液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)研究進(jìn)展

李元啟,劉紅軍,徐浩海,陳宏玉

(液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710100)

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)研究進(jìn)展

李元啟,劉紅軍,徐浩海,陳宏玉

(液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安 710100)

仿真技術(shù)是研究液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性的主要手段之一?？偨Y(jié)了國(guó)內(nèi)外液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)的研究進(jìn)展，將仿真技術(shù)的研究進(jìn)展分為三個(gè)階段：專(zhuān)用仿真程序階段、通用仿真軟件階段和多學(xué)科聯(lián)合仿真階段。對(duì)各個(gè)階段的進(jìn)展進(jìn)行了總結(jié)和評(píng)述，分析了各階段仿真技術(shù)的主要特點(diǎn)。在總結(jié)研究進(jìn)展的基礎(chǔ)上，對(duì)今后發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)的發(fā)展方向提出了設(shè)想。

研究進(jìn)展；液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；動(dòng)態(tài)特性；仿真技術(shù)

0 引言

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是一個(gè)包含諸多非穩(wěn)態(tài)過(guò)程的、極其復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)、關(guān)機(jī)、調(diào)節(jié)控制等都涉及到系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的研究。在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的初期，受分析手段與計(jì)算機(jī)技術(shù)的制約，對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性的研究主要依靠試驗(yàn)手段，按照經(jīng)驗(yàn)制定發(fā)動(dòng)機(jī)的控制方案，并對(duì)不同的控制方案進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)熱試車(chē)，以獲得發(fā)動(dòng)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性。采用試驗(yàn)方法進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性研究耗費(fèi)大量人力、財(cái)力、物力。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程受諸多因素影響，僅依靠試驗(yàn)方法對(duì)各種影響因素及其組合進(jìn)行分析非常困難。

與試驗(yàn)研究相比，計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)不僅能夠指導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)、縮短研制周期、節(jié)約經(jīng)費(fèi)，而且具有良好的可控性、可觀性、安全性、重復(fù)性和經(jīng)濟(jì)性等特點(diǎn)，已成為現(xiàn)有發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案改進(jìn)和新型發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)研制的基礎(chǔ)之一，逐漸成為發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)特性研究的主要手段。

本文總結(jié)了發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)的發(fā)展歷程，并將其劃分為三個(gè)階段：專(zhuān)用仿真程序階段、通用仿真軟件階段和多學(xué)科聯(lián)合仿真階段。對(duì)各個(gè)階段的特點(diǎn)進(jìn)行了介紹，總結(jié)了仿真技術(shù)的關(guān)鍵問(wèn)題，在此技術(shù)上提出了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真技術(shù)未來(lái)的發(fā)展方向。

1 專(zhuān)用仿真程序階段

發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真是基于組件數(shù)學(xué)模型的。在發(fā)展初期，組件模型多采用守恒定律、經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式或經(jīng)典力學(xué)的基本方程組建立，形式上通常為常微分方程或者代數(shù)方程。

美國(guó)空軍火箭推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室的Power和Butle在準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)假設(shè)的基礎(chǔ)上對(duì)Agena火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)過(guò)程做了簡(jiǎn)單的仿真計(jì)算。其中管路模型采用了集中參數(shù)模型，泵的揚(yáng)程采用了與轉(zhuǎn)速相關(guān)的多項(xiàng)式函數(shù)[1]。Lewis研究中心Meyer和Maul應(yīng)用向前神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立了主燃燒室壓力、渦輪出口溫度、高壓燃料泵出口壓力參數(shù)模型，用標(biāo)準(zhǔn)向后傳播算法來(lái)訓(xùn)練網(wǎng)絡(luò)出口壓力參數(shù)模型，對(duì)航天飛機(jī)主發(fā)動(dòng)SSME的起動(dòng)特性進(jìn)行了研究[2]。日本國(guó)家空間實(shí)驗(yàn)室的A.Kanmuri先后針對(duì)LE-5和LE-7[3]發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)了動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真程序。將整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)簡(jiǎn)化為推進(jìn)劑充填系統(tǒng)，忽略了點(diǎn)火過(guò)程，認(rèn)為燃燒僅僅依賴(lài)于燃燒室的混合比。采用了準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)的假設(shè)來(lái)處理動(dòng)態(tài)過(guò)程。在單個(gè)時(shí)間步內(nèi)，首先對(duì)泵出口和主燃燒室噴管喉部流量進(jìn)行平衡計(jì)算，然后計(jì)算燃燒室冷卻壁面的溫度變化和渦輪泵轉(zhuǎn)速和流經(jīng)泵的流量，最后計(jì)算泵的壓力損失。然后進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)直至計(jì)算至需要的時(shí)間。通過(guò)這種假設(shè)方法研究了發(fā)動(dòng)機(jī)的起動(dòng)特性，分析了其重要影響因素。Baudart等設(shè)計(jì)了動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真程序，針對(duì)HM7B發(fā)動(dòng)機(jī)起發(fā)動(dòng)機(jī)起過(guò)程中，主燃燒室點(diǎn)火時(shí)出現(xiàn)的可靠性和能量不足問(wèn)題進(jìn)行了分析研究提出了解決方案[4]。我國(guó)新一代運(yùn)載火箭用液氧/煤油發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中，也開(kāi)展了大量動(dòng)態(tài)特性仿真工作[5-6]。

這一階段的仿真需要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)組成，將組件對(duì)應(yīng)的模型方程聯(lián)立，并建立組件之間的數(shù)據(jù)傳遞關(guān)系，編制仿真程序進(jìn)行求解分析，由于不同發(fā)動(dòng)機(jī)的系統(tǒng)組成和循環(huán)方式不盡相同，因此這一階段的仿真工作具有典型的“一機(jī)一程序”的特點(diǎn)，其優(yōu)點(diǎn)是程序結(jié)構(gòu)緊湊、運(yùn)算速度快。但對(duì)于復(fù)雜系統(tǒng)而言，采用這種方法建立其仿真模型將是一件十分困難的工作。由于發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)各組件之間相互耦聯(lián)，參數(shù)相互制約，對(duì)系統(tǒng)每個(gè)環(huán)節(jié)的修改都可能導(dǎo)致整個(gè)仿真程序的修改，工作量大，程序的通用性差。因此難以廣泛應(yīng)用，妨礙了計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行深入地分析和研究。

2 通用仿真軟件階段

將液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的常用組件進(jìn)行整理劃分，分別建立其數(shù)學(xué)模型，并打包成獨(dú)立的程序模塊。在獨(dú)立程序模塊的基礎(chǔ)上，可設(shè)計(jì)出通用仿真軟件，通用性軟件匯集了液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的常用組件，并可以根據(jù)要求進(jìn)行組件模塊的擴(kuò)充。在仿真時(shí)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)構(gòu)成將組件模塊進(jìn)行排列組合，通過(guò)流量、壓力、溫度及轉(zhuǎn)速等參數(shù)建立組件間的聯(lián)系關(guān)系。即可快速便捷的針對(duì)不同發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)特性仿真建模。

這一階段的代表性軟件主要是美國(guó)普惠公司(Pratt&Whitney)為NASA 馬歇爾太空飛行中心(Marshall Space Flight Center)研制的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)仿真器ROCETS[7](ROCket Engine Transient Simulation System)。ROCETS軟件包中包含了組成發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的基本組件模型，包含了泵模型、渦輪、預(yù)燃室、主燃燒室、噴管、管路、閥門(mén)、阻尼器模型以及傳熱模型和低溫介質(zhì)模型等?？梢詽M(mǎn)足絕大多數(shù)循環(huán)類(lèi)型發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真要求。Binder利用ROCETS提供的模型庫(kù)建立了RL 10A-3-3A發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)模型，并得到了實(shí)驗(yàn)結(jié)果的驗(yàn)證[8]。

ROCETS雖然具有一定的通用性，但是操作界面和組件連接方式都較為復(fù)雜。Randolph F Follett博士對(duì)ROCETS進(jìn)行了二次開(kāi)發(fā)，將界面和數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)都進(jìn)行了極大地優(yōu)化而開(kāi)發(fā)出ESAY5x軟件[9]， EASY5x具有直觀的圖形界面，用戶(hù)能夠輕松構(gòu)建仿真模型。圖1為ESAY5x軟件的仿真界面。

法國(guó)類(lèi)似的軟件CARINS[10]采用FORTRAN語(yǔ)言編寫(xiě)，包含了用戶(hù)圖形界面、模型庫(kù)和模型自動(dòng)生成器(AMG)，用戶(hù)在軟件界面上搭建其發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)，定義數(shù)據(jù)或者加入額外的方程和公式，根據(jù)用戶(hù)的輸入，軟件可以自動(dòng)生成仿真程序并進(jìn)行求解。圖2為該軟件仿真界面。

日本JAXA角田空間推進(jìn)中心(Kakuda Space Propulsion Center)在2001年開(kāi)發(fā)了一款類(lèi)似的軟件REDS(Rocket Engine Dynamic Simulator)[11]，REDS采用FORTRAN77語(yǔ)言編寫(xiě)，同樣包含了各種常用組件模型和材料物性數(shù)據(jù)庫(kù)。并可通過(guò)MPI可以直接在多臺(tái)計(jì)算機(jī)上實(shí)現(xiàn)并行計(jì)算。利用REDS，日本在LE-7A發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)中成功分析了其啟動(dòng)和關(guān)機(jī)動(dòng)態(tài)特性，確定了其啟動(dòng)關(guān)機(jī)時(shí)序。

在商用的微分方程求解軟件上進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)省去了數(shù)學(xué)求解的工作，可以將工作全部放在組件模型的開(kāi)發(fā)上。西班牙EAI公司EcosimPro是一款一維多學(xué)科系統(tǒng)仿真工具，能夠?qū)θ魏慰梢员硎境晌⒎执鷶?shù)方程或者常微分方程的動(dòng)態(tài)系統(tǒng)以及離散事件進(jìn)行建模。并且內(nèi)置了數(shù)學(xué)、控制、電氣、熱及機(jī)械等多個(gè)學(xué)科的專(zhuān)業(yè)元件庫(kù)。歐洲航天局ESA和EAI公司在該軟件的基礎(chǔ)上合作開(kāi)發(fā)了航天推進(jìn)系統(tǒng)仿真模塊ESPSS(European Space Propulsion System Simulation)，并成功應(yīng)用于多種發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程的仿真建模上[12-14]。圖3是該軟件的仿真界面。

法國(guó)Imagine公司推出的AMESim也是一款類(lèi)似的軟件，其采用基于物理模型的圖形化建模方式，具有豐富的通用標(biāo)準(zhǔn)元件庫(kù)，該軟件也大量用在了發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)仿真和組件仿真上[15-18]。

國(guó)內(nèi)的國(guó)防科大、北航及西安航天動(dòng)力研究所等單位都開(kāi)發(fā)了各自的通用仿真軟件。劉昆、黃敏超等人在自身關(guān)于管路的有限元狀態(tài)模型的基礎(chǔ)上，將組成發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的典型元件劃分為21個(gè)模塊，并對(duì)不同組件開(kāi)發(fā)成數(shù)學(xué)模型庫(kù)。采用C++語(yǔ)言編寫(xiě)了模塊化仿真軟件LRETMMSS[19-21](The Modularization Modeling and Simulation Software for Transient of liquid Propellant Rocket Engines)，利用該軟件建立了某型號(hào)液氫液氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)半系統(tǒng)模型[22]。張黎輝等人利用C++語(yǔ)言開(kāi)發(fā)了類(lèi)似的通用仿真軟件[23]，并在MFC文檔視圖結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了可視化建模。類(lèi)似的還有劉紅軍、呂鵬翾及肖立明等人的工作[24-26]。

MWorks基于多領(lǐng)域統(tǒng)一建模規(guī)范的Modelica語(yǔ)言，內(nèi)置了大量標(biāo)準(zhǔn)元件庫(kù)，陳宏玉在該平臺(tái)上建立了適用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的詳細(xì)的組件模型庫(kù)RocketEngine[27]，包括了6大類(lèi)組件32類(lèi)小元件，其中管路模型更是包含了完全的一維分布參數(shù)模型，采用譜方法編寫(xiě)了管路的一維求解程序。并利用此模型庫(kù)對(duì)我國(guó)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)單機(jī)、多機(jī)并聯(lián)、地面、飛行等多種狀態(tài)的起動(dòng)和關(guān)機(jī)過(guò)程進(jìn)行了仿真，并經(jīng)過(guò)了試車(chē)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證[28]。該軟件的仿真界面如圖4所示。

從仿真技術(shù)的特點(diǎn)來(lái)看，成為一款通用性的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真軟件必須具備以下幾個(gè)必要條件：

1)具備良好的圖形界面，使用戶(hù)與計(jì)算機(jī)的交互工作可以友好的進(jìn)行；

2)具備完整的發(fā)動(dòng)機(jī)組件模型庫(kù)以及模型之間的連接接口，可以迅速的根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)組成搭建整機(jī)的仿真模型；

3)仿真軟件具備數(shù)學(xué)模型生成和求解能力，能夠根據(jù)圖形界面上連接好的模型生成求解方程組，并且內(nèi)置求解器，對(duì)生成的方程組進(jìn)行求解。

3 多學(xué)科聯(lián)合仿真階段

通用性仿真軟件無(wú)疑是發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真技術(shù)的巨大進(jìn)步，但是究其根本還是停留在0維或者至多1維的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)范疇。仿真精度較低，無(wú)法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)組件的詳細(xì)工作過(guò)程進(jìn)行描述。美國(guó)的推進(jìn)系統(tǒng)數(shù)值仿真NPSS(Numerical Propulsion System Simulation)計(jì)劃[29-30]在這一方面進(jìn)步較大。

NPSS屬于NASA的高性能計(jì)算和通信計(jì)劃(HPCC)，由美國(guó)NASA Glenn研究中心負(fù)責(zé)，聯(lián)合工業(yè)界、學(xué)校和其他政府機(jī)構(gòu)共同參與。該計(jì)劃于2010年前后完成全部研究?jī)?nèi)容，整個(gè)研究周期超過(guò)20年(1989年～2010年)，是美國(guó)在數(shù)值仿真技術(shù)領(lǐng)域投資最多、規(guī)模最大、歷時(shí)最長(zhǎng)的研究項(xiàng)目。

NPSS由仿真環(huán)境(SE)、工程應(yīng)用模塊(EM)、高性能計(jì)算平臺(tái)(HPCP)三部分組成。這三個(gè)組成部分中，工程應(yīng)用模塊是基礎(chǔ)，包括各種級(jí)別(從0 維到3維)、各部件/系統(tǒng)(總體性能、進(jìn)氣道、壓縮系統(tǒng)、燃燒室、渦輪、排氣系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、機(jī)械系統(tǒng)等)及各學(xué)科(氣動(dòng)、傳熱、燃燒、控制、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、制造、經(jīng)濟(jì)性)的工程仿真模塊。高性能計(jì)算平臺(tái)，即大規(guī)模、異構(gòu)、分布式、遠(yuǎn)程網(wǎng)絡(luò)計(jì)算環(huán)境，由中心服務(wù)器、工作站集群、用戶(hù)終端及遠(yuǎn)程高速網(wǎng)絡(luò)設(shè)備等組成。仿真環(huán)境包括面向?qū)ο蟮目蓴U(kuò)展的結(jié)構(gòu)化構(gòu)架、應(yīng)用及開(kāi)發(fā)工具組、各種支持庫(kù)(數(shù)據(jù)庫(kù)、模型庫(kù)、工具庫(kù)等)和相關(guān)的數(shù)據(jù)標(biāo)準(zhǔn)。圖5為其仿真界面。

NPSS的研究目標(biāo)是以高性能計(jì)算平臺(tái)為基礎(chǔ)，以經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的推進(jìn)系統(tǒng)各部件、系統(tǒng)及學(xué)科的工程模塊為核心，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的性能、穩(wěn)定性、費(fèi)用、壽命及取證等進(jìn)行快速的、可支付得起的數(shù)值仿真計(jì)算，所使用的模型涉及到流體力學(xué)、傳熱、燃燒、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、材料、控制、制造和經(jīng)濟(jì)等多學(xué)科領(lǐng)域。形成航空航天推進(jìn)系統(tǒng)“數(shù)字試車(chē)臺(tái)”，實(shí)現(xiàn)全球任何用戶(hù)在24小時(shí)內(nèi)完成發(fā)動(dòng)機(jī)任何級(jí)別和綜合程度(包括發(fā)動(dòng)機(jī)部件和整機(jī)系統(tǒng))的數(shù)值仿真，并得到可用于工程分析的處理結(jié)果。并最終實(shí)現(xiàn)推進(jìn)系統(tǒng)/飛行器的一體化綜合仿真。

4 發(fā)展趨勢(shì)與展望

從液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真技術(shù)發(fā)展的三個(gè)階段來(lái)看，總結(jié)仿真技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)如下：

1) 模型庫(kù)和數(shù)據(jù)庫(kù)的不斷完善。液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組件較多，各個(gè)組件往往還有幾種不同的型式。為提高仿真軟件的通用性，勢(shì)必要不斷補(bǔ)充各類(lèi)組件模型；另外各種推進(jìn)劑、工質(zhì)的物理化學(xué)性質(zhì)等基礎(chǔ)數(shù)據(jù)也必須逐漸補(bǔ)充完善到軟件的數(shù)據(jù)庫(kù)中，不斷提高仿真軟件的適應(yīng)性。

2) 多學(xué)科聯(lián)合仿真。將現(xiàn)有的流體力學(xué)、傳熱、燃燒、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等學(xué)科的仿真技術(shù)進(jìn)行整合，建立聯(lián)合仿真平臺(tái)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程進(jìn)行詳細(xì)的仿真，甚至實(shí)現(xiàn)三維“數(shù)字熱試車(chē)”將是未來(lái)一段時(shí)間內(nèi)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)仿真技術(shù)的發(fā)展方向。

3) 仿真平臺(tái)的拓展應(yīng)用。管路、泵、燃燒室等組件在其他行業(yè)中也有所應(yīng)用，如航空、能源、化工等。其模型具有一定相似性，因此將液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真軟件推廣應(yīng)用到其他工業(yè)領(lǐng)域也是其未來(lái)的發(fā)展方向之一。

5 結(jié)束語(yǔ)

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)特性仿真是發(fā)動(dòng)機(jī)研制工作中的一項(xiàng)重要內(nèi)容。通過(guò)對(duì)仿真技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了回顧和綜述，本文認(rèn)為，仿真技術(shù)的發(fā)展經(jīng)歷了三個(gè)主要階段：專(zhuān)用仿真程序階段、通用仿真軟件階段和多學(xué)科聯(lián)合仿真階段。簡(jiǎn)要介紹了各個(gè)發(fā)展階段的典型工作和主要特點(diǎn)，在此基礎(chǔ)上梳理了仿真技術(shù)未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)。

[1] POWELL M F, BUTLER P T. Ground test simulation of rocket engine start transients: AIAA 75-1273 [R]. USA: AIAA, 1975.

[2] MEYER C M, MAUL W A. The application of neural networks to the SSME startup transient: NASA CR-187138 [R]. USA: NASA, 1991.

[3] KANMURI A, KANDA T, WAKAMATSU Y, et al. Transient analysis of LOX/LH2rocket engine (LE-7): AIAA 89-2736 [R]. USA: AIAA, 1989.

[4] BAUDART P A, DUTHOIT V, HARLAY J C. Numerical simulation of cryotechnic rocket engine ignition: AIAA 91-2290 [R]. USA: AIAA, 1991.

[5] 徐浩海. 液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程研究[D]. 西安: 中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第六研究院第十一研究所, 2003.

[6] 楊永強(qiáng). 液氧煤油補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)迫起動(dòng)過(guò)程研究[D]. 西安: 中國(guó)航天科技集團(tuán)公司六院11所, 2005.

[7] MASON J R, SOUTHWICK R D. Large liquid rocket engine transient performance simulation system final report: NASA-CR-184099 [R]. USA: NASA, 1991.

[8] BINDER M P. An RL 10A-3-3A rocket engine model using the rocket engine transient simulator(ROCETS) software: AIAA 93-2357 [R]. USA: AIAA, 1993.

[9] FOLLETT R F, TAYLOR R P. Liquid rocket propulsion dynamic flow modeling using the ROCETS engineering modules in the EASY5x environment: AIAA 93-2599 [R]. USA: AIAA, 1993.

[10] ORDONNEAU G, ALBANO G, MASSE J. CARINS: A future versatile and flexible tool for engine transient prediction [C]// Proceedings of 4th International Conference on Launcher Technology. Liege Belgium: [s.n.], 2002: 111-120.

[11] YAMANISHI N, KIMURA T, TAKAHASHI M, et al. Transient analysis of the LE-7A rocket engine using the rocket engine dynamic simulator (REDS): AIAA 2004-3850 [R]. USA: AIAA, 2004.

[12] ISSELHORST A. HM7B simulation with ESPSS tool on Ariane 5 ESC-A upper stage: AIAA 2010-7047 [R]. USA: AIAA, 2010.

[13] DI MATTEO F, DE ROSA M, ONOFRIX M. Start-up transient simulation of a liquid rocket engine: AIAA 2011-6032 [R]. USA: AIAA, 2011.

[14] DI MATTEO F, DE ROSA M. Steady state library for liquid rocket engine cycle design: AIAA 2011-6033 [R]. USA: AIAA, 2011.

[15] 潘輝, 張黎輝. AMESim軟件在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)仿真上的應(yīng)用[J]. 火箭推進(jìn), 2011，37(3): 6-11.

PAN Hui, ZHANG Lihui. Application of AMESim in dynamic characteristic simulation of liquid rocket engine system [J]. Journal of rocket propulsion, 2011, 37(3): 6-11.

[16] 李錦江. 一種低溫發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)仿真的快捷方法[J]. 導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù), 2012(1): 13-17.

[17] 晏政, 劉澤軍, 程玉強(qiáng), 等. 航天器推進(jìn)系統(tǒng)模塊化建模方法[J]. 國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2012，34(4): 28-32.

[18] 尤裕榮, 趙雙龍, 吳寶元, 等. 基于AMESim的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃油調(diào)節(jié)器動(dòng)態(tài)特性仿真[J]. 火箭推進(jìn), 2010，36(4): 12-15.

YOU Yurong, ZHAO Shuanglong, WU Baoyuan. A simulation on dynamic characteristics of ramjet fuel regulator based on AMESim [J]. Journal of rocket propulsion, 2010，36(4): 12-15.

[19] 黃敏超, 王新建, 王楠. 補(bǔ)燃循環(huán)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)過(guò)程的模塊化仿真[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2001，22(2): 101-103.

[20] 樊忠澤, 黃敏超, 余勇, 等. 空間推進(jìn)系統(tǒng)工作過(guò)程的模塊化建模[J]. 國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào), 2007，29(2): 29-33.

[21] 魏鵬飛, 吳建軍, 劉洪剛, 等. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)一種通用模塊化仿真方法[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2005，26(2): 147-150.

[22] 劉昆, 張育林, 程謀森. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)瞬變過(guò)程模塊化建模與仿真[J]. 推進(jìn)技術(shù), 2003，24(5): 401-405.

[23] 張黎輝, 李偉, 段娜. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)模塊化通用仿真[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2011，26(3): 687-691.

[24] 劉紅軍. 補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)靜態(tài)特性與動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性研究[D]. 西安: 航天工業(yè)總公司第十一研究所, 1998.

[25] 呂鵬翾. 液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程數(shù)值仿真[J]. 火箭推進(jìn), 2004,30(5):10-17.

Lü Pengxuan. Numerical simulation of operation process of liquid rocket engine [J]. Journal of rocket propulsion, 2004, 30(5): 10-17.

[26] 肖立明, 羅巧軍. 膨脹循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過(guò)程研究[J]. 火箭推進(jìn), 2007,33(1):7-11.

XIAO Liming, LUO Qiaojun. Investigation on start-up process of expander cycle liquid propellant rocket engine [J]. Journal of rocket propulsion, 2007, 33(1): 7-11.

[27] HONGYU C, HONGJUN L, LIU H. A tool for simulation and analysis of space propulsion systems transient performance [C]// 6th CSA-IAA Conference. Shanghai, China: CSA, 2015: 211-216.

[28] 陳宏玉, 劉紅軍, 陳建華. 補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)迫起動(dòng)過(guò)程[J]. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào), 2015,30(12):3010-3016.

[29] LYTLE J K. The numerical propulsion system simulation: an overview: NASA/TM- 2000-209915 [R]. USA: NASA, 2000.

[30] FOLLEN G, AUBUCHON M. Numerical zooming between a NPSS engine system simulation and a one-dimensional high compressor analysis code: NASA/TM-2000-209913 [R]. USA: NASA, 2000.

Research progress on numerical simulation technology of liquid rocket engine dynamic characteristics

LI Yuanqi，LIU Hongjun，XU Haohai，CHEN Hongyu

(Science and Technology on Liquid Rocket Engine Laboratory, Xi’an 710100， China)

The numerical simulation technology is one of the important methods to investigate the dynamic characteristics of liquid rocket engine (LRE).A review on numerical simulation technology of LRE dynamic characteristics is done in this paper.Development of the technology can be divided into three stages: special simulation program phase，general simulation software phase and multidisciplinary collaborate simulation phase.Key work of each developing phase is summarized and evaluated.Main characteristics of the simulation technology in each stage are analyzed.Based on summary of the research progress，the development direction of the future numerical simulation technology of LRE dynamic characteristics is proposed.

research progress; liquid rocket engine; dynamic characteristic; simulation technology

V430-34

A

1672-9374(2017)05-0001-06

2016-11-13；

2017-01-22

裝備預(yù)研基金項(xiàng)目(61427040401162704007)

李元啟(1987—)男，博士生，研究領(lǐng)域?yàn)橐后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)

(編輯：馬杰)