小推力泵壓式發(fā)動機自身起動過程仿真分析

劉　上，王藝杰，程曉輝，王鵬武，張興軍

（1.液體火箭發(fā)動機技術重點實驗室，陜西西安710100；2.西安航天動力研究所，陜西西安710100）

小推力泵壓式發(fā)動機自身起動過程仿真分析

劉上1，王藝杰2，程曉輝2，王鵬武2，張興軍2

（1.液體火箭發(fā)動機技術重點實驗室，陜西西安710100；2.西安航天動力研究所，陜西西安710100）

根據(jù)二級箭體鈍化處理的需要，小推力泵壓式游動發(fā)動機需要在低入口壓力下實現(xiàn)自身起動，進入穩(wěn)態(tài)工作。在MWorks通用仿真平臺的基礎上，建立發(fā)動機起動過程系統(tǒng)仿真模型，通過試車數(shù)據(jù)驗證了仿真模型的合理性。進一步分析了發(fā)動機的入口壓力條件、主閥流阻以及環(huán)境壓力對發(fā)動機起動過程的影響。結果表明：發(fā)動機能夠實現(xiàn)自身起動，但起動過程較長；氧化劑的入口壓力對發(fā)動機自身起動過程影響很大，氧化劑入口壓力降低，渦輪泵起旋時間延遲明顯，起動品質變差；降低發(fā)動機主閥流阻，能夠使渦輪泵起旋時間提前，改善起動品質；環(huán)境壓力降低使推進劑充填過程加快，渦輪泵起旋和工況爬升加快，有利于發(fā)動機的自身起動過程。

液體火箭發(fā)動機;小推力泵壓式發(fā)動機；自身起動；仿真分析

0　引言

某型運載火箭發(fā)射完成后，由于二級在軌運行時間較長，貯箱中殘余的推進劑長時間受環(huán)境影響，可能造成箭體爆炸，形成大量空間碎片。為了對火箭二級進行鈍化處理，經過論證，可以嘗試再次打開小推力泵壓式游動發(fā)動機的閥門，使殘余推進劑在剩余貯箱壓力下進入發(fā)動機，爬升至穩(wěn)態(tài)工況，產生穩(wěn)定的推力，將二級箭體變軌，盡早進入大氣層燒毀。

作為小推力的泵壓式火箭發(fā)動機，能否在無火藥起動器的情況下，只依靠貯箱壓力爬升至穩(wěn)態(tài)工況，成為該方案能否實現(xiàn)的關鍵。發(fā)動機二次工作時，貯箱無增壓氣體，且箱壓已經大幅降低，這對泵壓式發(fā)動機的起動帶來較大的困難。為此，有必要開展發(fā)動機自身起動過程的仿真計算以及試車驗證。如果起動成功，該發(fā)動機將是我國第一個完全靠箱壓實現(xiàn)自身起動的開式循環(huán)泵壓式火箭發(fā)動機。

國內對大推力液氧煤油補燃循環(huán)發(fā)動機的自身起動過程積累了豐富的工程經驗，在起動過程仿真上也取得了許多有價值的成果[1-6]。俄羅斯在液體火箭發(fā)動機工作數(shù)學仿真方面進行了深入研究，Беляев系統(tǒng)地建立了描述液體火箭發(fā)動機瞬變過程的集中參數(shù)模型[7]。歐空局在VINCI發(fā)動機研制初期進行了大量的瞬態(tài)特性仿真研究，以預估發(fā)動機起動和關機過程的瞬態(tài)特性以及潛在的失效模式[8]。日本通過開發(fā)液體發(fā)動機瞬態(tài)特性仿真軟件，分析了LE-7A的起動瞬變特性，并應用到地面試驗中[9]。對于本文中的小推力泵壓式發(fā)動機，由于燃氣發(fā)生器自身起動能量小，起動速度較慢，國內外很少采用自身起動方式，對其開展的研究也較少。

本文在相關文獻的基礎上，基于MWorks通用仿真平臺，建立發(fā)動機起動過程的系統(tǒng)仿真模型。通過試車數(shù)據(jù)驗證了仿真模型的合理性，并分析發(fā)動機的入口壓力、主閥流阻以及環(huán)境壓力對發(fā)動機起動過程的影響，為后續(xù)工程研制提供一定的參考。

1　發(fā)動機系統(tǒng)特點及自身起動過程

發(fā)動機工作原理如圖1所示，主要組件包括：四臺擺動推力室、燃氣發(fā)生器、氧化劑泵、燃料泵、渦輪、火藥起動器、氧化劑主閥、燃料主閥、氣蝕管、節(jié)流圈、供應管路等。發(fā)動機主閥相當于并聯(lián)的兩個電爆閥，設置在泵后的主路上，一次工作路為常開，二次工作路為常閉。作為常規(guī)推進劑小推力燃氣發(fā)生器循環(huán)發(fā)動機，自身起動過程與大推力的補燃發(fā)動機存在很大的不同。

發(fā)動機一次工作結束時氧化劑和燃料主閥一次工作路的電爆管同時通電，切斷推進劑供應，實現(xiàn)關機。一次工作關機后，在地面試車中，采用氮氣對主閥后的管路進行吹除，排空殘存的推進劑；在飛行中，主閥后推進劑自然蒸發(fā)排空。

圖1　小推力泵壓式發(fā)動機簡化系統(tǒng)圖Fig.1　Schematic of low thrust pump-fed rocket engine system

動機二次起動時，火藥起動器內無藥柱，只作為一個空腔。燃料主閥二次工作路電爆管先通電打開，燃料經過旁通路充填主閥后主系統(tǒng)和副系統(tǒng)腔道。間隔一段時間后，氧化劑主閥二次工作路電爆管再通電打開，氧化劑開始充填主閥后腔道。由于推力室采用燃料再生冷卻，燃料充填至推力室頭腔的時間長于氧化劑。通過氧化劑主閥二次工作路電爆管通電時序的設置，使得氧化劑和燃料接近于同時進入燃燒室。但是另一方面，由于氧化劑副系統(tǒng)的汽蝕管喉徑非常小，氧化劑充填燃氣發(fā)生器頭腔的過程很慢。在保證推力室中氧化劑和燃料接近同時流出推力室噴嘴的條件下，燃料先于氧化劑流入燃氣發(fā)生器內，可以保證燃氣發(fā)生器一直處于富燃環(huán)境工作。

在渦輪泵未起旋的時間內，推力室和燃氣發(fā)生器在箱壓的擠壓下處于低工況工作。當發(fā)生器室壓和流量達到一定值后，渦輪發(fā)出的功率克服初始阻力，使得渦輪泵順利起旋。當泵產生揚程后，持續(xù)增大進入發(fā)生器的流量和室壓，增大渦輪功率，使發(fā)動機工況逐步爬升，最終達到穩(wěn)態(tài)工況。

2　發(fā)動機起動過程數(shù)學模型

基于MWorks仿真平臺，搭建了發(fā)動機自身起動過程的通用系統(tǒng)仿真模型，如圖2所示。

圖2　發(fā)動機自身起動過程通用系統(tǒng)仿真模型Fig.2　General simulation model for engine self start-up process

模型中包括集中參數(shù)的燃燒室模型[7]、燃氣發(fā)生器模型、沖擊式渦輪模型、離心泵模型和集中流阻模型。對主閥后管路和推力室頭腔、燃氣發(fā)生器頭腔建立液體充填模型[7]。將推力室和燃氣發(fā)生器的噴嘴簡化為相同流阻系數(shù)的節(jié)流組件，副系統(tǒng)汽蝕管也簡化為相同流阻系數(shù)的節(jié)流組件。

3　仿真結果與分析

3.1仿真結果和試車結果對比分析

按照氧化劑入口壓力0.287 MPa，燃料入口壓力0.283 MPa，進行了發(fā)動機自身起動過程仿真，將渦輪泵轉速和推力室噴前壓力與試車結果對比，如圖3和圖4所示。仿真計算和試車結果都表明在較低的入口壓力下發(fā)動機能夠實現(xiàn)自身起動，只是起動的時間較長。

圖3　渦輪泵轉速Fig.3　Rotation velocity of turbopump

圖4　推力室噴前壓力Fig.4　Pressure before thrust chamber injector

由圖3和圖4可見，仿真計算中渦輪泵起旋4 s后轉速才達到穩(wěn)態(tài)值，而試車中渦輪泵從起旋至達到穩(wěn)態(tài)值接近5 s。仿真計算和試車結果差異主要在10 000 r/min以下的低工況時段，仿真計算的起動上升速率明顯快于試車測量值。分析原因主要是在低工況下，發(fā)動機的燃氣發(fā)生器、渦輪泵的實際效率都明顯降低，存在效率分層問題，而仿真計算中渦輪泵的效率采用額定點附近的水試數(shù)據(jù)和經驗公式，也未考慮低工況導致燃氣發(fā)生器燃燒效率的降低，從而導致了仿真計算中在低工況下發(fā)動機參數(shù)的上升速率高于實際試車值。在轉速超過10 000 r/min后，兩者的上升過程基本一致。

因此，仿真模型中，低工況下渦輪泵、燃氣發(fā)生器的效率有待進一步修正，其余模型能夠合理地反映發(fā)動機的自身起動過程。

仿真計算的推力室、燃氣發(fā)生器室壓和推進劑流量如圖5～圖7所示。圖5中推力室建壓時間略早于燃氣發(fā)生器，圖6中氧化劑和燃料接近于同時進入推力室，產生小幅的壓力峰。圖7中燃料比氧化劑先進入發(fā)生器，原因是氧化劑副系統(tǒng)汽蝕管喉徑小，充填過程很慢。發(fā)生器建壓后，其室壓在2～6 s內長時間維持低壓狀態(tài)，并且存在一定的壓力和流量振蕩，燃料流量的振蕩幅值更為顯著，原因是燃料副系統(tǒng)的阻抗小于氧化劑路。

圖5　推力室和發(fā)生器室壓Fig.5　Pressure of thrust chamber and gas generator chamber

在6 s之后，隨著渦輪泵開始起旋，燃氣發(fā)生器室壓和流量在振蕩過程中上升的速率增大，振蕩幅值逐步減小。當室壓超過一定值后最終消失。隨著燃氣發(fā)生器室壓、流量以及渦輪泵轉速形成正反饋，所有參數(shù)同步上升至穩(wěn)態(tài)工況。在2～6 s擠壓工作時間段內，推力室和燃氣發(fā)生器發(fā)生振蕩燃燒，較為危險，應盡量縮短，提高發(fā)動機起動品質。

圖6　進入推力室的推進劑流量Fig.6　Propellant flow rate entering the thrust chamber

圖7　進入燃氣發(fā)生器的推進劑流量Fig.7　Propellant flow rate entering the gas generator

3.2入口壓力對發(fā)動機起動過程的影響

根據(jù)仿真計算與試車結果，氧化劑進入發(fā)生器的時刻決定著燃氣發(fā)生器建壓時刻，進而決定著渦輪泵起旋時刻，仿真計算中改變氧化劑的入口壓力，其他條件相同，計算結果如圖8所示。

由圖8可得，氧化劑的入口壓力對發(fā)動機自身起動過程影響很大。氧化劑入口壓力從0.287 MPa提高至0.32 MPa，則渦輪泵起旋的時刻提前約3 s；氧化劑入口壓力從0.287 MPa降低至0.27 MPa，則渦輪泵起旋時刻延遲5.4 s。渦輪泵起旋后，轉速的爬升過程基本一致。氧化劑入口壓力對推力室的建壓時刻影響不大。氧化劑入口壓力提高后，燃氣發(fā)生器在低壓擠壓下工作的時間大大縮短，而隨入口壓力的降低，燃氣發(fā)生器低壓工作的時間顯著延長。

發(fā)動機入口壓力直接決定了在擠壓條件下燃氣發(fā)生器所能達到的室壓和流量，而燃氣發(fā)生器的室壓和流量決定了渦輪的初始功率。根據(jù)圖8的計算結果可知：如果氧化劑入口壓力低于一定值，渦輪泵將難以起旋，發(fā)動機不能實現(xiàn)自身起動。

圖8　氧化劑入口壓力對發(fā)動機起動過程的影響Fig.8　Influence of oxidizer inlet pressure on engine start-up process

3.3主閥流阻對發(fā)動機起動過程的影響

發(fā)動機主閥結構中，一次工作路的流阻很小，但二次工作路的流阻較大，二次工作路的流阻系數(shù)約為一次工作路的18.1倍。由于發(fā)動機主閥位于泵后主路上，其流阻特性不但影響推進劑的充填過程，也直接影響擠壓工作時進入發(fā)生器的流量，進而影響渦輪泵起旋的時刻和上升速率。因此，有必要分析降低發(fā)動機主閥流阻對發(fā)動機自身起動過程品質的影響。

由于氧化劑主閥和燃料主閥結構完全相同，按照同時降低兩個主閥二次工作路流阻系數(shù)，假設主閥流阻系數(shù)分別降低1/2和2/3，其他條件不變，發(fā)動機的起動過程如圖9所示。

由圖9可見，降低發(fā)動機主閥流阻后，可以使得渦輪泵開始起旋的時刻有所提前。如降低主閥流阻系數(shù)一半，則渦輪泵起旋時刻提前0.65 s。發(fā)動機主閥流阻降低后，推進劑充填過程加快，推力室和發(fā)生器點火建壓時刻均有所提前。發(fā)動機主閥流阻的降低縮短了發(fā)生器在擠壓工作段的維持時間，使得渦輪更早產生足夠的起旋功率。另外，降低主閥流阻后，發(fā)動機進入穩(wěn)態(tài)工況后的推力室和發(fā)生器室壓以及渦輪泵轉速均有一定的提高。

為了提高發(fā)動機起動品質，縮短擠壓工作段的時間，后續(xù)可以在主閥設計中進一步降低二次工作路的流阻。

圖9　主閥流阻對發(fā)動機起動過程的影響Fig.9　Influence of main valve flow resistance on engine start-up process

3.4環(huán)境壓力對起動過程的影響

實際飛行中，發(fā)動機二次起動過程處于高空條件，環(huán)境壓力對推進劑的充填和渦輪的初始功率有明顯影響。本節(jié)中暫不考慮環(huán)境壓力對推進劑蒸發(fā)、燃燒組件點火燃燒的影響，只考慮環(huán)境壓力降低對純液相推進劑充填、渦輪壓比的影響。假設環(huán)境壓力分別為0.1 atm和0.01 atm，其他條件不變，發(fā)動機的起動過程如圖10所示。

圖10　環(huán)境壓力對發(fā)動機起動過程的影響Fig.10　Influence of ambient pressure on engine start-up process

由圖10(a)可知，當環(huán)境壓力由1 atm降低至0.1 atm，渦輪泵起旋時刻提前4.3 s，并且渦輪泵轉速從開始起旋至T90的時間也縮短0.5 s，主要是低工況爬升過程加快。當環(huán)境壓力為0.1 atm和0.01 atm時，渦輪泵轉速上升曲線接近于重合，差別很小。圖10(b)和圖10(c)表明，環(huán)境壓力的降低使推進劑充填過程加快，推力室和燃氣發(fā)生器點火時刻均提前。同時，燃氣發(fā)生器點火建壓后，擠壓工作的時間縮短，發(fā)動機工況爬升均加快。

環(huán)境壓力降低使起動過程加快的原因主要有兩方面，一方面增大了充填過程的壓差，增大了充填流量，縮短了充填時間，使燃氣發(fā)生器點火時刻提前、點火流量增加；另一方面，環(huán)境壓力降低，使得渦輪在發(fā)生器點火后的壓比增大。燃氣發(fā)生器流量和渦輪壓比的提高都增大來渦輪的功率，使發(fā)動機起動更快。因此，環(huán)境壓力的降低有利于發(fā)動機的自身起動過程。

環(huán)境壓力為0.1 atm和0.01 atm時起動過程差別很小的原因主要是推進劑充填過程中兩者壓差相近，發(fā)生器點火時刻和點火流量均很接近，從而起動過程差別很小。

按照目前的推進劑主閥打開時序，燃料主閥電爆管先通電，間隔一定時間后，氧化劑電爆管再通電，在地面試車中可以使兩路推進劑接近于同時進入推力室。由于環(huán)境壓力降低加快了推進劑的自由充填過程，按照相同的時序，則燃料進入推力室的時刻將提前。如圖10(d)所示，環(huán)境壓力為0.1 atm時，燃料進入推力室的時刻比氧化劑早0.15 s。

另外，在飛行條件下，環(huán)境壓力接近真空（< 1 Pa），推進劑充填過程中，推進劑前鋒面存在劇烈的汽化過程，導致推進劑前鋒面的壓力高于環(huán)境壓力，介于環(huán)境壓力和飽和蒸汽壓之間。由于氧化劑的飽和蒸汽壓 （10℃下為 0.479× 105Pa）高于燃料的飽和蒸汽壓（10℃下為0.1× 105Pa），將進一步減緩氧化劑的充填過程。因此，在飛行條件下，如果要保證兩路推進劑接近于同時進入推力室，需適當提前氧化劑電爆管的通電時間。

4　結論

通過對小推力泵壓式發(fā)動機自身起動過程的仿真分析和試車驗證，獲得初步結論如下：

1） 發(fā)動機能夠在低入口壓力下，實現(xiàn)自身起動，但起動過程時間較長。

2） 仿真模型可以比較合理地描述發(fā)動機的自身起動過程，計算結果能夠反映渦輪泵起旋之前發(fā)動機處于擠壓工作的特征，后續(xù)需要進一步研究修正低工況下渦輪泵、燃氣發(fā)生器和汽蝕管模型。

3） 氧化劑的入口壓力對發(fā)動機自身起動過程影響很大。氧化劑入口壓力升高，發(fā)動機起動過程加快；氧化劑入口壓力降低，渦輪泵起旋時刻延遲明顯，起動品質變差。

4） 降低發(fā)動機二次工作路的流阻，能夠提前渦輪泵起旋時刻，改善起動品質，提高發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工況。

5） 環(huán)境壓力降低使推進劑充填過程加快，渦輪泵起旋、工況爬升加快，有利于發(fā)動機的自身起動。但是高空環(huán)境壓力導致燃料比氧化劑充填更快，對目前的起動時序帶來一定影響，需要進一步優(yōu)化。

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（編輯：陳紅霞）

Simulation of self start-up process for low thrust pump-fed rocket engine

LIU Shang1,WANG Yijie2,CHENG Xiaohui2,WANG Pengwu2,ZHANG Xingjun2
（1.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Propulsion Rocket Engine, Xi’an 710100,China；2.Xi’an Aerospace Propulsion Institute,Xi’an 710100,China）

According to the need of passivating treatment for the second-stage rocket body,the low thrust pump-fed swinging rocket engine needs to be started up by itself at low inlet pressure.In this paper,the system transient simulation model of engine start-up process is established on the basis of MWorks general simulation platform,and it is validated with the hot test data.The influences of oxidizer inlet pressure,main valve flow resistance and ambient pressure on the engine start-up process are further analyzed.The results indicate that the swingingrocket engine can realize self start-up,but its start-up process is long;the oxidizer inlet pressure has a tremendous influence on self start-up process ofthe engine,that is,if the oxidizer inlet pressure is reduced,the time of turbo-pump beginning rotation will be delayed obviously and the quality of start-up process will become worse;if the main valve flow resistance is decreased,the beginning time of turbopump rotation will be moved up and the quality ofstart-up process will be improved;the deduction of the ambient pressure can accelerate the process of propellant filling,turbopump beginning rotation and the engine pressure rising,which is favorable for the engine selfstart-up process.

liquid rocket engine;low thrust pump-fed engine;self start-up;simulation analysis

V434-34

A

1672-9374(2016)04-0007-07

2016-02-21；

2016-03-31

國家863項目（2013AA7063027）

劉上（1984—），男，博士，研究領域為液體火箭發(fā)動機系統(tǒng)動力學