注氣式蓄壓器自由液面控制技術研究

　　摘要：為了使注氣式蓄壓器滿足火箭 POGO 抑制所需的氣枕容積，需要持續地向蓄壓器氣枕內充入氣體，并控制自由液 面的位置，避免氣體進入輸送管路對發動機造成影響。建立了注氣式蓄壓器 AMEsim 仿真模型及地面試驗系統，對自由液面 的控制技術進行研究。通過仿真計算及試驗結果分析表明：通過充氣和排氣流量匹配，利用溢出管進行自由液面的控制，能 夠將容積控制在所需范圍內。

　　關鍵詞：注氣;蓄壓器;自由液面;容積;柔度

　　0 引 言

　　縱向耦合振動(POGO)是指液體火箭結構系統與 推進系統動特性相互耦合而產生的縱向不穩定低頻振 動，因其振動形態與玩具“Pogo Stick”相似而得名[1]。 發生 POGO 振動時，火箭結構與推進系統呈現動力學 強耦合特征，當低頻模態越來越密集時，將造成運載 火箭設計的“低頻災難”[2]。POGO 振動屬于低頻振動， 使運載器的安全性和可靠性受到了很大的威脅，可能 造成運載火箭的有效載荷或結構受損，降低推進系統 的性能，造成發動機異常關機，影響宇航員的生理狀 態，甚至可能造成飛行失敗。

　　因此，抑制 POGO 振動 具有十分重要的意義。 典型的 POGO 振動所構成的閉合回路包括結構系 統、管路系統和發動機系統等(也可以歸納為運載器 結構和推進系統)的耦合，屬于系統動力學問題。當然，也有非典型的 POGO 振動現象，如縱橫扭耦合振 動、局部振動等。目前液體火箭的 POGO 抑制方式主 要通過在輸送系統管路上安裝蓄壓器，改變管路系統 的固有頻率，使其與箭體結構的固有頻率錯開，同時 利用其可變的管路容腔，降低管路內的壓力或者流量 脈動。 工程上用于 POGO 抑制的蓄壓器，分為彈簧活塞 式、貯氣式和注氣式 3 種方式，均屬于被動式防 POGO 裝置[3]。在美國早期的雙子座計劃中，大力神 II 火箭 的燃料系統采用了彈簧活塞式蓄壓器，通過彈簧活塞 結構能夠緩沖來自管路系統的脈動壓力和沖擊作用[3]。

　　貯氣式蓄壓器采用氣囊或金屬膜盒貯存氣體，充氣容 腔能夠為管路系統提供柔性，同時實現氣體與推進劑 的隔離。美國的大力神III燃料系統使用了囊式蓄壓器， 氧化劑系統使用了金屬膜盒式蓄壓器[4]。美國的土星 V一級采用在 F-1 發動機的液氧供應管路前置閥中注入 氦氣的方案來抑制 POGO 振動[5]，是最早采用的注氣 式蓄壓器原型。土星 V 二級采用在中心的 J-2 發動機 氧泵前管路上安裝注氣式蓄壓器的方案抑制 POGO 振 動[6]。航天飛機上的采用的蓄壓器方案是在其主發動機 低壓氧泵和高壓氧泵之間安裝注氣式蓄壓器[7]。

　　阿里安運載火箭上采用的注氣式蓄壓器能夠調節柔 度和慣性[8]。阿瑞斯 I、天頂號采用的注氣式蓄壓器方 案中將多余的氣體排出箭外不會對發動機造成影 響[9,10]。長征系列常規運載火箭采用貯氣式金屬膜盒蓄 壓器[2]，其中長征二號 F 運載火箭采用金屬膜盒變能 蓄壓器。長征五號、長征七號運載火箭沿用了常規火 箭貯氣式蓄壓器設計思路，研制出了低溫高壓金屬膜 盒蓄壓器[2]。貯氣式蓄壓器結構簡單，飛行過程中不需 要對蓄壓器進行操作，且貯存的氣體不會進入推進劑 輸送系統，能有效抑制火箭 POGO 振動。

　　隨著中國運載火箭規模進一步加大，全箭頻率更 低，與現役運載火箭相比需要的蓄壓器容積更大，為 50~60 L，是現有金屬膜盒蓄壓器最大容積的 9~11 倍。 經分析采用傳統金屬膜盒式蓄壓器所占的結構空間 大，膜盒生產加工困難，焊縫數量多且難以檢測。注 氣式蓄壓器可以較好地適應低溫環境，容積大，且工 作壽命長，工藝性和維護性好。因此，有必要對注氣 式蓄壓器方案及關鍵技術進行研究。

　　注氣式蓄壓器區別于傳統貯氣式蓄壓器的最大特 點是存在液體自由界面，為了使蓄壓器滿足 POGO 抑 制所需的氣枕容積和慣性，同時避免過量的氣體進入 發動機，需要對注氣式蓄壓器自由液面進行控制。本 文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術方案進行研 究，建立了注氣式蓄壓器 AMEsim 仿真計算模型，并 搭建了試驗系統，通過仿真及地面試驗驗證了自由液 面控制方案的正確性，可為注氣式蓄壓器的設計提供 依據。

　　1 注氣式蓄壓器自由液面控制原理

　　注氣式蓄壓器的 POGO 抑制原理基于經典水擊理 論[3]，是通過在輸送管路上旁通氣體容腔或向輸送管路 內注入氣體，從而達到改變管路系統固有頻率，降低 管路內脈動壓力的目的。與傳統的金屬膜盒式蓄壓器 定能量值不同的是，注氣式蓄壓器需要對自由液面的 位置進行控制，從而達到控制容積的目的。

　　氣體注入輸送管式蓄壓器是在推 進劑輸送管路上旁通氣體容腔，推進劑通過慣性孔進入氣體容腔形成自由液面，并在蓄壓器上部容腔形成 氣枕，為了維持所需的氣體容積，工作過程中有持續 的氣體注入蓄壓器氣枕，通過溢流管可把蓄壓器氣枕 內的氣體注入管路內，當管路中的推進劑含有氣泡時， 能夠改變流體的可壓縮性，即改變水擊波速。

　　當輸送 管路內出現壓力脈動導致液面升高時，通過溢流管進 入輸送管路的氣體減小，氣枕內壓力升高，使得液面 下降，直至回到初始平衡位置。當管路內的壓力脈動導致液面降低時，通過溢流管進入輸送管路的氣體量 增加，氣枕壓力下降，使得液面升高，直至回到初始 平衡位置。

　　因此，可保持一定的氣枕容積范圍，利用 蓄壓器氣體容腔和進入管路的氣泡達到改變管路系統 固有頻率和降低管路脈動壓力的目的。主要優點是液 位通過潛管自行調節，控制方式簡單，進入輸送管的 氣體也起到調節推進系統頻率的作用。缺點是含有氣 泡的推進劑最終進入發動機，因此，必須保證注入的 氣體不會對發動機泵造成影響，這就需要發動機開展 注氣拉偏工況的地面試車進行驗證。

　　氣體排出式蓄壓器，工作原理與氣 體注入輸送管式基本相同，不同之處在于通過溢流管 將蓄壓器氣枕內的氣體或者氣液混合物排出箭外，僅 利用氣體容腔達到改變管路系統固有頻率和降低管路 脈動壓力的目的。主要優點是蓄壓器內部過量的氣體 排出箭體外，不會對發動機泵造成影響，避免了與發 動機系統的耦合。缺點是增加了排氣排液閥門及管路， 系統設計復雜，射前及飛行過程中有氣氧、液氧排出箭外，浪費了一定量的推進劑。

　　2 注氣式蓄壓器建模及分析

　　針對氣體排出式的蓄壓器，它是由與推進劑供應 管路直接連通的液體部分和氣體容腔部分組成。分別 考慮蓄壓器中的液體部分和氣體部分，建立其數學模 型。

　　3 注氣式蓄壓器系統試驗

　　根據注氣式蓄壓器的工作特性，上述理論分析過 程中對模型進行了簡化，實際上溢流管口的流動狀態 復雜，存在氣液兩相流動狀態，同時氣枕內部換熱過 程復雜且氣氧的蒸發，實際上出口排出的是氦氣和氣 氧的混合物，因此，實際中排氣口的設計應有更大的 余量，這就需要通過試驗進行確定。驗證充氣和排氣 流量的匹配性，驗證蓄壓器工作過程中保持額定氣枕 容積和慣性的能力。注氣式蓄壓器試驗系統主要由充 氣系統、排氣系統、壓力模擬系統、控制系統和加注 系統等組成。

　　4 結 論

　　本文通過對注氣式蓄壓器自由液面控制技術進行 研究結果表明：氣體排出式的注氣式蓄壓器，通過向 蓄壓器氣枕持續的充氣，利用溢出管進行自由液面的 控制，能夠將容積控制在所需范圍內，滿足 POGO 抑 制所需的柔度和慣性，同時避免了氣體進入輸送管對 發動機造成的影響。

　　仿真及試驗結果表明，注氣式蓄壓器容積與充氣 流量及排氣流量的匹配性相關，必須使排氣口面積留 有足夠的余量，以確保在極端工況下充入的氣體及汽 化的氧氣能夠全部排出，從而避免氣體通過慣性孔進 入到輸送管內。 另外，受發動機啟動過程中負水擊的影響、助推 器分離時過載的影響等，會導致蓄壓器氣枕容積瞬間膨脹，存在液位降低至慣性孔以下的風險。

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　　可通過增 加液面到慣性孔高度的方式提高容錯能力，但這將增 加蓄壓器的慣性和結構質量，為了解決該問題，可進 一步從注氣流程和時序上進行優化。 注氣式蓄壓器對于 POGO 抑制效果的評估還需要 搭建結構和推進系統的耦合模型進行分析。同時為了 確保設計的正確性，需要開展 POGO 抑制系統試驗， 并搭載發動機試車，以驗證所需的蓄壓器柔度和慣性 值是否合適并做出適當調整。

　　參 考 文 獻

　　[1] Rubin S. Prevention of coupled structure-propulsion on instability (POGO)[R]. NASA SP-8055, 1970.

　　[2] 王小軍, 于子文. 國內外運載火箭 POGO 抑制技術研究進展[J]. 中國 科學: 技術科學, 2014, 44(5): 492-503. Wang Xiaojun, Yu Ziwen. Progress of POGO suppression technology of launch vehicles at home and abroad[J]. Scientia Sinica(Technologica), 2014, 44(5): 492-503.

　　[3] 黃懷德. 蓄壓器的作用及其設計和試驗[J]. 國外導彈技術, 1980(9): 86-101. Huang Huaide. The role, design and experiment of accumulator[J]. Foreign Missile Technology, 1980(9): 86-101.

　　[4] Swanson L A, Giel T V. Design analysis of the Ares I Pogo accumulator[C]. Denver: 45th AIAA /ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2009.

　　[5] NASA. Saturn V flight manual SA- 503[M]. Los Angeles: Periscope Film LLC, 1969.

　　作者：馬方超 1,2，劉文川 1,2，陳牧野 1,2，徐珊珊 1 ，張立強 1,2

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