基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究
2018-01-29王弘亚张卫红
王弘亚，张卫红
基于AMESim平台的氢氧火箭发动机启动过程仿真研究
王弘亚，张卫红
（北京航天动力研究所，北京，100076）
根据模块化建模仿真的思想，采用AMESim软件中的二次开发平台AMESet开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库，建立了氢氧火箭发动机启动过程动态仿真模型。使用该模型对某型氢氧火箭发动机进行启动仿真，仿真结果表明：仿真结果与实际试车数据符合得很好，验证了该模型的准确性。
氢氧火箭发动机；启动过程；动态仿真
0 引 言
液体火箭发动机在启动过程中，从初始状态过渡到主级工况，所有工作参数均在很短时间内发生较大变化，过程复杂。通常采用的泵压式系统发动机，其启动时间延续约0.1~3 s。在此期间，液体火箭发动机燃烧室表压从0上升到MPa或10 MPa量级，流量从0增加到10~100 kg/s量级，燃气温度达到103K量级，涡轮泵转速从0增加到104r/min量级[1]。由此可见，这是一个状态参数急剧变化的瞬态过程。实践证明，大多数液体火箭发动机故障发生在启动阶段，所以启动过程可靠性在很大程度上决定着整个发动机的可靠性。
由于启动过程的重要性和复杂性，在发动机研制过程中开展启动过程仿真研究是必要的。国内外多款发动机在研制初期便开展了启动瞬态仿真研究[2]，对试车和后续研制提供了重要指导。本文以某型氢氧火箭发动机为研究对象，采用AMESim仿真软件及其二次开发平台AMESet，自主开发了氢氧火箭发动机动态仿真模型库，建立该型发动机系统仿真模型并对启动过程进行仿真。
1 发动机系统
图1是某氢氧火箭发动机系统示意。
图1 氢氧发动机系统示意
该发动机采用燃气发生器循环，外能源启动方式。液氢/液氧推进剂分别经过涡轮泵增压输送至推力室和燃气发生器。发动机启动时，火药启动器首先开始工作，其产生的高温燃气推动涡轮泵起旋，随后燃气发生器点火，发动机工况进一步爬升，逐渐过渡至主级工况。发动机启动过程主要依靠各主阀、副控阀的打开时序进行开环控制，因此启动时序的制定是否合理对于发动机启动过程尤为重要。
2 主要组件动力学模型
2.1 液体管路模型
不同于常规推进剂，液氢密度随温度变化较明显，尤其在再生冷却通道内液氢实际上为超临界流动，实际密度变化很大，因此采用不可压缩流简化模型会带来很大误差。文献[3]提出了一种分段有限元可压缩流管道模型，该模型适用于任意可压缩流体管道，包括液体管道与气体管道。
对与管道内流动的一般可压缩流体，假设如下：
a）管流的任意截面上，压强、密度、温度、速度等是均匀的，即沿径向均匀分布；
b）壁面摩擦取准稳态摩擦公式进行描述；
c）忽略管流中的轴向热传导，只考虑径向热流。
基于以上假设，采用交叉有限元格式[3]，根据质量、能量和动量守恒方程，边界处设定为迎风格式，可得到每个分段单元的如下守恒方程。
质量守恒方程为：
能量守恒方程：
其中，
动量守恒方程为：
其中，
式（2）为能量方程，不能直接解算出压力。对于气体管道，若在马赫数不大的情况下，气体可近似视为理想气体，利用内能与气体状态参数的关系，理想气体状态方程为
由式（7）可解算出压力。但对于一般可压缩液体，则需要根据流体物性拟合得到如下内能关系式：
2.2 涡轮泵组件模型
泵的水力特性一般通过水试试验确定。工程上水试工况范围一般为额定工况的70%~120%，将水试得到的稳态点数据进行拟合，得到的曲线即泵的稳态特性曲线。该特性曲线能够满足启动过程中低工况计算的要求。因此，采用稳态关系式近似描述涡轮泵的启动特性是可行的。
对于采用燃气发生器循环的常规液体火箭发动机，由于推进剂的密度、温度变化很小，可近似认为泵后密度、温度与泵前一致。但是对于液氢，这样处理将带来较大误差[3]。文献[4]给出了一种修正泵后密度、温度的方法，本文采用该方法对氢泵后密度进行修正。
2.3 热力组件模型
发动机系统中燃气发生器、推力室均为热力组件。对于燃气发生器及推力室的燃烧区，可忽略燃烧时滞，根据质量、能量守恒方程、燃气状态方程可得到如下燃烧区状态方程：
推力室燃气流动和再生冷却通道采用分段模型。冷却剂流动和燃气流动均采用2.1节中可压缩流体的管道模型。
推力室内壁采用近似一维导热模型：
冷却剂侧对流换热系数采用文献[5]给出的单相对流换热系数修正公式，并考虑冷却通道肋效应：
燃气侧对流换热采用巴兹（Bartz）给出的半经验公式[6]，考虑了密度修正项和粘性修正项，即：
3 仿真模型验证
采用建立的氢氧发动机启动过程仿真模型，对某型发动机进行启动计算。该发动机启动时，首先推力室在氢、氧贮箱压力下点火；然后火药启动器开始工作，推动氢、氧涡轮泵起旋并爬升到一定工况。火药启动器工作即将结束时，氢、氧副系统阀门打开，燃气发生器点火，产生的高温燃气进一步推高涡轮泵工况，整个发动机系统最终爬升到主级工况。
根据实际控制时序对该发动机启动过程进行仿真，仿真时间为3 s。仿真未考虑冷却通道的预冷过程，将泵入口压力作为发动机入口压力。取氢、氧主阀同时打开的时刻为仿真起始时刻，0.1 s时推力室点火，1.05 s时燃气发生器点火。将所得结果与试车数据进行了对比，如图2至图7所示。
图2 燃气发生器压力
图3 推力室压力
图4 推力室氢喷注器头腔压力
由图2可知，火药启动器开始工作后，燃气发生器建立1 MPa左右的室压。火药启动器工作末段，推力室室压仿真值比试验值略低，主要是仿真给定的低压燃烧效率与实际相比偏低，从而导致仿真得到的此时推力室氢、氧喷注器头腔压力较试验值偏低。在主级爬升段，燃气发生器室压有一小波动，这是火药启动器停止工作造成的。
图5 推力室氧喷注器头腔压力
从图5可知，仿真的发动机启动速度比实际快，主要原因是由于仿真时对燃烧模型进行了简化，未考虑燃烧时滞，同时涡轮低工况工作时实际效率要低于理论效率，针对上述问题，可以通过修正低工况燃烧性能及涡轮性能得到解决。
图6 氢泵后压力
图7 氧泵后压力
由图6、图7可知，泵后压力曲线与试验曲线基本一致，说明采用泵的稳态扬程和效率曲线近似描述泵启动过程可行。在火药启动器工作段，由于仿真得到推力室室压略低，造成氢、氧泵后压力均略低于试验值。
4 结 论
采用AMESim仿真软件的二次开发平台AMESet建立了氢氧发动机仿真模型库。该模型库采用通用化、模块化、图形化的思想构建，直观易用，适用于不同型号发动机的动态仿真计算。采用该仿真库对某氢氧发动机启动过程进行了仿真计算。对比仿真与试车结果，发现仿真得到动态结果基本符合实际发动机启动过程，验证了所建立模型的准确性，可以为发动机研制提供参考。
[1] 曹泰岳. 火箭发动机动力学[M]. 长沙: 国防科技大学出版社, 2004.
[2] Binder M. An RL10A-3-3A rocket engine model using the rocket engine transient simulator(ROCETS) software[R]. NASA Contractor Report 190786,1995.
[3] Taylor M F. Applications of variable property heat-transfer and friction equations to rocket nozzle coolant passages and comparison with nuclear rocket test results [R]. AIAA70-0661, 1970.
[4] 张育林, 刘昆, 程谋森. 液体火箭发动机动力学理论与应用[M]. 北京:科学出版社, 2005.
[5] 付永领, 祁晓野. AMESim系统建模和仿真: 从入门到精通[M]. 北京:北京航空航天大学出版社, 2006.
[6] 白晓瑞. 液体火箭推进系统动态特性仿真研究[D]. 长沙: 国防科学技术大学, 2008.
Research on Simulation of Start-up Process ofLOX/LH2Rocket Engine Based on AMESim
Wang Hong-ya, Zhang Wei-hong
(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)
Accorded to the modular modeling method, a dynamic simulation module library is developed by using AMESet, which is an advanced developing tool of AMESim. The simulation system for the start-up process of LOX/LH2rocket engine is developed and used in a rocket engine. The simulation result matched with the experiment result very well, thus validated the accuracy of the simulation model.
LOX/LH2rocket engine; Start-up process; Dynamic simulation
1004-7182(2017)06-0028-04
10.7654/j.issn.1004-7182.20170607
V434
A
2016-05-01；
2017-10-15
王弘亚（1990-），男，助理工程师，主要研究方向为液体火箭发动机系统设计
