低温液体运载火箭推进剂加注过程分析

2023年12月25日发(作者：小学生识字)

２０１５年第４期　总第２０６期　低　温　工　程　ＣＲＹ０ＧＥＮＩＣＳ　ＮＯ．４　２０１５　Ｓｕｍ　ＮＯ．２０６　低温液体运载火箭推进剂加注过程分析　黄　兵　黄　辉　田玉蓉　陈士强　（北京宇航系统工程研究所北京１０００７６）　摘　要：介绍了国外运载火箭典型低温贮箱的推进剂加注流程，讨论了影响低温推进剂加注特性　的主要因素，建立了一种可以描述低温推进剂加注过程的计算模型，结合试验数据验证了模型预示加　注过程贮箱推进剂平均温度、气枕压力等关键参数的准确性，进一步依据仿真和试验结果分析了低温　推进剂加注过程的典型特性。　关键词：液体运载火箭低温推进剂　加注　贮箱　中图分类号：ＴＢ６５８、ＴＢ６６１　文献标识码：Ａ　文章编号：１０００—６５ｌ６（２０１５）０４－００６２－０５　Ａｎａｌｙｓｉｓ　ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｌａｕｎｃｈ　ｖｅｈｉｃｌｅ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　Ｈｕａｎｇ　Ｂｉｎｇ　Ｈｕａｎｇ　Ｈｕｉ　Ｔｉａｎ　Ｙｕｒｏｎｇ　Ｃｈｅｎ　Ｓｈｉｑｉａｎｇ　（Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｓｙｓｔｅｍ　Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００７６，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｙｐｉｃａｌ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｐｒｏｃｅｓｓ　ｏｆ　ｆｏｒｅｉｇｎ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｌａｕｎｃｈ　ｖｅｈｉｃｌｅ　ｗａｓ　ｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｍａｉｎ　ｆａｃｔｏｒｓ　ｏｆ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ　ｗｅｒｅ　ｄｉｓｃｕｓｓｅｄ．Ａ　ｍｏｄｅｌ　ｗａｓ　ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ　ｔｏ　ｄｅ—　ｓｃｒｉｂｅ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｐｒｏｃｅｓｓ，ｗｈｉｃｈ　ｗａｓ　ｐｒｏｖｅｄ　ｗｉｔｈ　ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ　ａｃｃｕｒａｃｙ　ｉｎ　ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇ　ａｖｅｒ—　ａｇｅ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｉｎ　ｔａｎｋ　ａｎｄ　ｕｌｌａｇｅ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ　ｗｉｔｈ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｄａｔａ．Ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｒｅｓｕｌｔｓ，ｍｏｒｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｏｆ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｗｅｒｅ　ａｎａｌｙｚｅｄ．　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｌｉｑｕｉｄ　ｌａｕｎｃｈ　ｖｅｈｉｃｌｅ；ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ；ｌｏａｄｉｎｇ；ｔａｎｋ　１　引　言　低温推进剂易相变消耗，因此往往将推进剂加注操作　置于火箭发射日，且尽量临近发射时刻；另一方面，　推进剂温度波动会引起物性参数变化，对火箭发动　机的性能产生影响。为了确保运载火箭性能，加注　过程往往会对推进剂温度提出较强的约束性要求。　中国新一代运载火箭广泛采用液氢、液氧低温　推进剂。推进剂加注是液体运载火箭发射组织过　程的重要操作，其目的是将地面贮存的推进剂按需　求输送至运载火箭贮箱中。相对于常温推进剂，低　温推进剂具有超低温、易相变等特点，加注过程更　为复杂。　然而，贮箱内推进剂温度实际又受到加注过程及停　放时间的显著影响。因此，确定低温推进剂加注策　略是低温液体运载火箭发射流程组织过程中最重　要的环节之一。　低温推进剂的加注方法主要分为挤压式加注和　泵压式加注两种。前者常用于密度较小的推进剂　为了有效预示低温推进剂加注过程中贮箱气枕　（如液氢），后者用于密度较大的推进剂（如液氧）。　压力、推进剂温度以及推进剂蒸发量等特性参数，确　收稿日期：２０１５—０４—２３；修订日期：２０１５－０７－０３　作者简介：黄兵，男，４１岁，硕士、高级工程师。　

第４期　低温液体运载火箭推进剂加注过程分析　６３　保箭上系统设计和地面加注操作的协调、可靠，本文　立足于加注物理过程，建立了一种能够描述低温推进　剂加注过程的模型，并采用前期试验中液氧加注和停　放阶段数据对模型结果进行了验证。　２　液体运载火箭低温推进剂加注　鉴于低温推进剂的特性和系统实际需要，目前国　内外运载火箭在低温推进剂的加注过程上普遍按照　典型的４个阶段实施：　（１）小流量加注阶段。该阶段实现对箭上贮箱　系统的预冷，避免贮箱处于热状态下的急冷，同时防　止贮箱超压。　（２）大流量加注阶段。贮箱预冷至一定程度后，　为减少加注时间而提高加注流量。　（３）减速加注阶段。加注至一定液位后为了确　保推进剂的加注精度，降低加注速度。　（４）停放补加阶段。为适应箭上飞行需要，补充　停放期间蒸发消耗的推进剂。　文献［１－２］以图１为例，简要介绍了美国航天飞　机的液氢加注过程。图中“ＳＴ”表示地面液氢容器，　“ＥＴ”表示航天飞机外挂氢箱。　预增压阀　排气阀　图１　航天飞机液氢加注示意图　Ｆｉｇ．１　Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ　ｄｉａｇｒａｍ　ｏｆ　Ｓｐａｃｅ　Ｓｈｕｔｔｌｅ　ＬＨ２　ｌｏａｄｉｎｇ　首先，通过汽化器对ＳＴ增压至约０．５６１　ＭＰａ，使　用氦气通过预增压阀对ＥＴ预增压至约０．２６９　ＭＰａ。　对ＥＴ预增压的目的有两个：避免由于ＥＴ压力低导　致进入的液氢出现大量沸腾；保证ＳＴ和ＥＴ之间合　适的压差，确保按需求提供加注流量。　加注过程按照上述４个阶段进行，通过调节输送　管路阀的开度实现对不同加注阶段加注流量的控制。　小流量加注阶段，实现对ＥＴ的预冷，随着推进剂进　入ＥＴ，气枕逐渐减小，同时推进剂受热蒸发，气枕压　力增加。为了避免超压，加注过程中通过开闭排气阀　将气枕压力控制在０．２６９—０．２８９　ＭＰａ之间。当箱内　积存推进剂达到总推进剂容积的５％，加注转入大流　量加注状态。　大流量加注的初期，采用约３０　ｋｇ／ｓ（体积流量约　２５．７　ｍ　／ｍｉｎ）的速度进行。当ＥＴ内推进剂容积约　达到总容积的７２％时，减小ＳＴ气枕压力至０．４４９　ＭＰａ，降低加注流量；当ＥＴ内推进剂容积约达到总容　积８５％时，调整阀开度进一步降低加注流量。当ＥＴ　内推进剂容积达到总容积９８％时，大流量加注阶段　结束，转入小流量减速加注。此阶段，打开ＥＴ排气　阀，将气枕压力降至０．１０２　ＭＰａ，小流量加注至总加　注容积。此后进入停放补加阶段，保证推进剂容积维　持在总加注容积。　３加注过程主要影响因素　低温推进剂经加注系统进入贮箱后，在外界漏热　和推进剂过热程度的双重作用下，推进剂液面出现大　量蒸发。这些蒸发后进人气枕的气态推进剂会造成　气枕压力变化，其大小取决于蒸发的推进剂质量流量　和贮箱排气阀及管路的排放能力；同时，气枕压力又　反作用于推进剂，影响后续蒸发过程。据此，可以归　纳出影响推进剂加注过程的５方面因素：推进剂蒸发　速率、进入贮箱推进剂的温度、贮箱排气阀的流量控　制能力、影响贮箱气枕空间的因素（如加注速率等）　和影响进入推进剂热量的因素（如外界热量输入、贮　箱壁温及壁面热容等）。　４加注过程模型构建　在不考虑外界热量输入影响的情况下，根据能量　守恒（即加注的过热推进剂总能量等于蒸发的推进　剂带走的能量和剩余温降后推进剂的能量）可以计　算出推进剂蒸发量。但该计算方法无法反映时间特　性和系统的耦合效应，只能实现对宏观推进剂消耗量　的预估，难以有效对加注过程进行全面预示。　地面加注系统在正式向箭上二　箱输送推进剂前，　会对地面管路进行预冷，以确保加注过程地面管路中　推进剂为液态。因此，构建的推进剂加注分析模型主　要对进入箭上贮箱后的推进剂加注过程进行描述，见　图２，该模型采用如下假设：　（１）推进剂液体和气枕温度各自瞬时均匀；　（２）气枕压力瞬时均匀；　（３）液面各处蒸发率相同；　（４）贮箱壁面温度瞬时均匀（与气体和液体接触　的贮箱壁面温度彼此独立，分开考虑）；　

第４期　低温液体运载火箭推进剂加注过程分析　６５　阻系数。Ｐ的计算式为：Ｐ＝（Ｐ　－４－Ｐｏ）／２Ｒ　Ｔｕ；／的　计算式为：ｆ＝（１．８１ｌｇＲｅ一１．５）～，Ｒｅ为雷诺数。　４．４气枕状态参数　根据气枕空间连续方程和热力学第二定律，有如　下控制方程：　．．．．　ｐ　㈩　：ｍ—ｏｌｈｖ—ｍ—一　ｈｕ＋　＋　ｏｓ＋　）Ｐｕ　－Ｑｕ　（８）　式（７）、（８）中：ｐ　为气枕密度，Ｑ　为壁面传递　给气枕空间的热流，ｈ　为液体比焓，ｈ　为气体比焓。　４．５贮箱壁面温度　根据气枕空间（或液体容积）的增减，壁面温度　分为两种情况。当气枕空间增加（对应液体容积减　小）时：　ｄｔ＝　ｍ　Ｃ　、　／　ｌ　ｌ　ｄｔ＝　ｍｗｇ　Ｃ　ｗｇ　）　式（９）、（１０）中，下标“ｗｌ”表示与液体接触部分　壁面参数，“ｗｇ”表示与气体接触部分壁面参数（参考　图２）；热流计算采用平板自然对流换热关系式　。　当气枕空间减小时，上述关系式中与壁面气体接触和　液体接触参数互换。　５模型验证与特性研究　５．１　试验系统与加注过程　试验推进剂贮箱容积约１００　ｍ　，前后底为椭球　底。箱体采用２２１９铝合金，平均壁厚约７　ｍｍ，贮箱　外敷设２０　ｍｍ厚绝热层。低温推进剂为液氧，采用　泵压式加注。　试验加注过程见表１，排气阀处于全开状态，阀　后管路长度约２０　ｍ。加注结束后的停放过程中不进　表１推进剂加注过程　Ｔａｂｌｅ　１　ＰｒｏｐｅＨａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｐｒｏｃｅｓｓ　行补加。表１中给出的进箭推进剂温度和流量均为　该阶段平均数值。试验中，由于地面液氧储罐未通大　气排放泄压降温，推进剂进入箭体时温度较高。整个　加注过程持续约１１０　ｍｉｎ，在加注结束后的３小时停　放期间，贮箱内推进剂消耗约４　ＩＴＩ　。　５．２比较与分析　图３比较了依据试验系统参数计算得到的气枕　压力和试验实测气枕压力数据。从图中可以看出，除　了初始“预冷加注”阶段存在一定偏差外，其余阶段　计算结果和试验数据基本吻合。初始阶段由于推进　剂加注流量较小，一方面进入贮箱推进剂自身处于高　温的气液两相状态，在输送至相对低压状态的贮箱　时，相变过程较为剧烈；另一方面，在加注初期，贮箱　也处于高热状态，引发此刻进入贮箱的推进剂迅速汽　化，使得实际压力较计算压力有所增加。但随着推进　剂的进一步加注，该过程逐渐趋于稳定，此时计算压　力和实测压力数值及变化趋势均表现出较好的一致　性。加注流量的提高造成气枕空间迅速减小，气枕压　力随之增加；而停放阶段系统状态较为平稳，气枕压　力变化和缓。　图３贮箱气枕压力验证　Ｆｉｇ．３　Ｖｅｒｉｉｆｃａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔａｎｋ　ｕｌｌａｇｅ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　图４比较了计算得到的推进剂平均温度和试验　数据。从中可以看出两者较为接近，其趋势演变也和　气枕压力情况（图３）一致，表明“稳定停放”后期至　“停放”结束贮箱内推进剂近似处于饱和状态，排气　阀能力可以保证气枕不超压，系统随停放时间的增加　逐步达到与外界的稳定状态。　图５给出了计算得到的贮箱内推进剂容积变化　情况。推进剂加注结束后的３小时停放期间，计算得　到由于蒸发导致的推进剂容积减小约４．１５　Ｉｎ　，与实　测数据一致性较好，相对误差仅为３．７５％。　

低　温工程　注过程贮箱内典型参数变化历程的仿真模型。研究　表明：低温推进剂预冷加注阶段贮箱内推进剂相变剧　烈，气枕压力和推进剂平均温度出现大幅降低；快速　加注阶段，推进剂趋于饱和状态，系统参数变化受加　注流量影响显著；停放阶段推进剂容积受蒸发损失的　影响而逐步平稳减小，贮箱排气阀全开引起气枕压力　逐渐达到与外界的稳定状态。　参　考　文　献　１　Ｄａｉｇｌｅ　Ｍ，Ｆｏｙｇｅｌ　Ｍ，Ｓｍｅｌｙａｎｓｋｉｙ　Ｖ．Ｍｏｄｅｌ—ｂａｓｅｄ　ｄｉａｇｎｏｓｔｉｃｓ　ｆｏｒ　ｐｒｏ－　图４推进剂平均温度验证　Ｆｉｇ．４　Ｖｅｒｉｉｃａｔｉｆｏｎ　ｏｆ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ａｖｅｒａｇｅ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｓｙｓｔｅｍｓ［Ｃ］．２０１１，ＩＥＥＥＡＣ　Ｐａｐｅｒ：１４３６．　２　ＬｅＣｌａｉｒ　Ａ　Ｃ，Ｍａｊｕｍｄａｒ　Ａ　Ｋ．Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｃｈｉｌｌｄｏｗｎ　ａｎｄ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐａｃｅ　ｓｈｕｔｔｌｅ　ｅｘｔｅｒｎａｌ　ｔａｎｋ［Ｒ］．Ａ工ＡＡ　２０１０－６５６１．　３　林文胜，顾安忠，鲁雪生，等．液化石油汽降压时的过热与沸腾延　迟［Ｊ］．油气储运，２００２，２１（９）：２６－２９．　Ｌｉｎ　Ｗｅｎｓｈｅｎｇ，Ｇｕ　Ａｎｓｈｕｎ，Ｌｕ　Ｘｕｅｓｈｅｎｇ，ｅｔ　ａ１．Ｔｈｅ　ｓｕｐｅｒｈｅａｔ　ａｎｄ　ｂｏｉｌｉｎｇ　ｄｅｌａｙ　ｏｆ　ＬＰＧ　ｄｕｒｉｎｇ　ｄｅｐｒｅｓｓｕｒｉｚａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｏｉｌ＆Ｇａｓ　Ｓｔｏｒａｇｅ　ａｎｄ　Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ，２００２，２１（９）：２６－２９．　４　李宁，潘卫明．液氧加注数值计算模型［Ｊ］．低温工程，２００８（３）：　２６－２９．　Ｌｉ　Ｎｉｎｇ，Ｐａｎ　Ｗｅｉｍｉｎｇ．Ａ　ｍｏｄｅｌ　ｏｆ　ｆｉｌｌｉｎｇ　ｐｒｏｃｅｓｓ　ｆｏｒ　ａ　ＬＯＸ　ｔａｎｋ．　Ｃｒｙｏｇｅｎｉｃｓ，２００８（３）：２６－２９．　５　Ｗａｒｄ　Ｃ　Ａ，Ｆａｎｇ　Ｇ．Ｅｘｐｒｅｓｓｉｏｎ　ｆｏｒ　ｐｒｅｄｉｃｔｉｎｇ　ｌｉｑｕｉｄ　ｅｖａｐｏｒａｔｉｏｎ　ｆｌｕｘ：　ｓｔａｔｉｓｔｉｃａｌ　ｒａｔｅ　ｔｈｅｏｒｙ　ａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．Ｐｈｙｓｉｃａｌ　Ｒｅｖｉｅｗ　Ｅ，１９９９，５９：４２９—　４４０．　图５贮箱内推进剂容积　Ｆｉｇ．５　Ｖｏｌｕｍｅ　ｏｆ　ｐｒｏｐｅｌｌａｎｔ　ｉｎ　ｔａｎｋ　６　Ｂａｔｔｉｓｔａ　Ｂ　Ｆ，Ｃｈｅｓｓｅｒ　Ｂ　Ｌ，Ｍａｊｕｍｄａｒ　Ａ　Ｋ，ｅｔ　ａ１．Ａｎ　ｉｔｅｒａｔｉｖｅ　ｐｒｏｃｅ—　ｄｕｒｅ　ｔｏ　ｅｓｔｉｍａｔｅ　ｍｉｎｉｍｕｍ　ｖｅｎｔ　ｓｉｚｅｓ　ｆｏｒ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｃｏｎｔａｉｎｍｅｎｔ　ｖｅｓｓｅｌｓ　［Ｒ］．ＮＡＳＡ　ＣＲ－２０４１２４．　７　Ｋａｓｈａｎｉ　Ａ，Ｐｏｎｉｚｈｏｖｓｋａｙａ　Ｅ，Ｌｕｃｈｉｎｓｋｙ　Ｄ，ｅｔ　ａ１．Ｐｈｙｓｉｃｓ　ｂａｓｅｄ　ｍｏｄｅｌ　６　结　论　ｏｆｒ　ｏｎｌｉｎｅ　ｆａｕｌｔ　ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ　ｉｎ　ａｕｔｏｎｏｍｏｕｓ　ｃｒｙｏｇｅｎｉｃ　ｌｏａｄｉｎｇ　ｓｙｓｔｅｍ［Ｒ］．　ＡＲＣ－Ｅ－ＤＡＡ－ＴＮ９９８０．　低温液体运载火箭推进剂加注涉及显著的热交　换和推进剂相变现象，过程复杂，影响重大。本文结　合前期试验，建立了一种能够有效描述低温推进剂加　８　杨世铭，陶文铨．传热学［Ｍ］．北京：高等教育出版社，２００６：２２９・　２８０．　关于采用“科技期刊学术不端文献检测系统（ＡＭＬＣ）＂的声明　为了维护学术道德规范和正常的出版秩序，本刊目前已采用“科技期刊学术不端文献检测系统（ＡＭＬＣ）”，　通过将稿件与以往已公开出版的专著、连续出版物、学位论文、会议论文、报纸、专利等文献进行全面比对，检测　出稿件中复制其它文献的详细内容、字数、比例及标注情况，并对是否属于抄袭及抄袭程度做出客观、具体的认　定。　本刊鼓励原创稿件，尊重作者的学术成果，反对任何剽窃、抄袭他人成果及侵害他人权益的行为。作者在　给我刊投稿时，请采用原创撰写方式，必须引用其它文献的，要对引用内容、出处、时间、原作者等信息做出详细　标注。