新一代液體運載火箭耗盡關機優(yōu)化設置研究

黃 帥，丁一凡，林連鑌，焦 震，趙林虎

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海，201109）

0 引 言

近年來，運載火箭發(fā)射任務大幅增加，經(jīng)統(tǒng)計，運載火箭發(fā)射失敗有近40%由動力系統(tǒng)故障造成。因此，提高發(fā)動機工作可靠性至關重要。本文對涉及發(fā)動機關機可靠性的耗盡關機設置開展研究。

目前，現(xiàn)役及新一代火箭的助推級或一級關機方式為特質(zhì)量關機（射程關機）、耗盡關機、定時關機，其中耗盡關機是作為發(fā)動機關機控制的備保措施。從近年來運載火箭發(fā)射情況可以看到，部分火箭一子級以耗盡關機方式實現(xiàn)了火箭發(fā)動機可靠關機。在火箭箭體結(jié)構(gòu)重量、推進劑加注量、發(fā)動機性能存在一定偏差的情況下，火箭有一定概率還未達到特征量關機條件，便觸發(fā)耗盡關機。耗盡關機能確保發(fā)動機不會在無推進劑工況下工作，保證了火箭及載荷的安全。使用耗盡關機方式，可充分利用貯箱內(nèi)推進劑，減少貯箱內(nèi)剩余推進劑，有利于提高火箭的運載能力。

耗盡關機在現(xiàn)役型號和新一代運載火箭上均得到廣泛應用。

1 耗盡關機傳感器設置目的和原則

1.1 耗盡關機傳感器設置的目的

a）啟動工作級發(fā)動機的關機程序。

運載火箭助推級或一子級到達特征量關機前，設置耗盡關機可避免發(fā)動機在推進劑夾氣或無推進劑的工況下工作[1]。

b）啟動上一子級發(fā)動機的啟動程序。

在工作級達到關機條件時，給上一子級信號，按照飛行程序開啟上一子級發(fā)動機的啟動程序[1]。

1.2 耗盡關機傳感器設置原則

根據(jù)耗關傳感器設置目的，結(jié)合耗關傳感器特點，確定耗關傳感器設置原則：

a）確保耗關傳感器不誤發(fā)、不漏發(fā)耗關指令，在一度故障時可正確發(fā)出耗關信號；

b）確保推進劑在晃動過程中耗關信號準確發(fā)出；

c）盡量消耗火箭推進劑，提高運載能力。

2 耗盡關機傳感器工作原理

目前運載火箭耗關傳感器主要有紅外光電傳感器和電容傳感器[2]?，F(xiàn)役火箭主要采用紅外光電傳感器，工作原理是基于紅外光電效應，紅外光照射在某物質(zhì)上時，物質(zhì)的電子吸收光子的能量而發(fā)生了相應的電效應現(xiàn)象。新一代火箭因為低溫推進劑的特殊要求，主要采用電容傳感器，由于不同介質(zhì)的介電常數(shù)各不相同，通過改變介質(zhì)的介電常數(shù)實現(xiàn)對被測量的檢測，并通過電容式傳感器電容量的變化反映出來[3]。

耗盡關機系統(tǒng)以光電或電容敏感元件作為傳感器，裝在貯箱后底內(nèi)。當推進劑液位降低至傳感器敏感部位時，傳感器及時發(fā)出信息，該信息經(jīng)變換器變成發(fā)動機關機指令送入關機電路，啟動一子級發(fā)動機的關機時序和二子級發(fā)動機的啟動程序。

3 耗盡關機傳感器設置

當氧化劑或燃料消耗到箱內(nèi)預定液位時，耗關傳感器向箭上計算機發(fā)出關機信號，經(jīng)一定時間的延時后，實現(xiàn)發(fā)動機正式關機，傳感器發(fā)出信號同時，向遙測系統(tǒng)輸出相應的信號作為監(jiān)視和結(jié)果分析。

3.1 新一代火箭耗盡關機傳感器設置

助推或芯一級關機按耗盡關機進行設計。在每個助推器的氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱內(nèi)各裝4個耗盡液位傳感器，通過變換器實現(xiàn)并串聯(lián)，見圖1。氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱信號并聯(lián)（并聯(lián)由控制系統(tǒng)實現(xiàn)），見圖2，為確保傳感器的可靠性，傳感器信號采用雙點雙線引出方式。氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱內(nèi)耗關傳感器設置相同，僅傳感器安裝高度不同，變換器內(nèi)介電常數(shù)不同。0.1 MPa壓力下，煤油介電常數(shù)為2.2，液氧介電常數(shù)為1.485，液氫介電常數(shù)為1.22。由于耗關傳感器的感應介質(zhì)為氣體和液體，當液面發(fā)生變化時，電容量就會改變，因此電容傳感器測量準確性非常高[4]。

圖1 耗關傳感器安裝示意Fig.1 The Installation Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor

圖2 耗關傳感器連接方式示意Fig.2 The Connection Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor

液位傳感器布局方式采用“-”型布局方式，如圖3所示。為減少傳感器種類，提高系列化火箭的三化程度，考慮兩個模塊貯箱的耗盡液位傳感器選用同一選型，實現(xiàn)對模塊的通用化，需要傳感器設計人員與貯箱結(jié)構(gòu)設計人員協(xié)調(diào)，通過調(diào)整傳感器在箱底的安裝位置，以相同的傳感器尺寸滿足液體火箭貯箱內(nèi)推進劑的液位測量要求，實現(xiàn)對傳感器尺寸的統(tǒng)一。

圖3 貯箱內(nèi)耗盡液位傳感器“-”型布局方式示意Fig.3 The Connection Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor in the Rocket Tank

3.2 現(xiàn)役火箭耗盡關機傳感器設置

現(xiàn)役型號火箭耗關傳感器是以安裝于同一液面高度的3個紅外光電液位探頭為液位測量器件，并帶動各自的繼電器，通過繼電器觸點組成的三取二冗余表決系統(tǒng)向控制系統(tǒng)和遙測系統(tǒng)發(fā)出耗關信號。若3個回路中有1個測量器件失效，不影響傳感器正常工作，2個或2個以上不能正常工作，整機就會失效，耗關信號無法正常發(fā)出。

整機共有3個獨立測量回路，每個測量回路分別由電源、探頭、繼電器等組成，當貯箱液位耗盡至預定高度時，探頭輸出由5 V變?yōu)? V，繼電器吸合，并通過觸點組成的三取二表決電路向控制系統(tǒng)和遙測系統(tǒng)發(fā)出關機信號。

圖4 現(xiàn)役火箭耗盡關機傳感器功能框圖Fig.4 The Functional Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor for Active Carrier Rocket

4 耗盡關機傳感器安裝高度計算方法

耗關傳感器設置應滿足以下條件：

式中Vhg為貯箱內(nèi)耗關液位容積；Vssg為輸送管路容積；qmi實際為發(fā)動機秒耗量；mgj為關機過程消耗量；mbky為液體不可用量；ρ為推進劑密度；T為耗關信號發(fā)出給箭載計算機后延遲T秒，箭載計算機發(fā)送發(fā)動機關機信號，實現(xiàn)正式關機，火箭T值一般為1.1～3.7 s。實際計算時，“液體不可用量”包含：貯箱內(nèi)防漩防塌量、推進劑分層不可用量、推進劑輸送管路的量等。

由于發(fā)動機在飛行段處于非標準工況下工作，其發(fā)動機秒耗量要根據(jù)發(fā)動機小偏量方程考慮實際的秒耗量，同時需要考慮秒耗量的設計偏差（一般考慮發(fā)動機秒耗量的上偏差）。

式中sF，qmios，qmifs分別為發(fā)動機推力、氧化劑流量、燃料流量在標準條件下的值，若發(fā)動機開展了工藝驗收試車，可對應量值提供后總體可進行復核復算；To，Tf，po，pf分別為標準工況下氧化劑入口溫度、燃料入口溫度、氧化劑入口壓力、燃料入口壓力；ΔTio，ΔTif，Δpio，Δpif分別為實際工作條件下，氧化劑入口溫度、燃料入口溫度、氧化劑入口壓力、燃料入口壓力實測數(shù)值與設計標準條件數(shù)值的差值；nx為過載數(shù)值，單位為重力加速度g；a1～e1、a2～e2分別為氧、燃秒耗量計算系數(shù)，不同的發(fā)動機系數(shù)值不同。

在耗關液位容積的基礎上，結(jié)合貯箱后底的形狀，即可計算出耗關液位的高度。

5 耗盡關機液位設置改進建議

5.1 現(xiàn)有耗盡關機設置現(xiàn)狀分析

a）由于耗關傳感器安裝在貯箱后底上，后底由6片瓜瓣焊接而成，后底與貯箱筒段連接方式也為焊接，焊接會引起后底結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變，從而導致耗關液位容測值與理論值存在偏差，某型號64個貯箱耗關液位容積測量值較設計差值為-11～48 L，容測數(shù)據(jù)散差偏大。目前耗關傳感器高度的調(diào)節(jié)方式是增加墊片，只能向上調(diào)節(jié)且調(diào)節(jié)量有限（目前在設計偏差要求范圍內(nèi)不做調(diào)整，僅當容測值超差時，調(diào)整耗關傳感器支架高度）。同時在制導設計時一般按照耗關容積設計偏差的下限進行設計，與實際推進劑耗關容積存在一定偏差。

b）飛行過程中，貯箱內(nèi)推進劑一直在晃動，推進劑溫度分層量比理論計算?。ɡ碚撚嬎悴豢紤]推進劑晃動），導致理論計算推進劑分層不可用量偏大。

c）火箭在耗關信號發(fā)出后延遲時間T后關機，在延遲時間內(nèi)發(fā)動機秒耗量會在小偏量方程基礎上考慮設計偏差，故在實際應用中，該處理方法會導致延遲時間內(nèi)實際消耗量小于設計值，故存在一定的剩余量。

d）由于耗關傳感器安裝在箱底，若輸送管入口處出現(xiàn)推進劑空化現(xiàn)象，在耗關傳感器安裝位置處仍有推進劑，無法及時觸發(fā)耗關信號。

e）目前主流火箭推進劑均用到了輸送管入口處或以上，輸送管內(nèi)推進劑均為不可用量。小型或中型運載火箭輸送管容積較小，輸送管內(nèi)推進劑作為不可用量對運載能力影響不大，但大型運載火箭輸送管容積較大，若輸送管內(nèi)推進劑可用，可大幅提升火箭運載能力。某型號氧化劑輸送管容積約為700 L，對運載能力影響為638 kg。

5.2 優(yōu)化建議設置

根據(jù)運載火箭耗關液位傳感器設置方案，結(jié)合實際使用情況，提出優(yōu)化建議如下：

a）設計可上下調(diào)節(jié)的耗關傳感器安裝支架，在容積測量的基礎上，通過調(diào)節(jié)耗關傳感器的高度，來調(diào)節(jié)對應的容積，確保實際耗關液位容積逼近設計值，可盡量減少制導設計與實際推進劑耗關容積的偏差，減少實際的推進劑剩余量，提高火箭運載能力。

b）推進劑溫度分層需考慮飛行過程中推進劑的晃動，給出合理的分層不可用量。

c）在設計耗關延遲時間時，考慮傳感器可安裝空間，盡量降低傳感器的安裝高度，減少延遲時間，可減少推進劑的剩余量。

d）為避免輸送管入口處出現(xiàn)推進劑空化現(xiàn)象，建議將耗關傳感器布置在輸送管入口處?？稍谕七M劑空化一度故障下，確保發(fā)動機正常關機，保證火箭及載荷的安全性。

e）優(yōu)化箱底的推進劑防漩裝置，在確保進入發(fā)動機的推進劑不夾氣的基礎上，考慮利用輸送管內(nèi)30%～50%推進劑，即可延長耗關信號發(fā)出時間，從而提升火箭的運載能力。

6 結(jié)束語

結(jié)合運載火箭耗關液位傳感器工程實際應用情況，提出了耗關液位傳感器配置的優(yōu)化建議，提出了耗關傳感器安裝精度的控制方法、優(yōu)化推進劑分層不可用量、對于大型運載火箭建議考慮利用輸送管內(nèi)推進劑等建議，供新一代運載火箭后續(xù)耗關液位傳感器優(yōu)化配置及新一代火箭設計參考使用。