膜盒贮箱推进剂补加过程的建模与仿真

孙 威，左岁寒，张 峤，魏传锋

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

膜盒贮箱推进剂补加过程的建模与仿真

孙 威，左岁寒，张 峤，魏传锋

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

推进剂在轨补加是确保空间站长期工作的重要条件。为了使补加工作顺利实施，需要对推进剂补加过程进行专门的研究。航天器常用推进剂如一甲基肼、四氧化二氮等有剧毒，地面模拟补加试验常采用无毒的模拟工质。但由于两种物质的物性参数存在差异，导致模拟的补加过程和效果与实际情况有差异。文章参考国外空间站补加系统构成形式和补加过程，建立膜盒贮箱推进剂补加过程的数学模型，通过将仿真结果与地面试验数据对比验证了数学模型的准确性。进一步对两种推进剂的补加过程进行仿真分析，并与纯净水补加数据对比。结果表明：液体工质的体积流率与密度存在反比关系，即一甲基肼的补加速率高于纯净水，四氧化二氮的补加速率则低于纯净水。

空间站；推进剂补加；膜盒贮箱；仿真分析

0　引言

为了延长目标航天器在轨寿命，需要实施推进剂在轨补加［1］。早期推进剂在轨补加只是直接传输推进剂而已［2］。随着新技术的发展，出现了更换推进剂贮箱甚至整个推进系统模块等补加方式［3-4］，但这些新的补加方式还停留在小型演示验证试验阶段。早在20世纪70年代初，苏联就开始研制空间站，发射了“礼炮1”至“礼炮7”以及“和平号”空间站，在在轨补加技术应用方面经验最丰富。因此，目前国际空间站上所用的推进剂补给系统采用的就是苏联（俄罗斯）的补加技术。

俄罗斯在空间站上使用的基于膜盒贮箱和增压气体回用的技术是至今唯一投入工程应用的补加技术。其主要补加步骤如下［5］：携带了推进剂的货运飞船与空间站对接，空间站通过自身携带压气机为膜盒贮箱建立低气压环境，利用压力差将货运飞船携带的推进剂传输至空间站膜盒贮箱。其中，利用压差输送推进剂的过程最关键，有必要在地面对该过程实施监控。

为了实现对空间站膜盒贮箱补加过程的全程监控，补加作业须在测控覆盖区内完成。因此，对整个补加过程用时的预估很重要。为了掌握这个时间，需要开展地面模拟试验。

在轨常用推进剂为有毒工质，而地面模拟试验常采用无毒工质。由于二者存在密度等物理性质的差异，其补加效果也必然不完全相同。为了有效地解决问题，本文建立膜盒贮箱推进剂补加过程的数学模型，开展实际工质的补加过程仿真分析，再通过数值仿真与地面模拟试验的数据对比，了解二者的差异，验证数学模型的准确性。

1　补加系统简化物理模型

参考俄罗斯补加系统，对本文研究的液体补加系统方案进行简化，其简化物理模型如图1所示。该模型包含1个膜盒贮箱，1个膜片贮箱，2个自锁阀门，1个节流孔板。其中，膜片贮箱为补加源，膜盒贮箱为目标贮箱。因为采用了隔膜，膜盒贮箱和膜片贮箱均为气液完全分离的工作方式，推进剂补加时膜片贮箱增压气体压力须高于膜盒贮箱气体压力；2个自锁阀门分别代表空间站和货运飞船的管路截止阀门；节流孔板主要用于调节管路流阻和控制工质流量。

图1　液体补加系统简化模型Fig.1　Sketch map of a simplified propellant refueling system

2　数学模型

根据补加系统构成，主要分析恒压源、局部阻力器件、压力容器3类特征组件。其中，货运飞船的膜片贮箱在补加过程中因起到增压和推进剂持续供给的作用，可以视为恒压源；阀门、管路、节流组件等管路系统附属组件主要起到流动阻尼作用，均视为局部阻力器件；膜盒贮箱分为液腔和气腔两部分，随着推进剂的充填，液腔容积所占比例增大，气腔受到压缩逐渐变小，可视为一个容积可变的压力容器。

2.1恒压源模型

恒压源在整个过程中保持压力值不变，其数学模型为P=C，其中C为常数。

2.2局部阻力模型

局部阻力是为了控制推进剂的流量而在流路中专门设置的，或者是由流路的自身结构特点所决定。对于局部阻力，推进剂体积流率 Q与局部阻力器件前后压差间的关系可表示为

式中：µ为流量系数，与局部阻力器件结构直接相关，可以通过流阻试验测定；A为局部阻力器件的通流截面积；Pin为进口压力；Pout为出口压力；ρ为流体密度。

2.3容积可变压力容器（膜盒贮箱气腔）模型

随着推进剂加注，膜盒贮箱的气腔容积被压缩，其容积变化速率与补加推进剂的体积流率有关，可描述为

式中Vg为膜盒贮箱的气腔容积。

推进剂补加时膜盒贮箱气腔受压缩的过程可视为多变过程，压强变化可表示为

式中：Pini和 Vini分别为初始时刻贮箱气腔内气体的压力和体积；Pt和Vt分别为t时刻贮箱气腔内气体的压力和体积；k为多变指数，对地面模拟试验过程，取为1。

针对补加系统简化模型，可建立微分代数方程组：

式中：P0、P1、P2分别代表恒压源、节流孔板下游、膜盒贮箱气腔的压力；Vf为截至t时刻的工质充填量；其余参数均为常数。求解方程组可以获得各变量随时间变化的曲线。

3　仿真与试验结果对比

为了验证仿真数学模型及仿真结果的准确性，将仿真结果与地面试验结果进行比对。地面模拟试验系统构成如图2所示。试验采用纯净水作为工质，氮气作为贮箱增压气体。试验前先将膜盒贮箱气腔充填氮气，建立初始气垫。膜片贮箱气腔连接高压气源，通过减压阀将气腔压力控制在稳定值；在膜片贮箱液腔中充填足够的纯净水作为模拟补加的工质。在膜片贮箱出口、节流孔板下游和膜盒贮箱入口管路位置分别设置压力传感器测量管路压力；在膜盒贮箱内部设置容积传感器，测量模拟工质的充填量。

图2　地面模拟试验系统原理示意图Fig.2　Sketch map of the ground experiment system for propellant refueling

利用数学模型对纯净水补加进行仿真分析，同时开展地面模拟试验。仿真分析和模拟试验的结果对比参见图3，其中括注内的“FZ”和“SY”分别代表仿真和试验。由图3可知，在补加过程初始阶段，节流孔板下游管路压力P2（FZ）稍高于P2（SY）。这是因为仿真时将恒压源压力 P1（FZ）设置为设计值，但实际试验时因减压阀性能问题，膜片贮箱出口压力 P1（SY）不能做到完全恒定，在这段时间内先有一个缓慢的爬升，然后再稳定在设计值附近；而赋给数学模型的恒压源压力在初始阶段高于实际压力，也导致仿真计算得到的节流孔板下游压力要略高于试验值。其余时段，节流孔板下游压力P2、膜盒贮箱入口压力P3、工质充填量Vf的仿真值均与试验值吻合良好。这证明了仿真模型的准确性。

图3　仿真与试验结果比对Fig.3　Comparison between simulation and experiment results

4　不同工质补液过程对比

为了研究常用推进剂与纯净水补加过程的区别，分别对一甲基肼（MMH）和四氧化二氮（MON-1）的补加过程进行仿真分析，并将仿真结果与纯净水模拟数据进行比较。初步比较仅考虑一甲基肼、四氧化二氮、纯净水三者密度差异对补加过程的影响，局部阻力模型的流率系数参照纯净水参数进行设置。膜盒贮箱容积、膜盒贮箱初始充填压力、膜片贮箱增压压力均参考俄罗斯膜盒贮箱补加系统的经验数据选取［5］，具体如表1所示。

表1　膜盒贮箱补液过程仿真初始参数Table 1　Initial parameters of propellant tank for simulation

仿真结果如图4所示。从仿真结果可看到，单纯考虑密度影响情况下 MMH的补加速率要高于纯净水，MON-1低于纯净水。按前3600 s计算体积流率平均值，纯净水为 3.1 L/min，MMH为3.28 L/min，MON-1为2.63 L/min。按平均流率估计，MMH补加速率比纯净水快6%，MON-1比纯净水慢15%；相同目标补加量时，MMH的总补加时间预计为纯净水的 95%，MON-1为纯净水的118%。这种现象的主要原因在于体积流率与压差成正比，与密度成反比，在压差相同的情况下，密度较小的工质体积流率更大。由此可知，因推进剂物理性质的差异，确实会对补加速率产生一定的影响，在补加程序设计时需酌情进行分析和处置。

图4　不同工质仿真结果比对Fig.4　Comparison of simulation results for different liquid media

5　结束语

本文建立了膜盒贮箱补加过程数学模型，开展了仿真分析与地面模拟试验，比对二者的结果吻合良好，验证了模型的准确性。

对纯净水、MMH、MON-1补加过程的仿真分析结果表明：只考虑密度影响的情况下，MMH补加速率要稍高于纯净水，快约6%；MON-1补加速率低于纯净水，慢约 15%。即在相同的补加量下，MMH在轨补加时间短于纯净水，MON-1长于纯净水。进行推进剂补加时长预估时可参考此结果。

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［1］Johnson M.On-orbit spacecraft re-fluiding， ADA356309［R］

［2］魏延明， 潘海林.空间机动服务平台在轨补给技术研究［J］.空间控制技术与应用， 2008， 34（2）： 18-22 Wei Yanming， Pan Hailin.Research on on-orbit refueling of maneuverable platform［J］.Aerospace Control and Application， 2008， 34（2）： 18-22

［3］Oda M， Inagaki T， Nishida M.Design and development status of ETS-7， an RVD and space robot experiment satellite， N1995-23700［R］

［4］Gregory T， Newman M.Thermal design considerations of the Robotic Refueling Mission（RRM）， AIAA 2011-0013452［R］

［5］江铭伟.俄罗斯空间站推进剂补加程序分析［J］.火箭推进， 2013， 39（4）： 8-12 Jiang Mingwei.Analysis of propellant refueling program for Russian space station［J］.Journal of Rocket Propulsion， 2013， 39（4）： 8-12

（编辑：肖福根）

Simulation and analysis of propellant refueling process of membrane tank

Sun Wei， Zuo Suihan， Zhang Qiao， Wei Chuanfeng
（Institute of Manned Space System Engineering， China Academy of Space Technology， Beijing 100094， China）

Propellant refueling is necessary for the long-term operation of space stations.Refueling of the propellant tank is a key process since it relates to both the cargo spaceship and the space station， besides， there is liquid propellant flowing between two spacecrafts.Many propellants are toxic， however， the flow experiments on the ground usually use nontoxic liquid instead of toxic propellant in case of leakage.Because the physical characteristics of the nontoxic liquid are different form those of the real propellants， their flow properties are also different.In this paper， a numerical model is built for the refueling course of a propellant tank， and the simulation results are compared with the experimental data using pure water， in order to validate the accuracy of the numerical model.The refueling courses of real propellants， MMH and MON-1， are investigated and compared to that of pure water.It is found that the volume flow-rate of MMH is higher than that of pure water， while that of MON-1 is lower than that of pure water.

space station； propellant refueling； membrane tank； simulation analysis

V419+.9

A

1673-1379（2015）06-0589-04

10.3969/j.issn.1673-1379.2015.06.004

孙 威（1981—），男，博士学位，从事载人航天器总体设计。E-mail： buaasw@163.com。

2015-06-05；

2015-11-04