基于AMESim的姿控发动机推进剂供应管路优化设计

何康康，娄 振



基于AMESim的姿控发动机推进剂供应管路优化设计

何康康，娄 振

（北京航天动力研究所，北京，100076）

根据模块化思想，建立了液体姿控火箭发动机推进剂供应管路的AMESim模型，仿真计算了推进剂供应管路优化前后姿控发动机工作时的水击压力。仿真结果表明：在推进剂供应管路上增加的体积容腔能够有效降低管路中的水击压力。通过仿真水击数据和热试车数据对比表明，仿真模型较好地描述了管路水击过程，能对后续液体姿控火箭发动机管路结构优化设计提供借鉴意义。

姿控发动机；水击；优化设计；AMESim仿真

0 引 言

姿轨控液体火箭发动机已广泛应用于航天飞机、卫星、飞船等飞行器中，其主要功能是轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交会。快响应液体火箭发动机短脉冲工作启动和关机的瞬间，流量和压力产生扰动脉冲波，不可避免地在管路中形成水击现象，并在管路中传播、反射，产生持续的流量振荡[1]。多年的飞行经验表明，推进剂系统初始充填、发动机开关机过程中的水击现象是造成密封失效和推进剂泄漏的重要原因[1]。为保证姿轨控火箭发动机系统安全、可靠和高质量的工作，需要尽可能地降低水击强度，减少发动机工作时的相互影响，提高发动机系统结构的可靠性。

目前，关于飞行器推进剂充填过程、发动机启动关机过程的水击特性理论仿真分析和实验研究较多[2~6]。抑制推进剂输送管路的水击方法有：a）增加管路直径，降低管路内液体流速；b）延长阀门关闭时间，以避免直接水击或降低间接水击；c）缩短管路长度，通过减少水击压力的传播时间来减少水击压力；d）通过管路上增加节流孔抑制水击；e）利用弯管削弱充填过程的水击压力和流量振荡；f）管路上设置调压器，通过增加管内流体的可压缩性来降低水击压力。

本文针对某飞行器姿控发动机推进剂输送管路，在前述研究抑制水击方法的基础上，根据飞行器内具体空间位置要求，对姿控发动机推进剂输送管路进行结构优化设计，利用AMESim对优化后的管路进行仿真分析，并与实际地面热试车进行数据对比，验证模型的可信度，为后续动力系统推进剂供应管路的结构设计提供参考。

1 水击原理及理论模型

本理论模型采用能反映水击过渡历程的能量法[7]，阀门、管道系统的水击过程可用如图1所示的能量法物理模型来描述。

图1 阀前水击过程物理模型

管道中的流体质量公式为

非保守系统的能量表达式为

将式（3）、式（4）带入拉格朗日方程：

可得：

（6）

管道中产生水击时总压力为

2 系统原理及实物模型

某飞行器姿控发动机为典型的气体挤压式供应系统，利用高压氮气挤压推进剂贮箱，为下游轨控和姿控发动机提供氧化剂和燃料，电磁阀根据总体控制指令开关产生推力进行姿态调整，图2为姿控发动机系统原理示意。

图2 姿控发动机原理示意

由于姿控发动机脉冲工作次数多，管路复杂，相互影响较大，为保证飞行器姿态调整时发动机可靠工作、推力精准输出，需尽可能抑制管路内的水击现象[2]。本文主要针对优化姿控发动机推进剂供应管路结构降低供应管路水击的方法进行研究，在结构设计上根据降低水击方法结合飞行器内空间位置及可操作工艺性，在进入姿控发动机分支管路前的推进剂供应总管路上增加了一个集液腔，有助于抑制不同发动机脉冲工作时压力波动导致的水击现象。姿控发动机推进剂供应管路优化前后示意如图3、图4所示，测压点位于集液腔上。

图3 优化前推进剂供应管路

图4 优化后推进剂供应管路

3 仿真计算与分析

3.1 仿真模型

姿控发动机系统采用AMESim[8]软件自带子模型和自建组合件模块进行建模。该模型中各参数，如管路长度、材料、集液腔体积等参数与实际情况一致。8台姿控发动机空间布局为4个方向各有2台对置，相邻两台姿控发动机不会同时工作，为简化仿真计算，仿真模型为4个方向各置1台发动机。仿真计算时推进剂供应系统已处于充填完毕状态，即液体推进剂已充填至电磁阀前，系统气、液压力已经处于平衡。仿真模型的电磁阀脉冲曲线如图5所示。

a）ZK1

b）ZK2

c）ZK3

d）ZK4

图5 电磁阀开关指令

为了能够与地面系统热试车真实数据对比，仿真模型电磁阀脉冲曲线取自地面部分热试车程序，由4台发动机共6个10 ms脉冲组成。本文只对氧化剂管路水击进行仿真计算。

3.2 仿真分析

优化前的氧化剂管路水击压力仿真曲线如图6所示。

a）时域曲线

b）频域曲线

图6 优化前仿真曲线

由图6可知，管内压力曲线在初始压力为额定工作压力6.5 MPa，ZK3电磁阀开启工作时，管内推进剂对下游进行填充，造成0.22 s左右压力瞬间下降。在不同姿控发动机工作情况下，管内水击压力出现周期性振荡波动，水击峰值达到17 MPa，峰谷压力几乎为0，上下振荡幅值达17 MPa，达到额定工作压力的2.6倍。由于姿控发动机是多台多脉冲工作，过高峰值和过低峰谷压力会对此时其它发动机造成过高或过低推力的输出，造成飞行器姿态调整精度出现偏差，严重时会导致试验失败。

氧化剂推进剂供应管路水击仿真曲线和热试车试验实测曲线对比如图7所示。

a）时域曲线

b）频域曲线

图7 优化后仿真曲线与实测曲线对比

由图7a可以看出，仿真曲线和实测水击压力较一致，仿真曲线中水击峰值压力为11.6 MPa，试车过程中实测水击峰值压力为12.5 MPa左右，峰谷压力皆接近4 MPa，远高于优化前的峰谷压力，极大改善了姿控发动机推力输出的精度。从图7b可以看出，仿真曲线与实测曲线均具有80 Hz和150 Hz两个主要突频点，由此可知，仿真模型与实际试验系统接近。与图6中水击压力振荡衰减幅度很小不同，供应管路结构增加了集液腔后，水击压力振荡衰减速度明显加快，有利于抑制水击对其余姿控发动机工作的相互影响。同时，优化后推进剂供应管路的突频点由101 Hz变为80 Hz和150 Hz，有利于水击能量的分散，降低水击强度。

图6、图7表明推进剂供应管路优化后仿真模型中的水击峰值出现了明显的下降，说明增加的集液腔的优化措施能够有效地抑制发动机脉冲工作引起的管内水击。图7中实测水击峰值比仿真数值高，是由于不同姿控发动机工作时相互间的耦合振动易造成管内水击压力叠加升高。仿真曲线与试车实测曲线较好的匹配性说明了仿真模型的有效性，从而证明优化措施的合理性。优化后的姿控发动机系统多次参加飞行试验，实现了精准的姿态调整，取得圆满成功。

4 结 论

针对姿控发动机推进剂供应管路结构优化设计建立了相应的AMESim水击仿真模型。通过结构优化前后管内水击压力情况及优化后仿真水击曲线与热试车实测曲线对比，结果表明该模型较好地反映了姿控发动机脉冲工作时供应管路内水击压力的情况，验证了仿真模型的有效性及供应管路结构的合理性，对后续飞行器姿控发动机的空间管路结构设计选择提供理论依据。

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Optimal Design of Propellant Feedlines of Attitude Control Engine Based on AMESim

He Kang-kang, Lou Zhen

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

The AMESim model of propellant feedlines in liquid rocket attitude control engine was built according to modular modeling idea, and the water hammer pressure of the feedlines before and after optimization was simulated . The simulation results showed that water hammer pressure was reduced by increasing volume of the feedlines. The comparison between water hammer and hot firing test showed that process of water hammer could be rationally described. The simulation could offer assistant to configuration design of liquid rocket attitude control engine.

Attitude control engine; Water hammer; Optimal design; AMESim simulation.

1004-7182(2016)03-0009-04

10.7654/j.issn.1004-7182.20160303

V434.34

A

2015-03-19；

2015-04-09

何康康（1983-），男，工程师，主要研究方向为姿轨控发动机总体设计