適應發動機故障的推進劑交叉輸送系統工作特性研究

熊天賜，容 易，黃 輝，陳士強

1 引言

動力系統是影響火箭性能、可靠性、安全性的重要分系統，存在工作環境惡劣、耦合環節多、安全性風險突出等特點，而發動機故障將直接影響發射任務的成敗。動力冗余技術使得運載火箭在1臺或數臺發動機關機的情況下，仍能完成正常入軌任務。采用動力冗余技術，能夠有效應對飛行過程中發動機異常關機的故障，對提高火箭可靠性具有重要意義[1-2]。

對于多助推器捆綁式運載火箭，部分發動機異常關機后，各推進模塊內推進劑消耗不平衡，助推分離時剩余大量推進劑，嚴重影響火箭運載能力。采用推進劑交叉輸送技術是解決推進劑剩余問題、支撐實現動力冗余的有效途徑。

Gormley[3]和Stanley[4]較早開展了交叉輸送技術研究，并且在美國的土星Ⅰ、宇宙神D和航天飛機等航天運載器上實現了交叉輸送技術部分應用；廖少英和馬方超等[5-6]開展了概念、方案研究和交叉輸送半系統試驗等工作，尚沒有工程應用的實例。對于未來的大型、中型并聯運載火箭，為實現動力冗余，推進劑需要在不同推進模塊之間實現交叉輸送，目前國內尚未針對發動機典型故障工況開展交叉輸送技術深入研究。本文提出一種適應發動機故障的并聯火箭交叉輸送系統方案，分析交叉輸送系統在典型故障工況下的工作特性，驗證交叉輸送技術解決推進劑剩余問題的效果。

2 交叉輸送系統方案

推進劑交叉輸送系統的功能是實現不同子級之間推進劑的輸送，如果某一子級的發動機異常關閉，系統能夠將該子級的剩余推進劑輸送給其他子級的發動機使用，從而實現發動機故障工況下全箭推進劑的最大化利用，是支撐全箭繼續完成任務的重要保證。

以芯級與2個助推器并聯構型火箭的氧化劑系統為研究對象，芯級安裝4臺主發動機，每個助推器安裝2臺發動機，增壓形式為自生增壓。交叉輸送方案如圖1藍色部分所示，通過交叉輸送管路將各模塊連通，交叉點位于貯箱出口下方的主管路，交叉管路上設置隔離閥和分離閥組件，用于切斷交叉輸送流量。交叉輸送工作模式為：助推器和芯級發動機同時起動，由助推器貯箱供應推進劑，芯級推進劑不出流；助推器分離后，芯級發動機繼續工作，由芯級貯箱供應推進劑。

為適應自生增壓方案，采用交叉增壓技術將芯級發動機產生的增壓氣體引入助推貯箱，交叉增壓方案如圖1紅色部分所示。在交叉輸送階段，芯級4臺發動機產生的增壓氣體匯合后分成2路分別進入2個助推貯箱，與助推器發動機產生的增壓氣體共同為貯箱增壓；交叉輸送結束后，芯級發動機產生的增壓氣體全部進入芯級貯箱增壓。

圖1 交叉輸送系統方案Fig.1 Scheme of the cross-feed system

3 發動機故障適應性仿真分析

3.1 仿真模型

交叉輸送系統主要由增壓供氣模塊、貯箱氣枕模塊、貯箱液體容積模塊和輸送管路模塊組成。各模塊的主要數學模型如下：

1)增壓供氣模塊采用音速噴嘴控制進氣流量，模擬穩定流量自生增壓過程，音速噴嘴流量計算公式如式(1)所示。

式中：q為氣體流量，A為音速噴嘴喉部面積，Cq為流量系數，Cm為臨界流量參數，P0為進口總壓，T0為進口總溫。

2)貯箱氣枕可采用零維模型描述，氣枕各處溫度壓力相同，基于質量守恒和能量守恒關系，結合理想氣體狀態方程，推導出關于氣枕壓力和溫度變化率的計算公式如式(2)所示。

式中：V為氣枕體積，T為氣枕溫度，P為氣枕壓力，h為氣體焓值，Q為換熱量。

3)貯箱排液過程的液體體積和液位高度計算公式如式(3)所示。

式中：Vpro為推進劑體積，ρpro為推進劑密度，H為推進劑液位高度，Apro為推進劑液面面積。

4)推進劑在輸送管路內流動時產生沿程損失和局部損失，沿程損失使用達西-魏斯巴赫公式計算，其中損失系數使用尼古拉斯經驗公式計算[7]；局部損失引入局部損失系數計算，如式(4)所示。

式中：ΔP為管路壓降，λ為沿程損失系數，L為管路長度，d為管路直徑，V為流體速度，Re為雷諾數，ξ為局部損失系數。

采用AMESim軟件進行系統模型的搭建，選用標準氣動庫Pneumatic Library中的氣源和節流孔板子模型組合，模擬自生增壓供氣系統；選用標準液壓庫Hydraulic library中的圓管和可調節孔板子模型組合，模擬交叉輸送管路系統；采用AMESet二次開發平臺開發貯箱子模型。如圖2所示，將各模塊子模型通過標準接口連接，形成芯級與2個助推并聯、交叉輸送耦合交叉增壓的系統級仿真模型。

圖2 系統仿真模型Fig.2 Simulation model of the system

3.2 故障適應性分析

火箭飛行過程中發動機異常關機將導致大量推進劑剩余，交叉輸送系統的目標是在發動機故障工況下，將發生故障的推進模塊剩余的推進劑輸送給其他模塊發動機使用，從而實現全箭推進劑的最大化利用。以某重型火箭為對象，利用系統級仿真模型開展典型故障工況適應性分析，為減小計算量、加快仿真速度，將該構型火箭按一定比例縮比作為研究對象?？s比構型的基本參數如表1所示。

表1 縮比構型基本參數表Table 1 Essential parameters of the scale configuration

設置2種典型故障工況如表2所示。工作模式為：所有發動機同時起動，2個助推器內推進劑分別通過交叉輸送管路供應芯級發動機，芯級發動機對應的自生增壓供氣路通過交叉增壓管路分別進入2個助推貯箱。如果某一發動機關閉，則其對應的自生增壓供氣路也被關閉。

表2 典型故障工況說明Table 2 Typical fault conditions

3.2.1 故障模式1

該故障模式為：系統正常起動后，10 s時刻關閉助推1的A1發動機和助推1的一路增壓供氣，30 s時刻關閉助推1的A2發動機和助推1的另一路增壓供氣。仿真初始條件為：助推加注液位高度3.5 m、貯箱氣枕初始壓力0.42 MPa；芯級加注液位高度1.5 m、貯箱氣枕初始壓力0.3 MPa。

助推和芯級貯箱液位變化仿真結果如圖3所示。圖中0~196 s為交叉輸送階段，助推2率先達到設定的關機液位值15 cm，此時所有助推發動機關機，芯級開始獨立工作，助推1推進劑液位25 cm。分析表明，助推1的2臺發動機相繼因故障而關閉后，兩助推液位基本維持平衡，助推1沒有因發動機關閉而剩余大量推進劑。

圖3 推進劑液位Fig.3 Height of propellant level

推進劑交叉輸送流量如圖4所示。圖中0~10 s階段助推1和助推2交叉輸送流量均為8.5 L/s，10 s時刻A1發動機關閉，助推1交叉輸送流量逐漸增加至10.55 L/s，助推2交叉輸送流量逐漸減少至6.45 L/s；30 s時刻A2發動機關閉，助推1交叉輸送流量逐漸增加至12.60 L/s，助推2交叉輸送流量逐漸減少至4.40 L/s。分析發現：助推1的發動機故障關閉后，更多的推進劑通過交叉管路被輸送至芯級發動機使用，而助推2向芯級交叉輸送的推進劑流量相應地減小了。正是由于交叉輸送流量的重新分配，使得助推1的發動機關閉后，兩助推仍然保持總消耗量基本相同，從而維持液位基本平衡。

圖4 推進劑交叉輸送流量Fig.4 Flow rate of cross-feed propellent

氣體工質交叉增壓流量如圖5所示，貯箱氣枕壓力如圖6所示。圖5中，在10 s時刻A1發動機及助推1的一路供氣關閉，交叉增壓流量發生跳變，助推1交叉增壓流量從46.7 g/s增大至62.9 g/s，助推2交叉增壓流量從46.7 g/s減小至37.4 g/s；30 s時刻A2發動機和助推1的另一路增壓供氣關閉，助推1交叉增壓流量增大至79.4 g/s，助推2交叉增壓流量減小至26.3 g/s。圖6中助推1發動機故障后，助推1貯箱氣枕壓力始終高于助推2。

圖5 氣體工質交叉增壓流量Fig.5 Flow rate of cross-pressurized gas working medium

圖6 貯箱氣枕壓力Fig.6 Ullage pressure of tank

分析發現，由于交叉增壓管路的連通作用，助推1的增壓進氣路關閉后，交叉增壓系統將75.1%的芯級增壓氣體輸送至助推1，使得助推1箱壓高于助推2，從而驅動更多的推進劑從助推1向芯級輸送，實現了故障工況下兩助推的平衡消耗。

以上結果表明，助推1的2臺發動機及其對應的自生增壓供氣路均關閉后，交叉增壓系統與交叉輸送系統共同工作，將更多的芯級增壓氣體輸送至助推1貯箱，從而將助推1貯箱剩余的大量推進劑輸送給芯級發動機使用，較好地應對了2臺發動機關閉的故障工況。

3.2.2 故障模式2

該故障模式為：系統正常起動后，10 s時刻關閉助推1的A1發動機和助推1的一路增壓供氣，30 s時刻關閉芯級的芯2發動機和芯級的一路增壓供氣。仿真初始條件為：助推加注液位高度3.5 m、貯箱氣枕初始壓力0.42 MPa；芯級加注液位高度1.5 m、貯箱氣枕初始壓力0.3 MPa。

助推和芯級貯箱液位變化仿真結果如圖7所示。圖中0~198 s為交叉輸送階段，助推1與助推2液位基本保持一致，198 s之后為芯級獨立工作階段，芯級液位從150 cm持續下降至關機液位。分析表明，助推和芯級各有1臺發動機因故障而關閉后，兩助推液位基本維持平衡，助推1沒有因發動機關閉而剩余大量推進劑。

圖7 推進劑液位Fig.7 Height of propellant level

推進劑交叉輸送流量如圖8所示。圖中0~10 s階段助推1和助推2交叉輸送流量均為8.5 L/s，10 s時刻A1發動機關閉，助推1交叉輸送流量逐漸增加至10.55 L/s，助推2交叉輸送流量逐漸減少至6.45 L/s；30 s時刻芯2發動機關閉，助推1交叉輸送流量逐漸減小至8.44 L/s，助推2交叉輸送流量逐漸減少至4.31 L/s。由于交叉輸送流量的重新分配，使得助推1和芯級各1臺發動機關閉后，兩助推仍然保持總消耗量基本相同，從而維持液位基本平衡。

圖8 推進劑交叉輸送流量Fig.8 Flow rate of cross-feed propellent

氣體工質交叉增壓流量如圖9所示。圖中在10 s時刻A1發動機及助推1的一路供氣關閉，交叉增壓流量發生跳變，助推1交叉增壓流量從46.7 g/s增大至62.9 g/s，助推2交叉增壓流量從46.7 g/s減小至37.4 g/s；30 s時刻芯2發動機和芯級的一路增壓供氣關閉，助推1交叉增壓流量減小至53.0 g/s，助推2交叉增壓流量減小至26.3 g/s。

圖9 氣體工質交叉增壓流量Fig.9 Flow rate of cross-pressurized gas working medium

正是由于交叉增壓管路的連通作用，故障發生后，交叉增壓系統將66.8%的芯級增壓氣體輸送至助推1，使得助推1箱壓升高，從而驅動更多的推進劑從助推1向芯級輸送，實現了故障工況下兩助推的平衡消耗。

結果表明，助推1和芯級各1臺發動機關閉后，交叉增壓系統與交叉輸送系統共同工作，將更多的芯級增壓氣體輸送至助推1貯箱，從而將助推1貯箱剩余的大量推進劑輸送給芯級發動機使用，較好地應對了2臺發動機關閉的故障工況。

3.3 小結

針對2種不同的典型發動機故障工況，進行了交叉輸送與交叉增壓耦合工作仿真分析。為評估故障工況下交叉輸送系統的工作效果，定義推進劑剩余量ΔL，如式(5)所示。

式中，L是助推器分離前推進劑液位，Lmin是耗盡關機液位。

剩余量越小表明助推器內推進劑利用程度越高，剩余量為0時，表示兩助推同時到達關機液位，沒有推進劑剩余。2種故障工況下交叉輸送系統的工作效果比較如表3所示。

表3 交叉輸送效果比較Table 3 Comparison of cross-feed results

對于故障工況1，交叉輸送系統將推進劑剩余量從145 cm減小為10 cm，助推器工作時間從154 s延長至196 s；對于故障工況2，交叉輸送系統將推進劑剩余量從78 cm減小至4 cm，助推器工作時間從154 s延長至198 s。

研究結果表明：交叉輸送系統能夠在發動機故障工況下，將發生故障的推進模塊剩余的推進劑輸送給其他模塊發動機使用，從而實現全箭推進劑的最大化利用，解決推進劑剩余問題，為實現動力冗余提供支撐。

4 試驗驗證

4.1 試驗系統

為驗證仿真結論的正確性，根據圖1所示方案，搭建交叉輸送地面試驗系統，開展多貯箱并聯交叉輸送試驗，試驗系統如圖10所示。

圖10 推進劑交叉輸送試驗系統Fig.10 Cross-feed testing system

試驗系統由增壓系統、貯箱、輸送系統以及配套的加注系統、供配氣系統、控制系統和測量系統組成。增壓系統以常溫氮氣作為增壓氣體，設置8路增壓供氣管路模擬8臺發動機產生的自生增壓氣體；采用交叉增壓技術，設置交叉管路將3個貯箱增壓進氣路連通。輸送系統使用常溫水作為工質，采用水泵加流量調節閥的組合模擬發動機泵的抽吸功能。管路主閥和交叉截止閥使用氣動球閥，貯箱和管路材料選用304不銹鋼。

4.2 試驗結果

分別對3.2節中2種典型故障工況進行試驗驗證，試驗過程中通過氣動球閥的開閉控制交叉輸送管路的通斷，通過水泵的起閉模擬發動機的起動和關閉。試驗結果如圖11~14所示。

圖11 故障1推進劑液位高度變化Fig.11 Changes of propellant height level in fault 1

圖12 故障1推進劑交叉輸送流量變化Fig.12 Changes of cross-feed flow rate in fault 1

圖13 故障2推進劑液位高度變化Fig.13 Changes of propellant height level in fault 2

故障工況1的試驗結果顯示：A1和A2發動機均關閉后，助推1交叉輸送流量增加至12.24 L/s，助推2交叉輸送流量減小至4.38 L/s；助推器分離前助推1液位61 cm、助推2液位47 cm。故障工況2的試驗結果顯示：助推1交叉輸送流量從8.0 L/s增加至10.0 L/s、再減小至8.42 L/s，助推2交叉輸送流量從8.0 L/s減小至6.7 L/s，再減小至4.36 L/s；助推器分離前助推1液位51 cm、助推2液位45 cm。

為方便評估仿真與試驗結果匹配度，定義發動機故障工況下的剩余推進劑利用率α見式(6)。

圖14 故障2推進劑交叉輸送流量變化Fig.14 Changes of cross-feed flow rate in fault 2

其中：ΔL0為無交叉輸送時的推進劑剩余量，ΔLreal為交叉輸送與交叉增壓共同工作時的推進劑剩余量。

利用率越大表明交叉輸送效果越好，利用率達到最大值100%時，表明因發動機故障導致的剩余推進劑被全部利用了。試驗結果和仿真結果對比如表4所示。

表4 交叉輸送仿真與實驗結果比較Table 4 Comparison of simulation and real test for cross-feed

對比結果表明：試驗得到的發動機故障工況下推進劑利用率與仿真計算得出的利用率基本相當；試驗值偏低的原因在于試驗系統中管路存在較多的彎頭和變徑，流阻偏大導致交叉輸送效果減弱。

火箭實際飛行中過載處于不斷變化的過程，上述研究對象處于地面恒定過載狀態。對過載的影響分析可知，過載通過推進劑液柱產生附加靜壓，如果兩助推保持液位高度相同，過載的影響較小，不影響本文結論的可靠性。如果液位出現不平衡，則過載的作用將凸顯，通過仿真的方法可以針對火箭飛行的具體過載狀態開展進一步的分析。

5 結論

1)采用交叉增壓方案的交叉輸送系統具有較好的故障適應性，在發動機故障工況下滿足助推貯箱增壓需求，將故障助推器內剩余推進劑輸送至芯級發動機。在2種典型發動機故障工況下，剩余推進劑利用率均大于90%，表明交叉輸送技術較好地解決了發動機異常關機故障工況下的推進劑剩余問題。

2)本系統中剩余推進劑利用率未達到100%是由于管路流阻較大，后續研究中應深入分析系統管路流阻的影響，以期達到剩余推進劑完全利用的目標。

3)基于AMESim平臺建立的交叉輸送系統仿真模型能夠較準確地模擬真實系統工作狀態，拓展了交叉輸送技術的研究途徑?；鸺谡鎸嶏w行中過載處于不斷變化的過程，地面試驗無法模擬這一狀態，本文開發的仿真模型是很好的研究手段，可用于后續針對不同過載工況下系統性能的研究。