張青松，朱平平，崔 壘，劉立東，宋征宇

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

為滿足不同發(fā)射任務(wù)和彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)的需要，往往要求末級(jí)火箭具備多次點(diǎn)火和在軌滑行的能力。目前我國(guó)氫氧末級(jí)具備兩次啟動(dòng)和千秒量級(jí)以內(nèi)的滑行能力[1-2]，提升了長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭發(fā)射不同軌道衛(wèi)星的適應(yīng)性。

對(duì)于發(fā)射圓軌道衛(wèi)星來(lái)講，火箭在近地點(diǎn)入軌之后，通過(guò)優(yōu)化滑行段時(shí)間，當(dāng)火箭滑行至遠(yuǎn)地點(diǎn)后，末級(jí)再次點(diǎn)火給火箭提供一定的速度增量，將衛(wèi)星直接送入目標(biāo)軌道，是一種節(jié)約能量的發(fā)射方式，有助于提高火箭的運(yùn)載能力。這種較優(yōu)的發(fā)射模式，對(duì)末級(jí)火箭的滑行時(shí)間提出了較高的要求，如為了將衛(wèi)星直接送入700～36 000 km的圓軌道，滑行段時(shí)間需要2 800 s～5.3 h。由于液氫易蒸發(fā)的特點(diǎn)，長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行過(guò)程中受空間熱流加熱影響，液氫貯箱內(nèi)的壓力和推進(jìn)劑溫度會(huì)不斷升高，影響火箭結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動(dòng)機(jī)的正常啟動(dòng)，因此在設(shè)計(jì)階段需要對(duì)貯箱內(nèi)氣枕壓力和液氫溫度變化情況進(jìn)行預(yù)估并施加主動(dòng)控制。

在微重力環(huán)境下低溫貯箱內(nèi)壓力和溫度仿真方面，Grayson等[3]基于FLOW-3D軟件建立了微重力下低溫貯箱壓力的仿真計(jì)算方法，并利用土星S-IVB飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)該計(jì)算方法進(jìn)行了驗(yàn)證。同時(shí)該計(jì)算方法也在液氫、液氮介質(zhì)地面自增壓試驗(yàn)中開(kāi)展了驗(yàn)證，計(jì)算得到的低溫貯箱壓力上升速率和試驗(yàn)結(jié)果比較吻合[4]。Konopka等[5]對(duì)微重力下低溫推進(jìn)劑貯箱內(nèi)的氣液相變過(guò)程進(jìn)行了研究，指出兩相流系統(tǒng)在微重力下與正常重力下有很大不同，F(xiàn)LOW-3D中的相變模型能較好地再現(xiàn)正常重力下的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，但對(duì)微重力環(huán)境下的低溫貯箱壓力進(jìn)行計(jì)算時(shí)，需要對(duì)模型中的相變調(diào)節(jié)系數(shù)進(jìn)行調(diào)整。劉展等[6]采用FLUENT軟件對(duì)在軌運(yùn)行低溫液氫箱體蒸發(fā)量開(kāi)展仿真模擬，計(jì)算分析了500 s滑行過(guò)程中的氫箱壓力變化規(guī)律。王妍卉等[7]研究了微重力條件下初始液氫溫度對(duì)短時(shí)間滑行過(guò)程中貯箱氣枕壓力下降規(guī)律。這些研究工作為滑行段低溫貯箱壓力仿真分析提供了重要參考。

本文結(jié)合氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行的特點(diǎn)，給出了低溫貯箱壓力控制的設(shè)計(jì)流程和計(jì)算方法，并對(duì)整個(gè)在軌滑行階段液氫蒸發(fā)量、補(bǔ)壓氣瓶需求量等進(jìn)行計(jì)算評(píng)估，在此基礎(chǔ)上對(duì)影響氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間滑行工作效率的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行分析，給出量化評(píng)估結(jié)果供工程研制參考。

1 長(zhǎng)時(shí)間滑行所面臨的主要技術(shù)問(wèn)題

末級(jí)火箭在軌滑行時(shí)間的延長(zhǎng)，增大了火箭彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)的空間，增強(qiáng)了火箭對(duì)不同發(fā)射任務(wù)的適應(yīng)性。但也給末級(jí)本身的設(shè)計(jì)帶來(lái)了諸多挑戰(zhàn)，特別是對(duì)于采用液氫、液氧為推進(jìn)劑的末級(jí)火箭，面臨軌道空間復(fù)雜的熱環(huán)境和失重環(huán)境，除了需要對(duì)箭上儀器設(shè)備進(jìn)行熱防護(hù)和熱管理，還需要解決低溫動(dòng)力系統(tǒng)在軌滑行期間的一系列技術(shù)難題，歸納起來(lái)主要有以下幾個(gè)方面。

1)在空間復(fù)雜熱流條件下，低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)會(huì)導(dǎo)致貯箱內(nèi)壓力不斷升高，特別是液氫貯箱，其內(nèi)部壓力升高速度更快，需要對(duì)貯箱內(nèi)的壓力進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)估和控制，這關(guān)系到貯箱的結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)的入口壓力條件。

2)在外部熱流加熱和貯箱內(nèi)兩相流體之間的力熱耦合作用下，低溫推進(jìn)劑的溫度會(huì)逐漸升高，較高的推進(jìn)劑溫度需要更高的貯箱壓力才能保障發(fā)動(dòng)機(jī)順利啟動(dòng)，而貯箱壓力上限又受到了結(jié)構(gòu)承壓能力的制約，因此在長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中需要對(duì)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑溫度的變化過(guò)程進(jìn)行評(píng)估，必要時(shí)對(duì)推進(jìn)劑溫度進(jìn)行調(diào)控，確保滿足發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)條件。

3)微重力環(huán)境下受推進(jìn)劑表面張力影響，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑會(huì)沿著貯箱內(nèi)壁向上運(yùn)動(dòng)，甚至懸浮于貯箱氣枕中，在貯箱泄壓或發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)之前需要讓推進(jìn)劑重新聚集于貯箱底部，保障發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)推進(jìn)劑能正常供應(yīng)。

4)低溫末級(jí)火箭在軌滑行過(guò)程中，受空間熱流加熱以及發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)高溫組件的傳熱等影響，發(fā)動(dòng)機(jī)泵等低溫組件溫度逐漸升高，為保障發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)低溫推進(jìn)劑能正常填充發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部低溫流路，需要在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前完成預(yù)冷。

上述前3個(gè)問(wèn)題涉及低溫推進(jìn)劑在貯箱內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，以及因傳熱傳質(zhì)而引起的兩相流體狀態(tài)變化，核心是研究分析低溫流體的運(yùn)動(dòng)和熱力學(xué)特性，屬于廣義上的推進(jìn)劑管理范疇。第4個(gè)技術(shù)問(wèn)題是研究發(fā)動(dòng)機(jī)的預(yù)冷過(guò)程，分析工作相對(duì)獨(dú)立，在此不進(jìn)行專門討論。本文重點(diǎn)是針對(duì)長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中貯箱內(nèi)推進(jìn)劑管理所涉及的前3個(gè)技術(shù)問(wèn)題進(jìn)行研究。

2 滑行段貯箱壓力控制方法

2.1 設(shè)計(jì)流程

目前國(guó)內(nèi)氫氧末級(jí)火箭在執(zhí)行短時(shí)間(1 000 s以內(nèi))滑行的發(fā)射任務(wù)時(shí)，在解決上述技術(shù)問(wèn)題方面積累了豐富的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，主要是通過(guò)小推力沉底發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)工作提供一個(gè)微重力環(huán)境，讓液氫、液氧推進(jìn)劑聚集在各自貯箱的底部，實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑的沉底管理。在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前通過(guò)小流量排放的方式完成對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷。由于滑行時(shí)間較短，并不會(huì)面臨推進(jìn)劑蒸發(fā)導(dǎo)致箱壓升高而需要進(jìn)行主動(dòng)干預(yù)的情況，推進(jìn)劑溫度升高的幅度也比較小，因此滑行段動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作的重點(diǎn)是通過(guò)設(shè)計(jì)合理的補(bǔ)壓系統(tǒng)，確保發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)的貯箱壓力滿足需求。

隨著滑行段時(shí)間的延長(zhǎng)，若繼續(xù)沿用傳統(tǒng)的小推力發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)工作維持推進(jìn)劑沉底的方案，輔助動(dòng)力系統(tǒng)將消耗過(guò)多的推進(jìn)劑。連續(xù)沉底方案推進(jìn)劑消耗量與滑行時(shí)間的關(guān)系如圖1所示，滑行時(shí)間為1 h時(shí)，用于連續(xù)沉底的推進(jìn)劑消耗量將多達(dá)150 kg。因此，在長(zhǎng)時(shí)間滑行的飛行任務(wù)中，不宜再采用連續(xù)沉底方案，僅在貯箱排氣、發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)冷等需要的時(shí)候?qū)ν七M(jìn)劑實(shí)施間歇沉底，這是一種效率更高的推進(jìn)劑沉底管理模式。但這種間歇沉底方式，會(huì)導(dǎo)致在無(wú)重力滑行期間，流體運(yùn)動(dòng)和兩相流體熱力學(xué)狀態(tài)變化緊密耦合，加大了貯箱壓力預(yù)示和控制的難度。

圖1 不同滑行時(shí)間的沉底發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)劑消耗量Fig.1 Propellant consumption of settling engine with different coasting times

對(duì)于需要長(zhǎng)時(shí)間滑行的氫氧末級(jí)火箭，動(dòng)力系統(tǒng)在滑行段開(kāi)展設(shè)計(jì)工作的核心目標(biāo)是以盡可能小的代價(jià)保障發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)所需要的推進(jìn)劑沉底條件、推進(jìn)劑溫度和氣枕壓力條件。為確保貯箱結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動(dòng)機(jī)再次順利啟動(dòng)，在滑行過(guò)程中需要對(duì)貯箱氣枕壓力和推進(jìn)劑溫度進(jìn)行必要的調(diào)節(jié)控制，不能使貯箱壓力和推進(jìn)劑溫度超過(guò)設(shè)計(jì)上限。根據(jù)氫氧末級(jí)在軌滑行的實(shí)際物理過(guò)程以及低溫推進(jìn)劑的熱物理性質(zhì)特點(diǎn)，對(duì)貯箱內(nèi)氣枕壓力和推進(jìn)劑溫度的控制通過(guò)同樣的過(guò)程實(shí)現(xiàn)，即對(duì)貯箱進(jìn)行主動(dòng)排氣控制。

綜合上述分析，在氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行過(guò)程中，貯箱壓力分析和控制涵蓋如下4個(gè)典型的物理過(guò)程：

1)蒸發(fā)增壓過(guò)程。無(wú)重力滑行，在空間熱流加熱下貯箱內(nèi)推進(jìn)劑蒸發(fā)、箱壓升高。

2)推進(jìn)劑沉底過(guò)程。沉底發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)，推進(jìn)劑在微重力下實(shí)現(xiàn)沉底。

3)貯箱排氣泄壓過(guò)程。打開(kāi)貯箱排氣閥，貯箱排氣泄壓，當(dāng)氣枕壓力低于推進(jìn)劑的飽和蒸氣壓時(shí)推進(jìn)劑開(kāi)始沸騰，同時(shí)溫度下降。

4)貯箱補(bǔ)壓過(guò)程。在維持推進(jìn)劑沉底的情況下，給貯箱補(bǔ)壓，提高貯箱壓力。

根據(jù)滑行段開(kāi)始時(shí)的貯箱內(nèi)流體狀態(tài)參數(shù)、滑行段總時(shí)間長(zhǎng)度以及上述4個(gè)過(guò)程的時(shí)間，以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)條件為目標(biāo)統(tǒng)籌設(shè)計(jì)并優(yōu)化動(dòng)力系統(tǒng)的工作程序，具體的設(shè)計(jì)流程見(jiàn)圖2。

注：Pd_max，Pd_min指滑行段貯箱壓力控制上限、下限；Td_max，Td_min指滑行段推進(jìn)劑溫度控制上限、下限。圖2 氫氧末級(jí)滑行段動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)流程Fig.2 Design process of propulsion system for hydrogen/oxygen upper stage during coasting flight

2.2 計(jì)算方法

2.2.1 蒸發(fā)增壓過(guò)程

氫氧末級(jí)火箭在無(wú)重力滑行過(guò)程中，表面張力對(duì)推進(jìn)劑運(yùn)動(dòng)形態(tài)有重要影響，兩相之間的傳熱與傳質(zhì)過(guò)程相耦合，屬于有自由界面的氣液兩相流動(dòng)問(wèn)題，采用流體體積法(Volume of Fluid，VOF)模型進(jìn)行兩相界面的追蹤。在每個(gè)控制體積內(nèi)，所有相體積分?jǐn)?shù)總和為1。通過(guò)求解各相容積比率的連續(xù)方程來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)各相之間的界面跟蹤，容積比率方程[8]為

(1)

(2)

(3)

式中，pv為液面的氣體壓力；Tv為氣體溫度；pi為界面飽和壓力；Ti為對(duì)應(yīng)界面溫度；RM為氣體常數(shù)；σ為蒸發(fā)/冷凝系數(shù)，代表實(shí)際離開(kāi)液面的分子比例。凈質(zhì)量流率為正值，表明氣液界面上有凈質(zhì)量的氣相變?yōu)橐合啵聪嘟缑嫔习l(fā)生凝結(jié)。

描述貯箱內(nèi)流體運(yùn)動(dòng)的控制方程包括質(zhì)量守恒、動(dòng)量守恒和能量守恒方程[9]

(4)

(5)

(6)

式中，ρ為流體的密度，V為速度矢量，a為體積力，p為壓力，μ為動(dòng)力黏性系數(shù)，E為總能量，keff為有效傳熱系數(shù)，Sh為能量源項(xiàng)。

2.2.2 推進(jìn)劑沉底過(guò)程

采用間歇沉底方案，僅在貯箱排氣前或主發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前進(jìn)行推進(jìn)劑沉底管理，間歇沉底初期使用小推力進(jìn)行推進(jìn)劑重定位，在液面穩(wěn)定后使用大推力來(lái)加速氣泡從推進(jìn)劑中排出[10]。

在設(shè)計(jì)推進(jìn)劑沉底時(shí)序時(shí)，偏于穩(wěn)妥的方法是將液體從箱頂沉到箱底所需要的時(shí)間作為初始設(shè)計(jì)值，這個(gè)過(guò)程所需的時(shí)間用如式(7)估算。

(7)

式中，S1為推進(jìn)劑沉底過(guò)程的行程，mt為滑行段末級(jí)火箭的質(zhì)量，F(xiàn)c為沉底推力。

推進(jìn)劑重定位過(guò)程中，下沉的液體撞擊貯箱底部會(huì)產(chǎn)生氣泡，在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)之前這些氣泡需從液體中上浮排出?？筛鶕?jù)上述計(jì)算公式對(duì)推進(jìn)劑沉底時(shí)序進(jìn)行初步設(shè)計(jì)，然后基于該設(shè)計(jì)結(jié)果，通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)仿真對(duì)推進(jìn)劑重定位過(guò)程進(jìn)行校核計(jì)算和優(yōu)化設(shè)計(jì)?？紤]到整個(gè)推進(jìn)劑重定位過(guò)程時(shí)間比較短，而且貯箱內(nèi)蒸發(fā)增壓過(guò)程末期氣相和液相溫差相對(duì)較小，在進(jìn)行重定位過(guò)程流場(chǎng)仿真分析時(shí)，為提高計(jì)算效率，可以忽略兩相之間的傳質(zhì)和外部換熱，式(1)、(3)、(4)進(jìn)行適當(dāng)簡(jiǎn)化后用于沉底過(guò)程的CFD仿真分析。

2.2.3 貯箱排氣泄壓過(guò)程

這一階段設(shè)計(jì)的主要目的是通過(guò)計(jì)算分析獲得貯箱排氣的時(shí)間和在此過(guò)程中蒸發(fā)的推進(jìn)劑量。貯箱排氣泄壓過(guò)程時(shí)間較短，其主要物理過(guò)程為貯箱內(nèi)氣體向外界排放，當(dāng)氣枕壓力低于推進(jìn)劑對(duì)應(yīng)的飽和蒸氣壓時(shí)，推進(jìn)劑內(nèi)部開(kāi)始出現(xiàn)沸騰，低溫推進(jìn)劑蒸氣進(jìn)入氣枕當(dāng)中，同時(shí)推進(jìn)劑溫度開(kāi)始下降。根據(jù)這一階段物理過(guò)程的特點(diǎn)，忽略外部換熱和氣液之間換熱的影響，重點(diǎn)考慮貯箱排氣和氣液之間的沸騰傳質(zhì)過(guò)程，如圖3所示。采用集中參數(shù)進(jìn)行上述關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)的計(jì)算分析。針對(duì)貯箱內(nèi)初始?xì)庀嗪鸵合鄥^(qū)域設(shè)置兩個(gè)控制體積，主要計(jì)算模型見(jiàn)式(8)和(9)。

圖3 氫箱排氣泄壓過(guò)程Fig.3 Venting process of hydrogen tank

(8)

(9)

式中，Pg，Tg，ρg，vg分別為氣相控制區(qū)域的氣枕壓力、溫度、密度和比容；Pp，Tp，ρp，vp分別為液相控制區(qū)域的推進(jìn)劑壓力、溫度、密度和比容；Qg為貯箱向外排放的氣體質(zhì)量流量，由于外部壓力較低，可通過(guò)節(jié)流組件的超臨界狀態(tài)流量計(jì)算公式進(jìn)行計(jì)算；Qv為液相因沸騰而進(jìn)入氣相區(qū)域的蒸氣質(zhì)量流量，通過(guò)式(8)和(9)進(jìn)行計(jì)算，式中的偏導(dǎo)數(shù)項(xiàng)由流體的狀態(tài)方程導(dǎo)出。

2.2.4 貯箱補(bǔ)壓過(guò)程

貯箱排氣泄壓完成之后推進(jìn)劑溫度達(dá)到預(yù)定范圍，為滿足發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)的入口壓力條件，通常需要對(duì)貯箱進(jìn)行補(bǔ)壓。補(bǔ)壓過(guò)程可按集中參數(shù)模型進(jìn)行計(jì)算，根據(jù)連續(xù)方程和能量守恒方程，并考慮低溫下氣體的實(shí)際狀態(tài)方程，建立如下計(jì)算模型[11]

(10)

3 算例及分析

針對(duì)一個(gè)滑行時(shí)間約為2 h的任務(wù)剖面，對(duì)液氫貯箱壓力控制過(guò)程進(jìn)行計(jì)算分析，同時(shí)開(kāi)展液氫蒸發(fā)量和沉底推進(jìn)劑消耗量評(píng)估計(jì)算。施加在貯箱柱段的平均空間熱流按75 W/m2選取，進(jìn)入滑行段時(shí)液氫剩余量800 kg。氫氧末級(jí)在滑行階段液氫貯箱所經(jīng)歷的壓力變化過(guò)程計(jì)算情況如下。

1)末級(jí)一次關(guān)機(jī)后，因氫箱氣枕壓力和溫度均比較高，為控制氫箱壓力，在主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后實(shí)施一次主動(dòng)排氣泄壓。排氣過(guò)程中氫箱壓力、推進(jìn)劑平均溫度和推進(jìn)劑質(zhì)量變化情況計(jì)算結(jié)果如圖4所示，將氫箱壓力降低至0.14 MPa約需40 s時(shí)間。當(dāng)氫箱壓力低于液氫的飽和蒸氣壓時(shí)(液氫初始溫度取22.5 K)，液氫開(kāi)始沸騰且溫度逐漸下降，這一過(guò)程中損耗的液氫約18.5 kg。

圖4 末級(jí)一次關(guān)機(jī)后氫箱排氣參數(shù)變化Fig.4 Parameter change during the venting process of hydrogen tank after the main engine shutdown

2)貯箱第一次主動(dòng)排氣之后，關(guān)閉沉底發(fā)動(dòng)機(jī)，隨后末級(jí)火箭進(jìn)入無(wú)重力滑行狀態(tài)，在空間熱流和結(jié)構(gòu)熱容的加熱下，液氫溫度不斷升高并有部分液氫蒸發(fā)進(jìn)入氣枕。蒸發(fā)增壓過(guò)程中氫箱壓力、推進(jìn)劑溫度和液氫蒸發(fā)量計(jì)算結(jié)果如圖5所示，在2 h的無(wú)重力滑行過(guò)程中氫箱壓力升高了約0.13 MPa，相應(yīng)的液氫溫度升高了約2.8 K，因蒸發(fā)而損耗的液氫約7.5 kg。

圖5 無(wú)重力長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中氫箱內(nèi)狀態(tài)變化Fig.5 Parameter change in hydrogen tank during long time coasting without gravity

3)在滑行段后期對(duì)末級(jí)火箭實(shí)施推進(jìn)劑沉底，通過(guò)小推力和大推力沉底發(fā)動(dòng)機(jī)接續(xù)工作，在180 s時(shí)間內(nèi)可以將推進(jìn)劑從箱頂重定位于貯箱底部，沉底過(guò)程中液氫貯箱內(nèi)推進(jìn)劑形態(tài)變化過(guò)程計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6 沉底過(guò)程中貯箱內(nèi)液氫形態(tài)變化Fig.6 The shape of liquid hydrogen in tank during the settling process

4)液氫重定位于貯箱底部之后，因液氫溫度較高，難以保證發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)時(shí)的溫度和壓力條件，為此設(shè)置第二次貯箱排氣過(guò)程，將推進(jìn)劑溫度降低至發(fā)動(dòng)機(jī)所需要的溫度范圍之內(nèi)。排氣過(guò)程中氫箱壓力、推進(jìn)劑平均溫度和推進(jìn)劑質(zhì)量變化情況計(jì)算結(jié)果如圖7所示，將氫箱壓力降低至0.16 MPa需要約70 s時(shí)間，在此過(guò)程中液氫通過(guò)沸騰溫度下降至22 K附近，蒸發(fā)的液氫約有43.6 kg。

圖7 主動(dòng)排氣過(guò)程中氫箱內(nèi)狀態(tài)變化Fig.7 Parameter change in hydrogen tank during the active venting process

5)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火之前需要通過(guò)補(bǔ)壓氣瓶將貯箱壓力增壓至發(fā)動(dòng)機(jī)需壓的壓力之上，確保發(fā)動(dòng)機(jī)能順利實(shí)現(xiàn)再次啟動(dòng)，所需的補(bǔ)壓氣瓶數(shù)量與貯箱氣枕容積和發(fā)動(dòng)機(jī)離心泵的凈正抽吸壓力有關(guān)。針對(duì)本算例的液氫貯箱補(bǔ)壓過(guò)程計(jì)算結(jié)果如圖8所示，需要4個(gè)57 L的高壓氦氣瓶完成發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)前的補(bǔ)壓工作。

圖8 補(bǔ)壓過(guò)程中氫箱壓力和氣瓶壓力變化Fig.8 Pressure change in hydrogen tank and bottles during pressurization process

4 關(guān)鍵技術(shù)分析

氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行要解決的核心問(wèn)題是液氫貯箱的壓力和推進(jìn)劑溫度控制，通過(guò)貯箱主動(dòng)排氣是現(xiàn)階段解決這一問(wèn)題的重要技術(shù)途徑，這一過(guò)程以付出液氫蒸發(fā)損耗、沉底推進(jìn)劑消耗以及補(bǔ)壓氣瓶質(zhì)量為代價(jià)，直接影響火箭的運(yùn)載效率。其中液氫蒸發(fā)損耗和沉底推進(jìn)劑消耗有較強(qiáng)相關(guān)性，液氫蒸發(fā)速率較高會(huì)導(dǎo)致液氫蒸發(fā)損耗大，同時(shí)也會(huì)引起氫箱壓力快速升高，增加滑行過(guò)程中氫箱的排氣次數(shù)需求，進(jìn)而增加了沉底推進(jìn)劑的消耗量。補(bǔ)壓氣瓶質(zhì)量與貯箱氣枕容積、發(fā)動(dòng)機(jī)離心泵的凈正抽吸壓力(Net Positive Suction Pressure，NPSP)相關(guān)，其中貯箱氣枕容積由火箭所執(zhí)行發(fā)射任務(wù)的彈道設(shè)計(jì)結(jié)果決定，而發(fā)動(dòng)機(jī)離心泵的凈正抽吸壓力是一個(gè)重要的優(yōu)化設(shè)計(jì)參數(shù)，是體現(xiàn)離心泵設(shè)計(jì)水平的重要技術(shù)指標(biāo)。較低的泵入口壓力需求，能降低對(duì)補(bǔ)壓氣瓶數(shù)量的需求，同時(shí)也能減少最后一次貯箱排氣所造成的液氫蒸發(fā)量損耗。因此為實(shí)現(xiàn)氫氧末級(jí)火箭小時(shí)級(jí)的在軌滑行能力，提高火箭的運(yùn)載效率，需要重點(diǎn)突破如下兩個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 先進(jìn)的熱防護(hù)技術(shù)

由于液氫具有易蒸發(fā)的特點(diǎn)，氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行過(guò)程中，降低液氫蒸發(fā)損耗是提高火箭運(yùn)載效率的重要設(shè)計(jì)環(huán)節(jié)。針對(duì)進(jìn)入液氫貯箱的不同熱流密度，計(jì)算獲得液氫貯箱壓力、液氫溫度的變化規(guī)律如圖9和圖10所示。隨著輸入液氫貯箱熱流密度的降低，滑行段液氫貯箱壓力和液氫溫度的升高速率均大幅下降。初步分析結(jié)果表明，當(dāng)輸入液氫貯箱的熱流密度降低至25 W/m2以下后，滑行時(shí)間約為2 h的飛行任務(wù)，在滑行段末期甚至可以不用設(shè)置貯箱主動(dòng)排氣程序，經(jīng)過(guò)推進(jìn)劑重定位和啟動(dòng)前補(bǔ)壓之后，即可滿足發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)的條件，減少了大量液氫蒸發(fā)損耗。

圖9 滑行階段不同熱流密度下氫箱壓力變化過(guò)程Fig.9 The pressure change of hydrogen tank with different heat flux during coasting flight

圖10 滑行階段不同熱流密度下液氫溫度變化過(guò)程Fig.10 The temperature change of liquid hydrogen with different heat flux during coasting flight

目前國(guó)內(nèi)外液氫/液氧火箭貯箱普遍采用發(fā)泡絕熱材料，這種絕熱材料具有一定機(jī)械強(qiáng)度且成本較低，能很好地滿足千秒級(jí)以下的滑行任務(wù)。但這種材料絕熱能力有限，對(duì)隔離輻射換熱效果較弱，而空間環(huán)境傳遞給末級(jí)火箭的熱量主要是以輻射方式進(jìn)行，包括太陽(yáng)輻射、地球紅外輻射、地球反照等。為滿足小時(shí)級(jí)滑行任務(wù)對(duì)液氫蒸發(fā)量控制的需要，結(jié)合空間熱環(huán)境的特點(diǎn)，多層絕熱(Multi-Layer Insulation，MLI)、新型復(fù)合絕熱技術(shù)是很有前景的技術(shù)方案。多層絕熱材料是真空環(huán)境下性能優(yōu)異的絕熱材料，主要由高反射率的屏蔽層和間隔層組成，半人馬座通過(guò)使用25層MLI大幅減少了貯箱漏熱，實(shí)現(xiàn)了液氧日蒸發(fā)率0.8%、液氫日蒸發(fā)率2.5%，為長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行提供了條件[13]。

4.2 高抗氣蝕離心泵技術(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)泵凈正抽吸壓力(Net Positive Suction Pressure，NPSP)的大小是衡量泵設(shè)計(jì)水平的重要技術(shù)指標(biāo)，是離心泵抗氣蝕能力的體現(xiàn)，決定了發(fā)動(dòng)機(jī)泵對(duì)最低入口壓力的需求。凈正抽吸壓力越大，則為保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作所需要的貯箱增壓壓力也越大，這不僅對(duì)氫箱補(bǔ)壓系統(tǒng)提出了更高的要求，也對(duì)液氫溫度控制提出了需求，因?yàn)閷?shí)際能實(shí)現(xiàn)的補(bǔ)壓壓力受貯箱結(jié)構(gòu)承壓能力的約束。若發(fā)動(dòng)機(jī)氫泵的凈正抽吸壓力接近于0，則從圖9和圖10的計(jì)算結(jié)果可以看出，50 W/m2的熱流條件下，在2h滑行結(jié)束之后，氫箱壓力和液氫溫度均可滿足發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)的條件，在滑行段末期只需進(jìn)行推進(jìn)劑重定位即可，無(wú)需再進(jìn)行主動(dòng)排氣和射前補(bǔ)壓，這對(duì)于減少液氫蒸發(fā)損耗以及減少補(bǔ)壓氣瓶數(shù)量均有較大貢獻(xiàn)。

針對(duì)75，50，25 W/m2的液氫貯箱輸入熱流，根據(jù)前面所給出的滑行段貯箱壓力控制流程和方法，綜合評(píng)估外部熱流以及氫泵抗氣蝕性能(NPSP)對(duì)液氫蒸發(fā)量和氫箱補(bǔ)壓氣瓶質(zhì)量的影響如圖11所示。分析結(jié)果表明，降低外部熱流、提高氫泵的抗氣蝕能力，均能顯著降低液氫蒸發(fā)量和補(bǔ)壓系統(tǒng)質(zhì)量，是氫氧末級(jí)火箭實(shí)現(xiàn)小時(shí)級(jí)在軌滑行需要著重解決的兩個(gè)關(guān)鍵技術(shù)，當(dāng)滑行時(shí)間更長(zhǎng)時(shí)，其影響也將更為顯著。

圖11 外部熱流及氫泵抗氣蝕能力對(duì)液氫蒸發(fā)量和補(bǔ)壓氣瓶質(zhì)量的影響Fig.11 Influence of external heat flux and hydrogen pump anti-cavitation ability on liquid hydrogen evaporation and quality of bottles

5 結(jié)束語(yǔ)

增強(qiáng)氫氧末級(jí)火箭長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行能力，是提高火箭對(duì)不同發(fā)射任務(wù)適應(yīng)性的需要，也是通過(guò)彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)提升火箭運(yùn)載能力的重要技術(shù)支撐，而延長(zhǎng)氫氧末級(jí)火箭在軌滑行時(shí)間需要解決的一個(gè)重要問(wèn)題便是液氫貯箱壓力、推進(jìn)劑溫度的預(yù)示和控制。本文結(jié)合微重力下貯箱內(nèi)推進(jìn)劑力熱耦合運(yùn)動(dòng)特征，給出了低溫火箭在軌滑行過(guò)程中貯箱壓力控制的設(shè)計(jì)流程和計(jì)算方法，通過(guò)計(jì)算分析獲得了整個(gè)滑行階段液氫蒸發(fā)量、補(bǔ)壓氣瓶需求量等關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)及其影響規(guī)律的量化評(píng)估結(jié)果，為工程研制提供參考。