低温运载火箭液氢自流预冷系统特性研究

黄　兵，陈士强，李　东，魏　一，黄　辉

(1.北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076)



低温运载火箭液氢自流预冷系统特性研究

黄兵1，陈士强1，李东2，魏一1，黄辉1

(1.北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2. 中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

摘要:为深入分析液氢/液氧发动机预冷特性，建立了一种基于AMESim的液氢自流预冷计算模型，开展了针对特定试验系统的仿真验证工作，获得了与试验数据较为一致的仿真结果，准确预示了预冷过程中预冷时间、预冷质量流量等关键参数，为低温运载火箭预冷研究提供了一种有效手段。

关键词:液体运载火箭；液氢；自流预冷；AMESim

1引言

液氢/液氧是运载火箭广泛使用的低温推进剂组合[1]。低温推进剂的沸点很低，常温下处于气态，在贮存和输送过程中容易汽化，并出现气液两相流，对发动机和增压输送系统造成不良甚至是破坏性的影响。因此，在液体运载火箭发射组织过程中，为了保证发动机能够正常起动工作，需要预先对发动机涡轮泵系统进行冷却。

自流预冷是在地面、推进剂贮箱不增压条件下依据推进剂液位高度以重力为驱动源，实现发动机泵预冷的一种方式。该方法具有系统结构简单、推进剂消耗少、发射适应性强等显著特点，是一种非常高效的预冷方式；但作为一种系统内部自协调匹配的被动预冷方式，该过程也易受发动机状态、周围环境以及地面系统特性等因素影响，在研制过程中，具有一定的不确定性[1]。从目前的实际应用情况来看，该方式更多是应用于上面级发动机的地面发射准备阶段，为飞行阶段的预冷提供良好基础。

自流预冷过程涉及带相变两相流流动的复杂物理现象，受影响因素相对较多，是一种被动预冷方式。但其预冷效果、预冷时间等往往对发射组织的流程及系统状态设计有较大影响。长期以来，对于该种预冷方式，几乎只有通过地面试验来获取相关数据，之后才能评判其实施应用的可行性和有效性[2]。

本文基于自流预冷物理过程，结合具体系统组成，在系统级仿真软件AMESim上进行二次开发，建立了能够实现液氢自流预冷特性分析的仿真模型。使用该模型计算得到的结果与试验结果一致性好，能够较好描述自流预冷实施中系统内部由高温到低温的复杂动态过程，为该项技术的发展和应用提供了有力支撑。

2运载火箭液氢自流预冷系统描述

图1是典型的运载火箭发动机液氢自流预冷系统示意图。

图1　运载火箭液氢自流预冷系统图Fig.1　Schematic diagram of liquid hydrogen gravitational flow precooling in rocket

液氢推进剂经地面加注系统进入贮箱后，在排气阀开启的情况下，贮箱中的液氢在重力作用下经液氢输送管沿涡轮泵、泄出阀、箭上排放管、箭地连接流入地面氢处理系统。系统驱动力为重力，源于输送管路系统和箭上排放管路系统之间由于外部热量形成的密度差所致。实际上，该过程同文献[3]中描述的循环预冷机理相近，其差异仅在于循环预冷过程中，液氢回流入贮箱；而自流预冷过程中，液氢流至地面处理。

3液氢自流预冷模型

液氢为深低温流体，在自流预冷过程中，因外界热量的输入，沿流路逐步由单相流态过渡转入两相流动状态。

发动机泵壳温度是衡量预冷效果的重要参数，通常把泵壳温度低于某一规定值作为预冷完成标志，并以此作为发动机的起动条件之一。泵结构非常复杂，难于直接进行计算，需要对其进行必要的简化。

相对整个预冷系统，阀门影响较小，因此系统模型构建中将阀门质量整合到管路模型中，而不考虑阀门内部结构。

3.1管路流动均相流模型

均相模型是一种较为简化的两相流分析模型，模型假定气液两相为均匀混合体，以均匀混合的平均参数(速度、密度等)作为定性参数，不考虑两相分界面上的不连续性。该方法在低温液体火箭循环预冷研究中得到了成功应用和验证[4-6]，本文分析中采用均相模型。

两相流均相模型的基本假定如下[7]：

1)气液两相均匀；

2)两相速度相等，并等于混合物速度；

3)两相处于热力学平衡状态，即在相同压力下，气、液两相具有相同的温度，即当地压力对应的饱和温度。

对于空间一维流动，其基本控制方程如式(1)～(3)[8-9]：

(1)

(2)

(3)

其中，ρ为密度，u为速度，p为压力，E为总内能，H为总焓，A为管路截面积，lw为管路特征尺寸，θ为管路的轴线同水平线的夹角，x是沿管路的长度。

对于具有混合特性的参数，定义如式(4)～(6)：

(4)

(5)

(6)

其中，α为体积比，χ为质量比，e和h分别为比内能和比焓，下标g和l分别表示气相参数和液相参数。

3.2壁面温度控制模型

所用流路壁面温度控制方程如式(7)：

(7)

其中，qw为流体和管壁之间热流，qex为外界环境输入管壁热流，cw为管壁材料热容，ρw为管壁材料密度，dw为管壁厚度，Tw为管壁温度。

4系统特性分析与试验验证

为了验证计算模型与实际预冷过程的准确性和一致性，本文结合原理性试验开展了比对分析。

4.1试验系统及流程

试验采用的液氢贮箱容积约66 m3，箱顶设置排气阀门，液氢输送管路直径100 mm，长度3 m，真空绝热；箭上排放管路水力直径40 mm，长度6 m，外包覆绝热层。发动机泵后管路分为两路，其中一路直径10 mm，长度1 m；另一路直径16 mm，长度1 m，两路汇总后于贮箱前底处与排放管路连接。箭上排放管与地面管路相连，系统排出的氢采用高空排放方式处理。贮箱内设有连续液位传感器，发动机氢涡轮泵壳设有多路壁温测点，系统中未设置流量测量装置。

试验前，将液氢加注进入贮箱，排气阀处于打开状态，加注完毕后经停放稳定，液氢温度近似维持在21 K，气枕压力约0.106 MPa。蒸发消耗的液氢，按照预定液位之间连续补加方式进行补充。

试验开始时，同时打开输送管路截止阀、涡轮泵后泄出阀，此时液氢进入发动机泵腔，系统开始进入自流预冷模式。在此期间，排气阀始终处于打开状态。

4.2试验仿真系统

根据上述均相两相流模型以及实际试验系统具体配置情况，基于多学科系统级仿真平台AMESim提供的已有两相流库、信号库、热库模型及考虑重力影响作用的换热管路、贮箱二次开发模型，建立了液氢自流预冷仿真系统，见图2。

图2　基于AMESim的液氢自流预冷仿真模型Fig.2　AMESim based model of liquid hydrogen gravitational flow precooling

系统模型建立中，采用带换热的管路模块来简化替代涡轮泵模型，同时遵守系统与液氢接触壁面质量和材料一致性原则。由于涡轮泵本身结构复杂，不同位置处测点本身也会有差异，该处理方法可能引起不同时刻的计算值与试验值之间的一定偏差，但不会对整体仿真结果产生显著影响。

4.3试验与计算数据比较

由于试验系统中未设置流量计，尽管有连续液位传感器，但推进剂蒸发消耗过程的存在，使得难以通过液位来准确获取系统自流预冷流量情况。因此，这里使用氢涡轮泵壳温度来表征预冷系统的工作情况。

图3　仿真与实测氢泵壳壁面温度比较Fig.3　Comparison of simulation data with experimental data in the pump shell temperature

图3给出的是发动机氢泵壳壁面温度计算结果和两个实测测点数据的比较情况。从图中可以看出，自液氢进入到系统达到稳定，整个过程经历了不到1000 s，计算结果基本位于两个实测测点(两测点位于泵壳与轴承连接处的环状外壁，周向对称布置。因排放预冷过程前期泵内气液两相流动复杂，流态多变，各部分预冷情况不一，两测点温度出现一定差异；预冷后期，系统趋于稳定，两测点温度一致性较好)数据之间，在趋势上和量级上都能够较好反映泵壳从常温状态到满足低温“预冷好”条件的特征时间尺度。

图4是计算得到的自流预冷过程中系统内液氢的质量流量历程，从图中可以看出，系统液氢流量初始阶段较小，随着系统温度降低，流量逐渐有所增加。

图4　自流预冷状态液氢质量流量仿真曲线Fig.4　Simulation of mass flow rate of liquid hydrogen in gravitational flow precooling

5结论

预冷是在低温发动机起动前，利用贮箱中的介质或地面其他低温介质对输送系统和发动机进行冷却，以达到允许的温度，保证泵的可靠工作的过程。本文基于多学科系统级仿真平台AMESim，结合重力驱动下的自流预冷内部物理过程，在二次开发基础上，建立了能够实现对液体运载火箭自流预冷特性研究的仿真系统。该系统计算结果与试验结果一致性好，能够很好地得到自流预冷的相关特性，为该项技术在后续研制中的顺利应用奠定了基础。

需要说明的是，结合具体系统和适当扩展，该方法具备对低温液体运载火箭包括自然循环预冷、增压排放预冷系统或者组合预冷方式特性进行研究的能力。

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Research Characteristics of Liquid Hydrogen Gravitational Flow Precooling System in Cryogenic Rocket

HUANG Bing1, CHEN Shiqiang1, LI Dong2, WEI Yi1, HUANG Hui1

(1. Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing 100076, China;2. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

Abstract:For better understanding of the precooling characteristics of cryogenic rocket engine, an AMESim-based model was presented which could be used to analyze the process of gravitational flow precooling of hydrogen. The comparison of the simulation data with the experimental data was made and good consistency was achieved. The key parameters including the precooling time and the precooling mass flow rate could be calculated during the launch with this model, which could be an available option for the study of precooling in cryogenic launch vehicle.

Key words:liquid launch vehicle; hydrogen; gravitational flow; precooling; AMESim

收稿日期：2015-10-27；修回日期：2016-04-12

基金项目：载人航天预先研究项目(020201)

作者简介：黄兵(1974-)，男，硕士，高级工程师，研究方向为液体运载火箭总体设计。E-mail：huangbbj@sohu.com

中图分类号：V434+.14

文献标识码：A

文章编号：1674-5825(2016)03-0334-04