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    氫氧上面級(jí)集成流體系統(tǒng)靜態(tài)特性研究

    2019-07-06 11:43:30張萬(wàn)旋李錦江
    航天制造技術(shù) 2019年3期
    關(guān)鍵詞:氫氧冷卻劑內(nèi)燃機(jī)

    張萬(wàn)旋 李錦江 張 楠

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    氫氧上面級(jí)集成流體系統(tǒng)靜態(tài)特性研究

    張萬(wàn)旋 李錦江 張 楠

    (北京航天動(dòng)力研究所,北京 100076)

    根據(jù)某火箭三子級(jí)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)的規(guī)模和任務(wù)剖面要求,提出相應(yīng)的IVF系統(tǒng)方案,建立了主要組件的靜態(tài)特性模型,通過(guò)靜態(tài)特性仿真,獲得了3種工作模式下的IVF系統(tǒng)的平衡參數(shù),并進(jìn)行參數(shù)影響分析、重量?jī)?yōu)勢(shì)分析。結(jié)果表明,本文提出的IVF系統(tǒng)方案可滿足某火箭三子級(jí)任務(wù)需求,與傳統(tǒng)方案相比具有重量輕、任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)的優(yōu)勢(shì)。

    IVF;靜態(tài)特性;氫氧內(nèi)燃機(jī);換熱器;系統(tǒng)仿真

    1 引言

    隨著載人登月、深空探測(cè)、在軌服務(wù)及維護(hù)等宇航任務(wù)的開展,航天飛行對(duì)上面級(jí)長(zhǎng)時(shí)間在軌、多次起動(dòng)、高比沖性能等的需求越來(lái)越迫切。常規(guī)有毒推進(jìn)劑能夠滿足長(zhǎng)時(shí)間在軌和多次起動(dòng)需求,但比沖性能低,難以滿足大速度增量要求。氫氧推進(jìn)劑比沖性能最高,但長(zhǎng)航時(shí)氫氧上面級(jí)飛行器一直面臨多次啟動(dòng)、推進(jìn)劑管理、推進(jìn)劑蒸發(fā)氣利用、供電問(wèn)題。

    此外,隨著在軌時(shí)間和起動(dòng)次數(shù)的增加,傳統(tǒng)上面級(jí)攜帶的蓄電池?cái)?shù)量、增壓氣瓶容積、姿控推進(jìn)劑用量均成倍增加,由此帶來(lái)的重量和體積消耗已經(jīng)成為制約任務(wù)實(shí)現(xiàn)的瓶頸。因此急需尋找一種新的途徑,突破傳統(tǒng)方案,解放電源、氣源和姿控推進(jìn)劑的限制,實(shí)現(xiàn)高性能低溫上面級(jí)的長(zhǎng)時(shí)間在軌和多次起動(dòng)工作能力。

    美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(ULA)提出了全新的解決方案,即集成箭上流體系統(tǒng)(Integrated Vehicle Fluid[1],以下簡(jiǎn)稱IVF系統(tǒng)),其核心為低溫推進(jìn)劑綜合利用技術(shù)。ULA基于半人馬座上面級(jí),先后提出了4個(gè)IVF系統(tǒng)方案[1~4],內(nèi)燃機(jī)方案考慮了轉(zhuǎn)子式內(nèi)燃機(jī)和活塞式內(nèi)燃機(jī),換熱方案考慮了沉底發(fā)動(dòng)機(jī)換熱和內(nèi)燃機(jī)冷卻劑換熱等。為了提高IVF系統(tǒng)完成任務(wù)的可靠性,設(shè)置2套IVF系統(tǒng)進(jìn)行冗余備份,任何一套都能獨(dú)立完成發(fā)電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能。根據(jù)ULA的研究結(jié)果,采用IVF系統(tǒng)可大幅降低整個(gè)上面級(jí)的干重,減少使用介質(zhì)的種類和消耗量,取消高壓氣路,從而簡(jiǎn)化上面級(jí)結(jié)構(gòu),并使半人馬座上面級(jí)在軌滑行數(shù)周成為可能[1]。

    本文以某火箭三子級(jí)氫氧動(dòng)力系統(tǒng)為基礎(chǔ),提出IVF系統(tǒng)方案,并通過(guò)靜態(tài)特性仿真,研究系統(tǒng)在不同工作模式下的平衡參數(shù),對(duì)方案可行性進(jìn)行分析。

    2 系統(tǒng)方案

    某火箭氫氧三子級(jí)采用液氫液氧低溫推進(jìn)劑,主發(fā)動(dòng)機(jī)采用2臺(tái)燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)氫氧發(fā)動(dòng)機(jī),單機(jī)真空推力約82.5kN,真空比沖4300m/s;主發(fā)動(dòng)機(jī)工作前,氫、氧貯箱均采用常溫氦氣補(bǔ)壓,主發(fā)動(dòng)機(jī)工作后,氫箱為氫自身增壓,氧箱為冷氦換熱增壓;輔助動(dòng)力系統(tǒng)采用單組元推進(jìn)劑單推三,姿控發(fā)動(dòng)機(jī)采用4臺(tái)40N和4臺(tái)70N配置,沉底發(fā)動(dòng)機(jī)采用2臺(tái)40N和2臺(tái)300N配置。

    為簡(jiǎn)化系統(tǒng),本文假設(shè)每個(gè)氫氧上面級(jí)配備2套完全相同、獨(dú)立工作的IVF系統(tǒng),暫不考慮2套系統(tǒng)之間的介質(zhì)冗余供應(yīng)問(wèn)題。通過(guò)充分利用主貯箱內(nèi)的氫、氧推進(jìn)劑,每套系統(tǒng)均具備發(fā)電、增壓、換熱、沉底、姿控等功能,因此不再需要攜帶傳統(tǒng)的增補(bǔ)壓氦氣瓶、輔助動(dòng)力推進(jìn)劑和大量蓄電池,從而實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)化和性能提升。本文構(gòu)建的IVF系統(tǒng)如圖1所示。

    圖1 IVF系統(tǒng)原理圖

    該系統(tǒng)的工作原理為:在氣枕壓力作用下,氫貯箱蒸發(fā)的氣氫在內(nèi)燃機(jī)氣缸頂蓋內(nèi)與冷卻劑熱交換,然后進(jìn)入內(nèi)燃機(jī)與來(lái)自高壓氣瓶的氧氣燃燒;內(nèi)燃機(jī)帶動(dòng)發(fā)電機(jī)發(fā)電,產(chǎn)生的電能供上面級(jí)使用并給蓄電池充電,內(nèi)燃?xì)馀艢庥糜谛⊥屏Τ恋祝3滞七M(jìn)劑的氣液分離狀態(tài);柱塞泵從貯箱內(nèi)抽取的液氫、液氧,經(jīng)過(guò)換熱器加溫,形成高壓氣氫、氣氧分別充入氫、氧氣瓶;氫、氧氣瓶給貯箱增壓和姿控、沉底發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)介質(zhì),氧氣瓶還給內(nèi)燃機(jī)提供氧氣;內(nèi)燃機(jī)冷卻劑在內(nèi)燃機(jī)和氫、氧換熱器之間循環(huán),作為換熱介質(zhì)。

    按照上面級(jí)在飛行中的不同時(shí)段,該系統(tǒng)有如下3種工作模式:

    模式一,僅發(fā)電。此模式對(duì)應(yīng)于上面級(jí)處于滑行狀態(tài),只有用電和小推力沉底需求,利用貯箱內(nèi)氫氣和氣瓶?jī)?nèi)氧氣發(fā)電,供上面級(jí)測(cè)量、控制等系統(tǒng)使用,并給蓄電池充電。此時(shí)只有內(nèi)燃機(jī)和發(fā)電機(jī)工作,內(nèi)燃機(jī)排氣提供小沉底推力。

    模式二,發(fā)電+輔助動(dòng)力最大工況。此模式對(duì)應(yīng)于上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一次關(guān)機(jī)后,為了抑制貯箱內(nèi)液體晃動(dòng),需起動(dòng)大推力沉底,在較短時(shí)間內(nèi)將晃動(dòng)幅度降下來(lái)。同時(shí),為了消除主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)過(guò)程不同步引起的干擾力矩,姿控發(fā)動(dòng)機(jī)也要起動(dòng)工作??紤]最惡劣工況,假設(shè)8臺(tái)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)和2臺(tái)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作。

    模式三,發(fā)電、增壓、姿控+大推力沉底。此模式對(duì)應(yīng)于發(fā)動(dòng)機(jī)空中再次起動(dòng)前,由于滑行段貯箱壓力會(huì)下降,為滿足主發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷和起動(dòng)對(duì)貯箱壓力的要求,需提前進(jìn)行貯箱增壓,同時(shí)起動(dòng)大推力沉底和4臺(tái)姿控發(fā)動(dòng)機(jī),保證液態(tài)推進(jìn)劑位于貯箱底部。此時(shí)氫、氧換熱器達(dá)到最大工作負(fù)荷。

    3 靜態(tài)仿真模型

    3.1 系統(tǒng)平衡方程

    動(dòng)力系統(tǒng)靜態(tài)特性可以由三組平衡方程描述,即流量平衡、壓力平衡和功率平衡。流量平衡要求各組合件和管路流入質(zhì)量流量等于流出質(zhì)量流量,包括氫貯箱液路流量平衡方程、氫貯箱氣路流量平衡方程、氧貯箱液路流量平衡方程。對(duì)于管路和節(jié)流元件,壓力平衡方程由流阻公式給出,即:

    系統(tǒng)換熱總量滿足:

    式中,H2,HEX、O2,HEX——?dú)洹⒀鯎Q熱器換熱量。ICE,release、ICE——內(nèi)燃機(jī)放熱量、內(nèi)燃機(jī)輸出功。

    對(duì)內(nèi)燃機(jī)有以下功率平衡關(guān)系式:

    3.2 內(nèi)燃機(jī)靜態(tài)特性

    內(nèi)燃機(jī)靜態(tài)特性包括燃燒特性和功率特性。氫氧燃燒特性通過(guò)熱力計(jì)算得到。本文關(guān)心的功率特性是指在不同的氫氧流量下,內(nèi)燃機(jī)輸出的功率。

    對(duì)氫內(nèi)燃機(jī)的研究多集中于氫-空氣內(nèi)燃機(jī)[5~8],但本系統(tǒng)需采用富氫-氧缸內(nèi)直噴缸內(nèi)直噴內(nèi)燃機(jī)。其特性鮮有公開文獻(xiàn)研究,本文采用AMESim利用AMEsim/AMEset工具建立六缸直列活塞式氫氧富燃氧缸內(nèi)直噴內(nèi)燃機(jī)模型,圖2給出了其中一個(gè)氣缸模型。

    1—氧氣壓力溫度源 2—噴注元件 3—噴注提前角 4—噴注持續(xù)時(shí)間 5—最大噴注流量 6—進(jìn)氣閥開啟角 7—?dú)飧咨w 8—排氣閥關(guān)閉角 9—?dú)溥M(jìn)氣口 10—排氣口 11—點(diǎn)火提前角 12—?dú)飧啄P?13—曲軸轉(zhuǎn)角 14—?dú)飧最^部熱交換接口 15—?dú)飧咨聿繜峤粨Q接口 16—活塞熱交換接口 17—曲軸

    由于AMESim自帶的物性定義元件只適用于氧化劑為空氣的內(nèi)燃機(jī),本文使用AMESet二次開發(fā)工具重新編寫了物性定義元件。由于Wiebe能較為真實(shí)地逼近實(shí)際放熱曲線,本文使用Wiebe模型對(duì)內(nèi)燃機(jī)燃燒放熱過(guò)程進(jìn)行仿真,其表達(dá)式為:

    式中:vtot——總放熱量,v——瞬時(shí)放熱量,comb——燃燒持續(xù)角,——曲軸轉(zhuǎn)角(以燃燒開始時(shí)為0°),1、1——Wiebe模型系數(shù)。

    氣缸換熱采用Woschni[9]模型,其換熱系數(shù)關(guān)聯(lián)式為:

    地面用內(nèi)燃機(jī)排氣背壓為大氣壓力,而IVF內(nèi)燃機(jī)排放的燃?xì)庑柽M(jìn)入推力室噴管產(chǎn)生沉底推力,因此,需在排氣腔后加入音速噴嘴元件,沉底發(fā)動(dòng)機(jī)噴管流量與室壓關(guān)系按下式計(jì)算:

    式中,t——推力室喉部流量系數(shù),c——推力室室壓,t——推力室喉部面積;——燃?xì)饫硐霘怏w常數(shù),c——推力室氣體溫度,——比熱比,由熱力計(jì)算得到。

    仿真時(shí)作如下簡(jiǎn)化:忽略內(nèi)燃機(jī)入口氣氫溫度的變化,假設(shè)氫氣溫度為恒定值,因?yàn)闅鈿錅囟葘?duì)燃燒放熱的貢獻(xiàn)較??;忽略冷卻劑溫度變化對(duì)氣缸和排氣腔換熱的影響,因?yàn)槔鋮s劑溫度對(duì)內(nèi)壁面換熱特性影響不大;忽略沖程壓力變化對(duì)排氣腔換熱系數(shù)的影響,假設(shè)排氣腔壁換熱系數(shù)為恒定值,這樣的簡(jiǎn)化不影響穩(wěn)態(tài)換熱能力的分析。

    對(duì)弱者的保護(hù)體現(xiàn)為通過(guò)行政干預(yù)對(duì)孤幼進(jìn)行保護(hù),即“驗(yàn)?!?。通過(guò)政府的干預(yù)以保護(hù)孤幼的生活費(fèi)用和撫養(yǎng)以及成年后的繼承,防止他人對(duì)孤幼財(cái)產(chǎn)的侵犯,是極具有人道主義的制度。同時(shí),通過(guò)行政干預(yù)設(shè)置繼承財(cái)產(chǎn)數(shù)額的限制。這或許是因?yàn)閲?guó)家財(cái)政的龐大支付,需要擴(kuò)大財(cái)政收入以解燃眉的方法。

    給定不同的氫、氧流量,當(dāng)仿真達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí),得到內(nèi)燃機(jī)輸出功率、排氣溫度隨時(shí)間的變化。然后,以離散滑動(dòng)平均算法來(lái)確定內(nèi)燃機(jī)在額定轉(zhuǎn)速下的平均輸出功率和排氣溫度。

    圖3 內(nèi)燃機(jī)負(fù)載特性[9]曲線

    內(nèi)燃機(jī)負(fù)載特性圖[9]常來(lái)表征內(nèi)燃機(jī)的性能,如圖3所示??梢?,當(dāng)混合比一定時(shí),內(nèi)燃機(jī)輸出功率隨氧流量增大而增大;內(nèi)燃機(jī)排氣溫度隨功率升高而增大,燃油消耗率隨功率升高而減小。

    3.3 柱塞泵靜態(tài)特性

    本系統(tǒng)使用的柱塞泵工作在低溫環(huán)境(氫泵工作在20K附近,氧泵工作在90K附近),并且在貯箱增壓前低溫流體處于飽和或接近飽和狀態(tài)。低溫流體在接近飽和狀態(tài)時(shí)密度變化較大,不能簡(jiǎn)化為穩(wěn)定流處理,因此本文用AMEsim建立模型進(jìn)行仿真,獲得柱塞泵在不同工作條件下的靜態(tài)特性。柱塞泵的靜態(tài)特性是指泵的流量、功率與轉(zhuǎn)速、入口條件和揚(yáng)程之間的關(guān)系。

    1—配流盤 2—活塞腔 3—活塞 4—斜盤 5—帶摩擦的轉(zhuǎn)子 6—扭轉(zhuǎn)剛度和阻尼

    分析響應(yīng)面模型的擬合誤差,泵、氧泵平均相對(duì)誤差及最大相對(duì)誤差分別如表1所示,訓(xùn)練的二階響應(yīng)面模型平均相對(duì)誤差及最大相對(duì)誤差較小,能夠較好地預(yù)測(cè)氫、氧柱塞泵靜態(tài)特性。

    表1 響應(yīng)面模型平均相對(duì)誤差 %

    3.4 系統(tǒng)熱交換特性

    本系統(tǒng)的熱交換分為兩部分,即:內(nèi)燃機(jī)內(nèi)燃?xì)鈱?duì)冷卻劑的加熱和換熱器內(nèi)冷卻劑對(duì)液氫/液氧的加熱。本文使用分段集總參數(shù)法,將換熱器沿軸向分為100個(gè)單元,編寫了換熱器模型。

    冷卻劑選用氟油,氟油具有優(yōu)良的粘附性、抗水性、化學(xué)穩(wěn)定性和潤(rùn)滑性,高低溫性能較好[10]。本文選用的HFE7500在0.3MPa下的沸點(diǎn)為443.9K,保守起見,將內(nèi)燃機(jī)冷卻劑出口溫度取為400K。

    氫、氧換熱器采用雙層套筒式結(jié)構(gòu),如圖5所示,冷卻劑在套筒外側(cè)通道內(nèi)流動(dòng),氫/氧在套筒內(nèi)側(cè)通道流動(dòng),從而增大換熱面積[2],氫/氧與冷卻劑流動(dòng)方向相反,以增加換熱效率。

    圖5 套筒式換熱器

    冷卻劑側(cè)換熱努賽爾數(shù)由Gnielinski公式[11]給出,摩擦因子按Churchil[12]關(guān)系式計(jì)算。管壁以熱傳導(dǎo)的方式將熱量從冷卻劑側(cè)傳至低溫流體側(cè),不考慮管壁分段之間的軸向換熱,只考慮徑向換熱,其換熱系數(shù)由圓管換熱公式給出。

    液氫的流動(dòng)是從液相變?yōu)槌R界態(tài)的過(guò)程[1],因此,超臨界換熱努賽爾數(shù)由Hess-Kunz公式[13]給出。氫側(cè)摩擦系數(shù)由適用于夾套的換熱公式[13]計(jì)算得到。

    由于液氧在換熱器中的流動(dòng)經(jīng)歷了從液相到兩相到氣相的過(guò)程,因此以分段入口參數(shù)判定流動(dòng)狀態(tài),采用不同的換熱關(guān)系式計(jì)算。當(dāng)單元處于單相流時(shí),努賽爾數(shù)按Gnielinski公式給出;當(dāng)單元處于兩相流時(shí),換熱關(guān)系式由shah模型[14]給出,兩相流壓降公式由Muller-Steinhagen和Heck關(guān)聯(lián)式[15]給出。

    3.5 姿控/沉底發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能

    單套IVF系統(tǒng)由2臺(tái)40N、2臺(tái)70N氣氫/氣氧姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、1臺(tái)300N氣氫/氣氧沉底發(fā)動(dòng)機(jī)和1臺(tái)內(nèi)燃機(jī)排氣沉底發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)成。

    與常規(guī)推進(jìn)劑相比,氣氫/氣氧發(fā)動(dòng)機(jī)比沖顯著提升。按混合比3.5、室壓0.8MPa、推力室總效率0.95計(jì)算,3型氣氫/氣氧發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)如表2所示。

    表2 IVF系統(tǒng)三型氣氫氣氧發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)

    內(nèi)燃機(jī)排氣沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的計(jì)算相對(duì)復(fù)雜,本文采用準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)假設(shè),將排氣沉底發(fā)動(dòng)機(jī)與內(nèi)燃機(jī)工作過(guò)程耦合,計(jì)算一個(gè)周期內(nèi)的平均推力。計(jì)算時(shí)取排氣沉底發(fā)動(dòng)機(jī)喉部直徑10mm,噴管面積比100。瞬時(shí)排氣推力按下式計(jì)算:

    4 靜態(tài)特性仿真分析

    根據(jù)各組件的靜態(tài)特性方程,按照流量、壓力、溫度、功率平衡關(guān)系,建立系統(tǒng)靜態(tài)仿真模型聯(lián)立求解,得到不同工作模式下,系統(tǒng)的平衡參數(shù),見表3。

    表3 系統(tǒng)平衡參數(shù)

    注:①~③假設(shè)工作臺(tái)數(shù)。

    從計(jì)算結(jié)果可知,在不同工作模式下,該系統(tǒng)均能達(dá)到穩(wěn)態(tài)工作,系統(tǒng)工作能力滿足某火箭三子級(jí)飛行器任務(wù)要求。

    4.1 系統(tǒng)參數(shù)影響分析

    由于內(nèi)燃機(jī)氫流量和混合比決定了IVF系統(tǒng)內(nèi)燃機(jī)功率和換熱能力,從而決定了發(fā)電、姿控、增壓系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)工作能力,選取內(nèi)燃機(jī)氫流量、混合比作為輸入?yún)?shù),對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行平衡計(jì)算,考察該IVF系統(tǒng)偏離額定工況的性能。

    a. 假設(shè)IVF僅發(fā)電,考察內(nèi)燃機(jī)氫流量、混合比對(duì)內(nèi)燃機(jī)發(fā)電量的影響,如圖6所示。

    圖6 IVF發(fā)電量與內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量的關(guān)系

    b. 假設(shè)IVF發(fā)電并提供輔助動(dòng)力,全部輔助動(dòng)力取混合比為3.5,面積比為25,室壓為0.8MPa,考察內(nèi)燃機(jī)氫流量、混合比對(duì)輔助動(dòng)力總推力的影響,如圖7所示。

    圖7 IVF輔助動(dòng)力總推力與內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量的關(guān)系

    c. IVF提供增壓功能,不提輔助動(dòng)力,針對(duì)僅氫箱增壓、僅氧箱增壓、氫氧箱增壓(增壓流量比與某火箭三子級(jí)相同)三種工況,考察內(nèi)燃機(jī)氫流量、混合比對(duì)增壓流量的影響,分別如圖8~圖10所示。

    圖8 氫增壓,增壓流量與內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量的關(guān)系

    圖9 氧增壓,增壓流量與內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量的關(guān)系

    圖10 氫、氧箱同時(shí)增壓,增壓流量與內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量的關(guān)系

    由圖6~圖10可知,內(nèi)燃機(jī)混合比一定時(shí),IVF發(fā)電、姿控、增壓能力與氫消耗量成線性關(guān)系。這是因?yàn)榛旌媳纫欢?,?nèi)燃機(jī)功率和放熱量與氫流量成線性關(guān)系。這表明,在系統(tǒng)發(fā)電、姿控、增壓能力需求變化時(shí),可以根據(jù)圖6~圖10,將姿控、增壓功能對(duì)應(yīng)的內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量線性疊加,并與發(fā)電功能對(duì)應(yīng)的內(nèi)燃機(jī)氫氧消耗量相比較,確定內(nèi)燃機(jī)總氫氧消耗量,從而調(diào)節(jié)內(nèi)燃機(jī)氫流量和混合比來(lái)適應(yīng)任務(wù)需求。

    4.2 重量?jī)?yōu)勢(shì)分析

    某火箭三子級(jí)工作時(shí)間約1500s,其攜帶的蓄電池重量為60kg,其額定功率約為6kW。由量產(chǎn)鋰電池能量密度達(dá)到140~180Wh/kg[16],假設(shè)本IVF系統(tǒng)攜帶一塊可充電電池的重量為15kg,能量密度為150Wh/kg,可滿足某火箭三子級(jí)飛行器2.25h供電需求,加上IVF系統(tǒng)發(fā)電功能,已足夠箭上用電并有余量。假設(shè)1500s全程發(fā)電,消耗的氫氧總量為6.3kg,累計(jì)重量21.3kg,與傳統(tǒng)方案相比,可節(jié)省38.7kg重量。

    某火箭三子級(jí)單組元推進(jìn)劑75kg,輔助動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)比沖2210m/s。采用氣氫氣氧發(fā)動(dòng)機(jī)后,比沖可達(dá)4100m/s。按總沖不變計(jì)算,需要?dú)溲跬七M(jìn)劑約40.4kg,可節(jié)省重量34.6kg。

    某火箭三子級(jí)采用常溫氦氣補(bǔ)壓、氫箱自身增壓和氧箱冷氦增壓方案,增壓氣瓶及氦氣重量合計(jì)約193kg。采用本IVF系統(tǒng)后,氫、氧均變成自身增壓,氫箱剩余氣枕重量不變,氧箱剩余氣枕重量為110kg。由于省去了氣瓶裝置,相當(dāng)于可節(jié)省重量83kg。

    因此,只要2套IVF系統(tǒng)的干重總計(jì)不超過(guò)157.9kg,該火箭三子級(jí)采用本系統(tǒng)就具有重量?jī)?yōu)勢(shì)。并且,此重量?jī)?yōu)勢(shì)會(huì)隨著三子級(jí)滑行時(shí)間增加、發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)次數(shù)增加而越來(lái)越顯著。

    4.3 任務(wù)適應(yīng)性分析

    傳統(tǒng)上面級(jí)貯箱增補(bǔ)壓系統(tǒng)、輔助動(dòng)力系統(tǒng)及攜帶電池?cái)?shù)量是針對(duì)特定任務(wù)需求而設(shè)計(jì),只能應(yīng)用于特定任務(wù)模式,工作時(shí)間、起動(dòng)次數(shù)均受限。

    采用IVF系統(tǒng)后,貯箱增壓、輔助動(dòng)力、電源均取自于氫、氧貯箱,針對(duì)不同滑行時(shí)間和起動(dòng)次數(shù)的任務(wù),僅需改變氫、氧加注量,硬件結(jié)構(gòu)更改減少,任務(wù)適應(yīng)性顯著提高。

    此外,由于內(nèi)燃機(jī)產(chǎn)生的排氣能夠產(chǎn)生軸向推力,有助于氣液保持分離,實(shí)現(xiàn)貯箱內(nèi)冷、熱分離,有助于減少低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)損失,使低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌成為可能。

    5 結(jié)束語(yǔ)

    本文基于某氫氧三子級(jí)的規(guī)模和任務(wù)剖面,提出了氫氧推進(jìn)劑綜合集成系統(tǒng)(IVF系統(tǒng))方案。建立了系統(tǒng)和組件的靜態(tài)特性模型并進(jìn)行了穩(wěn)態(tài)參數(shù)仿真。仿真結(jié)果表明:

    a. 本文搭建的氫氧推進(jìn)劑綜合集成系統(tǒng)具備傳統(tǒng)火箭上面級(jí)貯箱增補(bǔ)壓系統(tǒng)、輔助動(dòng)力系統(tǒng)和電源供電系統(tǒng)的功能,工作協(xié)調(diào);

    b. 與傳統(tǒng)方案相比,氫氧推進(jìn)劑綜合集成系統(tǒng)方案具有重量輕、任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)等優(yōu)勢(shì)。

    1 Zegler F. An integrated vehicle propulsion and power system for long duration cryogenic spaceflight[C]. AIAA Space Conference & Exposition, 2011

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    Static Characteristics Study on Integrated Vehicle Fluid System of H2/O2Upper Stage

    Zhang Wanxuan Li Jinjiang Zhang Nan

    (Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing 100076)

    Based on the scale and mission profile of the third stage propulsion system of a certain rocket, the paper proposes an IVF system scheme and builds static characteristic model of main components. Through static characteristic simulation, the equilibrium parameters of IVF system in 3 operating modes are obtained. The parameters, influence and advantage in weight are analyzed. The result shows that the system proposed can satisfy the mission demand of the third stage of a certain rocket. The system is superior to traditional scheme in weight and mission flexibility.

    IVF;static characteristics;H2/O2IC engine;heat exchanger;system simulation

    張萬(wàn)旋(1994),碩士,航空宇航科學(xué)與技術(shù)專業(yè);研究方向:液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

    2019-04-30

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