补燃循环发动机启动特性仿真研究

1、1999年6月推进技术Jun.1999第20卷第3期JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY V01.20No.3 -_-_-_-_-_-_-_-_-_i_-_-_补燃循环发动机启动特性仿真研究+刘红军张恩昭董锡鉴(陕西动力机构设计研究所,西安.710100摘要:在建立动态数学模型的基础上,对某型高压补燃循环液体火箭发动机启动过程的动态特性进行了计算机仿真,得到发动机推进剂入口压力变化与阀门开关时序变化对发动机启动特性影响的规律。主题词:液体推进剂火箭发动机,启动段,动态模型,性能预测,系统仿真分类号:V434.1STARTUP SIMULATIoN oF A LIQU

2、ID PRoPELLANTSTAGED COMBUSTIoN RoCKET ENGINELiu Hongjun Zhang Enzhao Dong Xijian(Shaamxi Engine Design Inst.,Xian t710100Abstract:This paper focused oil the simulation of the startup dynamic characteristics for a1iquid propellant staged combustion rocket engine.On the base of the establishment of th

3、e startup dynamic model.a simulation code was developed.and the effects of inlet pressure variation and valvetiroJ.ng oD.the smrt_up dynamic process were simulated.subjen terms:Liquid propellant rocket engine,Starting phaseDynamic model,Performance prediction,sygtems simulation1引言大型液体火箭发动机的动态工作过程中,最

4、关键的是启动过程,启动的成功与否直接关系到航天运载器的发射成败。在发动机的启动过程中,推进剂组元发生极为复杂的物理化学变化口“,发动机系统参数在大范围内迅速地变化,很容易使系统组件承受较恶劣的工况,从而导致发动机故障。本文拟针对某型高压补燃循环液体火箭发动机,在建立动态数学模型的基础上,对其动态启动过程进行仿真研究,以揭示发动机输入条件(发动机入口压力和控制程序(阀门开关时序变化对发动机系统启动特性的影响。2发动机系统启动过程高压补燃循环发动机系统(简图见文献63启动前,氧化剂(液氧已充填至氧化剂主阀,并已充分预冷,燃料经抽真空与排放已充填至燃料主阋及装于燃气发生器燃料阀前的点火导管之前。启动

5、时,先打开氧化剂主阀,氧化剂充填完阀后管道与发生器头腔后进入发彗器,经过某一时间后再打开发生器燃料阀并同时挤压装于阀前管路上的点火剂,燃料继点-收稿日期:1998053l,修回日期:199807136推进技术剂之后进入发生器与氧化剂燃烧,产生的富氧燃气驱动涡轮。进入发生器的燃料流量由调节器来控制。在主涡轮泵转速达到某一值后再打开燃料主阀,燃料充填完推力室冷却套后进入推力室与富氧燃气燃烧。在燃料一级泵到推力室的流路上装有混合比调节器,开始时混合比调节器处于小流量状态,泵后压力达到某一值后自动转为大流量状态。3启动辽程典型组件的动态数学模型(1燃气发生器32作过程的动态数学模型:警一(1+鼠砌缸(

6、fr一K。廊。(一r矿R丽TG百dpG一(一+州+麓警警一讣等RTGf(Pc,K6,丽8RT=_Gf(pc,KG其中发生器燃气的RTc值及尺7Tc值对混合比的变化率根据标准热力计算程序的计算结果以表格插值的形式给出。(2涡轮泵转速方程:dn五一.P.一P,J”其中只,尸;分别为涡轮有效功率和涡轮所驱动的所有泵的总功率。(3气涡轮动态数学模型:m+只一号.c。.巩.巩,c一z乒,_尺咒.c,一(凳争,巩一。+p.号一-。(号4麓衙筹焉5一Pti拳佤/71Ll瓦Jl一JPblP“l口+(1一口垒P,i(南“分【南“R一死一争熹其中,0为涡轮的反力度,对于冲击式涡轮,0=0;对于反力式涡轮0为涡轮速

7、度比、压比及由泵泄入涡轮的流量与涡轮流量之比有关,其关系式由涡轮吹风试验得出,其形式为:一一一n,(号+nz(号“一铂(考3一。t(裳+毗(爱】。+瓯(%岩液涡轮方程:鬻躇73第期补燃循环发动机启动特性仿真研究匕一纽亏盟。%w=2纽孙一q+且参一(参2,石。一卢/F_ii;(4泵的扬程与功率方程:户。一户。+砚.n,z+6。砩廊。一“虎。z+岛d面n+f.絮笋户pp一啦np3+b2np2rhD+c2np鸣2(5液路方程:R警一AA一车m2+P。g(6等截面短管气路方程采用无惯性稳态液流方程近似计算:户。一户。一毛鑫瓦一嘶由上式推出(7推力(8调节器方程,稳流型流量调节器43的动态数学模型:M丽

8、d*xR。.一F0一ezcwd面xJ誓j,c。ls.车。疣z,尺面din一户。一户e一(妇+毛痴2其中z和M分别为调节器作动筒移动距离和质量,m和F。分别为弹簧弹性系数和预紧力,(z为节流窗口流阻系数与作动套筒移动距离的关系式,由试验确定。(9液路充填方程,管路按局部流阻分段(由入口的局部流阻矗和沿程分布流阻鼠组成的动态数学模型为:警一苎二皇孝,五dl一万子岳,警一赢,一e。一圭磊其中,p.和P。为管路入口压力和充填面所到处压力,z和L为液体流径距离和管路中心线长度,为管路横截面积。对容腔充填,管路的惯性流阻系数不变,动态数学模型为:訾一垒二,害=詈,=.+号矗其中,”和矿分别为液体已充填容积

9、和容腔总容积。8推进技术4启动过程仿真计算与结果分析描述高压补燃循环发动机启动动态过程的数学模型可以表示成如下的矢量形式:面dX=f(X,y(1g(X,y=0(2初始条件为x(I,-0一X。其中Xo,户c,碗为状态变量,Y一(RToP,口为中间变量。利用数值方法,在给定x之值后根据方程(2可求出y之值。即由方程(2确定了从状态变量x到中间变量y的映射关系:Y一雪(x。则原数学模型等效为:兰菩一凡(x,尘(x竺,二(x,XI江。一X。此为常微分方程的初值问题,可采用四阶龙格一库塔方法求解。对方程(2则采用Broyden 秩1算法。总的计算框图如图1所示。仿真精度取1×10,时步步长采用

10、自适应变步长处理,最小时间步长1×10S,最大时间步长1×10S,最大仿真时间取2S。仿真计算结果见图2图6。图2给出了发动机主涡轮泵转速的计算结果与发动机实际热试车测量得到的数据。从图2中可以看出仿真计算结果与实际热试车数据比较接近。图3和图4给出了发动机入口压力变化时,真空推力与主涡轮泵转速随时间的变化关系。从中可以看出,发动机燃料入口压力的变化对真空推力与主涡轮泵转速的变化影响很小。这主要是由于流量调节器的稳流作用使得进入燃气发生器的燃料流量未受到发动机燃料入口压力变化的影响,从而使涡轮燃气的作功能力未发生变化之故。发动机氧化剂入口压力的变化对真空推力与主涡轮泵转速的

11、变化有较大的影响。降低氧化剂入口压力使得发动机启动迟缓,而增加氧化剂入口压力则可加速发动机的启动,但氧化剂入口压力过高时会使真空推力与主涡轮泵转速变化出现“凸台”。图5、图6给出了推力室燃料主阀打开时间变化对真翻隹力与主涡轮泵转速变化的影响。由图可知,提前打开推力室燃料主阀对启动特性影响较小,而过迟打开该阀使发动机启动的中间过程出现振荡。Fig.1Diagram of the simulation code20l15j105O黛纩 (iI节睁e Experiment data岛n】Llla【ionr【s孕Fig-2Comparison of simulation of turbopump ro

12、tating speed to experimental r'esult第20卷,呈窒|_,一!,.:!筌堡至苎蛰垫星茎竺兰望兰耍耋: 1际;石i丽i800 Z60Q 毒t400200A.m一0.2MPaA”06MPa02MPa、,蛞t。一o4MPa.AinO15,0.2.O.3.0.4MPa一;.。一0.3MPaA.=O.gMPalt/s20仄:器1Si。10=50.2MPaA咄一O4MP87舟-=D15,O.2;03,0.4M:血=0.6MPaAp0.2MI、n.=03MPan.=02MPaFig3Effect of inlet pressures on n。t Fig4Effec

13、t of inlet pressures on一tF|g.5Effect oftt on FT-t 5结论,、15lj lo5O0.51.01.520Fjg r6Effect of r。on n-t本文针对某型高压补燃循环发动机,在建立动态数学模型的基础上,对其动态启动过程进行了仿真研究,得到了发动机入口压力变化和阀门开关时序变化对发动机系统启动特性的影响规律硝l据计算结果,所提出的仿真计算方法是可行的。所得到的计算结果对于该类发动机的设计具有参考意义。参考文献陈启智.液体火箭发动机控制与动态特性理论.长沙:国防科技大学出版社,1993.刘红军.YF一20发动机启动过渡特性研究:学位论文.西安

14、:陕西动力机械设计研究所,1991.朱宁昌,刘国球.液体火箭发动机设计(上下册.北京:宇航出版社,1994.刘红军.稳流型流量调节器动态响应特性研究.推进技术,1999,20(2沈赤兵,吕志信,陈启智.燃烧时滞对小推力高室压动力系统响应特性的影响.航空动力学报,1997(1刘红军,张恩昭,董锡鉴.基于混合遗传算法的液氧/煤油补燃循环火箭发动机上非线性稳态特性仿真.推进技术,1998,19(2补燃循环发动机启动特性仿真研究 作者： 作者单位： 刊名： 英文刊名： 年，卷(期： 被引用次数： 刘红军， 张恩昭， 董锡鉴， Liu Hongjun， Zhang Enzhao， Dong Xijian

15、 陕西动力机构设计研究所,西安,710100 推进技术 JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY 1999，20(3 9次 参考文献(6条 1.陈启智 液体火箭发动机控制与动态特性理论 1993 2.刘红军 YF-20发动机启动过渡特性研究 1991 3.朱宁昌.刘国球 液体火箭发动机设计 1994 4.刘红军 稳流型流量调节器动态响应特性研究期刊论文-推进技术 1999(02 5.沈赤兵.吕志信.陈启智 燃烧时滞对小推力高室压动力系统响应特性的影响期刊论文-航空动力学报 1997(01 6.刘红军.张恩昭.董锡鉴 基于混合遗传算法的液氧/煤油补燃循环火箭发动机上非线性

16、稳态特性仿真期刊论文推进技术 1998(02 引证文献(9条 1.尹嘉娃.廖瑛.金广明.胡小平.张绍勇 低冰点推进剂对液体火箭发动机性能影响研究期刊论文-弹箭与制导学报 2009(4 2.汪小卫.JIN Ping.张国舟.YU Nan-jia.蔡国飙 全流量补燃循环试验发动机启动过程期刊论文-推进技术 2008(4 3.张金容.汪亮 液体火箭发动机起动过程的动态仿真计算期刊论文-低温工程 2008(2 4.汪小卫.金平.俞南嘉.蔡国飙 富氧预燃室试验启动过程研究期刊论文-航空动力学报 2007(12 5.肖立明.罗巧军 膨胀循环发动机起动过程研究期刊论文-火箭推进 2007(1 6.马文通.余南华.苏明 燃气轮机起动过程研究综述与展望