低温推进剂深度过冷加注技术研究及对运载火箭性能影响分析

， ，，

(1.北京宇航系统工程研究所,北京 100076；2. 北京航天发射技术研究所, 北京 100076)

0 引言

对于采用液氢、液氧等低温推进剂的运载火箭，低温推进剂的加注方案非常重要，低温推进剂制备及加注技术对于贮箱和发动机预冷、过热层不可用量、贮箱增压压力需求等均具有明显的影响。低于液氮温度(环境压力条件下)的液氧深度过冷技术使得流体过冷装置成为满足未来单级入轨和可重复使用运载火箭需求的关键技术之一[1-2]。由于过冷推进剂密度升高，即需要将更多质量的低温推进剂加注入限定容积的贮箱内，因此，可提高结构效率，降低运载火箭的总体尺寸和结构质量，有效提升火箭运载效率。据NASA格伦研究中心(GRC)测算，过冷液氢和过冷液氧的密度可分别提升8%和10%，能够有效降低运载火箭起飞质量。

国内外低温火箭液氧贮箱大多采用了部分过冷加注，例如我国现役CZ-3A系列、CZ-5、CZ-6、CZ-7等火箭，美国的土星V、俄罗斯安加拉、欧洲阿里安火箭均在射前采用液氧过冷补加技术[3-5]。Falcon9火箭为提高运载能力，采用了全程低于液氮温度的过冷氧加注方案，大幅提高了加注质量，提高运载能力[6]。

1 国内外发展现状

NASA格伦研究中心(GRC)在20世纪90年代初为美国国家空间飞机项目开展了液态氢和固态氢各占50%质量含量的浆氢(SLH2)批生产和测试技术研究工作。采用蒸发冷却技术制造了约3m3批量的质量含量为50%的浆氢。GRC的推进剂过冷单元原理如图1所示。该系统由一个低温换热器、一个压缩机和一个循环泵组成。为将液氢过冷到输出温度降为15K，热交换器的冷端为0.008MPa大气压下的饱和液氢，这提供了14.1K的热沉。液氧过冷到66.7K采用0.017MPa、65K的饱和液氮。因此，利用压缩机组将压力降低于环境压力，液体池将被强迫沸腾达到一个较低温度以制造与推进剂在换热器热端流动相反的热沉效果。压缩机设计用于将低压沸腾气体排入大气环境压力下的排放系统中。

图1 推进剂过冷(制冷)单元原理图Fig.1 Supercooling propellant loading system

图2为苏联能源-暴风雪号[7]液氢过冷加注系统。液氢加注系统中的液氢冷却采用蒸汽引射法，即把150m3的两个冷却器内的液氢蒸汽引射出去，冷却器内装有氢-氢热交换器。引射泵使液氢在冷却器、火箭贮箱组成的环路内循环，这股主动流在0.2MPa压力下使液氢在近2km长的回路内循环起来。10个氮气(作为主动流)引射器在初始加注时使氢降温至18.5K，保温时进一步降温至16.5K，氢蒸汽与氮气混合物沿内径600mm的管路进入燃烧池。

图2 能源号液氢加注系统原理图Fig.2 Liquid hydrogen propellant loading system of Energia rocket

图3为暴风雪号飞船液氧加注系统，液氧系统的液氧可深度冷却到56K。氧加系统采用氢冷却氧方案(用氦作为中间热媒)，其中低温氢气来自液氢冷却器射流泵排出的氢气。氦先在15MPa压力下循环，在氦-氧热交换器里被“温”液氧加热后升入氦-氢热交换器，冷却后经另一条路线下降。自然循环回路共8m。最终，暴风雪号的氧箱顺利地实现了56K的恒温。在回路内氦的高压保证了它的安全性，因为氢无论如何都不能进入氧。此外，回路内还可保持大量的热媒方便传热。

图3 暴风雪号液氧加注系统Fig.3 Liquid oxygen propellant loading system of the space shuttle Buran

我国运载火箭液氧箱一般使用液氮作为冷却剂进行液氧过冷，如图4所示。一般液氧在-7h阶段进行加注，加注后过热液氧通过长时间停放蒸发吸热降低液氧温度。约于射前-30min，液氧开始进行过冷补加。补加液氧温度一般小于84K。补加推进剂量一般占推进剂总加注量的20%～40%。我国火箭液氢加注一般不采用过冷加注技术，通常通过加注后的蒸发吸热方式，使液氢降至当地饱和温度。

图4 我国某型号液氧加注液路系统原理Fig.4 A liquid oxygen propellant loading system of China launch vehicle

目前大规模采用全过冷加注技术的为Falcon9火箭。Falcon9火箭是二级火箭，火箭高70m，直径为3.66m，起飞质量为549.054t。两级火箭均使用经过过冷化的液氧和航天煤油，其中一级采用9台Merlin 1D发动机，二级采用1台Merlin 1D真空发动机。因为一级箭体重复使用，使得其运载能力有所降低，面对更大的载荷发射需求，运载能力吃紧，Falcon9火箭就在-1.5h通过将煤油温度降低至266K(冰点约236K )、液氧降低至66K(常压下饱和温度为90.18K，冰点为54K)的方法,在不改变火箭外形尺寸的前提下，增加推进剂加注量，并通过提升发动机推力，最终使得其运载能力提升10%以上[6]。

2 过冷加注对火箭性能影响分析

2.1 降低低温贮箱增压压力要求

一般低温发动机要求增压输送系统提供高于推进剂饱和蒸汽压力(Ps)以上一定值的泵入口压力需求，以保证泵净正抽吸压头[7]。以某型火箭低温发动机为例，要求氧泵最低入口压力不低于泵入口液氧温度饱和蒸汽压(Ps)+0.13MPa[8]。表1为液氧温度和饱和蒸汽压的对应关系，液氧的饱和蒸汽压随液氧温度降低而降低。例如77K液氧比91K液氧饱和蒸汽压力低0.088MPa，即表明满足发动机入口压力要求所需贮箱增压压力可降低约0.088MPa。由于增压气体进入低温贮箱后，增压气体与贮箱壁面及低温推进剂换热，箱内增压气体绝大部分为低温状态，呈现明显的温度分层。图5为采用400K高温氧气对某液氧贮箱增压试验获得的箱内气体温度沿贮箱轴向变化曲线。根据图5计算获得箱内单位体积增压气体的平均温度约为180K。180K/0.162MPa气氧与180K/0.25MPa气氧密度比较见表2。经计算获得，对应100m3容积液氧贮箱气枕，采用过冷氧加注降低发动机入口压力需求，贮箱增压压力由0.25MPa降至0.162MPa，可减少增压气体用量约为191kg，减质效果影响明显。

表1 液氧饱和蒸汽压随液氧温度的变化

图5 某3350mm直径贮箱自生增压试验获得箱内气体温度沿贮箱轴向分布Fig.5 Temperature distribution along tank axis of ullage gas

温度/K压力/MPa密度/(kg/m3)1800.2505.40191800.1623.4874

2.2 液氧密度升高降低贮箱结构容积

由于过冷液氧密度较常规液氧高，对应相同液氧加注质量要求，贮箱容积可相应减少，如表3所示。以114100kg液氧加注质量为例，加注常规液氧，贮箱容积需求为100m3，加注77K液氧时贮箱容积需求为94.39m3。这对于直径为3350mm的贮箱，可减少约0.637m壳段长度，实现贮箱减重约90kg。

表3 不同状态液氧密度比较

2.3 贮箱压力降低后贮箱壁厚减薄

对于硬壳式贮箱，贮箱壁厚主要由贮箱气枕压力与贮箱载荷决定。假设气枕压力为决定因素，则按气枕压力pj计算获得贮箱壁厚，然后校核贮箱对轴压的适应性。按最大气枕压力确定的贮箱壁厚公式如下

(1)

式中，t为贮箱壁厚，pj为设计内压，R为壳段半径，[σ]t为材料在使用温度下的设计许用强度。

由式(1)可见，对于内压设计条件，贮箱壁厚与贮箱内压成正比例关系。若采用过冷加注，则发动机入口压力要求降低，可相应降低贮箱箱压要求，即降低贮箱壁厚要求。假设液氧温度由91K降为77K，贮箱最大设计压力由0.25MPa降低至0.162MPa(相差0.088MPa)。则深度过冷氧加注后，贮箱前底、后底等纯内压设计部段在加工工艺满足的情况下，壁厚极限情况下可减少约35.2%。

2.4 提高对发动机预冷适应性

推进剂的温度对发动机的工作和性能参数有影响。当温度过高，可能不满足泵入口温度和压力条件，导致泵汽蚀；温度偏差过大，可造成发动机性能偏差过大。发动机启动过程，如发动机未充分预冷，易造成发动机内两相状态，造成启动流量不稳定，发动机泵负载不稳定等问题，所以低温发动机启动过程对推进剂的温度范围有严格限制。

我国新一代运载火箭的液氧煤油发动机氧系统及液氢液氧发动机氧系统较多采用了循环预冷方案，见图6。循环预冷的显著特点为：低温推进剂自箱底经过输送管、发动机泵、预冷回流管最终回流到贮箱。推进剂流动过程中因漏热温度上升，同时携带走发动机漏热。管路系统及发动机漏热一定的条件下，如箱底部分推进剂采用过冷加注，则可降低氧系统整体推进剂温度，提高发动机预冷裕度[9]。

图6 循环预冷示意图Fig.6 Circulation precooling system

图7为某型火箭采用液氧过冷加注后，发动机泵出口液氧温度变化图。初始阶段使用常规液氧加注，虽循环预冷有效保持了泵出口温度维持在较低水平，但自然循环预冷状态，未达到发动机起动条件。射前-30min开始加注约82K过冷液氧后，发动机泵出口温度迅速下降，在点火前泵出口温度降至起动条件以下，满足发动机点火条件。

2.5 提高推进剂整体品质和发射适应性

液体运载火箭贮箱中低温推进剂热分层现象是由于外界热量经过贮箱壁面后引发贮箱近壁区域内推进剂密度发生变化而在浮力作用下的自然对流所形成。在此过程中，热的推进剂经近壁边界层内的流动而传输到推进剂液体表面形成一层温度相对较高的区域，即过热层，如图8所示。

图7 发动机泵出口液氧温度变化图Fig.7 Temperature variation of liquid oxygen pump exit

图8 液体火箭贮箱低温推进剂热分层Fig.8 Temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

热分层对于液体火箭的影响主要有3个方面：1)过热的推进剂进入发动机可能导致发动机的泵发生汽蚀而不能正常工作，这部分的过热推进剂在总体设计中属于不可用部分。2)液体表面温度的增加，将促进贮箱内压力的升高，这对于使用液氢的系统尤为明显。使用过冷推进剂加注技术，可减少过热层量，一定程度增加推进剂利用率或总体的推进剂安全余量。3)由于加注管路及箭上的漏热传入贮箱的热量将被过冷液氧吸收，较采用不过冷加注方案可一定程度降低液氧的蒸发量并提高推迟发射不泄出推进剂时的推进剂品质。针对此特点，在弹道设计中，需要预先考虑推进剂温度升高后的范围，避免由于温度上升较多造成的加注推进剂剂量不足问题。

2.6 有利于缩短发射流程

由于液氧加注过程，需要通过挤压或泵压的方式，将推进剂挤入贮箱，在加注过程中，泵、加注管、贮箱等的热容及漏热都会使推进剂温度大幅上升。为保证飞行过程中推进剂的温度，一般采用加注后蒸发吸热的方式，降低推进剂温度。按照现有我国型号采用的大流量饱和温度加注+停放+过冷补加的经验，停放3h以上可将推进剂温度降至饱和蒸汽温度附近。采用过冷推进剂方案可解决加注流程过长、操作环节过多的问题，一般可将氧加注时间由射前-7h延后到约射前-1.5h，有利于实现射前加注无人值守。

3 过冷推进剂加注关键技术

3.1 深度过冷推进剂的制备及存储技术

国内现有低温加注系统中，液氧过冷补加采用常规液氮作为冷源，由于在1.01325×105Pa下液氮的饱和温度约为77.3K，因此液氮过冷器出口液氧的极限温度为77.3K。为了对液氧进行更低温度深度过冷，可采用液氢、液氦或液氧、液氮抽空减压方式获得深度过冷冷源。另外，首次降温循环后，除开展地面小流量循环外，应优化设计地面低温贮罐的绝热结构，降低贮罐漏热损失，减小过冷液氧储存期内过冷度的变化。目前，国内无液氧深度过冷制备及存储技术可借鉴参考，因此深度过冷推进剂的制备及存储技术作为深度过冷液氧加注技术中的一项关键技术需开展攻关。

3.2 过冷氧大流量加注技术及安全性控制

若要实现液氧深度过冷加注，需要以尽快的时间、尽短的管路完成液氧加注，减少低温推进剂在加注过程的漏热温升，即需要在目前工程水平上，提高加注速度。加注速度提高导致加注流阻增加，管路内气液两相流震荡的可能性增加、泄漏的风险增大，对加注管路和加注设备的调整增大。另外，贮箱绝热层冷变形更严重，另外加注速度过大导致加注量后效增大，推进剂溢出的风险均需要重点考虑。因此全程过冷氧大流量加注需要密切关注安全性风险，应该将此内容作为关键技术进行攻关。

3.3 低温两相流体剧烈掺混状态下过冷氧加注停放过程精确仿真预示技术

过冷氧加注进贮箱后，在外界环境的作用下将出现温度升高。如何准确预示停放阶段液氧的回温速率，对于点火前推进剂温度、贮箱初始气枕容积及运载能力的评估具有重要影响，而回温速率的精确预示需要准确的建模和仿真预示技术，加注后低温流体掺混、气液两相流、低温推进剂与贮箱和外界传热将显著影响建模和预示的准确率。需要开展广泛的试验及数值分析，准确预估贮箱内推进剂温度变化。另外，需要通过低温推进剂加注后的温度变化规律预估，准确评估火箭的推迟发射能力。

3.4 使用过冷推进剂对发动机性能影响分析

采用过冷推进剂的火箭发动机性能分析是发动机设计优化研究工作的关键环节，也是提高过冷推进剂技术成熟度的内在需求。推进剂温度降低密度提高后，将影响发动机涡轮泵扬程，影响喷管冷却效率，影响推进剂雾化效果等，需要开展相关专题研究，以确定推进剂过冷后对发动机性能影响。

4 深度过冷加注技术方案设计

4.1 加注总体方案设计

经过分析，拟采用发射日过冷推进剂提前制备，制备后小流量循环保温，临射前集中大流量加注的方式，实现液氧深度全过冷加注。过冷氧加注系统拟采用图9所示方案。主要组成部分包括：过冷液氧贮罐、加注泵、液氮过冷器、液氮罐、抽空减压系统(压缩机或引射器抽空)等。液氧加注及制备流程如下：1)液氧全过冷加注开始时间为T0；2)深度过冷液氧开始制备时间：-24h(以起飞时间为0s)；3)抽空减压系统启动，根据设定值将液氮过冷器氮腔内压力抽空至环境压力以下，通过液氮沸腾吸热将液氮深度降温(例如真空度为38kPa(绝压)时，液氮饱和温度可由常压下77.3K降至70K)。4)启动地面储罐液氧制冷循环，液氧从贮箱底部流出经过过冷器降温后返回原贮箱或其他贮箱。在地面进行小流量过冷循环，维持液氧过冷度，直到T0；5)T0～起飞前5min，贮存在液氧贮罐内的深度过冷氧不经过过冷器，直接加注进箭。6)推迟发射造成推进剂温度升高后，可4h内完成液氧泄出并重新加注，按照两发任务需求量进行过冷氧制备。7)预估-24h开始液氧制备，射前-1.5h开始贮箱及发动机预冷，-1h开始大流量加注，-5min加注结束。

图9 深度过冷氧加注系统原理图Fig.9 Supercooling propellant loading system design

4.2 过冷推进剂加注设计及仿真技术

采用Gambit 2.4和Ansys 13.0建立网格和进行数值计算，采用轴对称模型，数值模型如图10所示，计算模型采用非稳态层流模型，采用VOF两相流模型，加入液氧-气氧的蒸发相变模型。贮箱上底和下底均采用绝热边界条件，筒段采用第三类边界条件，出口边界条件为压力出口边界条件，压力为零表压，加入重力影响，方向沿轴向方向，气氧采用理想气体模型。

图10 数值模型示意图Fig.10 Numerical simulation set up

液氧温度场随时间变化如图11所示，由图11可以看出：1)远离箱底处液氧温度升高快，这是由于远离箱底处的液氧距离气枕近，受液氧自然对流影响导致其温度上升快；2)停放3500s以后液氧温度趋于稳定值，液氧温度上升约2K；3)液氧温度随时间的变化具有大致的线性关系。

(a) 100s

(b) 500s

(c) 3500s

(d) 5000s图11 液氧温度场随时间变化图Fig.11 Liquid oxygen temperature distribution inside the cryogenic liquid tank

5 总结

作为提高运载能力与发射适应性的重要手段，本文详细分析深度过冷加注国内外研究现状、研制的关键技术与主要技术途径。经分析显示，深度过冷加注在运载能力提升、提高发动机预冷适应性、缩短加注发射流程等方面均有明显作用。实现深度过冷推进剂加注需要突破深度过冷推进剂制备及存储、大流量加注技术及安全性控制、低温两相换热数值仿真、过冷推进剂对发动机性能影响等关键技术。本文初步设计了深度过冷氧加注的主要技术方案，后续可进一步开展仿真及试验验证。

由于Falcon9火箭目前已经实现了全贮箱深度过冷加注，证实了该系统的可行性，经过一定的技术积累，后续全贮箱深度过冷加注技术可全面应用于我国低温运载火箭的加注流程中。