液體運載火箭液氧煤油并行加注適應性研究

邵業(yè)濤，周 宏，晏 政，張 鷺，王鐵巖，曾耀祥，馬忠輝，鐘文安

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 北京 100076；2.中國人民解放軍63796部隊, ?？?570000；3.中國運載火箭技術研究院, 北京 100076)

0 引言

推進劑加注是液體運載火箭射前發(fā)射流程組織的關鍵環(huán)節(jié)，推進劑加注方案選擇對射前流程時間、火箭及發(fā)射臺安全、箭體結構載荷、射前供氣、供液及供電消耗、箭上地面設備可靠性等均有重要影響。每減少1 h發(fā)射日發(fā)射準備時間，都對發(fā)射可靠性帶來很大影響。一旦推進劑加注，火箭發(fā)射流程可逆性大幅降低，甚至影響整個發(fā)射場區(qū)設備及人員安全。因此一般加注順序為先加常溫，再加低溫;先加液氧，再加液氫。隨著新一代火箭CZ-5、CZ-6、CZ-7首飛成功，液氧煤油發(fā)動機逐漸成為我國液體火箭主動力發(fā)動機，相應地運載火箭貯箱、增壓輸送、地面加注系統(tǒng)圍繞液氧、煤油推進劑開展了大量新技術攻關，并隨首飛成功，相關技術得到飛行驗證，支撐了我國新一代運載火箭服務于航天主戰(zhàn)場。

針對液氧煤油推進劑加注，目前我國火箭均采用串行加注方案，先進行煤油推進劑加注，煤油相關加注設備撤收完畢后進行液氧加注。串行加注方案具有安全性較高的特點，加注工作對人力資源需求量小，加注過程箭體載荷均衡，加注風險逐步釋放。但同時存在以下缺點：射前流程長，氣、液、電等資源消耗大，人員長時間工作精力匱乏等。尤其沿海發(fā)射場氣象變化迅速且復雜，過長的射前流程準備時間不利于火箭規(guī)避不利氣象條件。開展推進劑并行加注適應性研究，突破現(xiàn)有串行加注的限制，將對提升發(fā)射可靠性有顯著效益。

1 國內(nèi)外應用現(xiàn)狀

國外低溫運載火箭中土星I、土星V、宇宙神V、能源號、聯(lián)盟號系列、天頂號、Falcon等液體運載火箭使用了液氧/煤油發(fā)動機，推進劑加注過程采用了部分或全部并行加注方案。本章對以上火箭的液氧煤油加注流程并行化特點進行分析。

1.1 土星V火箭

土星V為三級運載火箭，如圖1所示，芯一級采用5臺液氧/煤油發(fā)動機，5根液氧輸送管穿過煤油貯箱與發(fā)動機直接連接，氧箱采用自生增壓方案，循環(huán)預冷采用輸送管組合來實現(xiàn)，未設置單獨的回流管。每臺發(fā)動機需要2根煤油輸送管，煤油箱采用冷氦加溫增壓方案。

圖1 土星V芯一級氧系統(tǒng)組成Fig.1 Oxygen tank pressurization and feeding system of core stage I for Saturn V

根據(jù)調(diào)研，土星V運載火箭煤油自發(fā)射日-13：10開始加注，約44 min完成煤油大流量加注。-51 min開始進行煤油最后補加，約-31 min完成最終加注，最終煤油加注量約802.6 m。

煤油加注結束后，約-8 h開始液氧加注，液氧大流量加注用時約3 h。按程序，先加注三級，然后加注二級和一級。土星V運載火箭大流量加注階段煤油及液氧串行加注。射前補加階段液氧和煤油存在少量并行加注。

1.2 宇宙神V火箭

宇宙神V火箭芯一級采用1臺RD-180液氧/煤油發(fā)動機，液氧輸送管沿煤油箱側壁向下，進入尾艙與發(fā)動機直接連接，氧箱采用常溫氦加溫增壓方案。煤油輸送管與發(fā)動機直接連接，煤油箱采用常溫氦加溫增壓方案。

宇宙神V加注系統(tǒng)工作過程(見圖2)如下：

圖2 宇宙神V射前加注流程Fig.2 Propellant loading procedure for Atlas V

煤油加注及液氧預冷：先加注煤油，同時對液氧加注系統(tǒng)預冷。用外氣源(高壓氧氣)對液氧貯罐增壓，增壓壓力相當于液氧的加注高度，即能把液氧擠壓到貯箱的入口但不進入貯箱，預冷后的氧氣從貯箱排氣活門排出。

液氧加注：為防止液氧對貯箱產(chǎn)生太大的沖擊，液氧貯罐的壓力慢慢上升，加注流量逐漸增大，大流量加注的流量為～1.9 m/min。當加到95%，大流量閥關閉，液氧經(jīng)減速加注。當加到98%，減速加注閥關閉，液氧經(jīng)補加閥補加，補加管路由箭體的尾端進入。

補加：液氧經(jīng)補加閥向火箭補加，以補償液氧的蒸發(fā)損耗并自動保持液氧箱液面為98%±0.5%。

射前補加：射前補加時，關閉補加閥，打開射前補加閥。大約在1 min的時間內(nèi)由補加貯罐向火箭最后加入約1.5 m的過冷(-196 ℃)液氧。射前補加結束，液氧箱加滿到100%。補加和射前補加的液氧是由火箭的尾端經(jīng)箭上泵前管路進入液氧箱的。射前補加用的液氧貯存在用液氮冷卻的專用補加貯罐內(nèi)。射前補加時向泵前管路加入1.5 m的過冷液氧，可保證發(fā)動機點火時向渦輪泵提供高品質(zhì)的液氧。

1.3 Falcon 9系列火箭

Space X公司Falcon 9系列火箭為全液氧/煤油發(fā)動機。Falcon 9火箭一級采用9臺液氧/煤油發(fā)動機，液氧輸送管采用單根隧道管方案，進入尾艙后分為9根輸送管進入發(fā)動機；二級采用單臺液氧/煤油發(fā)動機，液氧輸送管采用單根隧道管方案。

Falcon 9發(fā)射場測試和發(fā)射周期目前僅為16.5 d，低溫推進劑加注至點火耗時不足2 h，且具備無人值守和發(fā)動機點火后的健康狀態(tài)管理功能。2020年5月27日(美國東部時間，卡納維爾39A發(fā)射臺)，F(xiàn)alcon 9第一次執(zhí)行載人飛行任務DM-2射前流程如表1所示。

表1 Falcon 9發(fā)射載人龍飛船射前流程Tab.1 Propellant loading procedure for Falcon 9

根據(jù)表1，F(xiàn)alcon 9火箭按液氧及煤油全并行加注執(zhí)行。-35 min才開始推進劑加注，大幅壓縮了射前流程?？紤]載人火箭對安全的高規(guī)格要求條件下，Space X仍采用液氧煤油并行加注方案，因此，認為液氧煤油并行加注本身具有可執(zhí)行性。

1.4 CZ-7火箭

CZ-7火箭為帶助推的兩級火箭：捆綁4個2.25 m直徑的助推器，分別安裝一臺YF-100發(fā)動機；芯一級采用3.35 m直徑，安裝兩臺YF-100發(fā)動機；芯二級采用4臺YF-115發(fā)動機并聯(lián)。全箭均使用全新的液氧煤油發(fā)動機。

CZ-7火箭射前-12 h開始煤油加注，先進行一、二級加注，而后進行4個助推加注，加注在2 h內(nèi)完成。射前-7.5 h開始液氧加注，同時進行所有貯箱預冷，預冷好后芯一級、芯二級、4個助推同時加注，進入射前補加階段后6個貯箱同時補加液氧。

1.5 CZ-5火箭

CZ-5火箭為帶助推的兩級火箭：捆綁4個3.35 m直徑的助推器，分別安裝兩臺YF-100發(fā)動機；芯一級采用5 m直徑，安裝兩臺YF-77氫氧發(fā)動機；芯二級采用2臺YF-75D氫氧發(fā)動機。

CZ-5火箭推進劑基本加注流程為：提前一天進行煤油加注，發(fā)射日進行液氮、液氧加注，最后進行液氫加注。同一種推進劑各級同時加注，不同推進劑串行加注。

1.6 小結

經(jīng)分析，國內(nèi)外液氧/煤油火箭主要采用串行或部分并行方式進行推進劑加注，主要加注流程比較如表2所示。從國內(nèi)外各型火箭的加注方案比較，主要有以下幾方面的特點：

表2 各火箭加注流程比較Tab.2 Comparation of propellant loading procedure from various liquid rockets

1)各型運載火箭液氧煤油加注串行、部分并行及全并行加注均存在。

2)早期的土星V火箭、能源號火箭等重型火箭，由于發(fā)射規(guī)模大，發(fā)射周期長，采用了煤油提前加注的串行加注方案。

3)隨加注技術的發(fā)展，現(xiàn)行使用的Falcon 9火箭、宇宙神等液氧煤油燃料火箭逐漸采用了部分并行或全并行的方案。一方面節(jié)省發(fā)射周期，另一方面采用全過冷加注技術提高運載能力，但技術難度增加。

4)由于美國所屬運載火箭發(fā)射場均位于低緯度地區(qū)，環(huán)境溫度較高。而蘇聯(lián)/俄羅斯所屬火箭發(fā)射場位于高緯度地區(qū)，環(huán)境溫度低，適用于煤油提前加注，因此整體上俄羅斯所屬型號煤油更早加注。

綜上，液氧煤油并行加注是現(xiàn)代運載火箭加注的一種可行方式。

2 并行加注安全性分析

一方面，煤油具有較大分子量(200～250)、較低密度(0.8 g/cm),具有揮發(fā)性和易燃性，揮發(fā)后與空氣混合形成爆炸性的混合氣；液氧是助燃劑，屬于乙類火災危害性物質(zhì)，沸點90 K，氧濃度高于40%時會產(chǎn)生氧中毒。液氧/煤油摻混且達到一定濃度及溫度條件存在燃燒風險。對于氧/煤油來說，氣-氣狀態(tài)最易引燃(爆)，是最危險狀態(tài)，其中液氧在大氣環(huán)境下將快速蒸發(fā)成氧氣；但煤油本身沸點超過170 ℃，在大氣環(huán)境下不會大量蒸發(fā)，但其蒸發(fā)速度會隨著本體溫度的升高而增加，相對氫氧等推進劑，液氧/煤油不易燃燒。

另一方面，運載火箭發(fā)射場建設中，為防止兩種推進劑相遇混合，一般將氧加注管路與煤油加注管路在空間上錯開布置，距離較遠，少量推進劑泄漏至開敞環(huán)境，擴散后摻混濃度較小，不易點燃。同時，運載火箭加注前通過箭上及地面相關系統(tǒng)氣密檢查，可減小泄漏風險。

進一步，為防止兩種推進劑同時泄漏，加注流程組織中可采用部分并行方案，即首先進行煤油小流量加注，同時進行液氧地面管路預冷。待煤油加注穩(wěn)定且氣密性良好后再進行液氧加注，可降低加注過程液氧、煤油推進劑同時泄漏的風險。

綜上，一方面液氧、煤油推進劑本身在開敞環(huán)境中不易點燃，另一方面采用管路布置、氣密檢查、分步加注等安全防護措施，可進一步消除兩種推進劑點燃風險。并行加注相對原全串行加注，對推進劑加注安全影響較小。

3 各系統(tǒng)適應性分析

3.1 火箭對并行加注結構適應性分析

3.1.1 結構載荷工況分析

結構系統(tǒng)主要考慮正常加注及加注不平衡對載荷影響。分析對象采用芯級支撐,助推器與芯級之間通過前、中、后捆綁連接裝置實現(xiàn)連接。

助推器若發(fā)生加注故障，4臺助推器加注不平衡，將對一級尾部支撐產(chǎn)生附加載荷。按照運載火箭構型，考慮表3所列一度故障及兩度故障工況，分析加注不平衡對箭體結構載荷及對捆綁連桿的影響。經(jīng)分析，現(xiàn)有計算可覆蓋各種偏加工況，適應不同故障下的箭體不平衡。

表3 加注故障工況分析Tab.3 Failure modes of propellant loading

載荷計算主要基于縱橫扭一體化火箭動力學模型，縱橫扭一體化動力學建模基本思路如圖3所示。

圖3 縱橫扭一體化動力學建?；舅悸稦ig.3 Frame of longitudinal-lateral-lorsional lntegrated modeling

3.1.2 計算軟件和計算模型

載荷計算采用MSC.Patran/Nastran進行計算模型創(chuàng)建、加載和求解，應用慣性釋放方法求得各工況載荷。

計算時將火箭結構視為離散化的集中質(zhì)量-梁模型，計算模型如圖4所示。

圖4 載荷計算模型Fig.4 Load calculation model

經(jīng)分析，7種加注故障工況下各部段剩余強度系數(shù)均大于1.5，強度均滿足要求，如表4所示。

表4 典型部段剩余強度系數(shù)Tab.4 Remaining strength factor of typical parts

3.1.3 局部有限元分析

由于超凈定捆綁，捆綁連桿結構受力復雜，為此進一步開展有限元分析，確定結構強度。

連桿有限元模型如圖5所示，采用接觸單元計算拉耳、球軸、軸銷、拉耳支座、分離筒Ⅰ(Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ)和爆炸螺栓之間的接觸狀態(tài)。芯級拉耳支座固支，助推拉耳支座限制除連桿軸向外的兩個方向位移，載荷施加在助推拉耳支座底面。

(a)網(wǎng)格劃分

(b)三維數(shù)字模型圖5 連桿有限元模型Fig.5 Finite element model of connecting rod

受壓工況分析結果分別如圖6所示。連桿最大等效應力為818 MPa。軸銷最大等效應力為818 MPa，發(fā)生在軸銷與球軸接觸處。球軸最大等效應力為727 MPa，發(fā)生在軸銷與球軸接觸處。拉耳支座最大等效應力為733 MPa，發(fā)生在拉耳支座與軸銷接觸處。拉耳最大等效應力為708 MPa，發(fā)生在拉耳4個圓角處。分離筒Ⅰ(Ⅳ)最大等效應力為614 MPa，發(fā)生在分離筒側壁電纜引出孔處。分離筒Ⅱ(Ⅲ)最大等效應力為191 MPa，發(fā)生在分離筒Ⅱ(Ⅲ)與螺母套連接處。螺母套最大等效應力為276 MPa，發(fā)生在螺母套中部。

圖6 受壓工況連桿等效應力(單位：Pa)Fig.6 Equivalent stress model of connecting rod for under pressure force state

受拉工況分析結果如圖7所示。連桿最大等效應力為913 MPa。軸銷最大等效應力為661 MPa，發(fā)生在軸銷與球軸接觸處。球軸的最大等效應力為598 MPa，發(fā)生在軸銷與球軸接觸處。拉耳支座最大等效應力為431 MPa，發(fā)生在拉耳支座與軸銷接觸處。

圖7 受拉工況連桿等效應力(單位：Pa)Fig.7 Equivalent stress model of connecting rod for pulling force state

由分析結果可知，在受壓和受拉兩個工況下，連桿最大應力遠低于30CrMnSiNi2A的屈服強度1 280 MPa，連桿強度滿足要求。

3.1.4 小結

考慮各種故障工況下的推進劑偏加產(chǎn)生質(zhì)心偏移，即對結構產(chǎn)生附加載荷，連桿強度滿足強度要求。

3.2 電氣系統(tǒng)適應性分析

根據(jù)我國新一代運載火箭電氣系統(tǒng)設計現(xiàn)狀，電氣系統(tǒng)所屬控制、測量、總控網(wǎng)及動力測發(fā)控系統(tǒng)可適應推進劑并行加注。電氣系統(tǒng)相關控制、測量、動力測控、總控網(wǎng)設計可靠性均高于0.99，且設備具有5 h以上連續(xù)加電能力。針對并行加注任務，電氣系統(tǒng)在推進劑加注前完成最終連接狀態(tài)準備，開始加注后具備持續(xù)加電能力，電氣系統(tǒng)加電與推進劑加注是否并行加注無耦合關系，可以適應推進劑并行加注。

3.3 動力系統(tǒng)適應性分析

動力系統(tǒng)按新一代運載火箭高可靠、高安全、冗余設計，具有較高的發(fā)射可靠性。

煤油加注階段動力系統(tǒng)主要進行貯箱泄壓，艙段小流量常溫吹除。對于并行加注，動力系統(tǒng)需要同步開展艙段大流量加溫吹除、氣封、發(fā)動機吹除等工作。液氧加注狀態(tài)可覆蓋煤油加注狀態(tài)供氣要求。本文所分析火箭動力系統(tǒng)液氧系統(tǒng)與煤油系統(tǒng)貯箱為獨立貯箱，未設置共底結構。地面加注系統(tǒng)也相互獨立，地面設備自身具備并行加注能力。經(jīng)分析，在其他系統(tǒng)具備條件的前提下，動力系統(tǒng)適應并行加注。

4 射前流程組織

多級捆綁火箭由于模塊眾多，加注流程組織復雜。加注過程中任意產(chǎn)品問題都影響全局，甚至造成重大影響，并行加注流程設計中要兼顧效率與可靠性。

對于液氧煤油并行加注，有兩種方案供選擇。一種方案為液氧煤油完全并行，另一種方案為液氧煤油加注部分并行。兩種方案比較如表5所示。經(jīng)分析，液氧煤油部分流程并行加注方案，雖增加1 h流程時間，但對人員使用、指揮協(xié)同、加注安全、箭體結構載荷需求均有好處，優(yōu)選部分并行加注方案。

根據(jù)表5分析，擬采用液氧煤油部分并行的加注方案。并行加注流程設計如下：射前-8 h開始進行液氧及煤油加注準備。所有模塊煤油并行加注，加注在1 h內(nèi)完成。其他流程如表6所示。

表5 不同并行加注方案狀態(tài)差異比較Tab.5 Comparation from various parrallel loading proposals

表6 射前流程比較Tab.6 Comparation from various preparatory procedure of lauch vehicles

5 結論

液體運載火箭并行加注對優(yōu)化運載火箭靶場加注、發(fā)射流程，縮短靶場推進劑加注時間，均有重要意義。根據(jù)本文分析，液氧、煤油推進劑并行加注相對原全串行加注，對推進劑加注安全影響較小。綜合考慮正常工況及故障工況，火箭結構適應推進劑偏加載荷，同時電氣系統(tǒng)、動力系統(tǒng)均可適應。進一步，采用部分并行加注，可滿足射前流程安全性及可靠性要求，經(jīng)過設計可將射前準備時間由-12 h改為-8 h進入流程，大幅提高發(fā)射流程的靈活性。同時，減少4 h射前準備對靶場用氣、用液、用電同樣有經(jīng)濟效益大幅增長。