一种基于非对称回流的双机循环预冷系统的制作方法

1.本实用新型涉及一种基于非对称回流的双机循环预冷系统，主要用于大型液体火箭的发动机预冷系统设计，属于运载火箭动力系统总体设计领域。


背景技术：

2.低温推进剂沸点低，常温下处于气态，在贮存和输送过程中很容易产生汽化，并出现气液两相流，容易对发动机和增压输送系统造成不良甚至是破坏性的影响。由于环境漏热的不可避免性，为保证低温动力系统正常起动工作，也就是要在发动机工作时使推进剂维持液态，必须对发动机及其增压输送系统进行充分预冷，使其达到设计的起动温度范围，避免因不预冷或预冷不充分导致推进剂以气相或气液两相流状态进入管路和泵等组件，引起泵的气蚀、飞转，压力和流量的波动，延长启动时间和推力爬升的时间，失速运行等现象，严重的可以使发动机起动完全失败。
3.目前，世界航天范围内可选用的主要预冷方案有浸泡预冷、排放式预冷和循环预冷。
4.浸泡预冷：低温贮箱内推进剂通过输送管路，灌注到发动机内，通过局部换热克服发动机漏热，维持低温系统预冷状态，属于被动预冷方式，浸泡预冷系统原理图见图1。
5.排放预冷：发动机启动前，常压状态下，打开泵前阀和预冷排放阀，低温推进剂在贮箱压力作用下，流经泵前管路、泵，最后在推进剂主活门前由预冷排放阀排出。由于推进剂在短时间内大流量排出，需要进行射前补加，以补充预冷消耗的低温推进剂。这样，不但推进剂浪费大，而且射前补加时，低温推进剂经过长地面加注管路时，吸收外界热流使温度升高，高温推进剂进入贮箱，使贮箱中整体推进剂温度上升，推进剂品质下降。如果排出的是液氢，出于安全性考虑，需经地面排气管引至离火箭一定距离后进行高空排放，或者进入燃烧池进行燃烧处理。如果介质是液氧，虽然不存在爆炸的危险，但仍然需要进行一些必要的处理。可以看出，排放式预冷大大增加了射前操作的复杂性。不仅如此，对于使用氢氧发动机的火箭，如果氢系统采用排放预冷，还存在安全隐患。
6.根据排放使用驱动力的不同，排放预冷可分为自流预冷和增压预冷，其原理图见图2。a)自流排放预冷是指在贮箱与大气相通的情况下，以贮箱内推进剂液柱高度作为驱动力进行的一种排放预冷，属于被动预冷方式。b)增压排放预冷是通过对贮箱进行增压来获取大的排放流量的一种预冷方式，属于主动预冷方式。c)对于高空排放预冷，需要考虑排放推进剂与环境的相容性。排放时是否存在结冰或推进剂与大气燃烧问题。d)排放式预冷由于方案简单、预冷高效而受到早期低温运载火箭研制的青睐，但是它也带来推进剂大量消耗、地面安全性较差、运载能力降低等一系列问题。
7.循环预冷：通过设置于发动机后的预冷回流管将用于预冷的低温推进剂循环回流至贮箱，达到节约推进剂、简化射前流程的目标。循环预冷可以细分为自然循环预冷、循环泵预冷和引射循环预冷，原理图如图3所示。a)自然循环预冷是通过外界漏热导致的低温推进剂密度差形成循环回流，属于被动预冷方式。自然循环预冷一般是在发动机主阀前引出
一段管路，接入贮箱，这段管路被称为“回流管”。预冷开始，推进剂从贮箱流入输送管路，经过泵前阀、泵腔，进入回流管，然后由回流管流经回流阀，回到贮箱。在该系统中没有外加驱动装置，流动仅由回流管与输送管内推进剂的密度差所驱动，所以称此为自然对流循环预冷。产生密度差的原因是由于推进剂的低温特性，环境空气形成一个相对的高温热源，推进剂进入管路后受热汽化，密度变小，从而产生回流。b)引射循环预冷是为了进一步提高自然循环预冷的可靠性，在回流管设置引射器，利用气体的引射作用，提高回流管的低温推进剂流速，增强回流管与输送管内推进剂的密度差，使循环更为有效地进行，属于主动预冷方式。地面状态低温动力系统引射循环预冷可以有效地减少推进剂预冷消耗量、简化地面排放处理难度和火箭射前操作程序；变过载飞行状态的引射循环预冷可以将节省的推进剂预冷消耗量转化为运载能力的提升，增强安全性，优化运载火箭总体性能。c)循环泵预冷是指在贮箱底部、回流路或者发动机入口管路上设置循环泵，通过外能源输入强迫系统内形成循环流动，属于主动预冷方式。循环泵后引出一个旁路，接到泵前阀与泵入口之间的输送管上，旁路上有一个循环旁通阀。泵后有一路与自然对流循环预冷结构近似的回流管和回流阀。预冷程序：电机驱动循环泵，给推进剂加压，使之通过循环旁通阀，输送管，泵，泄出阀，回流阀，流回到贮箱。当打开泵前阀时，循环泵停止工作，关闭回流阀时，回流结束，预冷完成。d)针对双机并联的氢/氧推进剂火箭发动机，普遍采用非对称回流的循环预冷方案，即双机的预冷入流管独立、预冷回流管汇总，既可降低动力系统结构重量，又可简化箭上接口及箭地接口，进而提高火箭发射的安全性和可靠性。


技术实现要素：

8.本实用新型解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于非对称回流的双机循环预冷系统，放宽了低温动力系统的发射限制条件，简化了火箭射前发射流程、箭上接口和箭地接口，节约了低温推进剂，减轻了动力系统结构重量，及相应地面系统的负荷，进而提高火箭发射的安全性和可靠性。
9.本实用新型的技术方案是：一种基于非对称回流的双机循环预冷系统，包括低温推进剂贮箱、主输送管、预冷旁通输送管、预冷循环泵、循环泵地面变频电源、发动机泵前阀、预冷旁通阀、涡轮泵、预冷泄出阀、轴承冷泄阀、预冷回流管、预冷回流阀、预冷回流消能器、预冷排放管。基于非对称回流的双机循环预冷流程包括自然循环预冷和强迫循环预冷两种工况。贮箱内的低温推进剂作为整个预冷系统的冷源，自然循环预冷是指低温推进剂通过每台分机的主输送管、预冷旁通输送管、预冷循环泵、发动机泵前阀、预冷旁通阀，进入每台分机的涡轮泵、预冷泄出阀、轴承冷泄阀，双机汇总到达预冷回流管、预冷回流阀、预冷回流消能器，回到贮箱；预冷旁通输送管、预冷循环泵、预冷旁通阀构成预冷旁通路，强迫循环预冷是指贮箱内的低温推进剂仅通过每台分机的预冷旁通路，进入每台分机的涡轮泵、预冷泄出阀、轴承冷泄阀，双机汇总到达预冷回流管、预冷回流阀、预冷回流消能器，回到贮箱，此时预冷循环泵的驱动能源为一个循环泵地面变频电源。预冷回流阀为两位三通气动阀，打开状态连通贮箱，关闭状态连通预冷排放管，可在取消发射情况下将低温推进剂排入地面推进剂排放系统。
10.所述的预冷循环泵，可通过调节循环泵地面变频电源的供电频率以控制循环泵转速，从而调节循环泵工作点。
11.所述的预冷回流消能器采用周向开孔、端头封闭的结构，以降低推进剂进入贮箱的速度。
12.本实用新型与现有技术相比的优点在于：
13.(1)现有技术通常采用浸泡预冷和排放预冷，本实用新型采用循环预冷技术，节约低温推进剂约为1000kg
‑
1500kg，简化了火箭射前发射流程，因射前故障导致的推迟发射时间可提高约2h以上；
14.(2)本实用新型充分利用非对称回流的方式，即双机的预冷入流管独立、预冷回流管汇总，既可使低温动力系统结构减重约为100kg
‑
200kg，又可简化回流、排放等箭上接口及箭地接口，减轻相应地面加注、排泄系统的负荷，进而提高火箭发射的安全性和可靠性。
附图说明
15.图1为浸泡预冷系统原理图。
16.图2为排放预冷系统原理图，图2(a)为增压排放预冷，图2(b)为自流排放预冷。
17.图3为循环预冷系统原理图，图3(a)为自然循环预冷，图3(b)为循环泵预冷，图3(c)为引射循环预冷。
18.图4为基于非对称回流的双机循环预冷系统。
具体实施方式
19.如图4所示，本实用新型一种基于非对称回流的双机循环预冷系统，包括低温推进剂贮箱(1)、主输送管(2)、预冷旁通输送管(3)、预冷循环泵(4)、循环泵地面变频电源(5)、发动机泵前阀(6)、预冷旁通阀(7)、涡轮泵(8)、预冷泄出阀(9)、轴承冷泄阀(10)、预冷回流管(11)、预冷回流阀(12)、预冷回流消能器(13)、预冷排放管(14)；
20.贮箱(1)内的低温推进剂作为整个预冷系统的冷源，通过每台分机的主输送管(2)、预冷旁通输送管(3)、预冷循环泵(4)、发动机泵前阀(6)、预冷旁通阀(7)，进入每台分机的涡轮泵(8)、预冷泄出阀(9)、轴承冷泄阀(10)，双机汇总到达预冷回流管(11)、预冷回流阀(12)、预冷回流消能器(13)，回到贮箱(1)；预冷旁通输送管(3)、预冷循环泵(4)、预冷旁通阀(7)构成预冷旁通路；
21.所述预冷循环泵(4)的驱动能源为循环泵地面变频电源(5)；经过预冷回流管(11)、预冷回流阀(12)后的推进剂，除回到贮箱(1)的分支外，还具有通过预冷排放管(14)排入地面推进剂排放系统的分支。
22.所述贮箱(1)内的低温推进剂也可仅通过每台分机的预冷旁通路，进入每台分机的涡轮泵(8)、预冷泄出阀(9)、轴承冷泄阀(10)，双机汇总到达预冷回流管(11)、预冷回流阀(12)、预冷回流消能器(13)，回到贮箱(1)。
23.所述系统通过调节循环泵地面变频电源(5)的供电频率以控制循环泵(4)转速，从而调节循环泵工作点。
24.所述的预冷回流消能器(13)采用周向开孔、端头封闭的结构，以降低推进剂进入贮箱(1)的速度。
25.所述的预冷回流阀(12)采用两位三通阀，在控制气作用时推进剂回到贮箱(1)，在无控制气作用时推进剂通过预冷排放管(14)排入地面推进剂排放系统，满足取消发射情况
下推进剂泄出的需要。
26.下面对本实用新型进行详细阐述：
27.1.发动机预冷系统方案的选择原则及考虑因素
28.发动机预冷系统方案的选择原则包括：
29.a)应充分考虑预冷方案的安全性和可靠性；
30.b)在满足发动机预冷要求基础上，简化射前操作；
31.c)在满足发动机预冷要求基础上，简化箭上及箭地接口关系；
32.d)需要满足目前业已制定的动力系统设计准则，如液氢加注后发射场无人值守准则、火箭推迟发射原则等。
33.从现有国内外火箭的发射情况来看，低温发动机的预冷方式很大程度上决定了一枚火箭射前操作程序的复杂性。分析认为，要制定好的预冷方案需结合如下一些因素综合考虑，包括：发动机预冷好条件；对射前流程的影响和适应性；对推迟发射的影响和适应性；对箭上接口及箭地关系的影响和适应性；发动机任务剖面特性；火箭运载能力要求等。
34.(1)发动机预冷好条件
35.发动机预冷好条件是决定预冷方式的最重要的决定性因素，它不仅决定了预冷方案的选择，也直接决定了相应的地面操作复杂程度。
36.从目前常用的三种预冷方式来说，如果浸泡预冷即能满足发动机预冷要求，那么无论是从哪个方面来讲都可以得到简化；反之如果不能满足，则需要在排放和循环之间按既定的原则进行选择和权衡。
37.(2)对射前流程的影响和适应性
38.不同的预冷方案，其射前操作流程也不尽相同。一般来讲，采用大流量排放预冷较为复杂，其余依次为小流量排放、循环预冷和浸泡预冷。然而，由于小流量排放、自然循环预冷和浸泡预冷属于被动预冷，因此其预冷效果受外界因素的影响较大，很难直接保证，而大流量排放预冷和强迫循环预冷为主动预冷，因此只需通过调整相应参数，能够直接保证预冷要求，但大流量排放预冷不仅和箭上系统特性相关，而且和地面系统联系紧密，而强迫循环预冷则主要和箭上系统相关，因此强迫循环预冷具有更好的适应性。
39.(3)对推迟发射的影响和适应性
40.推迟发射描述的是火箭应对发射中出现故障后的适应能力，是决定预冷方式的重要因素之一。不同预冷方式对推迟发射的影响集中体现在火箭允许供推迟发射消耗的推进剂量上。从一般意义上来讲，在满足发动机预冷要求的基础上，浸泡预冷具有最好推迟发射适应性，其次为循环预冷、小流量排放预冷，大流量排放预冷最差。
41.(4)对箭上接口及箭地关系的影响和适应性
42.发动机预冷方式既影响到箭地设备的复杂性，同时也受箭地设备状况的影响。譬如在考虑氢排放预冷时就需要充分考虑地面燃烧池的建设规模，以及如果将液氧直接排放入导流槽时，对导流槽建设的要求等。发动机预冷方案需考虑箭上产品及接口的简化，箭上产品及接口状态也影响发动机预冷效果，例如回流管管径大小和出口位置对预冷效果影响很大，而基于非对称回流(排放)的双机预冷方案是普遍采用的一种简化方法。
43.(5)发动机任务剖面特性
44.预冷方案的选择往往和发动机承担的具体任务是紧密相关的，即便是相同的发动
机用在不同的任务下，其预冷方式也不尽相同。譬如地面起动发动机和天上工作发动机，以及适应不同发射和型号特点而均需考虑不同的预冷方案。
45.(6)火箭运载能力要求
46.预冷系统结构重量及预冷程序中对推进剂的消耗量，应满足运载火箭运载能力要求。
47.2.基于非对称回流的双机循环预冷系统设计
48.基于非对称回流的双机循环预冷系统设计过程包括：
49.a)方案论证：应采用已有的成熟技术；论证为满足低温发动机预冷技术要求而采用的新技术及技术难点，论证采用新技术及解决技术难点的方案；确定关键技术项目，确定关键技术指标及实施方案。
50.b)技术攻关：根据关键技术指标及实施方案进行系统设计；对关键技术的系统设计指标进行改进，满足关键技术要求；原理样机的技术指标要高于正式产品的技术要求指标。
51.c)方案选择与设计：根据设计依据，结合以往成熟技术及关键技术攻关所取得的技术成果，确定预冷系统技术方案；根据箭体结构及发动机系统的实际情况，制定预冷系统原理图；结合设计方法，初步提出预冷系统的设计要求。
52.d)试验验证：根据预冷系统设计方案，进行地面试验策划，形成试验大纲，提出试验任务书；根据试验结果对预冷系统设计指标进行调整或改进，确定对分系统的设计要求。
53.基于非对称回流的双机循环预冷流量的最小值按下式估算：
[0054][0055]
式中，为发动机预冷系统的漏热率，t
c
、t
r
为发动机预冷系统的出口、入口温度，c
p
为低温推进剂平均定压比热。
[0056]
预冷系统漏热率是发动机漏热率和低温推进剂管路漏热率之和。发动机漏热率可按下式计算：
[0057][0058]
式中：
[0059]
——发动机漏热率，单位为焦耳每秒(j/s)；
[0060]
h——自然对流换热系数，单位为焦耳每开尔文每平方米每秒(j/k/m2/s)；
[0061]
a——发动机的外表面面积，单位为平方米(m2)；
[0062]
t2——自然环境温度，单位为开尔文(k)；
[0063]
t1——发动机单位要求的发动机泵壳温度，单位为开尔文(k)。
[0064]
低温推进剂管路漏热率与冷却通路的几何尺寸、绝热层厚度及绝热材料绝热性能等因素有关，可按下式计算：
[0065][0066]
式中：
[0067]
——低温推进剂管路漏热率，单位为焦耳每秒(j/s)；
[0068]
λ——绝热材料的导热系数，单位为焦耳每开尔文每米每秒(j/k
·
m
·
s)；
[0069]
s——管路表面积，单位为平方米(m2)；
[0070]
δ——管路绝热厚度，单位为米(m)；
[0071]
δt——管路壁温与环境温度之差，单位为开尔文(k)。
[0072]
3.基于非对称回流的双机循环预冷试验验证
[0073]
基于非对称回流的双机循环预冷试验需达到如下试验目的：
[0074]
a)研究不同预冷方案的特性，验证理论设计计算的正确性，确定最优预冷系统方案；
[0075]
b)为低温火箭发动机预冷系统组成、参数设计、预冷好条件、系统工作程序及使用维护方案的确定提供试验依据；
[0076]
c)确定试验系统低温推进剂的预冷消耗量，及气体消耗量(氮气、氦气等)，为确定火箭发射阶段的低温推进剂及气体消耗量提供试验依据；
[0077]
d)研究过冷推进剂加注、贮箱增压、发动机吹除等流程对低温发动机预冷的影响，对低温推进剂输送管的涌泉抑制，贮箱温度场受预冷影响，发动机适应推迟发射能力等进行考核验证，为最终确定从低温推进剂加注开始，直至发动机点火过程的火箭射前预冷程序提供试验依据。
[0078]
以上所述的实施例只是本实用新型较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本实用新型技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本实用新型的保护范围内。