液体运载火箭液氧煤油并行加注适应性研究

邵业涛，周 宏，晏 政，张 鹭，王铁岩，曾耀祥，马忠辉，钟文安

(1.北京宇航系统工程研究所, 北京 100076；2.中国人民解放军63796部队, 海口 570000；3.中国运载火箭技术研究院, 北京 100076)

0 引言

推进剂加注是液体运载火箭射前发射流程组织的关键环节，推进剂加注方案选择对射前流程时间、火箭及发射台安全、箭体结构载荷、射前供气、供液及供电消耗、箭上地面设备可靠性等均有重要影响。每减少1 h发射日发射准备时间，都对发射可靠性带来很大影响。一旦推进剂加注，火箭发射流程可逆性大幅降低，甚至影响整个发射场区设备及人员安全。因此一般加注顺序为先加常温，再加低温;先加液氧，再加液氢。随着新一代火箭CZ-5、CZ-6、CZ-7首飞成功，液氧煤油发动机逐渐成为我国液体火箭主动力发动机，相应地运载火箭贮箱、增压输送、地面加注系统围绕液氧、煤油推进剂开展了大量新技术攻关，并随首飞成功，相关技术得到飞行验证，支撑了我国新一代运载火箭服务于航天主战场。

针对液氧煤油推进剂加注，目前我国火箭均采用串行加注方案，先进行煤油推进剂加注，煤油相关加注设备撤收完毕后进行液氧加注。串行加注方案具有安全性较高的特点，加注工作对人力资源需求量小，加注过程箭体载荷均衡，加注风险逐步释放。但同时存在以下缺点：射前流程长，气、液、电等资源消耗大，人员长时间工作精力匮乏等。尤其沿海发射场气象变化迅速且复杂，过长的射前流程准备时间不利于火箭规避不利气象条件。开展推进剂并行加注适应性研究，突破现有串行加注的限制，将对提升发射可靠性有显著效益。

1 国内外应用现状

国外低温运载火箭中土星I、土星V、宇宙神V、能源号、联盟号系列、天顶号、Falcon等液体运载火箭使用了液氧/煤油发动机，推进剂加注过程采用了部分或全部并行加注方案。本章对以上火箭的液氧煤油加注流程并行化特点进行分析。

1.1 土星V火箭

土星V为三级运载火箭，如图1所示，芯一级采用5台液氧/煤油发动机，5根液氧输送管穿过煤油贮箱与发动机直接连接，氧箱采用自生增压方案，循环预冷采用输送管组合来实现，未设置单独的回流管。每台发动机需要2根煤油输送管，煤油箱采用冷氦加温增压方案。

图1 土星V芯一级氧系统组成Fig.1 Oxygen tank pressurization and feeding system of core stage I for Saturn V

根据调研，土星V运载火箭煤油自发射日-13：10开始加注，约44 min完成煤油大流量加注。-51 min开始进行煤油最后补加，约-31 min完成最终加注，最终煤油加注量约802.6 m。

煤油加注结束后，约-8 h开始液氧加注，液氧大流量加注用时约3 h。按程序，先加注三级，然后加注二级和一级。土星V运载火箭大流量加注阶段煤油及液氧串行加注。射前补加阶段液氧和煤油存在少量并行加注。

1.2 宇宙神V火箭

宇宙神V火箭芯一级采用1台RD-180液氧/煤油发动机，液氧输送管沿煤油箱侧壁向下，进入尾舱与发动机直接连接，氧箱采用常温氦加温增压方案。煤油输送管与发动机直接连接，煤油箱采用常温氦加温增压方案。

宇宙神V加注系统工作过程(见图2)如下：

图2 宇宙神V射前加注流程Fig.2 Propellant loading procedure for Atlas V

煤油加注及液氧预冷：先加注煤油，同时对液氧加注系统预冷。用外气源(高压氧气)对液氧贮罐增压，增压压力相当于液氧的加注高度，即能把液氧挤压到贮箱的入口但不进入贮箱，预冷后的氧气从贮箱排气活门排出。

液氧加注：为防止液氧对贮箱产生太大的冲击，液氧贮罐的压力慢慢上升，加注流量逐渐增大，大流量加注的流量为～1.9 m/min。当加到95%，大流量阀关闭，液氧经减速加注。当加到98%，减速加注阀关闭，液氧经补加阀补加，补加管路由箭体的尾端进入。

补加：液氧经补加阀向火箭补加，以补偿液氧的蒸发损耗并自动保持液氧箱液面为98%±0.5%。

射前补加：射前补加时，关闭补加阀，打开射前补加阀。大约在1 min的时间内由补加贮罐向火箭最后加入约1.5 m的过冷(-196 ℃)液氧。射前补加结束，液氧箱加满到100%。补加和射前补加的液氧是由火箭的尾端经箭上泵前管路进入液氧箱的。射前补加用的液氧贮存在用液氮冷却的专用补加贮罐内。射前补加时向泵前管路加入1.5 m的过冷液氧，可保证发动机点火时向涡轮泵提供高品质的液氧。

1.3 Falcon 9系列火箭

Space X公司Falcon 9系列火箭为全液氧/煤油发动机。Falcon 9火箭一级采用9台液氧/煤油发动机，液氧输送管采用单根隧道管方案，进入尾舱后分为9根输送管进入发动机；二级采用单台液氧/煤油发动机，液氧输送管采用单根隧道管方案。

Falcon 9发射场测试和发射周期目前仅为16.5 d，低温推进剂加注至点火耗时不足2 h，且具备无人值守和发动机点火后的健康状态管理功能。2020年5月27日(美国东部时间，卡纳维尔39A发射台)，Falcon 9第一次执行载人飞行任务DM-2射前流程如表1所示。

表1 Falcon 9发射载人龙飞船射前流程Tab.1 Propellant loading procedure for Falcon 9

根据表1，Falcon 9火箭按液氧及煤油全并行加注执行。-35 min才开始推进剂加注，大幅压缩了射前流程。考虑载人火箭对安全的高规格要求条件下，Space X仍采用液氧煤油并行加注方案，因此，认为液氧煤油并行加注本身具有可执行性。

1.4 CZ-7火箭

CZ-7火箭为带助推的两级火箭：捆绑4个2.25 m直径的助推器，分别安装一台YF-100发动机；芯一级采用3.35 m直径，安装两台YF-100发动机；芯二级采用4台YF-115发动机并联。全箭均使用全新的液氧煤油发动机。

CZ-7火箭射前-12 h开始煤油加注，先进行一、二级加注，而后进行4个助推加注，加注在2 h内完成。射前-7.5 h开始液氧加注，同时进行所有贮箱预冷，预冷好后芯一级、芯二级、4个助推同时加注，进入射前补加阶段后6个贮箱同时补加液氧。

1.5 CZ-5火箭

CZ-5火箭为带助推的两级火箭：捆绑4个3.35 m直径的助推器，分别安装两台YF-100发动机；芯一级采用5 m直径，安装两台YF-77氢氧发动机；芯二级采用2台YF-75D氢氧发动机。

CZ-5火箭推进剂基本加注流程为：提前一天进行煤油加注，发射日进行液氮、液氧加注，最后进行液氢加注。同一种推进剂各级同时加注，不同推进剂串行加注。

1.6 小结

经分析，国内外液氧/煤油火箭主要采用串行或部分并行方式进行推进剂加注，主要加注流程比较如表2所示。从国内外各型火箭的加注方案比较，主要有以下几方面的特点：

表2 各火箭加注流程比较Tab.2 Comparation of propellant loading procedure from various liquid rockets

1)各型运载火箭液氧煤油加注串行、部分并行及全并行加注均存在。

2)早期的土星V火箭、能源号火箭等重型火箭，由于发射规模大，发射周期长，采用了煤油提前加注的串行加注方案。

3)随加注技术的发展，现行使用的Falcon 9火箭、宇宙神等液氧煤油燃料火箭逐渐采用了部分并行或全并行的方案。一方面节省发射周期，另一方面采用全过冷加注技术提高运载能力，但技术难度增加。

4)由于美国所属运载火箭发射场均位于低纬度地区，环境温度较高。而苏联/俄罗斯所属火箭发射场位于高纬度地区，环境温度低，适用于煤油提前加注，因此整体上俄罗斯所属型号煤油更早加注。

综上，液氧煤油并行加注是现代运载火箭加注的一种可行方式。

2 并行加注安全性分析

一方面，煤油具有较大分子量(200～250)、较低密度(0.8 g/cm),具有挥发性和易燃性，挥发后与空气混合形成爆炸性的混合气；液氧是助燃剂，属于乙类火灾危害性物质，沸点90 K，氧浓度高于40%时会产生氧中毒。液氧/煤油掺混且达到一定浓度及温度条件存在燃烧风险。对于氧/煤油来说，气-气状态最易引燃(爆)，是最危险状态，其中液氧在大气环境下将快速蒸发成氧气；但煤油本身沸点超过170 ℃，在大气环境下不会大量蒸发，但其蒸发速度会随着本体温度的升高而增加，相对氢氧等推进剂，液氧/煤油不易燃烧。

另一方面，运载火箭发射场建设中，为防止两种推进剂相遇混合，一般将氧加注管路与煤油加注管路在空间上错开布置，距离较远，少量推进剂泄漏至开敞环境，扩散后掺混浓度较小，不易点燃。同时，运载火箭加注前通过箭上及地面相关系统气密检查，可减小泄漏风险。

进一步，为防止两种推进剂同时泄漏，加注流程组织中可采用部分并行方案，即首先进行煤油小流量加注，同时进行液氧地面管路预冷。待煤油加注稳定且气密性良好后再进行液氧加注，可降低加注过程液氧、煤油推进剂同时泄漏的风险。

综上，一方面液氧、煤油推进剂本身在开敞环境中不易点燃，另一方面采用管路布置、气密检查、分步加注等安全防护措施，可进一步消除两种推进剂点燃风险。并行加注相对原全串行加注，对推进剂加注安全影响较小。

3 各系统适应性分析

3.1 火箭对并行加注结构适应性分析

3.1.1 结构载荷工况分析

结构系统主要考虑正常加注及加注不平衡对载荷影响。分析对象采用芯级支撑,助推器与芯级之间通过前、中、后捆绑连接装置实现连接。

助推器若发生加注故障，4台助推器加注不平衡，将对一级尾部支撑产生附加载荷。按照运载火箭构型，考虑表3所列一度故障及两度故障工况，分析加注不平衡对箭体结构载荷及对捆绑连杆的影响。经分析，现有计算可覆盖各种偏加工况，适应不同故障下的箭体不平衡。

表3 加注故障工况分析Tab.3 Failure modes of propellant loading

载荷计算主要基于纵横扭一体化火箭动力学模型，纵横扭一体化动力学建模基本思路如图3所示。

图3 纵横扭一体化动力学建模基本思路Fig.3 Frame of longitudinal-lateral-lorsional lntegrated modeling

3.1.2 计算软件和计算模型

载荷计算采用MSC.Patran/Nastran进行计算模型创建、加载和求解，应用惯性释放方法求得各工况载荷。

计算时将火箭结构视为离散化的集中质量-梁模型，计算模型如图4所示。

图4 载荷计算模型Fig.4 Load calculation model

经分析，7种加注故障工况下各部段剩余强度系数均大于1.5，强度均满足要求，如表4所示。

表4 典型部段剩余强度系数Tab.4 Remaining strength factor of typical parts

3.1.3 局部有限元分析

由于超净定捆绑，捆绑连杆结构受力复杂，为此进一步开展有限元分析，确定结构强度。

连杆有限元模型如图5所示，采用接触单元计算拉耳、球轴、轴销、拉耳支座、分离筒Ⅰ(Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ)和爆炸螺栓之间的接触状态。芯级拉耳支座固支，助推拉耳支座限制除连杆轴向外的两个方向位移，载荷施加在助推拉耳支座底面。

(a)网格划分

(b)三维数字模型图5 连杆有限元模型Fig.5 Finite element model of connecting rod

受压工况分析结果分别如图6所示。连杆最大等效应力为818 MPa。轴销最大等效应力为818 MPa，发生在轴销与球轴接触处。球轴最大等效应力为727 MPa，发生在轴销与球轴接触处。拉耳支座最大等效应力为733 MPa，发生在拉耳支座与轴销接触处。拉耳最大等效应力为708 MPa，发生在拉耳4个圆角处。分离筒Ⅰ(Ⅳ)最大等效应力为614 MPa，发生在分离筒侧壁电缆引出孔处。分离筒Ⅱ(Ⅲ)最大等效应力为191 MPa，发生在分离筒Ⅱ(Ⅲ)与螺母套连接处。螺母套最大等效应力为276 MPa，发生在螺母套中部。

图6 受压工况连杆等效应力(单位：Pa)Fig.6 Equivalent stress model of connecting rod for under pressure force state

受拉工况分析结果如图7所示。连杆最大等效应力为913 MPa。轴销最大等效应力为661 MPa，发生在轴销与球轴接触处。球轴的最大等效应力为598 MPa，发生在轴销与球轴接触处。拉耳支座最大等效应力为431 MPa，发生在拉耳支座与轴销接触处。

图7 受拉工况连杆等效应力(单位：Pa)Fig.7 Equivalent stress model of connecting rod for pulling force state

由分析结果可知，在受压和受拉两个工况下，连杆最大应力远低于30CrMnSiNi2A的屈服强度1 280 MPa，连杆强度满足要求。

3.1.4 小结

考虑各种故障工况下的推进剂偏加产生质心偏移，即对结构产生附加载荷，连杆强度满足强度要求。

3.2 电气系统适应性分析

根据我国新一代运载火箭电气系统设计现状，电气系统所属控制、测量、总控网及动力测发控系统可适应推进剂并行加注。电气系统相关控制、测量、动力测控、总控网设计可靠性均高于0.99，且设备具有5 h以上连续加电能力。针对并行加注任务，电气系统在推进剂加注前完成最终连接状态准备，开始加注后具备持续加电能力，电气系统加电与推进剂加注是否并行加注无耦合关系，可以适应推进剂并行加注。

3.3 动力系统适应性分析

动力系统按新一代运载火箭高可靠、高安全、冗余设计，具有较高的发射可靠性。

煤油加注阶段动力系统主要进行贮箱泄压，舱段小流量常温吹除。对于并行加注，动力系统需要同步开展舱段大流量加温吹除、气封、发动机吹除等工作。液氧加注状态可覆盖煤油加注状态供气要求。本文所分析火箭动力系统液氧系统与煤油系统贮箱为独立贮箱，未设置共底结构。地面加注系统也相互独立，地面设备自身具备并行加注能力。经分析，在其他系统具备条件的前提下，动力系统适应并行加注。

4 射前流程组织

多级捆绑火箭由于模块众多，加注流程组织复杂。加注过程中任意产品问题都影响全局，甚至造成重大影响，并行加注流程设计中要兼顾效率与可靠性。

对于液氧煤油并行加注，有两种方案供选择。一种方案为液氧煤油完全并行，另一种方案为液氧煤油加注部分并行。两种方案比较如表5所示。经分析，液氧煤油部分流程并行加注方案，虽增加1 h流程时间，但对人员使用、指挥协同、加注安全、箭体结构载荷需求均有好处，优选部分并行加注方案。

根据表5分析，拟采用液氧煤油部分并行的加注方案。并行加注流程设计如下：射前-8 h开始进行液氧及煤油加注准备。所有模块煤油并行加注，加注在1 h内完成。其他流程如表6所示。

表5 不同并行加注方案状态差异比较Tab.5 Comparation from various parrallel loading proposals

表6 射前流程比较Tab.6 Comparation from various preparatory procedure of lauch vehicles

5 结论

液体运载火箭并行加注对优化运载火箭靶场加注、发射流程，缩短靶场推进剂加注时间，均有重要意义。根据本文分析，液氧、煤油推进剂并行加注相对原全串行加注，对推进剂加注安全影响较小。综合考虑正常工况及故障工况，火箭结构适应推进剂偏加载荷，同时电气系统、动力系统均可适应。进一步，采用部分并行加注，可满足射前流程安全性及可靠性要求，经过设计可将射前准备时间由-12 h改为-8 h进入流程，大幅提高发射流程的灵活性。同时，减少4 h射前准备对靶场用气、用液、用电同样有经济效益大幅增长。