大推力液氧煤油补燃发动机分级起动技术

张晓光，高玉闪，马冬英，蒲星星，陈 晖

（西安航天动力研究所，西安，710100）

0 引 言

作为中大型或重型运载火箭基础级动力的大推力液体火箭发动机（如分别用于Proton、Zenit、Atlas V、N1火箭和航天飞机的RD-253、RD-171M、RD-180、NK-33、SSME发动机[1～5]）一般采用分级起动，即在起动过程中经过一个中间级（初级工况），平稳而缓和地过渡至额定推力工况。这样的起动方式，减缓了发动机流量、功率、转速、压力、温度的增长速率，有助于改善起动品质；更为重要的是，便于火箭在起飞前实施有效的健康监控，从而提高发射可靠性[6]。

大推力液氧煤油补燃发动机用于重型运载火箭芯一级和助推级[7]，在中国首次采用分级起动。面临的技术难点包括：起动时系统及组件处于远偏离设计点的极限工况，过渡过程特性及相互影响作用机理复杂，导致起动特性预示和控制难度大；为保证调节元件可靠转级和多台发动机较好的起动同步性，要求调节控制系统可靠性高、控制精度高；起动过程为故障易发阶段，且具有故障发展迅速、故障特征参数辨识困难等特点，使健康监控面临很大挑战。

本文介绍了大推力液氧煤油补燃发动机分级起动方案，重点针对起动特性预示和控制、起动转级机电伺服控制、多参数融合健康监控等关键技术进行了论述，并介绍了热试考核验证情况。

1 分级起动方案

图1为大推力液氧煤油补燃发动机气液系统图。系统有如下特点：

a）单涡轮泵供应双推力室；

b）推力室和燃气发生器均采用化学点火；

c）推进剂截止阀为气动阀，起动时通控制气打开，初级工况前撤气，可在介质压力作用下维持打开状态，提高了发动机工作可靠性；

d）设置推力调节器和混合比调节器两个调节元件，由机电伺服作动器驱动，分别实现发动机推力和混合比调节控制；

e）氧化剂预压涡轮引流涡轮出口燃气驱动；

f）设置起动箱，用于起动时挤破点火导管膜片，将封装于其中的点火剂供入燃气发生器和推力室进行点火。

图1 发动机气液系统示意Fig.1 Schematic Flow Diagram of Engine

根据火箭对发动机起动加速性、同步性、初级工况、宽边界条件裕度和高起动品质的要求，结合起动过程仿真及相关组件、分系统动态特性试验，制定了发动机分级起动方案：

a）初级工况：为发动机可稳定工作的工况，同时推力应低于起飞重量，初步选择为发动机额定推力的60%～65%，停留时间满足火箭健康监控需求。

b）起动初始能量：燃料系统由高压氦气挤压的起动箱提供，氧化剂系统由氧化剂贮箱压力提供。

c）起动过程：通过推力调节器、混合比调节器及推进剂截止阀，对燃气发生器、推力室推进剂供应时序和流量进行匹配控制，保证燃气发生器和推力室能量、涡轮可用功率和泵负载功率平稳协调变化，使发动机经点火、转级、初级和主级工况完成起动，见图2。

d）健康监控：发动机起动准备阶段和起动过程进行故障检测，若异常，则中止发射程序或实施紧急关机，保护火箭和发射台。

图2 发动机分级起动过程Fig.2 Staged Startuр Process of Engine

2 起动特性预示和控制技术研究

发动机起动特性控制目标和措施：

a）起动过渡过程特性满足火箭要求。

优化起动时序和调节控制方案，改善起动加速性和同步性，拓宽起动边界条件。控制和调整双推力室推进剂供应路充填特性和流量特性偏差，保证双推力室推力同步性。

b）富氧燃气系统温度满足材料安全性要求。

优化热力组件点火时序和工况、调节元件调节速率和参数，燃气系统采用抗烧蚀涂层。

c）减轻氧化剂泵汽蚀深度，缩短汽蚀时间。

推力室尽早点火，及早起旋氧化剂预压泵，使之进入扬程工况。减缓推力调节器转级速率，减小推进剂供应惯性流阻。优化氧化剂泵抗汽蚀性能。

d）涡轮可用功率和泵负载功率协调匹配。

优化起动时序、参数和调节元件工作模式，控制涡轮剩余功率，避免其过高导致涡轮泵超速或不足导致起动失败[8]。

f）避免或抑制起动过程冲击振荡。

改善燃烧组件低工况燃烧特性、调节元件动态特性等。起动过程避开或快速通过工作不稳定区。

以上控制措施的制定和有效性评估有赖于起动特性仿真预示的支持，预示准确性的提升则需从数学模型抽象和特性参数辨识两个方面进行。图3为起动过程涡轮泵转速和燃气发生器温度的仿真曲线。

图3 发动机起动特性仿真曲线Fig.3 Simulated Curves of Engine Startuр Characteristics

3 起动转级机电伺服控制技术研究

针对发动机分级起动时序和工况高可靠、高精度调节控制需求，大推力液氧煤油补燃发动机在中国首次采用机电伺服控制技术，由伺服控制器“位置-速度-电流”三闭环级联控制，实现调节元件位置的精确控制。相比前苏联/俄罗斯RD-170/180/191发动机所用电液伺服方案，采用机电伺服控制大幅简化了发动机气液系统，提升了发动机调节控制性能和可靠性[9]。

图4为调节元件机电伺服系统，其特点包括：

a）采用“数字控制三余度、功率驱动双余度”架构，具备“控制两度故障工作、驱动一度故障工作”能力。

b）故障保护遵循系统功能失效安全原则，保证发生故障时发动机状态向安全方向移动。

c）为实现快响应调节，并尽量减小超调，采用分段PID控制。位置误差较大时，高转速跟踪指令位置，减小响应时间；当接近指令位置时，转速逐步下降，避免超调。

图4 调节元件机电伺服系统Fig.4 Regulator Electromechanical Control System

通过稳动态特性仿真、负载模拟试验、调节元件冷调试验和环境试验，对机电伺服系统的稳动态性能、耐久性、可靠性和环境适应性进行了充分考核验证，见图5。

图5 机电伺服系统试验示意Fig.5 Electromechanical Control System Test

4 多参数融合健康监控技术研究

目前，液氧煤油补燃发动机地面试车已经应用了健康监控技术，但主要针对稳态工作阶段[10,11]。鉴于大推力液氧煤油补燃发动机分级起动、提高火箭发射可靠性的应用需求，须发展针对起动过程故障防护的健康监控技术。

通过对现役同类型发动机历史试车数据统计分析，特别是起动过程故障特征提取，结合大推力液氧煤油补燃发动机故障模式分析和模拟计算，制定了起动准备阶段和起动过程健康监控初步方案，见表1、表2。

表1、表2中健康监控方案均采用基于缓变信号分析的故障检测方法。后续还将发展基于速变信号（机械振动、压力脉动、转子位移、动应变）的故障检测方法，以及信号分析、数学模型和人工智能融合的故障检测方法。

表1 起动准备阶段健康监控方案Tab.1 Health Monitor Scheme at Startuр Preрaration Stage

表2 起动过程健康监控方案Tab.2 Health Monitor Scheme at Startuр Stage

5 热试验证情况

目前，已成功进行了发动机半系统试车，见图6。初步考核了分级起动方案，验证了燃气发生器点火、推力调节器转级等方案，考核了起动过程燃气发生器、涡轮泵、推力调节器等关键组件的性能及工作协调性。

图6 发动机半系统试车Fig.6 Engine Half-system Test

试车表明，推力调节机电伺服系统控制半系统装置按预设程序完成分级起动和主级工况维持。燃气发生器点火柔和、压力冲击小（1.4～3.6 MPa），温度峰处于安全范围（试后燃气系统组件无过热烧蚀痕迹）。系统参数平稳协调，与仿真预示一致性较好。

6 结束语

经过前期研究攻关，初步突破了起动特性预示和控制、起动转级机电伺服控制、多参数融合健康监控等关键技术，并通过发动机半系统试车考核，初步验证了发动机分级起动方案，为大推力液氧煤油补燃发动机工程研制奠定了坚实基础。