“北航 2 号”固液火箭发动机压力调节阀设计与试验

“北航2号”固液火箭发动机压力调节阀设计与试验李茂1，袁宇2，李君海1，俞南嘉1，马彬1，张国舟1（1，北京航空航天大学宇航学院，北京100191；2，北京航天动力研究所，北京100076）摘要：提出了应用于挤压式输送系统的压力调节阀设计方法，利用变化的贮箱压力调整压力调节阀开度稳定阀后压力维持流量稳定。设计了压力调节阀，采用水和液体氧化亚氮对该阀门局部损失系数进行标定，试验结果与设计值基本相同，验证了水代替氧化亚氮标定的可行性，并在标定结果的基础上分析了阀门初始开度和弹簧劲度系数对流量的影响。对采用该阀门的输送系统进行了试验，阀后压力稳定，达到了预期值，说明该压力调节阀的设计方法是可行的。关键词：固液火箭发动机；压力调节阀；损失系数；开度1.引言在液体火箭发动机工作过程中，稳定的流量供应是发动机稳定工作的关键影响因素之一。在挤压式液体火箭发动机输送系统中，一般都是通过高压气瓶给推进剂贮箱增压稳定贮箱压力，若贮箱压力发生变化，流量将受到影响[1,2]。美国斯坦福大学和洛克希德-马丁公司联合启动的Stanford/LM火箭项目中，斯坦福大学的师生设计和研制了推进剂为氧化亚氮/石蜡的固液混合火箭发动机并应用于小型探空火箭，在2003年10月成功发射，该输送系统没有增压系统，利用氧化亚氮自增压特性维持流量[3]。在自增压系统中，随着液体氧化亚氮蒸发吸热，贮箱内液体氧化亚氮温度将不断降低，氧化亚氮的饱和蒸汽也将随着温度不断下降，实际上贮箱压力处在一个不断下降的过程，并不能严格的维持稳定的流量。文献[4]介绍的一种氧化亚氮自增压计算模型的计算结果及试验结果也说明了随着氧化亚氮的流出贮箱内压力不断降低。在固液混合火箭发动机中，若喷注压降小，流量将会受到燃烧室压力波动的影响，有可能导致不稳定燃烧[5,6]，文献3、4中介绍的自增压系统中，氧化亚氮处于亚临界工作状态，并不产生气蚀，因此，燃烧室压力容易影响供应系统的压力导致流量不稳定。北航2号固液探空火箭以液体氧化亚氮为氧化剂，采用挤压式输送系统，系统原理如图1，该系统没有高压气瓶，但需要通过地面发射系统提前给氧化亚氮贮箱增压。为保证输送系统流量稳定，针对该输送系统设计了一种压力调节阀，通过感应贮箱压力自动调节气蚀文氏管前压力维持流量稳定。本文介绍了压力调节阀的原理及设计方法，并对阀门的试验结果进行了分析。图1输送系统原理示意图2.压力调节阀原理及设计阀门结构图如图2，衬套上有设计有节流孔。阀门启动前，前腔与贮箱相通，利用贮箱压力关闭阀门；电爆阀启动后阀门前后腔相通，在弹簧力作用下阀芯往前腔方向移动，阀门打开，当弹簧作用力与贮箱压力平衡后阀芯位置处于动态平衡状态，阀芯位置随贮箱压力变化自动调整；随着贮箱压力降低，在弹簧力的作用下阀芯继续朝前腔方向移动，阀门开度增加，节流孔面积增加。采用贮箱压力调节阀门开度可以使阀门开度变化平稳，阀后压力波动不会对阀门开度产生影响。图2阀门结构在没有增压系统的情况下，流量供给过程中贮箱压力不断减小，为满足文氏管前压力（在本文的输送系统即阀后压力）稳定保证流量不变，则要求通过阀门对压降进行调整，使贮箱压力与阀门压降的之差不变。在流量已知的情况下，压降与阀门的局部损失系数是相关联的，可以利用变化的贮箱压力调节阀门开度来调整阀门的局部损失系数达到调整压降的目的。阀门设计流程如图3所示。图3阀门设计流程根据发动机总体参数要求，阀门设计参数如表1所示。压力调节范围根据贮箱昀高压力及发动机结束工作时贮箱的压力确定；调整行程及阀芯直径根据发动机结构尺寸要求确定；阀后压力根据发动机燃烧室压力及流量确定，保证文氏管气蚀；温度及流量由发动机总体提供。表1阀门设计参数压力范围/MPa调整行程/mm阀芯直径/mm阀后压力/MPa流量/（kg/s）氧化亚氮温度/℃7~4102042.82图4为阀芯受力示意图。假设贮箱压力为p1，大气压力为p0，弹簧劲度系数为K，弹簧的压缩量为x，阀芯直径为d，则阀门的静态力平衡方程为：()2104dppKxπ−=(1)图4阀芯受力分析示意图设阀门开度为hi，贮箱压力由p1i变化至p1i+1时（h0为启动时阀门开度，p10为启动时贮箱的压力），由式（1）可推出阀门开度为：()21111/4iiiihhppdKπ++=+−(2)设阀门入口面积为A1，流量为m，液体氧化亚氮密度为ρ，要求文氏管前压力p2维持稳定，则阀门处的局部损失系数为：()212/2iiVppρζ=−(3)()1/VmAρ=(4)阀门局部损失系数与阀门节流面积Aci的关系为[7]：210iiciAlDAζςλΓ⎛⎞⎛⎞≈+⎜⎟⎜⎟⎝⎠⎝⎠(5)201110.5111ciciciAAAAAAςτ⎛⎞⎛⎞⎛⎞=+−−+−⎜⎟⎜⎟⎜⎟⎜⎟⎝⎠⎝⎠⎝⎠(6)式中λ为摩擦阻力系数，τ为系数[7]，DΓi为湿周。设初始型孔为矩形，则宽度为：000/cBAh=(7)随后每一段面积为梯形，则宽度为：()()1112/iciciiiiBAAhhB−−−=−−−i(8)节流孔型面设计示意图如图5所示。图5节流孔型面设计示意图阀门主要参数设计结果如表2，考虑到实际应用中对阀门开度的调整，阀门昀大设计开度大于理论计算的调节开度。当阀门计算压力接近4MPa时，计算得到的节流孔型面孔宽度大于衬套直径，为保证加工的可行性，将大于衬套内径的型面宽度都以等于衬套内径的方法处理。图6为实际应用阀芯、衬套及弹簧（从左至右）的产品，衬套节流孔以线切割方式加工。从图中可以看出，处理后节流孔型面上端存在较大的矩形区域。表2阀门主要参数设计结果弹簧劲度系数N/mm7MPa阀门开度/mm4MPa阀门开度/mm昀大开度/mm1322.09.212图6阀芯、衬套及弹簧的产品3.压力调节阀试验及分析2.1局部损失系数标定试验为获得阀门实际的局部损失系数，分别采用水和氧化亚氮对阀门进行标定，标定过程中阀门开度固定，试验结果如图7所示。图中H为阀门的开度，水调试和第一次氧化亚氮调试采用初次设计的节流孔型面，第二次氧化亚氮调试采用的是根据第一试验结果修正的节流孔型面。从初次设计的节流孔型面试验结果可以看出，水调试和氧化亚氮调试两者结果基本相同，局部损失系数一致，因此可以采用水调试代替氧化亚氮调试，节省试验成本，降低试验难度。初次设计的节流孔型面时没有对阀门其余流道位置的局部损失进行计算，导致试验得到局部损失系数值大于设计值。通过对将阀门其余流道位置的损失计算，修正了节流孔型面，采用氧化亚氮对阀门进行了调试，试验结果与设计值基本相同。计算中当型面宽度大于衬套内径时，取其值为内径值，故实际的节流面积小于计算值，因此当阀门开度达到处理后的型面位置时，局部损失系数与设计值相差较大。H/mmCoefficient024681010203040506070H2OtestN2Otest1DesignresultsN2Otest2图7阀门局部损失系数标定试验结果2.2压力调节阀性能分析2.2.1阀门初始开度对流量的影响受阀门本身加工、安装配合误差和弹簧加工误差的影响，阀门初始开度可能与设计值有一定的偏差。为获得阀门初始开度与设计值的偏差对流量的影响，采用标定的阀门开度与局部损失系数的关系，对阀门初始开度偏差对流量影响进行计算，计算结果如图8，其中贮箱压力的变化是从7MPa降至4MPa。从图中可以看出，随着阀门初始开度的增加，系统供应流量增加。由于对大于衬套内径型面宽度进行了等于衬套内径的处理，实际局部损失系数大于设计值，所以当阀门开度到达经过处理的型面位置流量下降明显。另外，弹簧劲度系数一定的情况下，初始开度增加，阀门开度更快的到达经过处理的型面位置，因此流量会在贮箱压力较高时就出现明显下降。利用标定的局部损失系数对流量的计算结果说明，阀门初始开度在3mm左右时流量较为平稳，更接近流量设计值，优于阀门初始开度2mm的理论设计值，这是由于实际局部损失系数与理论计算值偏差引起的。为满足发动机队对流量的需求，设计了不同厚度的调整垫片调整弹簧的压缩力，可使阀门开度达到3mm，流量为设计值。Tankpressure/MPaMassflow/(kg/s)44.555.566.5722.533.5H0=2mmH0=3mmH0=4mm图8阀门初始开度对流量的影响2.2.2弹簧劲度系数对流量的影响假设阀门初始开度相同，若弹簧劲度系数与设计值不同，随贮箱压力变化，阀门开度与设计值将会产生偏差。图9为阀门初始开度相同的情况下弹簧劲度系数变化对流量的影响。阀门启动时，阀门开度偏差值与设计值偏差较小，流量偏差较小，随着贮箱压力降低，阀门开度与设计值偏差加大，流量发生明显变化。为使流量满足设计需求，需要保证弹簧的精度，或者可以根据弹簧设计阀门节流孔型面。Tankpressure/MPaMassflow/(kg/s)44.555.566.5722.22.42.62.83K=140N/mmK=130N/mmK=120N/mm图9弹簧劲度系数对流量的影响2.3压力调节阀性能试验采用该压力调节阀的输送系统调试的典型结果如图10。该次试验结果的输送系统状态参数为：氧化亚氮加注质量为12kg，试验时氧化亚氮温度2℃，贮箱压力7MPa，文氏管直径8.1mm，通过调整垫片调节，阀门初始开度约3mm，平稳段平均流量约2.8kg/s。从试验结果可以看出，试验过程中贮箱压力不断下降，贮箱压力高于4MPa时，文氏管压力基本稳定，喷注前压力稳定，流量是稳定的；贮箱压力接近4MPa时，出现了文氏管前压力稳定而喷注前压力显著降低的状态。此时贮箱内压力接近氧化亚氮的饱和蒸汽压，氧化亚氮汽化剧烈，与此同时贮箱内所剩的液体氧化亚氮很少，贮箱内液面低，这两种因素共同导致管路中的气液两相流动。该阶段流量显著减小，同时延续时间较长，会对发动机产生较大的后效冲量。计算结果中阀门开度达到处理后型面会出现流量下降的趋势在该次试验中并没有观察到，是由于该阶段已处于气液两相流动状态。Time/sPresure/MPa123456702468TankpressurePre-venturipressurePre-injectorpressure图10阀门性能试验结果4.结论设计了可应用于北航2号输送系统的压力调节阀，采用水和氧化亚氮对阀门局部损失系数进行了标定，两者试验结果一致，验证了以水代替氧化亚氮标定的可行性。分析了阀门初始开度及弹簧劲度系数对流量的影响，发动机输送系统联试试验结果表明该阀门性能良好。受衬套内径大小的限制，设计过程中对大于阀芯内径的节流孔型面计算宽度进行等于内径的处理，该段试验结果与设计值偏差较大，阀门开度到达处理过的型面后流量会下降。参考文献：[1]D.K.休泽尔等著.朱宁昌等译.液体火箭发动机现代工程设计[M].北京：中国宇航出版社.2004.[2]张黎辉,张国舟,程显辰.液体火箭发动机输送系统讲义[M].北京航空航天大学出版社.2000.[3]D.VanPelt,J.Hopkins,M.Skinner,A.Buchanan,R.Gulman,H.Chan.Overviewofa4-InchOdParaffin-BasedHybridsoundingrocketProgram.AIAA2004-3822.[4]GregZilliac.ModelingofPropellantTankPressurization.AIAA2005-3549.[5]C.CarmicinoandA.Russosorge.TheEffectsofOxidizerInjectorDesignonHybridRocketsCombustionStability.AIAA2006-4677.[6]T.A.Boardman,D.H.Brinton,R.L.Carpenter,T.F.Zoladz.AnExperimentalInvestigationofPressureOscillationsandTheirSuppressioninSubscaleHybridRocketMotors.AIAA95-2689.[7]华绍曾.实用流体阻力手