熊天賜，容 易，黃 輝，陳士強

運載火箭推進劑交叉輸送系統(tǒng)控制方法仿真研究

熊天賜，容 易，黃 輝，陳士強

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

利用AMESim軟件建立級間多貯箱并聯(lián)的交叉輸送系統(tǒng)仿真模型，利用交叉輸送地面試驗數(shù)據(jù)對模型進行修正，開展了2種控制方法的仿真計算，驗證了采用截止閥控制和壓力差控制:2種方法的可行性。研究表明：貯箱氣枕壓力和交叉管路流阻是影響推進劑交叉輸送的重要因素；截止閥控制方案中貯箱壓力的設(shè)計需重點滿足芯級發(fā)動機最低泵入口壓力條件，壓力差控制方案中需綜合考慮滿足最低泵入口壓力條件和維持芯級液位穩(wěn)定的要求來設(shè)計貯箱壓力；截止閥控制方案所需的助推貯箱壓力較小、芯級液位控制難度更小，其性能更優(yōu)。

推進劑交叉輸送；控制方法；工作特性；仿真

0 引 言

交叉輸送技術(shù)是一種可應(yīng)用于液體運載火箭的推進劑高效利用方式，主要原理為兩級或多級火箭并聯(lián)工作時，某一級在自身工作的同時向另一級輸送推進劑，降低另一級推進劑加注量，或者實現(xiàn)發(fā)動機故障情況下推進劑的最大化利用。該技術(shù)的應(yīng)用價值主要體現(xiàn)在2個方面：a）優(yōu)化全箭加注量，提高火箭運載能力[1,2]；b）拓展推進劑利用方式，有助于實現(xiàn)運載火箭動力冗余[3]。

交叉輸送有多種不同的結(jié)構(gòu)形式，包括以土星Ⅰ為代表的子級內(nèi)多貯箱并聯(lián)形式、以航天飛機為代表的外掛貯箱形式和以宇宙神D為代表的外掛發(fā)動機形式[4,5]。現(xiàn)代大型、重型運載火箭普遍采用芯級捆綁助推器的構(gòu)型，推進劑交叉輸送需要在并聯(lián)子級多貯箱間進行。1992年美國洛克韋爾公司太空部的Gormley T.J.等提出多種芯級與助推器貯箱并聯(lián)交叉輸送的方案[6]；2001年波音公司提出用于兩級重復(fù)使用運載器的并聯(lián)交叉輸送方案并申請專利[7]；2011年SpaceX公司公布的獵鷹重型火箭采用芯級和助推器并聯(lián)的推進劑交叉輸送技術(shù)。

中國學(xué)者從20世紀(jì)90年代開始研究交叉輸送技術(shù)。孫國慶、符錫理等[8,9]介紹了推進劑交叉輸送的基本概念，論述了采用交叉輸送技術(shù)將提升運載能力。廖少英等[10]分析了貯箱間交叉和管路間交叉2種交叉輸送系統(tǒng)方案，認(rèn)為兩者的原理和結(jié)構(gòu)都可實現(xiàn)，管路間交叉的系統(tǒng)更簡單可靠。湯波等[11]對交叉輸送過程推進劑的晃動特性進行了研究，認(rèn)為交叉輸送不會使推進劑大幅晃動；馬方超等[12]針對交叉輸送連接分離問題開展了試驗研究，驗證了交叉輸送管路隔離、解鎖、分離的可靠性。

為實現(xiàn)交叉輸送階段芯級發(fā)動機完全由助推器推進劑供應(yīng)的目的，一般采用設(shè)置出口截止閥和設(shè)置貯箱壓力差2種方法阻斷芯級推進劑出流，目前尚沒有針對2種控制方法的深入研究和對比分析。本文提出級間多貯箱并聯(lián)的交叉輸送方案，通過試驗驗證了方案的可行性；利用AMESim軟件建立交叉輸送系統(tǒng)仿真模型，研究交叉輸送系統(tǒng)的工作特性，驗證截止閥控制和壓力差控制2種方法的可行性，比較2種方法的優(yōu)劣勢，為工程設(shè)計提供參考。

1 推進劑交叉輸送方案

以芯級捆綁2個助推器的并聯(lián)構(gòu)型運載火箭為背景，交叉輸送系統(tǒng)方案如圖1所示。每個助推器安裝2臺發(fā)動機，芯級安裝4臺發(fā)動機，芯級和助推器使用的8臺發(fā)動機狀態(tài)相同，裝有同種推進劑的多個貯箱通過交叉輸送管路連接。基本工作原理為：芯級和助推發(fā)動機同時起動，助推推進劑供應(yīng)助推發(fā)動機工作的同時，通過交叉輸送管路供應(yīng)芯級發(fā)動機，芯級推進劑不出流；助推推進劑液位達到耗盡關(guān)機值時，助推發(fā)動機關(guān)機，芯級推進劑供應(yīng)芯級發(fā)動機繼續(xù)工作。

在交叉輸送階段為截斷芯級推進劑出流，可以在芯級貯箱出口管路上設(shè)置截止閥，或者利用助推貯箱與芯級貯箱的壓力差維持芯級推進劑不出流。

為驗證交叉輸送方案的可行性，搭建交叉輸送原理性驗證試驗系統(tǒng)，開展多貯箱并聯(lián)交叉輸送試驗，使用常溫水作為工質(zhì)、常溫氮氣作為增壓氣體、貯箱和管路材料選用304不銹鋼，試驗系統(tǒng)如圖2所示，試驗參數(shù)如表1所示。

圖2 交叉輸送試驗系統(tǒng)

表1 試驗參數(shù)設(shè)置

Tab.1 Essential Parameters of the Testing System

參數(shù)芯級助推1助推2 初始氣枕壓力/MPa0.30.420.42 初始氣枕溫度/K288288288 音速噴嘴直徑/mm1.81.81.8 氣源壓力/MPa4.14.14.1 輸送管路通徑/mm326565 交叉管路通徑/mm656565

注：表中及全文所指壓力均為表壓

試驗流程如下：

a）貯箱加注，打開加注閥、貯箱排氣閥，關(guān)閉泵前閥，將3個貯箱加注至初始液位；

b）加注完成后，打開中心隔離閥、交叉輸送隔離閥，讓貯箱內(nèi)液體充填主管路和交叉輸送管路；

c）打開進氣總閥，打開增壓電磁閥，將3個貯箱增壓至初始氣枕壓力，完成后關(guān)閉電磁閥；

d）起動測量系統(tǒng)，打開增壓電磁閥，打開泵前閥，全部水泵同時起動，開始液路交叉輸送；

e）按預(yù)先裝訂時序控制各閥門開閉完成試驗，記錄各測點壓力、流量、液位高度數(shù)據(jù)。

典型試驗中的系統(tǒng)工作時序如圖3所示。

圖3 交叉輸送系統(tǒng)工作時序

貯箱液位高度試驗數(shù)據(jù)如圖4所示。圖4中曲線表明：10 s時刻交叉輸送開始后，芯級液位基本保持不變、助推液位持續(xù)下降；165 s時刻交叉輸送結(jié)束后，芯級液位開始持續(xù)下降。試驗結(jié)果表明，交叉輸送階段所有發(fā)動機皆由助推貯箱內(nèi)推進劑供應(yīng)、芯級貯箱保持不出流；助推推進劑耗盡后，芯級貯箱開始獨立供應(yīng)芯級發(fā)動機工作，驗證了交叉輸送系統(tǒng)方案的可行性。

圖4 液位高度變化

2 系統(tǒng)仿真模型

試驗系統(tǒng)受硬件條件、經(jīng)費、時間周期的限制，難以覆蓋所有可能出現(xiàn)的工況。為拓展研究手段，便于改變關(guān)鍵組件參數(shù)以研究系統(tǒng)的工作特性，采用模塊化建模的方法搭建交叉輸送系統(tǒng)仿真模型，研究推進劑交叉輸送的控制方法。

2.1 數(shù)學(xué)模型

a）貯箱增壓系統(tǒng)采用聲速噴嘴控制進氣流量，通過調(diào)節(jié)氣源壓力調(diào)節(jié)進氣流量。聲速噴嘴流量計算公式為

b）貯箱內(nèi)氣體工質(zhì)為常溫氮氣，液體工質(zhì)為常溫水，因此氣枕可采用零維模型描述。根據(jù)質(zhì)量守恒和能量守恒方程，結(jié)合理想氣體狀態(tài)方程，推導(dǎo)出關(guān)于氣枕壓力和溫度變化率的計算公式：

c）貯箱排液過程的液體體積和液位高度計算公式:

d）推進劑輸送管路在系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)工作時主要表現(xiàn)為流阻特性，即一定流量的流體通過時，將在管路兩端產(chǎn)生一定的壓降效應(yīng)，流量與壓降的關(guān)系:

e）交叉輸送管路三通模型

式中1，2，3為壓力；-1-，2，3為流量。

2.2 仿真模型與驗證

AMESim是一種工程系統(tǒng)高級建模和仿真平臺軟件[13]，利用AMESim軟件豐富的元件模型庫，可以方便地建立管路閥門等組件模型；利用二次開發(fā)平臺AMESet可以開發(fā)較復(fù)雜的貯箱模型。根據(jù)圖1所示交叉輸送系統(tǒng)方案和圖2所示交叉輸送試驗系統(tǒng)，以單一推進劑輸送系統(tǒng)為研究對象，搭建系統(tǒng)仿真模型如圖5所示。

圖5 交叉輸送仿真系統(tǒng)模型

采用常溫水作為工質(zhì)、常溫氮氣作為增壓氣體，貯箱和管路材料選用304不銹鋼，推進劑貯箱內(nèi)氣枕采用集中參數(shù)模型，工質(zhì)與貯箱壁面、氣枕與貯箱壁面、貯箱外壁與環(huán)境換熱均可忽略。

使用“恒壓氣源+聲速噴嘴”的組合模擬自生增壓系統(tǒng)；使用“流量源+孔板”的組合模擬發(fā)動機泵的抽吸作用；使用“管路+截止閥”的組合模擬交叉輸送管路，在交叉管路上設(shè)置斷流閥，用于切斷交叉輸送流路。芯級貯箱出口管路上設(shè)置截止閥用于截斷芯級推進劑出流，壓力差控制方案中該閥保持常開狀態(tài)。

利用交叉輸送系統(tǒng)仿真模型計算貯箱氣枕壓力、液位高度變化和發(fā)動機泵入口壓力變化，并與試驗結(jié)果對比。貯箱氣枕壓力變化如圖6所示，液位高度變化如圖7所示，發(fā)動機泵入口壓力變化如圖8所示。

圖6 貯箱氣枕壓力變化

圖7 液位高度變化

圖8 芯級發(fā)動機泵入口壓力變化

圖6中芯級貯箱氣枕壓力仿真值與試驗值基本一致，助推貯箱氣枕壓力仿真值略大于試驗值，隨后兩者逐漸相同，主要原因是試驗開始后，隨著主閥打開，助推貯箱內(nèi)液體迅速填充管路，造成貯箱氣枕體積快速增大，導(dǎo)致氣枕壓力下降較快。圖7中貯箱液位高度仿真值與試驗值吻合較好，圖8中發(fā)動機泵入口壓力仿真值與試驗值基本一致。

上述對比表明，仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，本文建立的仿真模型能夠較準(zhǔn)確地模擬交叉輸送系統(tǒng)工作的物理過程。

3 交叉輸送系統(tǒng)控制方法研究

基于系統(tǒng)仿真模型，開展截止閥控制和壓力差控制2種方案的仿真分析。貯箱增壓系統(tǒng)使用壓力帶控制方案，工質(zhì)為常溫氮氣，氣枕壓力偏差上下限均為0.01 MPa。交叉輸送系統(tǒng)使用恒流源模擬發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時泵的抽吸作用，工質(zhì)為常溫水。仿真輸入?yún)?shù)如表2所示。

表2 仿真輸入?yún)?shù)

Tab.2 Essential Parameters of the Simulation Model

參數(shù)芯級助推1助推2 初始液位高度/cm150350350 初始氣枕容積/m33.9140.32650.3265 初始氣枕溫度/K288288288 初始氣枕壓力/MPa0.30.420.42 聲速噴嘴直徑/mm1.81.81.8 輸送管路通徑/mm326565 交叉管路通徑/mm656565 單機額定流量（L·s-1）4.254.254.25

3.1 截止閥控制方法研究

截止閥控制方案在芯級貯箱出口管路上設(shè)置截止閥控制芯級推進劑不出流，助推和芯級貯箱液位如圖9所示。0～154 s為交叉輸送階段，芯級在截止閥作用下保持初始液位150 cm不變，由助推推進劑供應(yīng)全部發(fā)動機工作，助推液位從初始值350 cm下降到設(shè)定的耗盡關(guān)機值15 cm，助推發(fā)動機關(guān)機。此時打開芯級截止閥和芯級貯箱增壓進氣閥，芯級發(fā)動機繼續(xù)工作，芯級貯箱液位從初始值150 cm持續(xù)下降到耗盡關(guān)機值。結(jié)果表明：截止閥控制方案能夠順利實現(xiàn)推進劑交叉輸送。

圖9 貯箱液位變化

為研究貯箱氣枕壓力對交叉輸送的影響，保持芯級貯箱氣枕壓力為0.3 MPa，改變助推貯箱氣枕額定壓力值，分別設(shè)置0.3 MPa、0.35 MPa、0.4 MPa 3種狀態(tài)。圖10為不同狀態(tài)下助推和芯級貯箱氣枕壓力的變化，結(jié)果表明：在增壓系統(tǒng)的作用下，貯箱氣枕均能夠維持在±0.01 MPa的壓力帶范圍內(nèi)。

圖11為不同狀態(tài)下芯級發(fā)動機泵入口壓力的變化，結(jié)果表明：從交叉輸送階段切換到芯級獨立工作階段時，芯級發(fā)動機泵入口壓力發(fā)生了跳變，原因在于芯級發(fā)動機泵入口壓力在交叉輸送階段取決于助推貯箱壓力、在獨立工作階段取決于芯級貯箱壓力。助推箱壓分別為0.3 MPa、0.35 MPa和0.4 MPa時，切換過程芯級發(fā)動機泵入口壓力分別上跳0.058 MPa、0.008 MPa和下跳0.038 MPa，跳變幅度分別為40%、4.1%和15.8%。為保證芯級發(fā)動機泵入口不出現(xiàn)大幅跳變，應(yīng)根據(jù)芯級貯箱壓力選取適當(dāng)?shù)闹瀑A箱壓力值，本系統(tǒng)中芯級箱壓0.3 MPa時，助推箱壓設(shè)置0.35 MPa較為合適。

圖11 芯級發(fā)動機泵入口壓力

為研究管路流阻對交叉輸送的影響，將交叉輸送管路上的節(jié)流孔板分別設(shè)置為直徑36 mm、41 mm和46 mm 3種狀態(tài)，芯級和助推發(fā)動機泵入口壓力比較如圖12所示。

圖12 芯級與助推發(fā)動機泵入口壓力

結(jié)果表明：芯級發(fā)動機泵入口壓力始終小于助推發(fā)動機泵入口壓力，且交叉輸送管路上的節(jié)流孔板直徑越?。髯柙酱螅?、芯級發(fā)動機泵入口壓力越小，而助推發(fā)動機泵入口壓力不受影響。由于交叉輸送管路的存在，在相同的助推箱壓條件下，芯級發(fā)動機泵入口壓力明顯低于助推發(fā)動機，因此助推箱壓的設(shè)計應(yīng)該重點考慮滿足芯級發(fā)動機泵入口壓力的最低條件，同時應(yīng)盡量減小交叉輸送管路流阻，以保持助推和芯級發(fā)動機狀態(tài)一致。

截止閥控制方案仿真研究表明：該方案能夠順利實現(xiàn)推進劑交叉輸送，助推箱壓和交叉輸送管路流阻對芯級發(fā)動機泵入口壓力影響較大，為保持入口壓力連續(xù)穩(wěn)定，應(yīng)根據(jù)芯級箱壓和交叉輸送管路流阻確定助推箱壓額定值。

3.2 壓力差控制方法研究

壓力差控制方案利用助推貯箱與芯級貯箱的壓力差維持芯級推進劑不出流，芯級貯箱保持箱壓0.3 MPa，助推貯箱設(shè)置5種不同箱壓狀態(tài)分別為：0.3 MPa、0.35 MPa、0.4 MPa、0.45 MPa和0.5 MPa，芯級貯箱液位如圖13所示，助推貯箱液位如圖14所示。

圖13 芯級貯箱液位變化

圖14 助推貯箱液位變化

研究結(jié)果表明：交叉輸送階段芯級貯箱液位受貯箱壓力差影響較大，當(dāng)壓力差小于0.1 MPa時，芯級貯箱液位出現(xiàn)明顯下降，且壓力差越小下降幅度越大。如果壓力差過小，則芯級推進劑將持續(xù)出流，助推分離時間變長，交叉輸送效果被削弱。如果壓力差大于0.1 MPa，芯級貯箱將出現(xiàn)推進劑反流現(xiàn)象，芯級液位小幅度升高，但是隨著壓力差進一步增大至0.2 MPa，反流現(xiàn)象并沒有加劇，芯級液位升高幅度基本不變。原因是由于芯級反流，助推推進劑消耗速度加快，氣枕壓力迅速下降，而芯級氣枕被壓縮之后壓力小幅升高，綜合作用導(dǎo)致反流現(xiàn)象不會進一步加劇。圖15中貯箱氣枕壓力變化表明，兩者壓力差最終將保持在0.1 MPa左右。

圖15 貯箱氣枕壓力變化

貯箱壓力差存在臨界值，壓力差低于該值則芯級不能維持液位穩(wěn)定，交叉輸送效果減弱；壓力差高于該值則芯級出現(xiàn)推進劑反流現(xiàn)象，有可能帶來負(fù)面影響。因此，設(shè)計時應(yīng)將貯箱壓力差設(shè)置為臨界值，本系統(tǒng)的壓力差臨界值為0.1 MPa，助推貯箱最佳壓力值應(yīng)為0.4 MPa。

4 結(jié) 論

提出了級間多貯箱并聯(lián)的推進劑交叉輸送方案，通過地面原理性試驗驗證了方案的可行性；利用AMESim建立了推進劑交叉輸送系統(tǒng)仿真模型，將仿真結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比，驗證了仿真模型的正確性，拓展了研究手段。利用系統(tǒng)仿真模型，開展交叉輸送系統(tǒng)控制方法研究，得出了如下結(jié)論：

a）截止閥控制和壓力差控制方案均能順利實現(xiàn)推進劑交叉輸送，助推耗盡關(guān)機時芯級仍然保持推進劑滿箱狀態(tài)繼續(xù)工作。

b）貯箱氣枕壓力是影響推進劑交叉輸送的重要因素之一。截止閥控制方案中箱壓對發(fā)動機泵入口壓力產(chǎn)生直接影響，為保證芯級發(fā)動機泵入口不出現(xiàn)大幅跳變，應(yīng)根據(jù)芯級貯箱壓力選取適當(dāng)?shù)闹瀑A箱壓力值；壓力差控制方案中箱壓對發(fā)動機泵入口壓力和貯箱液位均有較大影響，貯箱壓力差存在保持芯級液位穩(wěn)定的臨界值，應(yīng)綜合考慮滿足發(fā)動機泵入口壓力連續(xù)穩(wěn)定和芯級貯箱液位穩(wěn)定的需求設(shè)計助推貯箱壓力值。

c）管路流阻是影響推進劑交叉輸送的重要因素之一，由于交叉輸送管路的存在，芯級發(fā)動機泵入口壓力明顯低于助推發(fā)動機，應(yīng)盡量減小交叉輸送管路流阻，以保持助推和芯級發(fā)動機狀態(tài)一致。

d）截止閥控制方案與壓力差控制方案相比，所需的助推貯箱壓力較小、芯級液位控制難度更小，因此性能更優(yōu)。

[1] Martin J A. Two-stage earth-to-orbit vehicles with series and parallel burn[R]. AIAA-86-1413, 1986.

[2] Douglas O S. Conceptual design of a fully reusable manned launch system[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1992, 29(4): 529-537.

[3] 張智, 等. 運載火箭動力冗余技術(shù)[J]. 載人航天, 2013(6): 15-19.

Zhang Zhi, et al. Redundant propulsion technology for launch vehicle[J]. Manned Spaceflight, 2013(6): 15-19.

[4] 魯宇. 世界航天運載器大全（第二版） [M]. 北京: 宇航出版社, 2007.

Lu Yu. The 2nd edition of world encyclopedia of space launch vehicles[M]. Beijing: Aerospace Press, 2007.

[5] Gilmore W L. Supplying cryogenic propellants for space based OTV[R]. AIAA-85-5256, 1985.

[6] Gormley T J. Cross-feed technologies for NLS evolution[C]. Huntsville: Space Programs and Technologies Conference, 1992.

[7] Glasser S P, Sosa C J. Propellant cross-feed system and method: U.S.Patent 6, 488, 237[P]. 2012-03-12.

[8] 孫國慶. 關(guān)于天地往返運輸系統(tǒng)動力裝置[J]. 推進技術(shù), 1988(1): 30-33.

Sun Guoqing. On power plants for earth-to-orbit space transportation system[J]. Journal of Propulsion Technology, 1988(1): 30-33.

[9] 符錫理. 航天飛行器動力裝置液體推進劑交叉供應(yīng)技術(shù)[J]. 國外導(dǎo)彈與航天運載器, 1990(9): 41-50.

Fu Xili. Cross-feed technology of liquid propellant for aerospace vehicle power plant[J]. Missiles and Space Vehicles, 1990(9): 41-50.

[10] 廖少英, 顧仁年. 新一代運載火箭增壓輸送系統(tǒng)交叉輸送技術(shù)研 究[J]. 上海航天, 2005(3): 37-41.

Liao Shaoying, Gu Rennian. Research on the pressurization system cross-feed technology for new lift launch vehicle[J]. Aerospace Shanghai, 2005(3): 37-41.

[11] 湯波, 等. 液體運載火箭交叉輸送總體參數(shù)研究[J]. 導(dǎo)彈與航天運載技術(shù), 2017(3): 22-27.

Tang Bo, et al. Study on system parameters of cross-feed technology in liquid rocket[J]. Missiles and Space Vehicles, 2017(3): 22-27.

[12] 馬方超, 等. 液體火箭推進劑交叉輸送系統(tǒng)試驗研究[J]. 載人航天, 2017(3): 358-364.

Ma Fangchao, et al. Experimental investigation on propellant cross-feed system of liquid rocket[J]. Manned Spaceflight, 2017(3): 358-364.

[13] 付永領(lǐng), 祁曉野. AMESim系統(tǒng)建模和仿真-從入門到精通[M]. 北京:北京航空航天大學(xué)出版社, 2006.

Fu Yongling, Qi Xiaoye. AMESim system modeling and simulation- from beginner to master[M]. Beijing: Beijing University Press, 2006.

Research on Simulation of Control Method of Propellant Cross-feed System for Launch Vehicle

Xiong Tian-ci, Rong Yi, Huang Hui, Chen Shi-qiang

（Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing, 100076）

A simulation model of cross-feed system consist of several parallet tanks is developed based on AMESim，which is modified by the result of cross-feed experiment. According to the simulation result of two propellant cross-feed options，the control methods based on isolation valve and pressure difference are proved to be feasible. It is found that tank pressure and flow resistance of cross-feed line are the key factors of propellant cross-feed. In the system based on isolation valve, the tank pressure should be configured to ensure that the pump inlet pressure is greater than threshold value. However, in the system based on pressure difference, the tank pressure should also be configured to maintain the propellant level of core tank. Pressure-based scheme is better than valve-based scheme, because it needs lower. Boost tank pressure is easier to control the propellant level of core tank.

propellant cross-feed; control method; operating characteristic; simulation

V475

A

1004-7182(2020)01-0020-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20200104

2019-06-04；

2019-08-27

熊天賜（1994-），男，碩士研究生，主要研究方向為運載火箭動力系統(tǒng)總體設(shè)計。

容 易（1978-），女，研究員，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

黃 輝（1978-），男，高級工程師，主要研究方向為運載火箭總體設(shè)計。

陳士強（1986-），男，高級工程師，主要研究方向為運載火箭動力系統(tǒng)總體設(shè)計。