大推力液氧煤油補燃發動機分級起動技術

張曉光，高玉閃，馬冬英，蒲星星，陳 暉

（西安航天動力研究所，西安，710100）

0 引 言

作為中大型或重型運載火箭基礎級動力的大推力液體火箭發動機（如分別用于Proton、Zenit、Atlas V、N1火箭和航天飛機的RD-253、RD-171M、RD-180、NK-33、SSME發動機[1～5]）一般采用分級起動，即在起動過程中經過一個中間級（初級工況），平穩而緩和地過渡至額定推力工況。這樣的起動方式，減緩了發動機流量、功率、轉速、壓力、溫度的增長速率，有助于改善起動品質；更為重要的是，便于火箭在起飛前實施有效的健康監控，從而提高發射可靠性[6]。

大推力液氧煤油補燃發動機用于重型運載火箭芯一級和助推級[7]，在中國首次采用分級起動。面臨的技術難點包括：起動時系統及組件處于遠偏離設計點的極限工況，過渡過程特性及相互影響作用機理復雜，導致起動特性預示和控制難度大；為保證調節元件可靠轉級和多臺發動機較好的起動同步性，要求調節控制系統可靠性高、控制精度高；起動過程為故障易發階段，且具有故障發展迅速、故障特征參數辨識困難等特點，使健康監控面臨很大挑戰。

本文介紹了大推力液氧煤油補燃發動機分級起動方案，重點針對起動特性預示和控制、起動轉級機電伺服控制、多參數融合健康監控等關鍵技術進行了論述，并介紹了熱試考核驗證情況。

1 分級起動方案

圖1為大推力液氧煤油補燃發動機氣液系統圖。系統有如下特點：

a）單渦輪泵供應雙推力室；

b）推力室和燃氣發生器均采用化學點火；

c）推進劑截止閥為氣動閥，起動時通控制氣打開，初級工況前撤氣，可在介質壓力作用下維持打開狀態，提高了發動機工作可靠性；

d）設置推力調節器和混合比調節器兩個調節元件，由機電伺服作動器驅動，分別實現發動機推力和混合比調節控制；

e）氧化劑預壓渦輪引流渦輪出口燃氣驅動；

f）設置起動箱，用于起動時擠破點火導管膜片，將封裝于其中的點火劑供入燃氣發生器和推力室進行點火。

圖1 發動機氣液系統示意Fig.1 Schematic Flow Diagram of Engine

根據火箭對發動機起動加速性、同步性、初級工況、寬邊界條件裕度和高起動品質的要求，結合起動過程仿真及相關組件、分系統動態特性試驗，制定了發動機分級起動方案：

a）初級工況：為發動機可穩定工作的工況，同時推力應低于起飛重量，初步選擇為發動機額定推力的60%～65%，停留時間滿足火箭健康監控需求。

b）起動初始能量：燃料系統由高壓氦氣擠壓的起動箱提供，氧化劑系統由氧化劑貯箱壓力提供。

c）起動過程：通過推力調節器、混合比調節器及推進劑截止閥，對燃氣發生器、推力室推進劑供應時序和流量進行匹配控制，保證燃氣發生器和推力室能量、渦輪可用功率和泵負載功率平穩協調變化，使發動機經點火、轉級、初級和主級工況完成起動，見圖2。

d）健康監控：發動機起動準備階段和起動過程進行故障檢測，若異常，則中止發射程序或實施緊急關機，保護火箭和發射臺。

圖2 發動機分級起動過程Fig.2 Staged Startuр Process of Engine

2 起動特性預示和控制技術研究

發動機起動特性控制目標和措施：

a）起動過渡過程特性滿足火箭要求。

優化起動時序和調節控制方案，改善起動加速性和同步性，拓寬起動邊界條件。控制和調整雙推力室推進劑供應路充填特性和流量特性偏差，保證雙推力室推力同步性。

b）富氧燃氣系統溫度滿足材料安全性要求。

優化熱力組件點火時序和工況、調節元件調節速率和參數，燃氣系統采用抗燒蝕涂層。

c）減輕氧化劑泵汽蝕深度，縮短汽蝕時間。

推力室盡早點火，及早起旋氧化劑預壓泵，使之進入揚程工況。減緩推力調節器轉級速率，減小推進劑供應慣性流阻。優化氧化劑泵抗汽蝕性能。

d）渦輪可用功率和泵負載功率協調匹配。

優化起動時序、參數和調節元件工作模式，控制渦輪剩余功率，避免其過高導致渦輪泵超速或不足導致起動失敗[8]。

f）避免或抑制起動過程沖擊振蕩。

改善燃燒組件低工況燃燒特性、調節元件動態特性等。起動過程避開或快速通過工作不穩定區。

以上控制措施的制定和有效性評估有賴于起動特性仿真預示的支持，預示準確性的提升則需從數學模型抽象和特性參數辨識兩個方面進行。圖3為起動過程渦輪泵轉速和燃氣發生器溫度的仿真曲線。

圖3 發動機起動特性仿真曲線Fig.3 Simulated Curves of Engine Startuр Characteristics

3 起動轉級機電伺服控制技術研究

針對發動機分級起動時序和工況高可靠、高精度調節控制需求，大推力液氧煤油補燃發動機在中國首次采用機電伺服控制技術，由伺服控制器“位置-速度-電流”三閉環級聯控制，實現調節元件位置的精確控制。相比前蘇聯/俄羅斯RD-170/180/191發動機所用電液伺服方案，采用機電伺服控制大幅簡化了發動機氣液系統，提升了發動機調節控制性能和可靠性[9]。

圖4為調節元件機電伺服系統，其特點包括：

a）采用“數字控制三余度、功率驅動雙余度”架構，具備“控制兩度故障工作、驅動一度故障工作”能力。

b）故障保護遵循系統功能失效安全原則，保證發生故障時發動機狀態向安全方向移動。

c）為實現快響應調節，并盡量減小超調，采用分段PID控制。位置誤差較大時，高轉速跟蹤指令位置，減小響應時間；當接近指令位置時，轉速逐步下降，避免超調。

圖4 調節元件機電伺服系統Fig.4 Regulator Electromechanical Control System

通過穩動態特性仿真、負載模擬試驗、調節元件冷調試驗和環境試驗，對機電伺服系統的穩動態性能、耐久性、可靠性和環境適應性進行了充分考核驗證，見圖5。

圖5 機電伺服系統試驗示意Fig.5 Electromechanical Control System Test

4 多參數融合健康監控技術研究

目前，液氧煤油補燃發動機地面試車已經應用了健康監控技術，但主要針對穩態工作階段[10,11]。鑒于大推力液氧煤油補燃發動機分級起動、提高火箭發射可靠性的應用需求，須發展針對起動過程故障防護的健康監控技術。

通過對現役同類型發動機歷史試車數據統計分析，特別是起動過程故障特征提取，結合大推力液氧煤油補燃發動機故障模式分析和模擬計算，制定了起動準備階段和起動過程健康監控初步方案，見表1、表2。

表1、表2中健康監控方案均采用基于緩變信號分析的故障檢測方法。后續還將發展基于速變信號（機械振動、壓力脈動、轉子位移、動應變）的故障檢測方法，以及信號分析、數學模型和人工智能融合的故障檢測方法。

表1 起動準備階段健康監控方案Tab.1 Health Monitor Scheme at Startuр Preрaration Stage

表2 起動過程健康監控方案Tab.2 Health Monitor Scheme at Startuр Stage

5 熱試驗證情況

目前，已成功進行了發動機半系統試車，見圖6。初步考核了分級起動方案，驗證了燃氣發生器點火、推力調節器轉級等方案，考核了起動過程燃氣發生器、渦輪泵、推力調節器等關鍵組件的性能及工作協調性。

圖6 發動機半系統試車Fig.6 Engine Half-system Test

試車表明，推力調節機電伺服系統控制半系統裝置按預設程序完成分級起動和主級工況維持。燃氣發生器點火柔和、壓力沖擊小（1.4～3.6 MPa），溫度峰處于安全范圍（試后燃氣系統組件無過熱燒蝕痕跡）。系統參數平穩協調，與仿真預示一致性較好。

6 結束語

經過前期研究攻關，初步突破了起動特性預示和控制、起動轉級機電伺服控制、多參數融合健康監控等關鍵技術，并通過發動機半系統試車考核，初步驗證了發動機分級起動方案，為大推力液氧煤油補燃發動機工程研制奠定了堅實基礎。