軌道轉移飛行器動力系統方案選擇分析

饒大林，琚春光，吳勝寶，高朝輝，申 麟

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軌道轉移飛行器動力系統方案選擇分析

饒大林，琚春光，吳勝寶，高朝輝，申 麟

（中國運載火箭技術研究院研究發展中心，北京，100076）

動力系統是軌道轉移飛行器的重要分系統之一，為飛行器提供速度增量，實現變軌、姿態控制等功能。為優化飛行器總體性能，首先對擠壓式和泵壓式動力系統進行比較分析；然后在總沖、尺寸等約束條件下，分別建立兩種系統貯箱、氣瓶、發動機等組件的質量預估模型；最后以某空間碎片主動清除飛行器為例，分析了兩種動力系統的總質量隨總沖的變化規律，為飛行器動力系統的方案選擇提供設計依據。

軌道轉移飛行器；動力系統；擠壓式系統；泵壓式系統

0 引 言

動力系統作為空間軌道轉移飛行器的重要分系統之一，占據了飛行器較大部分質量。因此，提高動力系統的性能，降低系統質量對于提高有效載荷質量，從而提高整個飛行任務的效費比具有重要意義[1]。

雖當前對反物質推進、核推進、微波推進、激光推進、繩系推進等多種新概念空間推進技術[2～4]開展深入研究，但目前基于化學能的液體推進仍是空間飛行器的主要動力方案。液體化學能推進系統按照推進劑供應方式可分為擠壓式系統和泵壓式系統[5]。兩種系統各有優缺點，使用范圍也不同，對于特定的空間任務，動力系統總體方案對空間飛行器總體方案和性能都具有重要影響[6]。動力系統選型需考慮的因素有技術成熟度、系統復雜度和性能等，本文主要從降低系統質量的角度出發，分析泵壓式和擠壓式系統的應用范圍。

1 擠壓式系統和泵壓式系統原理及特點

1.1 擠壓式系統和泵壓式系統原理

動力系統主要由主發動機、貯箱、氣瓶和管路閥門等組成，其工作原理如圖1所示。

a）擠壓式

b）泵壓式

續圖1

1.2 特點比較分析

表1對兩種系統進行了比較分析。

表1 空間飛行器擠壓式和泵壓式系統比較[7]

1.3 影響動力系統結構質量的因素

動力系統的結構質量主要受下列因素影響：

a）燃燒室壓力。由于泵壓式發動機的燃燒室壓力較高、混合比接近化學當量混合比，因此泵壓式發動機的結構質量、比沖均高于擠壓式發動機。

b）發動機入口壓力和箱壓。泵壓式發動機的入口壓力及箱壓均小于擠壓式發動機，因此在推進劑加注量較大時，泵壓式動力系統的貯箱質量、貯氣量和氣瓶結構質量均小于擠壓式。

c）推進劑加注量。在相同總沖要求下，泵壓式發動機比沖較高，推進劑加注量較小，貯箱和氣瓶尺寸較小；在相同加注量條件下，泵壓式系統的貯箱工作壓力較小，貯箱結構質量也較小。

2 動力系統方案選擇分析

2.1 簡化假設及輸入條件

為了便于分析比較，在方案選擇及初步設計時，根據下列簡化假設和輸入條件進行計算：

a）動力系統的結構質量主要考慮發動機、氣瓶和貯箱三大部件，管路閥門的質量通過系數簡化計算，此外機架也暫不考慮；

b）動力系統僅考慮軌控發動機的選擇；

c）動力系統質量模型按照理論分析得到；

d）暫不考慮動力系統熱控、飛行過載、推進劑管理等問題；

e）采用常溫氦氣增壓，貯箱和氣瓶的初始溫度均為293.15 K，氣瓶工作壓強均選擇35 MPa；

f）貯箱暫用十字交叉并聯布局方案，氧化劑貯箱和燃料貯箱各兩個，貯箱直徑不超過1.0 m，采用球形貯箱或柱形貯箱（封頭橢球比1.6）。氣瓶直徑不超過0.3 m，采用球形氣瓶或柱形氣瓶（封頭為半球形）。

2.2 動力系統質量模型

2.2.1 備選發動機

備選發動機包括1臺擠壓式發動機和1臺泵壓式發動機。其中發動機質量是影響系統總質量的重要因素之一，但發動機本身的設計計算不在本文研究范圍，其質量和比沖數據參考某型發動機型號。擠壓式發動機質量為15 kg，泵壓式發動機質量為45 kg。

2.2.2 貯箱設計

2.2.2.1 貯箱容積

計算貯箱容積的輸入條件包括：總沖、比沖、混合比、推進劑密度等。

總沖z根據空間任務情況確定，比沖v、混合比、推進劑密度o和f由所選定的發動機確定。設初始氣枕占貯箱容積的比例為c（初始氣墊體積為貯箱容積的3%～5%），貯箱排空率為d，則氧化劑和燃料貯箱的容積o，f可表示為

（2）

2.2.2.2 貯箱工作壓強

貯箱的工作壓強由增壓計算和強度設計計算得到，為簡化計算，本文僅根據增壓計算結果取值。增壓計算的目的是為了得到保證飛行器在飛行過程中發動機能正常工作所需的貯箱壓力。

對于擠壓式供應系統[5]有:

式中tk為貯箱壓強；c為燃燒室工作壓強；Δinj為噴注器壓降；Δl為管路和過濾器的壓降；Δv為各種閥門的壓降。

對于泵壓式系統[5]有：

2.2.2.3 貯箱結構及質量

求得貯箱的工作壓強和容積后，首先根據結構尺寸約束選定結構形狀，然后依據強度理論計算壁厚，再求得質量。

a）柱形貯箱。

柱形貯箱的圓筒段壁厚可用下式計算[8]：

式中tk為貯箱工作壓強；tk為圓筒段內徑；為焊縫系數；[]為在最高溫度下的材料許用壓強。對于材料強度極限的安全系數b取為1.8~3，對材料屈服極限的安全系數s取為1.3～1.5。當用強度極限安全系數進行強度計算時，應對材料的屈服進行校核。

橢球形封頭的壁厚可以按照下列公式計算[8]：

式中為橢球封頭的形狀系數，由下式確定：

（7）

在設計橢球封頭時，壁厚通常不小于箱體直徑的0.3%。

對于橢球封頭的貯箱，其容積、表面積和質量分別為

（9）

（10）

式中tk為貯箱結構材料的密度；為圓柱段的容積，；為表面積，（其中，為圓筒段長度）；為橢球封頭容積，；為表面積；。

b）球形貯箱。

對于球形容器，按照下式計算壁厚[8]：

式中b為最高環境溫度下的最高工作壓強，對于氣瓶通常取初始壓強，對于貯箱則取安全閥開啟壓強；b為容器內徑；[]為在最高溫度下的材料許用壓強。

氣瓶在最高環境溫度下的材料許用應力可用下式求得：

根據求得的氣瓶容積，可由下式計算球形氣瓶內徑：

氣瓶的結構質量為

（14）

式中為氣瓶結構系數，考慮到氣瓶厚度不均以及附件和固定件的影響，通常取1.2～1.5；b為氣瓶結構材料密度。

2.2.3 氣瓶設計

求得貯箱容積和初始氣墊體積后，即可求出氣瓶的貯氣量。為了簡化計算，做以下假設：增壓氣體為不加熱的常溫氣體、理想氣體、推進劑不蒸發、絕熱系統，增壓氣體與推進劑之間的熱交換暫不考慮。

計算氣瓶容積的輸入條件包括：增壓工質參數、貯箱工作壓強、貯箱初始溫度、貯箱初始和終了氣墊體積、氣瓶初始壓強、氣瓶初始溫度、氣瓶最低工作壓強等。

2.2.3.1 氣墊初始質量

初始氣墊質量由氣墊的初始狀態參數確定，即：

式中ui為氣墊初始質量；u為初始氣墊氣體的摩爾質量；ui，ui和ui分別為氣墊的初始壓力、體積和溫度；為摩爾氣體常數。

2.2.3.2 有效氣體質量

忽略推進劑的蒸發，可得工作終了時刻的有效氣體質量[7]：

式中ef為增壓氣體的摩爾質量；g為終了時刻氣墊總體積；tkf為工作終了時刻的貯箱氣墊氣體溫度。

2.2.3.3 終了時刻氣瓶和貯箱內的氣體溫度

假設氣瓶內氣體絕熱膨脹，并遵循氣體狀態方程，則氣瓶最終溫度和剩余氣體質量為[7]

（18）

若貯箱初始氣墊和增壓氣體是同種氣體，則貯箱最終的溫度為[7]

式中bi，bi和bi分別為氣瓶初始氣體質量、溫度和壓強；bf為氣瓶最終壓強；為增壓氣體的比熱容比。

2.2.3.4 氣瓶容積和殘存氣體質量

假定氣瓶內氣體按照絕熱過程膨脹，則氣瓶容積為[7]

式中b為氣瓶容積；r為工作終了時刻氣瓶出口到貯箱入口腔道中殘存的氣體質量，可忽略。

終了時刻氣瓶中殘存的氣體質量為[7]

實際上氣瓶內的氣體大多按多變過程膨脹，若有準確的實驗數據，可將上述各式中的絕熱指數用多變指數代替。

通過上述方法計算得到所需的增壓氣體質量和氣瓶體積后，即可進行氣瓶結構設計和質量估算，其計算方法與上述貯箱的計算方法相同。氣瓶材料通常可選擇鈦合金或復合材料。

2.2.4 動力系統總質量估算

主發動機、貯箱和氣瓶等占據了動力系統質量的絕大部分，而閥門管路的質量相對較小。采用下式估算主動力系統的干重：

式中p為主動力系統干重；e為主發動機質量；tk為貯箱質量；b為氣瓶質量；為系數，用于考慮管路閥門和其他附件的質量。

2.3 仿真結果分析

擠壓式系統的推進劑為四氧化二氮和一甲基肼，泵壓式系統的推進劑為四氧化二氮和偏二甲肼。擠壓式系統的貯箱采用等容設計；而泵壓式系統的貯箱根據實際混合比分別設計。貯箱材料選用LF6，氣瓶材料選用碳纖維復合材料（鋁合金內襯）。

動力系統干重、貯箱和氣瓶結構質量隨總沖的變化曲線如圖2所示。由圖2可知，貯箱質量對系統干重的影響較大，氣瓶質量影響較小。總沖z大于6.5×106N?s時擠壓式系統的干重和貯箱質量急劇增加，原因在于貯箱形狀的變化。當總沖I小于6.5×106N?s時，選擇球形貯箱即可滿足要求，當總沖較大時，則需要選擇采用橢球封頭的柱形貯箱。相同尺寸和材料工藝的貯箱，其壁厚和結構質量與工作壓強成正比。

濕重隨總沖的變化情況如圖3所示。對于貯箱直徑限制在1.0 m以下的系統，當總沖I<6.5×106N?s（推進劑加注量約980 kg）時，選擇擠壓式系統獲得的系統總質量較小，而當總沖大于該值時，泵壓式動力系統獲得的系統總質量較小。

圖2 動力系統干重、貯箱和氣瓶結構質量的變化曲線

當總沖I<6.5×106N?s（推進劑加注量約2 100 kg）時，兩種系統的總質量相差不大；而大于該值時，由于貯箱結構質量的顯著增加使擠壓式系統總質量急劇上升，明顯大于泵壓式系統。

由上述結果可知，從系統質量方面分析，泵壓式系統的優勢主要體現在總沖較大時。一方面由于泵壓式發動機比沖的優勢使得推進劑總質量減小的優勢更加顯著；另一方面貯箱尺寸小和工作壓強低使得結構質量小的優勢也體現了出來，尤其當推進劑加注量較大而必須采用柱形貯箱以后，采用泵壓式系統的貯箱工作壓強低而使其結構質量遠小于擠壓式系統的貯箱質量。

3 某空間飛行器動力系統分析

3.1 計算條件

該飛行器主要用于實現下列功能：a）待命期間為軌道維持提供動力；b）與目標交會對接時提供動力；c）抓捕目標后將目標拖拽至墳墓軌道提供動力。

飛行器包絡尺寸為Φ2.8×2.3 m，主動力系統的總沖量要求為9.66.5×106N?s，貯箱直徑不大于1.0 m，發動機啟動次數不小于3次。

3.2 結果分析

采用上述方法計算動力系統總質量及結果見表2。

表2 動力系統總體方案質量比較

由表2可知，由于泵壓式系統貯箱工作壓強比劑壓式系統的貯箱工作壓強低得多，因此泵壓式系統的貯箱質量比擠壓式系統的低約212.36 kg（58.5%），氣瓶質量低約35.44 kg（65.98%），增壓氣體少9.19 kg（69.57%）；又由于泵壓式系統發動機比沖（3 097 m/s）比擠壓式系統發動機（3 030 m/s）高，因此在滿足相同總沖的條件下，推進劑加注量少69.85 kg。泵壓式系統干重（257.03 kg）比擠壓式系統（518.39 kg）的輕261.36 kg（50.42%）。泵壓式系統總質量（3 426.17 kg）比擠壓式系統總質量（3 767.01 kg）少340.84 kg（約9.05%），因此對于上述飛行器，宜選用泵壓式系統。

4 結 論

傳統空間飛行器，例如衛星、飛船等，由于系統規模小和多次啟動技術不成熟等原因，常采用擠壓式系統，但隨著空間飛行器規模的增大，以及泵壓式系統多次啟動技術逐漸成熟，泵壓式動力系統的需求也逐漸增強。

本文基于兩款備選發動機，建立雙組元擠壓式系統和雙組元泵壓式系統的質量預估模型，分析了兩種系統的結構質量隨總沖的變化情況，對于貯箱直徑限制在1.0 m以下，氣瓶直徑限制在0.3 m以下的系統，得到如下結論：

a）貯箱結構質量對系統干重的影響最大，氣瓶的影響較小。

b）當總沖I<3.0×106N?s時，擠壓式系統的總質量小于泵壓式系統，反之則反。

c）當總沖I>6.5×106N?s時，貯箱形狀（由于直徑限制需要選用柱形貯箱）對動力系統質量的影響較大，泵壓式系統的總質量明顯小于擠壓式系統，建議選擇泵壓式系統；而當總沖I<6.5×106N?s時，考慮到系統復雜度等因素，建議選擇擠壓式系統（總沖I介于3.0×106～6.5×106N?s之間時，兩種系統質量相差不大，但擠壓式系統更簡單，且更易實現姿軌控系統一體化設計）。

d）根據某空間飛行器的約束條件，選擇泵壓式系統能使動力系統總質量減小約9.05%。

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[7] 朱寧昌. 液體火箭發動機設計(上)［M]. 北京: 宇航出版社, 1994．

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Propulsion System Selection and Analysis for Orbit-transfer Vehicle

Rao Da-lin, Ju Chun-guang, Wu Sheng-bao, Gao Zhao-hui, Shen Lin

(R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076)

Propulsion system is one of the most important systems of orbit-transfer vehicle, which provides the velocity increment for the functions of orbit transfer, attitude control and so on. To optimize the performance of the vehicle, pressure-fed propulsion system and pump-pressurized propulsion system were compared. Then the quality model of the two systems were established with the constraints of total impulse and size, considering the components of tanks, gas cylinders and engines mainly. At last, taking the active debris remove vehicle as the example, the variation current of the total impulses with total impulse for both propulsion systems was analyzed, supporting the selection and design of propulsion system.

Orbit-transfer vehicle; Propulsion system; Pressure-fed propulsion system; Pump-pressurized propulsion system

1004-7182(2016)02-0017-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160204

V475

A

2015-01-06；

2015-12-22

饒大林（1983-），男，工程師，主要從事航天運輸總體及動力技術研究