文摘
研究需求的可重用的液氧/煤油变推力液体火箭发动机,与电位移泵测试系统设计的多学科基于AMESim平台的模块化动态模拟方法用于分析系统。方法全面考虑复杂的组件在发动机的特点和实现快速模块组装和可变步长解决方案。考虑推力室的燃烧模型,容积泵模型复杂的泄漏通道,和冷却套管传热模型、组件动态方程推导出和最终的模型仿真结果表明,该系统有一个光滑的点火,阶段转变,和关闭过程。推力可以达到6900 N在高工况和可变推力比5:1。系统的动态特性表明,主泵组件的性能误差小于5%,最大推力室冷却剂平均温度上升的大约28°C,和调整阶段的时间是300 ms,这意味着系统的总体设计是合理的。尽管液氧煤油注入之前的积累影响推力室的温度,压力大不发生由于脉冲点火器的职责的火焰。此外,舵销喷油器基于PID控制可以有效地稳定压降较低的条件。系统和模拟方法提供重要支持实际的发动机测试和一般LRE动态特性分析。
1。介绍
液体火箭发动机(LRE)是主要的火箭和导弹。太空探索的开放政策,需求开发的可重用LRE是近年来增加1,2]。其中,液态氧(LOX) /煤油火箭发动机已被广泛研究和应用在中国和俄罗斯很长一段时间,主要是由于其突出的优势比冲量密度(3]。最近,液氧/煤油火箭发动机(“梅林”)部署在可重用的火箭“猎鹰”由SpaceX公司在美国已经显示出完美的性能,受到前所未有的关注4]。
目前,LRE的测试系统提供了类似的工作状态在实际飞行过程中,给出了直接支持参数的确认和推力室和其他组件的技术验证5]。然而,实际的测试仍然是费时,昂贵的,危险的,所以仿真和测试的结合是一个重要的研究方法为新LRE [6]。在初步阶段,可以使用动态特性仿真系统结构设计和评估的时间序列。在验证阶段,仿真是一个重要的参数调整方法,时间序列优化和故障分析。在设备阶段,它还可以用于健康监测和线性或非线性智能控制研究[7,8]。
在研究的早期阶段LRE及其测试系统的特点,一些基本的常微分方程构成的特殊项目。典型的例子是阿金纳火箭引擎的启动过程模型在美国空军火箭推进实验室(9),神经网络程序的航天飞机主发动机(SSME)启动特性在路易斯研究中心(10),动态特性模拟程序LE-5和LE-7引擎,(11)等等。此外,张等人编制的静态/动态模型YF-20 LRE基于MATLAB和BP神经网络用于分析失败(12]。但是这些特殊项目依赖于明确的数据格式和传输关系,可以简要概括为“一个机器,一个项目。“这些nongeneric模拟方法不能满足需求的快速任务复杂的系统仿真。
随着软件工程技术的发展,通用仿真程序已成为主要的研究方向。李等人回顾了技术进步的动态特性模拟,结果可以概括为“图形界面,独立的模拟环境,元模型抽象,和高可重用性”(13]。一些代表性的成就是德国DRL公司模块化引擎分析系统(14),ROCETS NASA马歇尔太空飞行中心及其改进软件ESAY5x [15],carin法语[16),和日本LE-7A引擎MPI并行软件曼联(17]。的商业平台,有西班牙EcosimPro EAI公司航空航天推进系统仿真模块esp (18欧洲太空总署)联合开发,AMESim西门子公司19),等等。中国国防科技大学(20.),北京航空航天大学(21),和西安航天动力研究所(22)已经开发出多种基于C语言的通用仿真软件或仿真软件工具。最近,一个软件基于Modelica语言Mworks [23被用于一些LRE项目,显著提高工程效率。然而,除了AMESim,大多数平台在初期的小规模应用。
作为一个强大的系统仿真软件,AMESim SSME液态推进图书馆和RL-10A模型。基于AMESim平台,李24和郑et al。25)做了一些扩展的动态特性研究循环液氧/甲烷引擎。Zhang et al。26低温风洞进行了一项研究,在液态氮供应系统的动态特性进行了分析。刘等人。27和崔et al。28)进行了系统建模的电动泵液氧/煤油发动机,这进一步证实了该方法的可靠性。
针对地面测试的可重用的需求变量推力LRE,液氧/煤油发动机测试系统与电动容积泵的设计。基于模块化建模与仿真方法,建立了测试系统的动态特性模型在AMESim平台上。输入参数来源于实际工程参数和测试结果在寒冷的条件。的两阶段特征低温液氧管道和泵的精细结构被认为是在模型中,并计算推力室的传热特性。然后,预备考试条件下系统的动态性能和可变推力条件进行了分析,最后,指导的结论为进一步实现点火测试。
2。发动机测试系统
2.1。工作介质供应系统
测试系统的结构如图1,列出了主要参数表1。媒介供应系统由6子系统,提供LRE等各种工作液熏鲑鱼,煤油,冷却剂,控制气体,氧气,氢气点火火炬。水作为冷却介质,重复点火依赖电子点火火炬。
煤油子系统:煤油由活塞泵加压送入喷射单位通过主阀和单向阀的坦克。流控制通过调整泵的变频器。
液态氧子系统:子系统由绝热舱,一个泵,质量流量计,一些管道。液态氧由三横列活塞泵加压,由泵变频调节。
氢子系统:子系统提供燃料的点火火炬,包括氢气瓶组、截止阀,减压阀,音速喷嘴和闪回喷器。流是由一个自动控制减压阀和音速喷嘴。
氧气子系统:点火火炬的子系统提供氧化剂,其结构类似于氢子系统。
氮子系统:子系统可以提供控制气体和净化气体。
冷却剂系统:子系统提供了推力室冷却剂,有助于冷却废气排放系统和减少噪音。流控制通过调整转速的离心泵。
2.2。推力室
推力室是主要的测试目标。根据文档的任务,第一个进行预测是抵消的理论条件最佳混合比。预备考试条件指的是测试条件较低的混合比和总流,这意味着燃烧室较低的温度和压力条件下。进行预测指标如下:推力大约是4000 ~ 4500 N,燃烧室压力是3 MPa,温度是2000 K。
基于固定压力、温度的理论,具体的冲动,产品,和其他参数在不同混合比例可以通过化学平衡计算(CEA)。热力学的结果如表所示2混合比为1.3。
流之间的关系 ,喉咙区域 ,和燃烧室压力来自特定的冲动和特征速度 。
预备考试条件的总流量是2.03公斤/ s,和喉咙的直径是36.24毫米。然后,液氧和煤油的流动可以由混合比。考虑实现问题,喉咙被设置为36毫米的直径和膨胀率是5。
的数量和直径等几何参数的燃烧室与特征长度( )和相对流密度( )。
最小的体积2.036升,最小直径吗是68.7毫米。最后的参数推力室下限约束的总量表所示3。
如图2,概要文件的推力室可分为圆收缩部分和一个钟形喷嘴。考虑到测试要求在地面和高空,喷嘴分为两个部分的膨胀比5 ( )和50 ( )。前面部分有一个磨槽再生冷却结构的铜(CuCr1Zr)和尾部是喷嘴冷却辐射。
气体停留时间如下:
的方程,是一般气体常数,气体的平均摩尔质量16.275公斤/摩尔。因此,气体停留时间是6.27毫秒,符合设计要求(1 ~ 8 ms)。
推力室的负责人与8同轴离心式喷嘴结构。如图3,通过外环形缝高压煤油喷,点火火炬是聚集在中心。
为了得到更多的深度调整推力,喷油器是进一步修改,以步进电机驱动的轴针注射器。执行机构自动反馈的基础上调整了氧化剂和燃油喷射参数(注入压降比),输出的PID控制器。这些措施可以保持室内良好的雾化和燃烧状态。
2.3。测量和控制方法
主要测量参数的压力、流量、温度和一些节点如图1。推力试验台,测量的主要组件,包括滑轨、夹具、应变式推力传感器。发动机是横向排列,传感器和控制阀门位于前面的长椅上。
图4显示的主要序列系统的启动和关闭,这是通过调整试验来验证在寒冷的国家。
点火火炬工作首先建立值班火焰,推进剂的回流和时差电路、放空阀,主阀将50毫秒防止系统超压。
3所示。数值模型
前苏联/俄罗斯学者进行深入研究发动机数学理论(29日]。他们的基本动力学方程推导出LRE,验证是很重要的应用系统在实际点火之前模拟测试。基于IRC的方法(30.),一些详细的动态模型,如管道,热组件,泵,阀,节流发动机测试系统建立的元素。点火火炬和气体吹组件是简化的模拟。
3.1。管道数值模型
根据目标系统的低频分析,液态氧的主要管道,煤油和冷却剂是设置为C, IR,或R元素(30.]。这些元素考虑电容、惯性和电阻特性,分别。
压力和温度方程考虑热交换 在哪里是密度,是总输入质量流量,是输入总焓,合并后的体积弹性模量,有效容积,之间的热交换管道和外部。
考虑到流体和管道壁弹性,合并后的体积弹性模量
的方程,是流体弹性模量随温度变化。是管道壁的遵从性参数,其值是弹性模量的倒数 。 是参考压强。
管道的有效容积
换热管道的换热系数的函数 ,管直径 ,管长度 ,和温度差异
很长一段管道,考虑其频率响应和流体惯性,导数是纠正了流动摩擦项对应的频率。流导的功能 在哪里是横截面积,这是压力的函数处于弹性状态,是管道和水平面之间的倾角,然后呢摩擦系数。
此外,液态氧低温管道的两阶段特征也被认为是(31日),进一步提高数值模型的准确性。
3.2。热组件模型
热组件主要包括注射器、燃烧室、喷管,冷却夹克。
的注射器主要由空腔和一个喷嘴,可以被视为一个C的组合单元(腔)和R单元(喷嘴)。相应的参数差异如比热、粘度、过冷液体体积弹性模量,两阶段,过热气体,超临界介质。液体喷嘴,质量流量是 在哪里流量系数和吗是孔的横截面积。如果是一个常数,上面的方程有无穷梯度在原点,所以需要改进的数值模型格式如下: 在哪里流动参数,是运动粘度,是一个常数。近似线性变化与 。流体雷诺数 。
模型使用上游参数,所以焓流
气体喷嘴的质量流量 在哪里压力损失系数和吗是流函数。
当喷嘴不堵塞,使方程(12)方程(9)。当堵塞,一维可压缩流,与压力比:
的方程,是等熵热因子在非理想气体状态,当前的压力比,临界压力比。
在两相流,和哼哼,纠正的ω方法(31日]。流处于过冷状态时,模型退化为一般的不可压缩流体模型。
在燃烧室中,零维预混合燃烧模型与一个固定的时间延迟(30.是用来模拟低频动态特性。模型的假设是基于绝热,制服,并忽略液相体积。燃烧模型,建立了推力室的超级组件在AMESim的平台上,实现快速插值和解决方案。
燃烧室中混合气体符合质量守恒定律。
的方程,是时间延迟参数,燃烧室的容积。
根据理想气体的状态方程,在燃烧室的混合比
的方程,和分别是氧化剂和燃料的质量流量。
有10个主要反应物和产物参与燃烧反应,如有限公司有限公司2,和H2o .多维热力学数据库自动生成的东航项目,和插值覆盖的压力范围0 ~ 10 0 ~ 500 MPa的混合比。因此,每个组件的质量分数和温度的混合物可以快速计算,和天然气的热值可以得到:
燃烧室压力的动态方程
喷嘴是一个关键的组件将燃烧的能量转换为机械能,它加速了气体流动和产生推力。燃烧室的出口是直接连接到喷嘴,因此燃烧室的流出等于喷嘴的 。考虑到真实气体效应和能量损失,喷嘴流量的计算方程的假设下冻结流
上游参数用于计算。当总压损失和总温度不考虑,和相当于和分别在燃烧室。
焓流方程(是一样的11)。是喷嘴的流量参数:
发动机推力考虑到环境压力
的方程,排气速度。
喷嘴模型还考虑了气体分离的一维的喷气机。根据喷嘴流动分离标准文献[32),分离位置计算提高计算精度的推力。
至于水冷套,巴茨方法(30.)采用计算传热在天然气方面,和夹克流的换热模型28是用来计算墙之间的传热和冷却剂。
3.3。泵模型
流是由固定孔、流量计、泵。有三个不同的系统中泵:液态氧泵,煤油泵和冷却剂泵。
液态氧泵是BP三横列型活塞泵由泵体、气缸套、活塞,液体出口阀门,液体入口阀门,密封材料,和其他组件。数值模型基于AMESim平台(33)考虑因素,如细组件、机械惯性,密封间隙。体积流 在哪里之间的压差是活塞的前方和后方,径向间隙,活塞的外径,是接触长度,平均水动力粘度,活塞的怪癖,和分别是套和活塞速度。
煤油泵活塞泵的轴向旋转斜盘。其结构类似于其他活塞泵,但有特殊的密封结构,如滑鞋和阀板。数值模型 在哪里变量恒定体积之和,各室的体积。变化是由总流的压力 ,由入口流 ,出口流 ,和外部泄漏流 , ,和 。
煤油的腔泵是变量,和它的出口和入口流量孔板流量计算的方程(9)。泄漏模型有三个外部泄漏通道,由活塞、花式plate-slipper, sleeve-distribution板。平均流量和效率
的方程,理论的位移泵和吗旋转速度。
冷却剂泵是离心泵苏特(8),其参数修正根据测量额定扬程,流量、旋转速度和效率。每个泵的动力来自一个变速电机,这是一个在AMESim图书馆功能的数值模型。
3.4。阀模型
几乎所有阀模型系统可以相当于变量部分孔,与方程(9)和方程(12)。安全阀采用自定义逻辑模型根据压力信号。阀门安装的动态特性通过一阶时滞满足精度要求。
4所示。仿真和验证
4.1。仿真模型和组件参数验证
基于模块化建模理论(34),LRE测试系统的动态仿真模型是建立在AMESim平台,结构如图5。变量的输入和输出接口插入所有的组件模型,它可以自动执行变量检查当模型连接到对方。这种方法极大地提高了程序调试的效率。系统的主要序列和变量值由分段控制功能。整个模型包含135个状态变量,对应135动力学方程,可以通过一个变量来解决一步积分求解。该方法避免了传统的“龙格-库塔方法的困境在不连续的系统方程。
管道的主要参数如表所示4,管道壁的弹性模量是在数值模型中。减去壁厚,主要推进剂入口管道的内径是65.9毫米,和出口管道的内径是32.4毫米。
泵模型主要包括三横列活塞泵、旋转斜盘轴向柱塞泵和离心泵。主要结构和性能参数如表所示5,其中大多数是来自实际的测试。
如图6和表6,三横列活塞泵模型包含三个主要的子:旋转平移力学模型,活塞模型,和开关阀模型。这些参数对圆柱,轴惯性,死区,泄漏间隙被认为是关键。活塞与缸筒的接触长度是67毫米和活塞行程是62毫米。泵的容积效率下降到约87.6%的模拟条件下740 rpm和10 MPa反压力,这是略高于实际的测量。模型误差约4%相关实际活塞偏心和其他结构参数。
的主要输入参数煤油活塞泵模型旋转斜盘角度(16.7°),阀板间隙(0.02毫米),活塞/桶间隙(0.035毫米),滑块间隙(0.0175毫米)。如图6等参数,模型考虑卸荷槽和旋转斜盘结构。真正的流测试在1400 rpm表明,模型误差小于2.1%,结果如图7。
保证模拟精度,其他组件的几何尺寸符合实际的参数,和阀门流量系数和其他数据校准根据额定参数在生产过程。管道壁的弹性模量和材料的导热系数是指图书馆AMESim材料和化学动力学数据库(国家标准与技术研究院,NIST)。
4.2。初步验证结果
组件模型精度检查的冷测试和设计参数,测试系统的动态模型是解决。的主要参数如推力、流,燃烧室温度、压力、混合比、传热在预备考试数据所示8- - - - - -10。
图8表明在稳定部分(煤油和液氧泵的稳定速度是590和271 rpm,分别),平均总流1.96公斤/ s,波动幅度约为1.5%,基本上是与目标值一致。海平面平均推力为4024 N(90.62%的完美理论燃烧和扩张流),和波动幅度约为5%。结果证明推力波动主要是由泵压力脉动引起的,管道弹性,推进剂惯性和压缩性。与泵出口相比,脉冲推力室的减毒在某种程度上,这有利于测试系统的工作条件。
图9描述的平均温度是1973 K(温度统计与滑动窗口1 s)和绝对压力约为2.9 MPa燃烧室。压力的波动范围是2.83 ~ 2.98 MPa,和主要的频率是13.65赫兹。错误的压力极值与系统方案5.67%相比,平均误差小于3.3%。稳定部分的混合比约为1.3,符合期望。存在轻微的温度和压力波动图9,这是由于液氧和煤油的正排量泵固有的压力和流量脉动的过程中操作。与此同时,有阻尼和体积的影响复杂的管道和喷嘴。综合效应使每个推进剂流量的波动,这直接导致了振荡混合比的燃烧室。当混合比在1和3之间,混合比是温度的变化的主要原因。换句话说,泵的速度作为输入参数决定了液氧和煤油流动,进而改变了混合比和总流,并最终决定了燃烧室的温度和压力的变化。
推力室冷却和热交换的图所示10。模拟流动的冷却剂是约2.03千克/秒,平均气温上升大约28°C,符合设计要求。推力室的热流密度的喉咙是最大的,大约21兆瓦/ m2。与此同时,208年代特定的脉冲是在预备考试条件下。
5。结果与讨论
基于系统模型情况进行预测,时间序列等控制变量和参数调整来获得特征下发动机测试系统的启动、关闭和可变推力条件。燃烧室的压力是主要的控制变量包括四个阶段:5 MPa, 3 MPa, 2 MPa, 1 MPa,混合比在稳定状态设置为2.67。在实际测试过程中,控制系统可以稍微调整泵速和阀的通流面积根据燃烧室压力和混合比,以达到精确控制的推力。
5.1。启动过程
可变推力条件下的启动过程如图11。氧气打开主阀和点火火炬点燃在0。推进剂的灌装过程后(约0.7秒),推力室达到额定的温度和压强下,和过渡过程的点火延迟大约是200 ms。
第一阶段压力(4.8 MPa)和理论温度(3654 K)相对较高,但开始冲击的影响很小,由于高流量条件下管道的阻力。另一方面,预备考试条件的混合比是1.3和稳定的温度大约是2000 K。液态氧的早期注射导致实际的混合比的增加和短期温度冲击(图12)。恢复额定价值大约190毫秒,指示一个平滑的启动过程。此外,还观察到燃烧室的温度和压力振荡,这是由于气体的巨大影响温度对石油燃烧操作点附近的混合比(温度对低混合比)高度敏感。正排量泵固有的周期性脉动,这将直接导致混合比大幅波动,从而促进下燃烧室温度和压力的变化情况进行预测。与此同时,燃烧室和喷管固定大小,温度变化和总流压力导致类似的周期性变化。这种现象也可以看到在图13。
图14显示了启动液氧和煤油的瞬态过程进行预测条件下流动。在推力室压力的一代,有一个短暂的跳跃在液态氧喷射流,这是由压力引起的瞬时引发的点火。压力波动的大小取决于推进剂泄漏的泵、管道、弹性和压缩的推进剂。由于固有的流动特性正排量泵、电动泵的稳定运行允许推进剂流达到额定值点火后240毫秒左右。
5.2。关闭过程
数据13和15显示的关闭过程进行预测和可变推力测试条件。过渡时间大约是80 ~ 100毫秒,而脉冲波动很小。主要原因是冷却推力室的水和关闭阀门推力室的负责人,有效地避免了残留的未燃的推进剂。
值得注意的是,液态氧主阀关闭是推迟了约50 ms与煤油电路相比,导致推力室的温度一度攀升的时候关闭在预备考试条件下(< 3200 K)。
5.3。可变推力过程
变量进行推力测试过程操作条件下接近最佳混合比。图16表明,推力室的温度略有减少在整个过程中,每个阶段的压力是4.8 MPa, 2.9 MPa, 1.9 MPa,分别和1.0 MPa。结果证实,流控制相对同步,状态转换平稳,调整响应时间是300 ms。
图17表明,推力的变量范围大约是5:1。在测试过程中,采取高工况6900 N(256年代比冲量)作为标准点,每个阶段的推力下降到4000 N(58%)、2600年(37.6%),和1200 N(17.4%, 207年代特定的冲动),分别。
推力的变化过程,特定的冲动,和发动机的总流图所示17。推力与流量调节过渡过程是同步的。最小推力条件下,燃料泵为12.2% (LOX)和7%(煤油)的全流输出,分别。总流逐渐从2.7千克/秒减少到0.6公斤/ s。相应的液态氧流减少1.97千克/秒(492 rpm的泵速)0.43千克/秒(99 rpm泵的速度),和煤油流动减少0.73千克/秒(578 rpm的泵速)0.17千克/秒(118 rpm泵的速度)。
考虑到风险,注入器的压降太低了,以确保正常燃烧低的工作条件下,一个特殊的喷射器设计的深度可变推力工作条件。舵销喷射器由步进电机驱动,和它的PID控制结构和功能仿真模型如图所示18。模型参数来源于模块化测试系统的惯性。基于喷油器模型、氧化剂和燃料注入区域可以自动调整根据燃烧室压力和注入压降的比例。
图19比较平均压降比在每个阶段的使用前后枢轴喷射器的5:1可变推力过程。没有控制,压降比显著降低发动机工况降低。与固定的压降比液态氧注入注射器迅速从45%降低到12%,而煤油注入器也逐渐减少,甚至第三和第四阶段的压降比小于5%,这可能会导致不稳定等现象在燃烧过程中。相反,图中的虚线的柱状图19显示更好的压降比控制可以通过枢轴喷油器与可调截面区域。与固定注射器相比,压降比煤油舵销喷射器总是保持稳定在20%左右,这可以避免的风险不稳定燃烧的燃烧室。此外,液态氧的压降比舵销喷射器逐渐减少的减少工作条件和最终也稳定在20%左右。
压降比的目标值设定的测试(20%)是PID控制器,如图18,这意味着舵销喷射器与PID控制器是有用的调整和稳定注入压降比在可变推力LRE,这样就避免了负面影响压降比的发动机。因此,该模型是很有价值的监管和控制未来深变推力发动机。
6。结论
液氧/煤油火箭发动机系统由电动正排量泵提出了手稿,这是一个重要的分支领域的可重用的可变推力LRE。多学科基于AMESim平台的模块化动态模拟方法用于分析独特的液氧/煤油发动机系统。方法全面考虑复杂的组件在发动机的特点和实现快速模块组装和可变步长解决方案。的主要结论方案验证和动态特性分析如下:(1)液氧/煤油火箭发动机点火测试系统是稳定的,阶段转变,和关闭过程中,与一个特定的256年代和连续变量的脉冲推力的能力5:1,从而确认整体设计的可行性(2)模块化系统仿真方法具有较强的可扩展性,因此相关的发动机系统的动态特性可以快速分析。仿真模型的误差对液氧和煤油旋转斜盘三横列活塞泵活塞泵小于5%与测量结果相比较,证实了模型的精度高。此外,模型是更详细的考虑到复杂的流,传热和燃烧问题(3)的安全裕度测试系统满足实际使用要求。通过控制液氧和煤油燃料的累积量,短期(190毫秒)不利影响的液态氧积累推力室的温度可以有效地避免(4)可变推力过程可以改变通过调整燃料供应,和电动泵具有突出优势的调整测试条件。舵销喷射器的使用基于PID控制有助于进一步改善深可变推力测试系统的功能
数据可用性
使用的数据来支持本研究的发现可以从相应的作者。
的利益冲突
作者宣称没有利益冲突。
确认
这项工作是支持的基础研究项目(20195208003)。