新一代运载火箭推进剂贮箱的冗余氦气增压系统

姚 娜，李会萍，程光平，梁建国

（上海宇航系统工程研究所，上海 201109）

0 引言

发射人造地球卫星、载人航天和深空探测是人类航天活动的三大领域。我国在前两个领域已有了很大进展并取得了重大成就，适时开展以月球探测为主的深空探测是我国航天活动的必然选择，也是我国航天事业持续发展，有所创造、有所作为的重大举措。新一代运载火箭主要是为深空探测器研制的运输工具，使用了新型动力系统。新型动力系统采用无毒无污染的推进剂替代常规有毒有污染推进剂。因深空探测器发射的可靠性要求高，因此与常规运载火箭相比，对新一代运载火箭可靠性的要求更高。据美国对早期在十多年中发射的上千枚中程、远程导弹和运载火箭的飞行故障统计，由增压输送系统故障引起的飞行失败约占28%，由此可认为增压输送系统是运载火箭的重要系统，直接影响运载火箭的飞行可靠性［1－3］。因此，设计新一代运载火箭增压输送系统方案时，应将高可靠性作为首要考虑的因素。世界各航天大国对火箭的氦气增压系统进行了大量研究［4－5］。其中：俄罗斯、乌克兰的运载火箭主要采用冷氦增压，而美国的Atlas运载火箭采取了两贮箱统一的常温氦增压方案。本文对适于新一代运载火箭推进剂贮箱的冗余氦气增压系统进行了研究。

1 常规运载火箭氦气增压系统

图1 常规运载火箭氦气增压系统Fig.1 Helium pressurization system for convention launch vehicle

常规运载火箭的氦气增压系统原理如图1所示。其中：增压系统由起主要增压作用的主增压路和对主路进行补充的辅路组成，辅路的启闭由控制器和压力信号器根据贮箱压力大小进行控制，当贮箱压力低于压力信号器的设定值时，压力信号器接通辅路电磁阀通电打开，辅路对贮箱进行补充增压，当贮箱压力高于压力信号器的设定值时，压力信号器断开，辅路电磁阀断电关闭，辅路停止工作。增压系统主增压路的增压氦气流量设计为需要流量的80%，贮箱压力降低时由辅路补充，主增压路单独工作时不能满足贮箱增压要求，而辅路仅在贮箱压力低于设定值时对主增压路进行补充增压，增压氦气流量更小，单独工作时也无法满足贮箱增压的要求。

因增压系统中辅路不设减压阀对增压气瓶剩余压力无要求，可提高气瓶中氦气的利用率减少高压气瓶的数量，但增压系统无冗余功能，任一阀门出现故障增压系统就无法正常工作，存在单点故障，可靠性低。

2 冗余氦气增压系统

2.1 增压系统组成

冗余氦气增压系统由贮存增压气体的高压气瓶、起主要增压作用的增压主路和对主路起冗余作用的增压副路，以及控制增压主、副路电磁阀启闭的压力信号器和控制器三部分组成，如图2所示。

高压气瓶可采用金属材料气瓶或复合材料缠绕气瓶。因复合材料缠绕气瓶结构重量较轻而一般作为首选，气瓶数根据增压气体的用量和气瓶的容积确定。

图2 冗余增压系统Fig.2 Redundant helium pressurization system

增压主路由主路电磁阀、减压阀和节流圈组成，考虑增压副路仅起冗余作用，为简化系统，进一步提高可靠性，增压副路不设减压阀。

主路和副路压力信号器装于贮箱测压管，与控制器共同作用控制增压主路和增压副路电磁阀的启闭。

2.2 增压系统工作原理

该增压系统是用贮箱压力控制的闭式增压系统。主路和副路压力信号器通过测压管与贮箱气枕连接，直接感受贮箱压力，主路或副路电磁阀的启闭均由压力信号器根据箱压高低通过控制器进行控制：贮箱压力高于压力信号器设定上限值时，压力信号器触点断开，控制器断开电磁阀供电，电磁阀关闭；贮箱压力低于压力信号器设定下限值时，压力信号器触点闭合，控制器接通电磁阀供电，电磁阀打开。

运载火箭发射前，增压氦气由地面气源通过配气台、气路连接器及高压手动开关等充入并贮存于气瓶中，需要增压时主路或副路电磁阀打开。主路工作时，高压氦气经主路减压阀后压力降低，由节流圈控制流量，调节为增压要求的流量后进入贮箱增压；副路工作时，高压氦气经节流圈节流压力降低后进入贮箱增压。

与常规运载火箭的氦气增压系统相比，冗余氦气增压系统不仅根据贮箱气枕压力的变化控制副路电磁阀的启闭，而且控制主增压路电磁阀的启闭，消除了系统的单点故障模式；因贮箱增压压力由压力信号器的设定值控制，可允许主增压路中减压阀出口压力有较大的变化范围，对减压阀出口压力精度的要求降低，进一步提高系统的可靠性。

2.3 应用实例

冗余氦气增压系统已应用于新一代运载火箭。该增压系统用于火箭的一级或助推级时，一般将表压压力信号器作为压力信号器，但压力信号器设定值的绝压会随大气压力而变，在火箭飞行初期增压副路会启闭数次；用于在真空中飞行的火箭二级及以上级时，系统正常则副路不工作。

冗余氦气增压系统用于某型火箭助推级时，在常温增压氦气流量（90±10）g／s，推进剂流量226kg／s条 件 下，设 主 路 压 力 信 号 器 （0.28±0.1）MPa，副路压力信号器（0.21±0.01）MPa时，贮箱气枕压力的理论计算结果如图3所示。图中：1＃，2＃，3＃曲线的主路流量分别为100，90，80g／s。冗余氦气增压系统用于某运载火箭二级时，在常温增压氦气流量（11±1）g／s，推进剂流量15.4kg／s条件下，设主路压力信号器（0.35±0.005）MPa，副路压力信号器（0.32±0.005）MPa时，贮箱气枕压力的理论计算结果如图4所示。图中：1＃，2＃曲线的主增压路流量分别为12，10g／s。

图3 推进剂贮箱压力理论计算结果Fig.3 Theoretical calculation result of propellanttank ullage pressure

图4 推进剂贮箱压力理论计算结果Fig.4 Theoretical calculation result of propellanttank ullage pressure

由图3可知：该增压系统用于火箭的助推级（或一级时），推进剂贮箱气枕压力在副路压力信号器上限与下限设定值之间，与贮箱需要的增压压力的余量最小为0.05MPa，满足系统工作要求。增压过程中主路常开，增压前期副路会开、闭数次。由图4可知：该增压系统用于火箭的二级（或二级以上级）时，贮箱气枕压力亦能满足系统工作要求，且在增压过程中主路常开，副路不会打开。

2.4 增压系统冗余功能分析

2.4.1 增压系统一度故障模式

以图3的增压系统为例，根据增压系统的故障模式分析结果，系统主要单点故障模式有：

a）主增压路电磁阀打不开；

b）副增压路电磁阀打不开；

c）副增压路电磁阀打开后关不上；

d）主路减压器在最大开度处卡滞；

e）主路减压器在最小开度处卡滞。

故障a）主增压路电磁阀打不开时主路失效；故障e）主路减压阀在最小开度处卡滞时减压阀相当于孔径很小的节流圈，此故障与主增压路流量不足等效。比较可知，故障a）可包含故障e），是较故障e更严酷的故障模式，因此对增压系统属于较严酷的故障a）、b）、c）、d）的冗余功能进行了研究。

2.4.2 增压系统冗余功能分析

系统设计参数选用图3的参数，对该增压系统用于火箭的助推级时出现上述a）、b）、c）、d）四种故障时贮箱的压力变化进行了理论分析。

a）主增压路电磁阀打不开

主增压路电磁阀打不开时主路失效，仅副路工作，贮箱压力的理论计算结果如图5所示。

图5 主路电磁阀打不开时贮箱压力Fig.5 Propellant－tank ullage pressure when main solenoid valve not opened

由图5可知：当主增压路电磁阀打不开时，贮箱气枕压力很快下降，当压力降至副路压力信号器的设定下限值时，副路增压电磁阀打开，副路工作，整个工作过程贮箱压力高于系统发动机正常工作所需的最小增压压力，系统可正常工作。可见，在主增压路电磁阀打不开主增压路失效时增压系统仍能正常工作。

b）副增压路电磁阀打不开

该增压系统用于火箭的一级或助推级时，在初始阶段副增压路会工作，若此时副增压路电磁阀打不开，副路失效，贮箱压力的理论计算结果如图6所示。图中：1＃，2＃，3＃曲线的主路流量分别为100，90，80g／s。

图6 副路电磁阀打不开时贮箱压力Fig.6 Propellant－tank ullage pressure profiles when redundant solenoid valve not opened

由图6可知：当副增压路电磁阀打不开时，仅靠主增压路增压，贮箱气枕压力在初期下降随后稳定，在整个工作过程中增压能力均能满足贮箱最小增压压力要求，增压系统能正常工作。可见，在副路增压电磁阀故障打不开时增压系统能正常工作。

c）副增压路电磁阀打开后关不上

副增压路电磁阀在第一次打开后就关不上是最严酷的，本文主要分析此种最严酷的故障模式。当增压系统发生副增压路电磁阀第一次打开后就关不上的故障时，贮箱压力计算结果如图7所示。图中：1＃，2＃，3＃曲线的主路流量分别为100，90，80g／s。

由图7可知：副增压路电磁阀第一次打开后关不上时，副路常开，副路没有减压阀，在工作初期由于气瓶压力较高，副路增压气体流量大，气枕压力迅速升高，超过主路压力信号器上限值，主路关闭，主路关闭后贮箱压力逐渐降低至主路压力信号器下限值，主路再打开，如此反复，工作前期气枕压力一直高位运行于主路压力信号器下限和上限值之间，工作后期随着气瓶压力降低，箱压下降，但仍能满足增压要求。

图7 副路电磁阀打开后关不上时贮箱压力Fig.7 Propellant－tank ullage pressure profiles when redundant solenoid valve not opened

可见，冗余氦气增压系统在副增压路电磁阀打开后关不上时能正常工作。

d）主路减压阀在最大开度处卡滞

主路减压阀在工作开始就在最大开度处卡滞为最严酷的故障模式。当主路减压阀在工作开始就在最大开度处卡滞时，贮箱压力的计算结果如图8所示。

图8 主路减压器在最大开度处卡滞时贮箱压力Fig.8 Propellant－tank ullage pressure profiles of calculation when main pressure regulate valve choked at the maximum opening

由图8可知：当主路减压阀在工作开始就在最大开度处卡滞时，减压阀相当于孔径较大的节流圈，因减压阀有节流圈1个，故此时主增压路可视为两个节流圈串联，效果等同于一个等效节流圈。工作开始时因气瓶压力较高，相应增压气体流量大，气枕压力迅速升高，超过主路压力信号器断开值，主路断开，贮箱压力随之下降，当压力降至主路压力信号器的接通值时，主路再次打开，这样主路会不断打开、关闭。后期气瓶压力降低时增压气体流量相应减小，箱压下降较快，但仍能满足增压要求。可见，主路减压阀在工作开始时就在最大开度卡滞的情况下增压系统仍能正常工作。

3 地面试验验证

为验证冗余氦气增压系统的工作性能及其容错能力，进行了增压输送系统全系统的冷流试验。试验贮箱直径与飞行箭贮箱相同容积减小（筒段长度减少），增压系统的阀门采用真实阀门，用水代替推进剂，用压缩空气代替氦气，对减压阀进行了氦气和压缩空气等开度等效处理，共进行了系统正常工作和a）、b）、c）、d）4个故障共5个状态十多次试验。

系统正常工作状态的试验测试结果和针对试验系统的计算结果如图9所示。不同故障状态的试验测试和计算结果如图10～13所示。图9～11三种状态因贮箱压力低液体排出量小工作时间相对长（约300s），图12、13两种状态则因贮箱压力较高液体排出量相应大而工作时间缩短（约250s）。

由图9～13可知：系统正常工作及在各种故障模式下的试验测试值与计算结果均基本吻合，测试结果与预期效果相同，试验验证冗余氦气增压系统各阀门附件工作协调、系统在一度故障状态下仍能正常工作，系统工作性能满足设计要求，具备一度故障的冗余功能。

图9 系统正常工作时贮箱压力的测试和计算结果Fig.9 Calculation and test result of propellant－tank ullage pressure when pressurization system was usual

图10 仅副路工作时贮箱压力的测试和计算结果Fig.10 Calculation and test result of propellant－tank ullage pressure when redundant system was usual only

图11 仅主路工作时贮箱压力的测试和计算结果Fig.11 Calculation and test result of propellant－tank ullage pressure when main system was usual only

图12 副路电磁阀第一次打开后就关不上时贮箱压力的测试和计算结果Fig.12 Calculation and test result of propellant－tank ullage pressure when redundant solenoid valve not closed after first opening

图13 主路减压阀在最大开度处卡滞时贮箱压力的测试和试验结果Fig.13 Calculation and test result of propellant－tank ullage pressure when main pressure regulate valve choked at maximum opening

4 结束语

为满足新一代运载火箭高可靠性的要求，提高新一代运载火箭增压输送系统工作的可靠性，设计了主、副路冗余的氦气增压系统。仿真分析和地面试验验证结果表明：冗余氦气增压系统的主、副路单独工作均能满足性能要求，副路可作为主路的完全冗余；对系统的一度故障有容错能力；增压系统降低了减压阀性能的要求，减少了减压阀的设计难度。冗余氦气增压系统能实现提高增压系统可靠性的目的，可用于对可靠性要求高的新一代运载火箭的任一级的氧化剂或燃料贮箱。

［1］ 廖少英.液体火箭推进增压输送系统［M］.北京：国防工业出版社，2007.

［2］ 廖少英，赵金才.航空－航天飞行器推进增压输送系统设计［M］.北京：中国宇航出版社，2012.

［3］ RING E. Rocket propellant and pressurization systems［M］.Englewood Cliffs：Prentice－Hall Inc，1964.

［4］ ROUDEBUSB W H.An analysis of the problem of tank pressurization during outflow［R］.NASA TN D－2585，1965.

［5］ LACOVIC R.A comparison of experimental and calculated helium requriments for the pressurization of a centaur liquid hydrogen tank［R］. NASA TM－X－1870，1969.