氢氧上面级集成流体系统静态特性研究

张万旋 李锦江 张 楠



氢氧上面级集成流体系统静态特性研究

张万旋 李锦江 张 楠

（北京航天动力研究所，北京 100076）

根据某火箭三子级氢氧动力系统的规模和任务剖面要求，提出相应的IVF系统方案，建立了主要组件的静态特性模型，通过静态特性仿真，获得了3种工作模式下的IVF系统的平衡参数，并进行参数影响分析、重量优势分析。结果表明，本文提出的IVF系统方案可满足某火箭三子级任务需求，与传统方案相比具有重量轻、任务适应性强的优势。

IVF；静态特性；氢氧内燃机；换热器；系统仿真

1 引言

随着载人登月、深空探测、在轨服务及维护等宇航任务的开展，航天飞行对上面级长时间在轨、多次起动、高比冲性能等的需求越来越迫切。常规有毒推进剂能够满足长时间在轨和多次起动需求，但比冲性能低，难以满足大速度增量要求。氢氧推进剂比冲性能最高，但长航时氢氧上面级飞行器一直面临多次启动、推进剂管理、推进剂蒸发气利用、供电问题。

此外，随着在轨时间和起动次数的增加，传统上面级携带的蓄电池数量、增压气瓶容积、姿控推进剂用量均成倍增加，由此带来的重量和体积消耗已经成为制约任务实现的瓶颈。因此急需寻找一种新的途径，突破传统方案，解放电源、气源和姿控推进剂的限制，实现高性能低温上面级的长时间在轨和多次起动工作能力。

美国联合发射联盟（ULA）提出了全新的解决方案，即集成箭上流体系统（Integrated Vehicle Fluid[1]，以下简称IVF系统），其核心为低温推进剂综合利用技术。ULA基于半人马座上面级，先后提出了4个IVF系统方案[1～4]，内燃机方案考虑了转子式内燃机和活塞式内燃机，换热方案考虑了沉底发动机换热和内燃机冷却剂换热等。为了提高IVF系统完成任务的可靠性，设置2套IVF系统进行冗余备份，任何一套都能独立完成发电、增压、换热、沉底、姿控等功能。根据ULA的研究结果，采用IVF系统可大幅降低整个上面级的干重，减少使用介质的种类和消耗量，取消高压气路，从而简化上面级结构，并使半人马座上面级在轨滑行数周成为可能[1]。

本文以某火箭三子级氢氧动力系统为基础，提出IVF系统方案，并通过静态特性仿真，研究系统在不同工作模式下的平衡参数，对方案可行性进行分析。

2 系统方案

某火箭氢氧三子级采用液氢液氧低温推进剂，主发动机采用2台燃气发生器循环氢氧发动机，单机真空推力约82.5kN，真空比冲4300m/s；主发动机工作前，氢、氧贮箱均采用常温氦气补压，主发动机工作后，氢箱为氢自身增压，氧箱为冷氦换热增压；辅助动力系统采用单组元推进剂单推三，姿控发动机采用4台40N和4台70N配置，沉底发动机采用2台40N和2台300N配置。

为简化系统，本文假设每个氢氧上面级配备2套完全相同、独立工作的IVF系统，暂不考虑2套系统之间的介质冗余供应问题。通过充分利用主贮箱内的氢、氧推进剂，每套系统均具备发电、增压、换热、沉底、姿控等功能，因此不再需要携带传统的增补压氦气瓶、辅助动力推进剂和大量蓄电池，从而实现结构简化和性能提升。本文构建的IVF系统如图1所示。

图1 IVF系统原理图

该系统的工作原理为：在气枕压力作用下，氢贮箱蒸发的气氢在内燃机气缸顶盖内与冷却剂热交换，然后进入内燃机与来自高压气瓶的氧气燃烧；内燃机带动发电机发电，产生的电能供上面级使用并给蓄电池充电，内燃气排气用于小推力沉底，保持推进剂的气液分离状态；柱塞泵从贮箱内抽取的液氢、液氧，经过换热器加温，形成高压气氢、气氧分别充入氢、氧气瓶；氢、氧气瓶给贮箱增压和姿控、沉底发动机供应介质，氧气瓶还给内燃机提供氧气；内燃机冷却剂在内燃机和氢、氧换热器之间循环，作为换热介质。

按照上面级在飞行中的不同时段，该系统有如下3种工作模式：

模式一，仅发电。此模式对应于上面级处于滑行状态，只有用电和小推力沉底需求，利用贮箱内氢气和气瓶内氧气发电，供上面级测量、控制等系统使用，并给蓄电池充电。此时只有内燃机和发电机工作，内燃机排气提供小沉底推力。

模式二，发电+辅助动力最大工况。此模式对应于上面级发动机一次关机后，为了抑制贮箱内液体晃动，需起动大推力沉底，在较短时间内将晃动幅度降下来。同时，为了消除主发动机关机过程不同步引起的干扰力矩，姿控发动机也要起动工作。考虑最恶劣工况，假设8台姿控发动机和2台沉底发动机同时工作。

模式三，发电、增压、姿控+大推力沉底。此模式对应于发动机空中再次起动前，由于滑行段贮箱压力会下降，为满足主发动机预冷和起动对贮箱压力的要求，需提前进行贮箱增压，同时起动大推力沉底和4台姿控发动机，保证液态推进剂位于贮箱底部。此时氢、氧换热器达到最大工作负荷。

3 静态仿真模型

3.1 系统平衡方程

动力系统静态特性可以由三组平衡方程描述，即流量平衡、压力平衡和功率平衡。流量平衡要求各组合件和管路流入质量流量等于流出质量流量，包括氢贮箱液路流量平衡方程、氢贮箱气路流量平衡方程、氧贮箱液路流量平衡方程。对于管路和节流元件，压力平衡方程由流阻公式给出，即：

系统换热总量满足：

式中，H2,HEX、O2,HEX——氢、氧换热器换热量。ICE,release、ICE——内燃机放热量、内燃机输出功。

对内燃机有以下功率平衡关系式：

3.2 内燃机静态特性

内燃机静态特性包括燃烧特性和功率特性。氢氧燃烧特性通过热力计算得到。本文关心的功率特性是指在不同的氢氧流量下，内燃机输出的功率。

对氢内燃机的研究多集中于氢-空气内燃机[5～8]，但本系统需采用富氢-氧缸内直喷缸内直喷内燃机。其特性鲜有公开文献研究，本文采用AMESim利用AMEsim/AMEset工具建立六缸直列活塞式氢氧富燃氧缸内直喷内燃机模型，图2给出了其中一个气缸模型。

1—氧气压力温度源 2—喷注元件 3—喷注提前角 4—喷注持续时间 5—最大喷注流量 6—进气阀开启角 7—气缸盖 8—排气阀关闭角 9—氢进气口 10—排气口 11—点火提前角 12—气缸模型 13—曲轴转角 14—气缸头部热交换接口 15—气缸身部热交换接口 16—活塞热交换接口 17—曲轴

由于AMESim自带的物性定义元件只适用于氧化剂为空气的内燃机，本文使用AMESet二次开发工具重新编写了物性定义元件。由于Wiebe能较为真实地逼近实际放热曲线，本文使用Wiebe模型对内燃机燃烧放热过程进行仿真，其表达式为：

式中：vtot——总放热量，v——瞬时放热量，comb——燃烧持续角，——曲轴转角（以燃烧开始时为0°），1、1——Wiebe模型系数。

气缸换热采用Woschni[9]模型，其换热系数关联式为：

地面用内燃机排气背压为大气压力，而IVF内燃机排放的燃气需进入推力室喷管产生沉底推力，因此，需在排气腔后加入音速喷嘴元件，沉底发动机喷管流量与室压关系按下式计算：

式中，t——推力室喉部流量系数，c——推力室室压，t——推力室喉部面积；——燃气理想气体常数，c——推力室气体温度，——比热比，由热力计算得到。

仿真时作如下简化：忽略内燃机入口气氢温度的变化，假设氢气温度为恒定值，因为气氢温度对燃烧放热的贡献较小；忽略冷却剂温度变化对气缸和排气腔换热的影响，因为冷却剂温度对内壁面换热特性影响不大；忽略冲程压力变化对排气腔换热系数的影响，假设排气腔壁换热系数为恒定值，这样的简化不影响稳态换热能力的分析。

对弱者的保护体现为通过行政干预对孤幼进行保护，即“验校”。通过政府的干预以保护孤幼的生活费用和抚养以及成年后的继承，防止他人对孤幼财产的侵犯，是极具有人道主义的制度。同时，通过行政干预设置继承财产数额的限制。这或许是因为国家财政的庞大支付，需要扩大财政收入以解燃眉的方法。

给定不同的氢、氧流量，当仿真达到稳态时，得到内燃机输出功率、排气温度随时间的变化。然后，以离散滑动平均算法来确定内燃机在额定转速下的平均输出功率和排气温度。

图3 内燃机负载特性[9]曲线

内燃机负载特性图[9]常来表征内燃机的性能，如图3所示。可见，当混合比一定时，内燃机输出功率随氧流量增大而增大；内燃机排气温度随功率升高而增大，燃油消耗率随功率升高而减小。

3.3 柱塞泵静态特性

本系统使用的柱塞泵工作在低温环境（氢泵工作在20K附近，氧泵工作在90K附近），并且在贮箱增压前低温流体处于饱和或接近饱和状态。低温流体在接近饱和状态时密度变化较大，不能简化为稳定流处理，因此本文用AMEsim建立模型进行仿真，获得柱塞泵在不同工作条件下的静态特性。柱塞泵的静态特性是指泵的流量、功率与转速、入口条件和扬程之间的关系。

1—配流盘 2—活塞腔 3—活塞 4—斜盘 5—带摩擦的转子 6—扭转刚度和阻尼

分析响应面模型的拟合误差，泵、氧泵平均相对误差及最大相对误差分别如表1所示，训练的二阶响应面模型平均相对误差及最大相对误差较小，能够较好地预测氢、氧柱塞泵静态特性。

表1 响应面模型平均相对误差 %

3.4 系统热交换特性

本系统的热交换分为两部分，即：内燃机内燃气对冷却剂的加热和换热器内冷却剂对液氢/液氧的加热。本文使用分段集总参数法，将换热器沿轴向分为100个单元，编写了换热器模型。

冷却剂选用氟油，氟油具有优良的粘附性、抗水性、化学稳定性和润滑性，高低温性能较好[10]。本文选用的HFE7500在0.3MPa下的沸点为443.9K，保守起见，将内燃机冷却剂出口温度取为400K。

氢、氧换热器采用双层套筒式结构，如图5所示，冷却剂在套筒外侧通道内流动，氢/氧在套筒内侧通道流动，从而增大换热面积[2]，氢/氧与冷却剂流动方向相反，以增加换热效率。

图5 套筒式换热器

冷却剂侧换热努赛尔数由Gnielinski公式[11]给出，摩擦因子按Churchil[12]关系式计算。管壁以热传导的方式将热量从冷却剂侧传至低温流体侧，不考虑管壁分段之间的轴向换热，只考虑径向换热，其换热系数由圆管换热公式给出。

液氢的流动是从液相变为超临界态的过程[1]，因此，超临界换热努赛尔数由Hess-Kunz公式[13]给出。氢侧摩擦系数由适用于夹套的换热公式[13]计算得到。

由于液氧在换热器中的流动经历了从液相到两相到气相的过程，因此以分段入口参数判定流动状态，采用不同的换热关系式计算。当单元处于单相流时，努赛尔数按Gnielinski公式给出；当单元处于两相流时，换热关系式由shah模型[14]给出，两相流压降公式由Muller-Steinhagen和Heck关联式[15]给出。

3.5 姿控/沉底发动机工作性能

单套IVF系统由2台40N、2台70N气氢/气氧姿控发动机、1台300N气氢/气氧沉底发动机和1台内燃机排气沉底发动机构成。

与常规推进剂相比，气氢/气氧发动机比冲显著提升。按混合比3.5、室压0.8MPa、推力室总效率0.95计算，3型气氢/气氧发动机的性能参数如表2所示。

表2 IVF系统三型气氢气氧发动机参数

内燃机排气沉底发动机的计算相对复杂，本文采用准稳态假设，将排气沉底发动机与内燃机工作过程耦合，计算一个周期内的平均推力。计算时取排气沉底发动机喉部直径10mm，喷管面积比100。瞬时排气推力按下式计算：

4 静态特性仿真分析

根据各组件的静态特性方程，按照流量、压力、温度、功率平衡关系，建立系统静态仿真模型联立求解，得到不同工作模式下，系统的平衡参数，见表3。

表3 系统平衡参数

注：①～③假设工作台数。

从计算结果可知，在不同工作模式下，该系统均能达到稳态工作，系统工作能力满足某火箭三子级飞行器任务要求。

4.1 系统参数影响分析

由于内燃机氢流量和混合比决定了IVF系统内燃机功率和换热能力，从而决定了发电、姿控、增压系统稳态工作能力，选取内燃机氢流量、混合比作为输入参数，对系统进行平衡计算，考察该IVF系统偏离额定工况的性能。

a. 假设IVF仅发电，考察内燃机氢流量、混合比对内燃机发电量的影响，如图6所示。

图6 IVF发电量与内燃机氢氧消耗量的关系

b. 假设IVF发电并提供辅助动力，全部辅助动力取混合比为3.5，面积比为25，室压为0.8MPa，考察内燃机氢流量、混合比对辅助动力总推力的影响，如图7所示。

图7 IVF辅助动力总推力与内燃机氢氧消耗量的关系

c. IVF提供增压功能，不提辅助动力，针对仅氢箱增压、仅氧箱增压、氢氧箱增压（增压流量比与某火箭三子级相同）三种工况，考察内燃机氢流量、混合比对增压流量的影响，分别如图8～图10所示。

图8 氢增压，增压流量与内燃机氢氧消耗量的关系

图9 氧增压，增压流量与内燃机氢氧消耗量的关系

图10 氢、氧箱同时增压，增压流量与内燃机氢氧消耗量的关系

由图6～图10可知，内燃机混合比一定时，IVF发电、姿控、增压能力与氢消耗量成线性关系。这是因为混合比一定，内燃机功率和放热量与氢流量成线性关系。这表明，在系统发电、姿控、增压能力需求变化时，可以根据图6～图10，将姿控、增压功能对应的内燃机氢氧消耗量线性叠加，并与发电功能对应的内燃机氢氧消耗量相比较，确定内燃机总氢氧消耗量，从而调节内燃机氢流量和混合比来适应任务需求。

4.2 重量优势分析

某火箭三子级工作时间约1500s，其携带的蓄电池重量为60kg，其额定功率约为6kW。由量产锂电池能量密度达到140～180Wh/kg[16]，假设本IVF系统携带一块可充电电池的重量为15kg，能量密度为150Wh/kg，可满足某火箭三子级飞行器2.25h供电需求，加上IVF系统发电功能，已足够箭上用电并有余量。假设1500s全程发电，消耗的氢氧总量为6.3kg，累计重量21.3kg，与传统方案相比，可节省38.7kg重量。

某火箭三子级单组元推进剂75kg，辅助动力发动机比冲2210m/s。采用气氢气氧发动机后，比冲可达4100m/s。按总冲不变计算，需要氢氧推进剂约40.4kg，可节省重量34.6kg。

某火箭三子级采用常温氦气补压、氢箱自身增压和氧箱冷氦增压方案，增压气瓶及氦气重量合计约193kg。采用本IVF系统后，氢、氧均变成自身增压，氢箱剩余气枕重量不变，氧箱剩余气枕重量为110kg。由于省去了气瓶装置，相当于可节省重量83kg。

因此，只要2套IVF系统的干重总计不超过157.9kg，该火箭三子级采用本系统就具有重量优势。并且，此重量优势会随着三子级滑行时间增加、发动机起动次数增加而越来越显著。

4.3 任务适应性分析

传统上面级贮箱增补压系统、辅助动力系统及携带电池数量是针对特定任务需求而设计，只能应用于特定任务模式，工作时间、起动次数均受限。

采用IVF系统后，贮箱增压、辅助动力、电源均取自于氢、氧贮箱，针对不同滑行时间和起动次数的任务，仅需改变氢、氧加注量，硬件结构更改减少，任务适应性显著提高。

此外，由于内燃机产生的排气能够产生轴向推力，有助于气液保持分离，实现贮箱内冷、热分离，有助于减少低温推进剂在轨蒸发损失，使低温推进剂长时间在轨成为可能。

5 结束语

本文基于某氢氧三子级的规模和任务剖面，提出了氢氧推进剂综合集成系统（IVF系统）方案。建立了系统和组件的静态特性模型并进行了稳态参数仿真。仿真结果表明：

a. 本文搭建的氢氧推进剂综合集成系统具备传统火箭上面级贮箱增补压系统、辅助动力系统和电源供电系统的功能，工作协调；

b. 与传统方案相比，氢氧推进剂综合集成系统方案具有重量轻、任务适应性强等优势。

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

2 Majumdar A K, Leclair A, Hedayat A. Numerical modeling of pressurization of cryogenic propellant tank for integrated vehicle fluid system[C]. AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, 2016

3 Zegler F. Integrated Vehicle Fluids: US, US 20120227374 A1[P], 2014-11-11

4 Zegler F. Development status of an integrated vehicle propulsion and power system for long-duration cryogenic spaceflight[C]. AIAA Space Conference & Exposition, 2012

5 刘福水，郝利君，Heitz Peter Berg. 氢燃料内燃机技术现状与发展展望[J]. 汽车工程，2006，28(7)：621～625

6 李赫. 氢能作为内燃机替代燃料的研究综述与分析[J]. 内燃机，2015(6)：20～25

7 汤弘扬. 基于PROtroniC平台氢内燃机控制策略开发与验证[D]. 北京：北京理工大学，2016

8 孙柏刚，张冬生，刘福水. 氢内燃机循环变动特性[J]. 燃烧科学与技术，2013(4)：311～316

9 周龙保. 内燃机学[M]. 北京：机械工业出版社，2010

10 郭太勤，蒋明俊，郭小川，等. 高温润滑脂的发展现状[J]. 润滑与密封，2006(1)：164～167

11 VDI Heat Atlas[M]. Springer Berlin Heidelberg, 2010

12 Churchill S W. Friction-factor equation spans all fluid flow regimes[J]. Chemical Engineering, 1977, 45, 91～92

13 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

14 Shah M M. Chart correlation for saturated boiling heat transfer: equations and further study[M]. ASHRAE Trans, 1982:185～196

15 Didi M B O, Kattan N, Thome J R. Prediction of two-phase pressure gradients of refrigerants in horizontal tubes[J]. International Journal of Refrigeration, 2002, 25(7): 935～947

16 黄祯，冯国星. 中国科学院高能量密度锂电池研究进展快报[J]. 储能科学与技术，2016，5(2)：172～176

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

张万旋（1994），硕士，航空宇航科学与技术专业；研究方向：液体火箭发动机系统设计。

2019-04-30