注氣式蓄壓器自由液面控制技術(shù)研究

　　摘要：為了使注氣式蓄壓器滿足火箭 POGO 抑制所需的氣枕容積，需要持續(xù)地向蓄壓器氣枕內(nèi)充入氣體，并控制自由液 面的位置，避免氣體進(jìn)入輸送管路對發(fā)動機(jī)造成影響。建立了注氣式蓄壓器 AMEsim 仿真模型及地面試驗(yàn)系統(tǒng)，對自由液面 的控制技術(shù)進(jìn)行研究。通過仿真計算及試驗(yàn)結(jié)果分析表明：通過充氣和排氣流量匹配，利用溢出管進(jìn)行自由液面的控制，能 夠?qū)⑷莘e控制在所需范圍內(nèi)。

　　關(guān)鍵詞：注氣;蓄壓器;自由液面;容積;柔度

　　0 引 言

　　縱向耦合振動(POGO)是指液體火箭結(jié)構(gòu)系統(tǒng)與 推進(jìn)系統(tǒng)動特性相互耦合而產(chǎn)生的縱向不穩(wěn)定低頻振 動，因其振動形態(tài)與玩具“Pogo Stick”相似而得名[1]。 發(fā)生 POGO 振動時，火箭結(jié)構(gòu)與推進(jìn)系統(tǒng)呈現(xiàn)動力學(xué) 強(qiáng)耦合特征，當(dāng)?shù)皖l模態(tài)越來越密集時，將造成運(yùn)載 火箭設(shè)計的“低頻災(zāi)難”[2]。POGO 振動屬于低頻振動， 使運(yùn)載器的安全性和可靠性受到了很大的威脅，可能 造成運(yùn)載火箭的有效載荷或結(jié)構(gòu)受損，降低推進(jìn)系統(tǒng) 的性能，造成發(fā)動機(jī)異常關(guān)機(jī)，影響宇航員的生理狀 態(tài)，甚至可能造成飛行失敗。

　　因此，抑制 POGO 振動 具有十分重要的意義。 典型的 POGO 振動所構(gòu)成的閉合回路包括結(jié)構(gòu)系 統(tǒng)、管路系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)系統(tǒng)等(也可以歸納為運(yùn)載器 結(jié)構(gòu)和推進(jìn)系統(tǒng))的耦合，屬于系統(tǒng)動力學(xué)問題。當(dāng)然，也有非典型的 POGO 振動現(xiàn)象，如縱橫扭耦合振 動、局部振動等。目前液體火箭的 POGO 抑制方式主 要通過在輸送系統(tǒng)管路上安裝蓄壓器，改變管路系統(tǒng) 的固有頻率，使其與箭體結(jié)構(gòu)的固有頻率錯開，同時 利用其可變的管路容腔，降低管路內(nèi)的壓力或者流量 脈動。 工程上用于 POGO 抑制的蓄壓器，分為彈簧活塞 式、貯氣式和注氣式 3 種方式，均屬于被動式防 POGO 裝置[3]。在美國早期的雙子座計劃中，大力神 II 火箭 的燃料系統(tǒng)采用了彈簧活塞式蓄壓器，通過彈簧活塞 結(jié)構(gòu)能夠緩沖來自管路系統(tǒng)的脈動壓力和沖擊作用[3]。

　　貯氣式蓄壓器采用氣囊或金屬膜盒貯存氣體，充氣容 腔能夠?yàn)楣苈废到y(tǒng)提供柔性，同時實(shí)現(xiàn)氣體與推進(jìn)劑 的隔離。美國的大力神III燃料系統(tǒng)使用了囊式蓄壓器， 氧化劑系統(tǒng)使用了金屬膜盒式蓄壓器[4]。美國的土星 V一級采用在 F-1 發(fā)動機(jī)的液氧供應(yīng)管路前置閥中注入 氦氣的方案來抑制 POGO 振動[5]，是最早采用的注氣 式蓄壓器原型。土星 V 二級采用在中心的 J-2 發(fā)動機(jī) 氧泵前管路上安裝注氣式蓄壓器的方案抑制 POGO 振 動[6]。航天飛機(jī)上的采用的蓄壓器方案是在其主發(fā)動機(jī) 低壓氧泵和高壓氧泵之間安裝注氣式蓄壓器[7]。

　　阿里安運(yùn)載火箭上采用的注氣式蓄壓器能夠調(diào)節(jié)柔 度和慣性[8]。阿瑞斯 I、天頂號采用的注氣式蓄壓器方 案中將多余的氣體排出箭外不會對發(fā)動機(jī)造成影 響[9,10]。長征系列常規(guī)運(yùn)載火箭采用貯氣式金屬膜盒蓄 壓器[2]，其中長征二號 F 運(yùn)載火箭采用金屬膜盒變能 蓄壓器。長征五號、長征七號運(yùn)載火箭沿用了常規(guī)火 箭貯氣式蓄壓器設(shè)計思路，研制出了低溫高壓金屬膜 盒蓄壓器[2]。貯氣式蓄壓器結(jié)構(gòu)簡單，飛行過程中不需 要對蓄壓器進(jìn)行操作，且貯存的氣體不會進(jìn)入推進(jìn)劑 輸送系統(tǒng)，能有效抑制火箭 POGO 振動。

　　隨著中國運(yùn)載火箭規(guī)模進(jìn)一步加大，全箭頻率更 低，與現(xiàn)役運(yùn)載火箭相比需要的蓄壓器容積更大，為 50~60 L，是現(xiàn)有金屬膜盒蓄壓器最大容積的 9~11 倍。 經(jīng)分析采用傳統(tǒng)金屬膜盒式蓄壓器所占的結(jié)構(gòu)空間 大，膜盒生產(chǎn)加工困難，焊縫數(shù)量多且難以檢測。注 氣式蓄壓器可以較好地適應(yīng)低溫環(huán)境，容積大，且工 作壽命長，工藝性和維護(hù)性好。因此，有必要對注氣 式蓄壓器方案及關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究。

　　注氣式蓄壓器區(qū)別于傳統(tǒng)貯氣式蓄壓器的最大特 點(diǎn)是存在液體自由界面，為了使蓄壓器滿足 POGO 抑 制所需的氣枕容積和慣性，同時避免過量的氣體進(jìn)入 發(fā)動機(jī)，需要對注氣式蓄壓器自由液面進(jìn)行控制。本 文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術(shù)方案進(jìn)行研 究，建立了注氣式蓄壓器 AMEsim 仿真計算模型，并 搭建了試驗(yàn)系統(tǒng)，通過仿真及地面試驗(yàn)驗(yàn)證了自由液 面控制方案的正確性，可為注氣式蓄壓器的設(shè)計提供 依據(jù)。

　　1 注氣式蓄壓器自由液面控制原理

　　注氣式蓄壓器的 POGO 抑制原理基于經(jīng)典水擊理 論[3]，是通過在輸送管路上旁通氣體容腔或向輸送管路 內(nèi)注入氣體，從而達(dá)到改變管路系統(tǒng)固有頻率，降低 管路內(nèi)脈動壓力的目的。與傳統(tǒng)的金屬膜盒式蓄壓器 定能量值不同的是，注氣式蓄壓器需要對自由液面的 位置進(jìn)行控制，從而達(dá)到控制容積的目的。

　　氣體注入輸送管式蓄壓器是在推 進(jìn)劑輸送管路上旁通氣體容腔，推進(jìn)劑通過慣性孔進(jìn)入氣體容腔形成自由液面，并在蓄壓器上部容腔形成 氣枕，為了維持所需的氣體容積，工作過程中有持續(xù) 的氣體注入蓄壓器氣枕，通過溢流管可把蓄壓器氣枕 內(nèi)的氣體注入管路內(nèi)，當(dāng)管路中的推進(jìn)劑含有氣泡時， 能夠改變流體的可壓縮性，即改變水擊波速。

　　當(dāng)輸送 管路內(nèi)出現(xiàn)壓力脈動導(dǎo)致液面升高時，通過溢流管進(jìn) 入輸送管路的氣體減小，氣枕內(nèi)壓力升高，使得液面 下降，直至回到初始平衡位置。當(dāng)管路內(nèi)的壓力脈動導(dǎo)致液面降低時，通過溢流管進(jìn)入輸送管路的氣體量 增加，氣枕壓力下降，使得液面升高，直至回到初始 平衡位置。

　　因此，可保持一定的氣枕容積范圍，利用 蓄壓器氣體容腔和進(jìn)入管路的氣泡達(dá)到改變管路系統(tǒng) 固有頻率和降低管路脈動壓力的目的。主要優(yōu)點(diǎn)是液 位通過潛管自行調(diào)節(jié)，控制方式簡單，進(jìn)入輸送管的 氣體也起到調(diào)節(jié)推進(jìn)系統(tǒng)頻率的作用。缺點(diǎn)是含有氣 泡的推進(jìn)劑最終進(jìn)入發(fā)動機(jī)，因此，必須保證注入的 氣體不會對發(fā)動機(jī)泵造成影響，這就需要發(fā)動機(jī)開展 注氣拉偏工況的地面試車進(jìn)行驗(yàn)證。

　　氣體排出式蓄壓器，工作原理與氣 體注入輸送管式基本相同，不同之處在于通過溢流管 將蓄壓器氣枕內(nèi)的氣體或者氣液混合物排出箭外，僅 利用氣體容腔達(dá)到改變管路系統(tǒng)固有頻率和降低管路 脈動壓力的目的。主要優(yōu)點(diǎn)是蓄壓器內(nèi)部過量的氣體 排出箭體外，不會對發(fā)動機(jī)泵造成影響，避免了與發(fā) 動機(jī)系統(tǒng)的耦合。缺點(diǎn)是增加了排氣排液閥門及管路， 系統(tǒng)設(shè)計復(fù)雜，射前及飛行過程中有氣氧、液氧排出箭外，浪費(fèi)了一定量的推進(jìn)劑。

　　2 注氣式蓄壓器建模及分析

　　針對氣體排出式的蓄壓器，它是由與推進(jìn)劑供應(yīng) 管路直接連通的液體部分和氣體容腔部分組成。分別 考慮蓄壓器中的液體部分和氣體部分，建立其數(shù)學(xué)模 型。

　　3 注氣式蓄壓器系統(tǒng)試驗(yàn)

　　根據(jù)注氣式蓄壓器的工作特性，上述理論分析過 程中對模型進(jìn)行了簡化，實(shí)際上溢流管口的流動狀態(tài) 復(fù)雜，存在氣液兩相流動狀態(tài)，同時氣枕內(nèi)部換熱過 程復(fù)雜且氣氧的蒸發(fā)，實(shí)際上出口排出的是氦氣和氣 氧的混合物，因此，實(shí)際中排氣口的設(shè)計應(yīng)有更大的 余量，這就需要通過試驗(yàn)進(jìn)行確定。驗(yàn)證充氣和排氣 流量的匹配性，驗(yàn)證蓄壓器工作過程中保持額定氣枕 容積和慣性的能力。注氣式蓄壓器試驗(yàn)系統(tǒng)主要由充 氣系統(tǒng)、排氣系統(tǒng)、壓力模擬系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和加注 系統(tǒng)等組成。

　　4 結(jié) 論

　　本文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術(shù)進(jìn)行 研究結(jié)果表明：氣體排出式的注氣式蓄壓器，通過向 蓄壓器氣枕持續(xù)的充氣，利用溢出管進(jìn)行自由液面的 控制，能夠?qū)⑷莘e控制在所需范圍內(nèi)，滿足 POGO 抑 制所需的柔度和慣性，同時避免了氣體進(jìn)入輸送管對 發(fā)動機(jī)造成的影響。

　　仿真及試驗(yàn)結(jié)果表明，注氣式蓄壓器容積與充氣 流量及排氣流量的匹配性相關(guān)，必須使排氣口面積留 有足夠的余量，以確保在極端工況下充入的氣體及汽 化的氧氣能夠全部排出，從而避免氣體通過慣性孔進(jìn) 入到輸送管內(nèi)。 另外，受發(fā)動機(jī)啟動過程中負(fù)水擊的影響、助推 器分離時過載的影響等，會導(dǎo)致蓄壓器氣枕容積瞬間膨脹，存在液位降低至慣性孔以下的風(fēng)險。

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　　可通過增 加液面到慣性孔高度的方式提高容錯能力，但這將增 加蓄壓器的慣性和結(jié)構(gòu)質(zhì)量，為了解決該問題，可進(jìn) 一步從注氣流程和時序上進(jìn)行優(yōu)化。 注氣式蓄壓器對于 POGO 抑制效果的評估還需要 搭建結(jié)構(gòu)和推進(jìn)系統(tǒng)的耦合模型進(jìn)行分析。同時為了 確保設(shè)計的正確性，需要開展 POGO 抑制系統(tǒng)試驗(yàn)， 并搭載發(fā)動機(jī)試車，以驗(yàn)證所需的蓄壓器柔度和慣性 值是否合適并做出適當(dāng)調(diào)整。

　　參 考 文 獻(xiàn)

　　[1] Rubin S. Prevention of coupled structure-propulsion on instability (POGO)[R]. NASA SP-8055, 1970.

　　[2] 王小軍, 于子文. 國內(nèi)外運(yùn)載火箭 POGO 抑制技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 中國 科學(xué): 技術(shù)科學(xué), 2014, 44(5): 492-503. Wang Xiaojun, Yu Ziwen. Progress of POGO suppression technology of launch vehicles at home and abroad[J]. Scientia Sinica(Technologica), 2014, 44(5): 492-503.

　　[3] 黃懷德. 蓄壓器的作用及其設(shè)計和試驗(yàn)[J]. 國外導(dǎo)彈技術(shù), 1980(9): 86-101. Huang Huaide. The role, design and experiment of accumulator[J]. Foreign Missile Technology, 1980(9): 86-101.

　　[4] Swanson L A, Giel T V. Design analysis of the Ares I Pogo accumulator[C]. Denver: 45th AIAA /ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2009.

　　[5] NASA. Saturn V flight manual SA- 503[M]. Los Angeles: Periscope Film LLC, 1969.

　　作者：馬方超 1,2，劉文川 1,2，陳牧野 1,2，徐珊珊 1 ，張立強(qiáng) 1,2

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