣瓶的壓力過低可能導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過慢甚至無法起動(dòng)。起動(dòng)箱壓力偏低會(huì)導(dǎo)致起動(dòng)箱內(nèi)推進(jìn)劑凍結(jié)，起動(dòng)箱壓力偏高則可能會(huì)導(dǎo)致起動(dòng)箱結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞同樣導(dǎo)致起動(dòng)失敗。必須對(duì)起動(dòng)氣瓶、起動(dòng)箱采取可靠熱控措施，使起動(dòng)氣瓶、起動(dòng)箱的溫度變化處于一個(gè)可接受的范圍內(nèi)。

對(duì)熱敏感部件起動(dòng)氣瓶、起動(dòng)箱等采取多層隔熱組件包覆的熱防護(hù)措施，防止高溫工況下在空間熱流與內(nèi)熱源影響下溫升過高；并對(duì)氣瓶、起動(dòng)箱采取多回路(3路)加熱措施防止低溫風(fēng)險(xiǎn)，采取任意一路出現(xiàn)故障即斷開加熱的箭上自主故障處理措施，預(yù)防恒加熱故障帶來的結(jié)構(gòu)溫升，并由剩余回路保證結(jié)構(gòu)溫度。

3.3 起動(dòng)前排放

根據(jù)高溫工況下的熱分析模型，氧化劑泵殼體、氧泵入口管、氧泵出口管在高溫工況下的溫度預(yù)示情況，氧泵結(jié)構(gòu)的溫度超出氧化劑飽和溫度，氧化劑入、出口管內(nèi)的部分推進(jìn)劑已經(jīng)出現(xiàn)了相變現(xiàn)象，如果此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)，充填進(jìn)來的推進(jìn)劑會(huì)部分發(fā)生相變，使密封管道內(nèi)發(fā)生兩相流導(dǎo)致推力曲線出現(xiàn)“起動(dòng)凹坑”甚至起動(dòng)失敗。所以主閥打開前首先需要將發(fā)生兩相流的推進(jìn)劑充分排放才能保證發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)正常。

通過關(guān)機(jī)后將主閥前泵腔與管路的推進(jìn)劑排空、再次起動(dòng)前使用推進(jìn)劑在主閥前泵腔與管路排放一定時(shí)間的方案，有效降低再次起動(dòng)前主閥前組件中(主要為泵腔)推進(jìn)劑溫度，使主閥打開前主閥前泵腔與管路充滿純液態(tài)推進(jìn)劑。

3.4 采取熱控措施的熱分析結(jié)果

根據(jù)熱分析與熱設(shè)計(jì)結(jié)果，最終確定的發(fā)動(dòng)機(jī)熱控方案滿足發(fā)動(dòng)機(jī)熱控控溫范圍的情況，見表2。 表2中低溫工況最低溫度覆蓋圓軌道、橢圓軌道低溫工況下的熱分析最低溫度，高溫工況最高溫度覆蓋圓軌道、橢圓軌道高溫工況下的熱分析最高溫度。發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)過關(guān)機(jī)滑行階段，再次起動(dòng)前，渦輪泵及相鄰部位結(jié)構(gòu)溫度仍維持較高溫度的情況，通過起動(dòng)前使用推進(jìn)劑在主閥前泵腔與管路排放一定時(shí)間的方案，使高溫結(jié)構(gòu)得以冷卻。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)熱分析結(jié)果

4 熱模型驗(yàn)證情況

上述發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)參加過高模試車驗(yàn)證，并在某具有多次變軌、長(zhǎng)時(shí)間在軌能力的上面級(jí)飛行中得到應(yīng)用并獲得飛行成功。該發(fā)動(dòng)機(jī)雖然沒有經(jīng)過真空熱平衡實(shí)驗(yàn)[10]驗(yàn)證，但是熱分析模型以及熱控設(shè)計(jì)充分借鑒了其他經(jīng)過熱平衡實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證、且在類似熱環(huán)境及軌道條件下工作的發(fā)動(dòng)機(jī)熱分析模型建模方式，發(fā)動(dòng)機(jī)熱分析模型預(yù)示結(jié)果準(zhǔn)確性高，熱控設(shè)計(jì)能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)提供合理的熱環(huán)境。

5 結(jié)束語(yǔ)

該泵壓式多次起動(dòng)上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在軌滑行以及工作時(shí)面臨復(fù)雜的空間熱環(huán)境，同時(shí)受到多重內(nèi)熱源影響，需要進(jìn)行有效的熱控設(shè)計(jì)。針對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)面臨熱源多，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，推進(jìn)劑入口壓力低等熱控設(shè)計(jì)難點(diǎn)，采取了被動(dòng)熱控措施與主動(dòng)電加熱措施相結(jié)合，并在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)前采取排放的綜合措施，確保發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)溫度滿足發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作溫度要求。

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The Thermal Design Based on Numerical Simulation of the Thermal Control of Turbopump-fed Multi-start Rocket Engine

ZHAO Xiao-hui, SHAN Lei, PU Guang-rong, ZHANG Jin-rong

(Xi’an Aerospace Propulsion Institute, Xi’an 710100, China)

An upper-stage main thruster is turbopump-fed, uses storable propellant with normal temperature and needs to work two days on orbit. By using of multi-start tank system, it also has the multi-start capacity. To make the temperature of the engine meet the task, a thermal control system of engine, which consists of three measures: passive thermal design approach primarily，active thermal design approach as an assistant, and pre-cooling the engine by dumping the propellants before start, was designed. The thermal design is based on numerical simulation that predicts the temperature of engine by building the thermal mathematical model, which provides the appropriate thermal control system for engine.

Multi-start; Turbopump-fed; Engine; Thermal contol

2017-06-25；

2017-07-10

趙曉慧(1984-)，女，高級(jí)工程師，碩士，主要從事液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)及發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)。E-mail:xhzhao1984@163.com

V434

A

2096-4080(2017)02-0053-06