新一代液體運(yùn)載火箭耗盡關(guān)機(jī)優(yōu)化設(shè)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(lái)，運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)大幅增加，經(jīng)統(tǒng)計(jì)，運(yùn)載火箭發(fā)射失敗有近40%由動(dòng)力系統(tǒng)故障造成。因此，提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性至關(guān)重要。本文對(duì)涉及發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)可靠性的耗盡關(guān)機(jī)設(shè)置開(kāi)展研究。

目前，現(xiàn)役及新一代火箭的助推級(jí)或一級(jí)關(guān)機(jī)方式為特質(zhì)量關(guān)機(jī)（射程關(guān)機(jī)）、耗盡關(guān)機(jī)、定時(shí)關(guān)機(jī)，其中耗盡關(guān)機(jī)是作為發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)控制的備保措施。從近年來(lái)運(yùn)載火箭發(fā)射情況可以看到，部分火箭一子級(jí)以耗盡關(guān)機(jī)方式實(shí)現(xiàn)了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可靠關(guān)機(jī)。在火箭箭體結(jié)構(gòu)重量、推進(jìn)劑加注量、發(fā)動(dòng)機(jī)性能存在一定偏差的情況下，火箭有一定概率還未達(dá)到特征量關(guān)機(jī)條件，便觸發(fā)耗盡關(guān)機(jī)。耗盡關(guān)機(jī)能確保發(fā)動(dòng)機(jī)不會(huì)在無(wú)推進(jìn)劑工況下工作，保證了火箭及載荷的安全。使用耗盡關(guān)機(jī)方式，可充分利用貯箱內(nèi)推進(jìn)劑，減少貯箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑，有利于提高火箭的運(yùn)載能力。

耗盡關(guān)機(jī)在現(xiàn)役型號(hào)和新一代運(yùn)載火箭上均得到廣泛應(yīng)用。

1 耗盡關(guān)機(jī)傳感器設(shè)置目的和原則

1.1 耗盡關(guān)機(jī)傳感器設(shè)置的目的

a）啟動(dòng)工作級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)機(jī)程序。

運(yùn)載火箭助推級(jí)或一子級(jí)到達(dá)特征量關(guān)機(jī)前，設(shè)置耗盡關(guān)機(jī)可避免發(fā)動(dòng)機(jī)在推進(jìn)劑夾氣或無(wú)推進(jìn)劑的工況下工作[1]。

b）啟動(dòng)上一子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)程序。

在工作級(jí)達(dá)到關(guān)機(jī)條件時(shí)，給上一子級(jí)信號(hào)，按照飛行程序開(kāi)啟上一子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)程序[1]。

1.2 耗盡關(guān)機(jī)傳感器設(shè)置原則

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

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

b）確保推進(jìn)劑在晃動(dòng)過(guò)程中耗關(guān)信號(hào)準(zhǔn)確發(fā)出；

c）盡量消耗火箭推進(jìn)劑，提高運(yùn)載能力。

2 耗盡關(guān)機(jī)傳感器工作原理

目前運(yùn)載火箭耗關(guān)傳感器主要有紅外光電傳感器和電容傳感器[2]。現(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(yīng)，紅外光照射在某物質(zhì)上時(shí)，物質(zhì)的電子吸收光子的能量而發(fā)生了相應(yīng)的電效應(yīng)現(xiàn)象。新一代火箭因?yàn)榈蜏赝七M(jìn)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(guò)改變介質(zhì)的介電常數(shù)實(shí)現(xiàn)對(duì)被測(cè)量的檢測(cè)，并通過(guò)電容式傳感器電容量的變化反映出來(lái)[3]。

耗盡關(guān)機(jī)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(dāng)推進(jìn)劑液位降低至傳感器敏感部位時(shí)，傳感器及時(shí)發(fā)出信息，該信息經(jīng)變換器變成發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)指令送入關(guān)機(jī)電路，啟動(dòng)一子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)機(jī)時(shí)序和二子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)程序。

3 耗盡關(guān)機(jī)傳感器設(shè)置

當(dāng)氧化劑或燃料消耗到箱內(nèi)預(yù)定液位時(shí)，耗關(guān)傳感器向箭上計(jì)算機(jī)發(fā)出關(guān)機(jī)信號(hào)，經(jīng)一定時(shí)間的延時(shí)后，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)正式關(guān)機(jī)，傳感器發(fā)出信號(hào)同時(shí)，向遙測(cè)系統(tǒng)輸出相應(yīng)的信號(hào)作為監(jiān)視和結(jié)果分析。

3.1 新一代火箭耗盡關(guān)機(jī)傳感器設(shè)置

助推或芯一級(jí)關(guān)機(jī)按耗盡關(guān)機(jī)進(jìn)行設(shè)計(jì)。在每個(gè)助推器的氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱內(nèi)各裝4個(gè)耗盡液位傳感器，通過(guò)變換器實(shí)現(xiàn)并串聯(lián)，見(jiàn)圖1。氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱信號(hào)并聯(lián)（并聯(lián)由控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)），見(jiàn)圖2，為確保傳感器的可靠性，傳感器信號(hào)采用雙點(diǎn)雙線(xiàn)引出方式。氧化劑（Y）箱和燃燒劑（R）箱內(nèi)耗關(guān)傳感器設(shè)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(guān)傳感器的感應(yīng)介質(zhì)為氣體和液體，當(dāng)液面發(fā)生變化時(shí)，電容量就會(huì)改變，因此電容傳感器測(cè)量準(zhǔn)確性非常高[4]。

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

圖2 耗關(guān)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(lèi)，提高系列化火箭的三化程度，考慮兩個(gè)模塊貯箱的耗盡液位傳感器選用同一選型，實(shí)現(xiàn)對(duì)模塊的通用化，需要傳感器設(shè)計(jì)人員與貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)人員協(xié)調(diào)，通過(guò)調(diào)整傳感器在箱底的安裝位置，以相同的傳感器尺寸滿(mǎn)足液體火箭貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的液位測(cè)量要求，實(shí)現(xiàn)對(duì)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(guān)機(jī)傳感器設(shè)置

現(xiàn)役型號(hào)火箭耗關(guān)傳感器是以安裝于同一液面高度的3個(gè)紅外光電液位探頭為液位測(cè)量器件，并帶動(dòng)各自的繼電器，通過(guò)繼電器觸點(diǎn)組成的三取二冗余表決系統(tǒng)向控制系統(tǒng)和遙測(cè)系統(tǒng)發(fā)出耗關(guān)信號(hào)。若3個(gè)回路中有1個(gè)測(cè)量器件失效，不影響傳感器正常工作，2個(gè)或2個(gè)以上不能正常工作，整機(jī)就會(huì)失效，耗關(guān)信號(hào)無(wú)法正常發(fā)出。

整機(jī)共有3個(gè)獨(dú)立測(cè)量回路，每個(gè)測(cè)量回路分別由電源、探頭、繼電器等組成，當(dāng)貯箱液位耗盡至預(yù)定高度時(shí)，探頭輸出由5 V變?yōu)? V，繼電器吸合，并通過(guò)觸點(diǎn)組成的三取二表決電路向控制系統(tǒng)和遙測(cè)系統(tǒng)發(fā)出關(guān)機(jī)信號(hào)。

圖4 現(xiàn)役火箭耗盡關(guān)機(jī)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(guān)機(jī)傳感器安裝高度計(jì)算方法

耗關(guān)傳感器設(shè)置應(yīng)滿(mǎn)足以下條件：

式中Vhg為貯箱內(nèi)耗關(guān)液位容積；Vssg為輸送管路容積；qmi實(shí)際為發(fā)動(dòng)機(jī)秒耗量；mgj為關(guān)機(jī)過(guò)程消耗量；mbky為液體不可用量；ρ為推進(jìn)劑密度；T為耗關(guān)信號(hào)發(fā)出給箭載計(jì)算機(jī)后延遲T秒，箭載計(jì)算機(jī)發(fā)送發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)信號(hào)，實(shí)現(xiàn)正式關(guān)機(jī)，火箭T值一般為1.1～3.7 s。實(shí)際計(jì)算時(shí)，“液體不可用量”包含：貯箱內(nèi)防漩防塌量、推進(jìn)劑分層不可用量、推進(jìn)劑輸送管路的量等。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行段處于非標(biāo)準(zhǔn)工況下工作，其發(fā)動(dòng)機(jī)秒耗量要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)小偏量方程考慮實(shí)際的秒耗量，同時(shí)需要考慮秒耗量的設(shè)計(jì)偏差（一般考慮發(fā)動(dòng)機(jī)秒耗量的上偏差）。

式中sF，qmios，qmifs分別為發(fā)動(dòng)機(jī)推力、氧化劑流量、燃料流量在標(biāo)準(zhǔn)條件下的值，若發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)展了工藝驗(yàn)收試車(chē)，可對(duì)應(yīng)量值提供后總體可進(jìn)行復(fù)核復(fù)算；To，Tf，po，pf分別為標(biāo)準(zhǔn)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(shí)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(shí)測(cè)數(shù)值與設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)條件數(shù)值的差值；nx為過(guò)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(jì)算系數(shù)，不同的發(fā)動(dòng)機(jī)系數(shù)值不同。

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

5 耗盡關(guān)機(jī)液位設(shè)置改進(jìn)建議

5.1 現(xiàn)有耗盡關(guān)機(jī)設(shè)置現(xiàn)狀分析

a）由于耗關(guān)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(huì)引起后底結(jié)構(gòu)產(chǎn)生形變，從而導(dǎo)致耗關(guān)液位容測(cè)值與理論值存在偏差，某型號(hào)64個(gè)貯箱耗關(guān)液位容積測(cè)量值較設(shè)計(jì)差值為-11～48 L，容測(cè)數(shù)據(jù)散差偏大。目前耗關(guān)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(shè)計(jì)偏差要求范圍內(nèi)不做調(diào)整，僅當(dāng)容測(cè)值超差時(shí)，調(diào)整耗關(guān)傳感器支架高度）。同時(shí)在制導(dǎo)設(shè)計(jì)時(shí)一般按照耗關(guān)容積設(shè)計(jì)偏差的下限進(jìn)行設(shè)計(jì)，與實(shí)際推進(jìn)劑耗關(guān)容積存在一定偏差。

b）飛行過(guò)程中，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑一直在晃動(dòng)，推進(jìn)劑溫度分層量比理論計(jì)算?。ɡ碚撚?jì)算不考慮推進(jìn)劑晃動(dòng)），導(dǎo)致理論計(jì)算推進(jìn)劑分層不可用量偏大。

c）火箭在耗關(guān)信號(hào)發(fā)出后延遲時(shí)間T后關(guān)機(jī)，在延遲時(shí)間內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)秒耗量會(huì)在小偏量方程基礎(chǔ)上考慮設(shè)計(jì)偏差，故在實(shí)際應(yīng)用中，該處理方法會(huì)導(dǎo)致延遲時(shí)間內(nèi)實(shí)際消耗量小于設(shè)計(jì)值，故存在一定的剩余量。

d）由于耗關(guān)傳感器安裝在箱底，若輸送管入口處出現(xiàn)推進(jìn)劑空化現(xiàn)象，在耗關(guān)傳感器安裝位置處仍有推進(jìn)劑，無(wú)法及時(shí)觸發(fā)耗關(guān)信號(hào)。

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

5.2 優(yōu)化建議設(shè)置

根據(jù)運(yùn)載火箭耗關(guān)液位傳感器設(shè)置方案，結(jié)合實(shí)際使用情況，提出優(yōu)化建議如下：

a）設(shè)計(jì)可上下調(diào)節(jié)的耗關(guān)傳感器安裝支架，在容積測(cè)量的基礎(chǔ)上，通過(guò)調(diào)節(jié)耗關(guān)傳感器的高度，來(lái)調(diào)節(jié)對(duì)應(yīng)的容積，確保實(shí)際耗關(guān)液位容積逼近設(shè)計(jì)值，可盡量減少制導(dǎo)設(shè)計(jì)與實(shí)際推進(jìn)劑耗關(guān)容積的偏差，減少實(shí)際的推進(jìn)劑剩余量，提高火箭運(yùn)載能力。

b）推進(jìn)劑溫度分層需考慮飛行過(guò)程中推進(jìn)劑的晃動(dòng)，給出合理的分層不可用量。

c）在設(shè)計(jì)耗關(guān)延遲時(shí)間時(shí)，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(shí)間，可減少推進(jìn)劑的剩余量。

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

e）優(yōu)化箱底的推進(jìn)劑防漩裝置，在確保進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑不夾氣的基礎(chǔ)上，考慮利用輸送管內(nèi)30%～50%推進(jìn)劑，即可延長(zhǎng)耗關(guān)信號(hào)發(fā)出時(shí)間，從而提升火箭的運(yùn)載能力。

6 結(jié)束語(yǔ)

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