小推力推进系统启动过程仿真分析

2019-11-12杨林涛沈赤兵

导弹与航天运载技术 2019年5期

杨林涛，沈赤兵

（国防科技大学空天科学学院高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙，410073）

0 引言

小推力推进系统在航天飞行器姿态调整、轨道控制、交会对接以及着陆等方面得到广泛的应用，脉冲工作、快速响应是其主要的性能要求[1]。多台推力器启动关机过程会相互影响，从而改变系统启动响应特性，干扰燃烧室稳态工作过程，增大管路水击峰值，延长水击衰减时间。推进系统结构复杂、部组件多、成本高、可重复性差、观测数据少。相比于试验研究，仿真分析在可重复性、费效比、时间成本、可获得参数等方面具有优势。

关于发动机启动关机过程的研究已较多，包括试验和仿真工作，但对于工作时序对多台推力器启动耦合过程的研究较少。杜大华[2]、李锋等[3]对液体火箭发动机启动冲击响应特性进行了分析，为发动机启动过程故障诊断提供参考；陈宏玉等[4]建立补燃循环发动机强迫启动过程仿真模型，分析了火药启动器工作时间、阀门打开时序等因素对发动机启动过程的影响；刘上等[5]基于MWorks建立小推力泵压式发动机仿真模型，分析了发动机入口压力条件、主阀流阻及环境压力对自身启动过程的影响；Francesco等[6,7]采用欧洲空间推进系统仿真平台（European Space Propulsion System Simulation，ESPSS）建立了RL-10A-3-3A液体火箭发动机瞬变过程仿真模型，并通过试验数据验证了该模型对启动关机过程仿真的正确性。

国内外专家还开展试验研究，验证仿真模型的准确性，并进一步分析除系统工作时序外其他因素对响应特性的影响。Nobuhiro等[8]采用火箭发动机动力学模拟器（Rocket Engine Dynamic Simulator，REDS）仿真求解了LE-7A火箭发动机的瞬态特性，仿真结果和试验数据符合得较好；陈宏玉等[9]建立液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型，并试验验证了模型的相对误差，分析了集液腔容积、关阀过程等因素对发动机关机过程的影响；陈新华等[10]考虑集液腔充填过程和喷雾燃烧过程，建立发动机动态特性数学模型，分析了双组元液体火箭发动机推力室的脉冲工作、启动特性及关机特性。

本文以小推力推进系统为研究对象，仿真分析了多台推力器启动过程系统响应特性。研究结果对认识推进系统瞬态过程耦合特性、降低推力器间相互影响、提升系统工作可靠性和响应特性具有重要意义。

1 小推力推进系统

1.1 系统组成

小推力推进系统常需要考虑多台推力器同时工作的时序要求，单台推力器启动关机产生的水击冲击沿着供应管路传递，对正在工作的其他推力器产生影响，室压出现振荡现象，从而降低推力、比冲等参数的控制精度。小推力推进系统如图1所示。

图1 小推力推进系统原理示意Fig.1 Low-thrust Propulsion System Schematic Diagram

由图1可知，小推力推进系统主要由氦气瓶、电爆阀、减压阀和单向阀等组成的贮气增压子系统、贮箱、过滤器、管路和三通接头等组成的推进剂供应子系统，以及电磁阀、喷注器、燃烧室和喷管等组成的发动机子系统，另外还有压力传感器，阀门开关信号等监测控制模块。

对设计的小推力推进系统，考虑到供应系统重复工作、多次启动等工作特点，以及微重力空间环境，采用氦气挤压式表面张力贮箱方案。推进剂为常规自燃推进剂，密度比冲较高，对热管理要求低，技术较为成熟。系统设置1台2500 N发动机，作为轨道调整的主发动机；6台200 N发动机，分别负责俯仰、滚转和偏航等方向的姿态控制。

轨姿控动力系统工作时，按照推进系统工作时序，电爆阀打开，氦气从高压气瓶通过减压阀、单向阀等阀门后进入贮箱开始建压，当贮箱气枕压力达到额定工作值时，贮箱出口主阀打开，推进剂沿供应管路充填到双组元发动机喷前电磁阀入口处。系统工作时即时监测贮箱压力，若贮箱压力偏离额定值则通过自锁阀开闭的反馈调整，控制贮箱压力的稳定。

当需要工作的发动机接到启动指令时，相应电磁阀通电打开，推进剂充填至集液腔，并由喷嘴喷注进入燃烧室，经过雾化掺混后自燃，并在燃烧室建压，高温燃气经喷管排出产生推力，当接到关闭指令时，电磁阀断电关闭，发动机停止工作。发动机可根据任务需求进行脉冲或稳态工作，对飞行器进行姿态和轨道的调整。

1.2 组件动力学模型

本文研究系统启动过程响应特性，为便于分析，不考虑实际的推进剂增压过程，采用恒压力源作为简化模型，着重建立流体管路、集液腔、喷嘴与燃烧室动力学模型。

1.2.1 流体管路动力学模型

考虑流体的惯性和管路的摩擦损失，假设流体的密度不变，管路外表面用多层隔热材料包覆，忽略流体和管路的热交换，则流体管路的动态方程为

1.2.2 集液腔和喷嘴动力学模型

集液腔压力和进出口流量的关系如下：

喷嘴体积流量表达式为

1.2.3 燃烧室动力学模型

不考虑燃烧室发生的实际燃烧、流动与传热过程，建立基于燃烧时滞的燃烧室动力学模型，混合比和室压两个特征参数的微分方程分别为

1.3 系统工作时序

基于AMESim模块化仿真软件，建立小推力推进系统仿真模型，采用固定步长积分器，其步长为。采用四阶龙格-库塔积分方法，对小推力推进系统启动过程进行仿真分析，确定系统工作可靠性和快速响应能力。

常规推进剂燃烧时滞取0.5~2 ms较为合适。为了简化起见，采用不变时滞模型，设系统中推力器燃烧时滞为0.5 ms。喷注压降一般取室压的20%~50%，本文取喷注压降为0.2 MPa。燃料和氧化剂阀门同步作动，系统工作时序如图2所示，图2中a、b、c分别代表姿控路的俯仰、滚转和偏航。对于时序1，系统在0.2 s所有推力器同时启动；对于时序 2，4类推力器启动时间分别间隔秒。0.4 s时轨控推力器关机，姿控推力器继续工作；0.6 s时6台姿控推力器关机；0.8 s时仿真结束。

图2 小推力推进系统工作时序Fig. 2 Low-thrust Propulsion System Operation Sequence

2 结果分析

仿真分析了系统在两种时序下工作，各台推力器的启动响应特性，分析了燃烧室压力和推进剂流量变化情况，并分析了4类推力器启动间隔时间对响应特性指标的影响。

2.1 工作时序对燃烧室压力的影响

系统启动过程各台推力器燃烧室压力变化如图3所示。

图3 系统启动过程燃烧室压力变化曲线Fig. 3 Change of Combustion Chamber Parameters During the System Start Process

由图3可知，工作时序对轨控推力器的影响较小，对于姿控推力器，系统同时启动会延长响应时间，室压超调量也会增大，且在燃烧室建压过程中出现短暂的室压振荡下降，这和启动时管路压力突然下降，推进剂供应流量随之减小有关。姿控路启动越晚的推力器，室压超调量越小，启动响应越快，达到稳态的时间越短。

2.2 工作时序对推进剂流量的影响

系统启动过程流量变化如图4所示。系统启动过程轨控推力器推进剂流量变化如图4a所示，姿控路流量曲线较复杂，为了便于分析，分别绘制姿控推力器燃料路和氧化剂路流量变化曲线如图4b和图4c所示。

图4 系统启动过程流量变化曲线Fig.4 Flow Changes During the System Start Process

续图4

由图4可知，相比于系统多台推力器间隔启动模式，系统同时启动会产生更为剧烈的水击，供应管路压力瞬间减小，推进剂充填速度减慢，燃烧室建压受到影响。燃料流量响应更快，但超调量较大，不利于流量快速稳定。氧化剂流量波动更剧烈，波动时间更长。和推力器间隔启动模式仿真结果对比可知，多台推力器同时启动会造成更为剧烈的流量振荡，不利于启动过程的稳定和系统工作的可靠性。