巡航導彈進氣道引氣增壓方案的可行性仿真分析

劉建設，常志鵬，王宗偉，任志彬，崔鵬飛

0 引 言

推進系統是影響火箭性能、安全和可靠性的一個重要分系統。從國內外飛行失敗的案例分析來看，由于發動機及增壓輸送系統故障造成飛行失敗的比例高達 50%[1]。推進劑增壓輸送系統中，需要各種類型的電氣、液壓、機械的閥門與附件，以及不同規格的導管，這些組合件/單機是決定系統性能、安全和可靠性的關鍵因素。

增壓系統的設計, 要針對具體的使用對象，選定合理的增壓系統方案, 以達到用最小的結構空間，容納最輕的結構質量，通過簡單的維護操作，來可靠穩定地提供貯箱氣枕壓力。

目前，巡航導彈增壓系統通常采用氣瓶貯氣增壓系統，從高壓氣瓶到貯箱增壓容腔的氣路之間一般由電爆閥、一級減壓器、二級減壓器3個組合件和相應的管路組成。然而，由于各單機的故障模式都屬于單點失效模式，致使系統可靠性較低；同時，因單機數量較多，系統占用空間較大，系統質量較重。為解決傳統增壓方案所存在的缺點，本文研究了一種從進氣道內引氣作為貯箱氣枕增壓的氣源，用單向閥代替電爆閥、一級減壓器、二級減壓器的引氣增壓系統。引氣增壓系統常用于民用飛機液壓油箱[2,3]。

1 技術指標

某巡航導彈增壓輸送系統采用高壓氣體擠壓式方案，結合彈道剖面，綜合考慮發動機燃油泵入口所需的最低壓力要求及貯箱殼體的承壓能力，貯箱氣枕壓力需控制在0.15 ～0.38 MPa（絕壓）之間，氣瓶貯氣壓力為23 MPa。

巡航類導彈增壓系統方案需求的特點：增壓氣體總輸送量大、流量小、工作時間長。

2 氣瓶貯氣增壓方案

傳統方案采用氣瓶貯氣增壓方案，以高壓氣瓶后的電爆閥啟動為起始，高壓氮氣迅速充填電爆閥后管路，通過一級減壓器后壓力降低，而后二級減壓器將來流壓力進一步降低并穩定在一定值，確保系統壓力需求。當貯箱氣枕壓力超過設定值，安全閥將自動打開，直至貯箱氣枕壓力低于安全閥回座壓力時關閉并停止排氣。

傳統方案系統原理如圖1所示。

傳統方案增壓系統較為復雜，系統單機種類及數量多，存在如下缺點：

a）各單機的故障模式都屬于單點失效模式，系統可靠性較低；

b）在總體分配的有限結構空間內，單機及管路敷設所需要的裝配空間大，總裝困難；

c）單機種類數量多，同時相應管路連接件增加，系統質量較重；

d）一級減壓器、二級減壓器研制、生產及測試周期較長；

e）電爆閥含有火工品，總裝總測需按照火工品的相關要求執行，使用維護性較差。

3 進氣道引氣增壓方案

由于液體沖壓發動機為吸氣式，因此可以從進氣道內引氣作為貯箱氣枕增壓的氣源，通過貯箱增壓口之前的單向閥自動啟閉控制進氣道內增壓氣體的充填，從而將貯箱氣枕壓力控制在合理的范圍內。進氣道內壓力和貯箱氣枕內壓力滿足一定的壓差時，單向閥打開，進氣道內氣體開始充填貯箱氣枕直至單向閥關閉；當氣枕壓力接近貯箱氣枕壓力上限時，安全閥打開排氣，貯箱氣枕壓力停止升高（當貯箱氣枕壓力降低到安全閥回座壓力時，安全閥停止排氣，貯箱氣枕壓力繼續增壓）；隨著輸流的進行，氣枕壓力逐漸降低，當進氣道內壓力和貯箱氣枕內壓力滿足單向閥開啟的壓差時，單向閥再次開啟，進氣道內增壓氣體持續充填；如此反復進行，直至輸流結束。

新方案增壓輸送系統原理如圖2所示。

圖2 新方案系統原理示意Fig.2 Schematic Diagram of New System

4 方案對比分析

與傳統氣瓶貯氣增壓方案相比，進氣道引氣增壓方案充分利用巡航導彈飛行時進氣道內壓強較高的優勢，使系統可以免去氣瓶、電爆閥、一級減壓器、二級減壓器、充氣閥等單機，使系統大為簡化，質量更輕，也減少了地面設備，降低了導彈和武器系統成本。兩種方案對比如表1所示。

表1 兩種方案優缺點對比Tab.1 Advantages and Disadvantages of Two Systems

5 進氣道引氣增壓方案仿真分析

以某巡航類導彈為對象，基于AMESim仿真平臺對增壓輸送系統進行仿真分析[4～6]。運用 AMESim 軟件提供的氣動元件設計庫和其他子模型庫，構建了進氣道、單向閥的仿真模型；在 AMESet平臺下基于貯箱工作原理，利用質量守恒和能量守恒的思想開發出了貯箱子模型[7,8]。AMESim仿真模型如圖3所示。

圖3 AMESim仿真模型Fig.3 AMESim Simulation Model

AMESim仿真參數設置如表2所示。

表2 AMESim仿真參數設置Tab.2 Parameters of AMESim Simulation Model

引氣增壓方案關鍵技術點在于控制貯箱內氣枕壓力。進氣道內取氣管口壓力與貯箱氣枕壓力仿真結果如圖4所示。

圖4 進氣道內取氣管口壓力與貯箱氣枕壓力仿真結果Fig.4 Pressure of Inlet Duct Air-entraining Position and Tank Gas Chamber

由圖 4可以看出，飛行初期，進氣道內取氣管口壓力不斷升高；達到單向閥開啟壓力時，單向閥開啟，進氣道內氣體開始充填貯箱氣枕；進氣道內壓力持續升高，達到峰值之后隨時間劇烈下降；取氣口壓力持續降低，到取氣管口壓力高于貯箱氣枕壓力的差值小于0.01 MPa時，單向閥關閉，貯箱內不再補氣；隨著燃油消耗，貯箱氣枕壓力不斷下降；飛行剖面結束時，輸流結束，此時氣枕壓力約0.164 MPa（絕壓）。貯箱燃油流量仿真結果如圖5所示，增壓氣路質量流量仿真結果如圖6所示。從增壓輸送系統工作全程的分析來看，該方案能夠將貯箱氣枕壓力控制在系統要求的范圍內。

圖5 貯箱燃油流量仿真結果Fig.5 Flow Rate of Tank Fuel

圖6 增壓氣路質量流量仿真結果Fig.6 Mass Flow Rate of Pressurization Gas

6 結 論

針對巡航導彈增壓系統需求，本文研究了一種進氣道引氣增壓方案，進行了方案對比及仿真分析。與傳統方案相比，進氣道引氣增壓方案具有顯著優勢：系統組成簡單，單機及管路連接件的種類/數量少，質量更輕，占用空間更小；單點故障模式處數量大大減少，可靠性更高；研制周期短、成本低；使用維護性好。該方案也存在一些局限性，首先進氣道壓力大小有限，難以滿足較大的貯箱氣枕壓力需求；其次需考慮進氣道的壓力變化及波動，按飛行剖面的壓力流量需求進行設計，如取氣管口的位置確定及取氣管徑的選擇等；另外進氣道引氣的溫度較高也是需要解決的問題。

分析結果表明，用進氣道引氣增壓方案替代傳統的氣瓶貯氣增壓方案具有一定的可行性。根據型號任務飛行剖面，結合進氣道引氣增壓方案的特點進行適應性設計，發揮其優點，解決存在的問題，進氣道引氣增壓方案就具有一定的應用價值。

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