火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证.pdf

第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证张成1，于泽游1，赵俊淇1，张众1，王和平2，古艳峰1（1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109；2.上海航天技术研究院，上海 201109）摘要:火箭末子级搭载留轨应用系统是实现火箭末子级二次利用的重要手段，是空间资源利用的创新途径之一。为满足留轨应用系统在较小控制能力下具备快速在轨稳定应用的能力，本文围绕推进剂钝化排放机理开展仿真研究，设计了火箭末子级精准钝化排放飞行程序，改进了排放管路布局，从而降低留轨应用系统在自主控制前火箭的排放干扰，提供相对稳定的初始姿态条件。飞行试验结果表明：火箭末子级可为留轨应用系统俯仰、偏航、滚转通道提供 0.4（）/s以内的稳定姿态，优于留轨系统单轴 1（）/s的设计要求；排放程序设计合理、正确，排放管路改进有效，满足末子级钝化的要求。关键词:火箭；末子级；精准钝化排放；留轨系统；姿态角速度中图分类号:V 438+.1 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.s1.003Design and Verification of Precise Discharge Process of Upper Stage of Launch VehicleZHANG Cheng1，YU Zeyou1，ZHAO Junqi1，ZHANG Zhong1，WANG Heping2，GU Yanfeng1（1.Shanghai Aerospace System Engineering Institute，Shanghai 201109；2.Shanghai Academy of Spaceflight Technology，Shanghai 201109）Abstract:The rail system on the upper stage of the launch vehicle is a critical way to realize the reutilization of the upper stage and can be one of the innovative ways to utilize space resources.A precise discharge program of the upper stage was proposed for the first time based on the existing flight procedure，which aimed to improve the ability of stabilization and application.It could eliminate the discharge interference and provide a stable and accurate initial condition for the rail system on the upper stage utilizing posture stabilization programming and discharge pipe optimization.The flight result showed that the precise discharge program was reasonable and appropriate；the discharge pipe optimization was effective；and the precise mission program applied could provide an attitude control accuracy within 0.4（）/s on the rate of pitch，yaw，and roll，which was better than the index requirements of 1（）/s on three dimensions.Key words:launch vehicle；the upper stage；precise discharge；rail system；attitude rate0引言 运载火箭执行卫星发射任务后，火箭末子级往往无主动离轨能力或主动离轨能力差，导致火箭末子级留存太空，长期占据太空轨道资源。为提高空间资源利用率，世界各国均着眼于火箭末子级的二次利用，例如美国和欧洲等航天机构通过对运载火箭末子级增加供电和通信设备，形成供空间新元件、新产品、新技术方案等实现短期在轨验证和评估的应用平台，如美国的美国诺格公司 LDPE-1 快速在轨试验平台、美国 SpaceX 公司SHERPA 留轨试验平台和 DSX 留轨平台。国内基于某型火箭同样开展过了末子级留轨应用平台的搭载飞行试验。末子级留轨平台受搭载模式的重量和包络限制，自身姿态控制力矩小，抗干扰能力较差（某型火箭留轨平台自身控制力矩仅 0.15 N m）。为提供留收稿日期：20230413；修回日期：20230610作者简介：张 成（1988），男，博士，主要研究方向为运载火箭总体设计。21第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）轨平台一个相对稳定的初始条件，一方面火箭末子级需在完成主任务后实现剩余推进剂和气体的排放将箭体钝化1，3，5，11，避免末子级解体，同时规避长期在轨可能产生干扰力矩超出留轨应用平台的姿控能力的风险；另一方面火箭末子级姿态需有效可控，为留轨平台工作初期提供稳定的初始姿态（一般要求单轴不大于 1（）/s）。本文从为留轨应用平台提供稳定、可靠的初始条件出发，在某型火箭末子级完成主任务后的常规排放程序的基础上，对火箭末子级与留轨平台交接前的推进剂排放、姿态稳定过程的飞行程序开展精确排放程序设计，并通过优化排放管布局降低排放干扰，最终完成飞行试验验证。1排放干扰及管路优化 1.1排放干扰分析火箭贮箱内推进剂液体在增压气体压力作用下，以一定的流量和流速通过排放管排放到外部空间，主要过程分为以下 3个阶段：第 1阶段：由于排放管流阻，推进剂液体在管路流动过程中压强不断降低，某一位置压强会降低至饱和蒸汽压，液体气化，行程气-液两相流。第 2 阶段：压强和温度继续降低，至三相点，出现气-液-固三相流，亦可能全部气化，变回单相流。第 3阶段：推进剂至排放管出口时，外界环境为真空状态，短时间迅速气化，带走大量热量，环境温度迅速降低，推进剂又出现凝结，从而在排放管出口及附近区域会出现气、液、固三相流，其中气相分布在最外层。四氧化二氮的真空排放试验结果（对应试验条件：环境压强小于 1 kPa，管路直径 3 mm，推进剂流速 6.6 m/s，推进剂流量 68 g/s），见表 1。试验结果表明：相对于地面排放，真空排放时四氧化二氮的流量下降约 3.1%4.6%；在排放过程中，排放管路内已经形成多相流，管路流阻系数增加，导致流量下降，证明上述液体推进剂真空排放过程正确7-10。由于在气-液-固三相流中，固体随流体运动速度小，因此在推进剂排放过程的推力计算中，不考虑固体颗粒的影响，仅考虑管路中的气体和液体。排放管口是以气-液两相流同时排放产生推力进行计算。推进剂排放力计算如下：F=mumA um（1）式中：A 为出口截面面积；气液混合密度m=g+(1-)l，g为气相密度，为掺气率（气体体积分数）；气液混合速度um=(gug+(1-)lul)/m，l为液相密度，ul为出口液相速度，ug为出口气相速度。中科院力学所针对火箭剩余推进剂排放过程开展了理论分析和数值仿真，分析表明，在排放条件下的推进剂射流进入太空后，立即失稳破碎为大量液滴，液滴在高真空环境下扩散，表面不断有气体分子蒸发，逐渐在箭体周围形成了一个由液滴和蒸汽分子组成的羽流场2，4，6；并且通过数值仿真模拟了某型火箭末级剩余推进剂排放过程及羽流分布，结果表明：1）羽流场对箭体扰动主要来自压力，且羽流所到达的物体表面的温度越高，局部压力场快速增大，干扰力增大较快，在不考虑其他设备电缆情况表 1氧化剂（四氧化二氮）排放试验结果Tab.1Result of N2O4 vacuum venting experimentation补推进剂温度/实际压降/MPa实际流量/（gs-1）流速/（ms-1）流阻系数/MPa(kgs-1)-2流阻系数增大/%流量降低/%地面排放试验8.73（贮箱）0.40266.996.4489.59真空排放试验加热的 N2O414.70（贮箱）0.41765.196.4098.059.44.6不加热的 N2O48.73（贮箱）0.42366.576.3895.356.43.1注：表中百分比均以地面不加热 N2O4排放的数据为基准计算。22第 40 卷 2023 年第 s1 期张成，等：火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证下，排放干扰主要来自两个排放口与发动机布局之间不完全对称、发动机高温部件（涡轮、喷管、排气管等）附近局部高压力场，且滚动方向明显；2）在排放口附近有其他常温干涉物时，起主导作用的为未来得及蒸发的液滴射流打在干涉物上形成反作用力，距离排放口越近，蒸发量越低，破碎液滴形成的干扰力占据主导，干扰力增大较快。1.1排放管路优化某型火箭在完成主任务后，贮箱剩余推进剂按照既定的排放程序，通过动力系统排放管路实现剩余推进剂的排放，相关排放管路在贮箱后底的布局如图 1图 2所示。周向位置：氧化剂排放管 1 和排放管 2 分别位于火箭偏基准 45、偏基准 45；燃料排放管1 和排放管 2 分别位于箭体偏基准 21、偏基准 21。排放管对称分布，可消除因周向安装位置的不对称带来的排放干扰。轴向位置：燃料排放管 1 和排放管 2 安装支架均距离三级发动机舱后端面 100 mm。氧化剂排放管 1 安装支架距三级发动机舱后端面 150 mm，氧化剂排放管 2 安装支架距三级发动机舱后端面200 mm。为削弱氧化剂排放管轴向位置差异带来的排放干扰，基于现有三级发动机舱可利用空间，氧化剂排放管 2 由原安装支架距三级发动机舱后端面由 200 mm 改为 170 mm，氧化剂排放管 1 和排放管 2 轴向距离由 50 mm 缩短至 20 mm，减小了 2 个排放管轴向位置的差异，亦有利于减小排放干扰。2排放程序优化设计 2.1常规排放程序设计某型火箭常规排放程序如图 3所示。星箭分离后约 360 s燃料开始排放（星箭分离至燃料开始排放主要为拉开与卫星的距离，避免排放对星体的污染12），再过 240 s氧化剂开始排放。燃料、氧化剂排放过程中，姿控发动机的 2台 45 N 正推分机始终保持工作状态。根据历发飞行遥测数据分析知：1）燃料液体排放所需时间为 4786 s，燃料箱增压气体排放时间约需 350450 s，可按照合计不超过 600 s。2）氧化剂液体排放所需时间为 1379 s，按照 开 始 排 放 时 氧 化 剂 箱 压 力 0.38 MPa/容 积 7 500 L、燃料箱压力 0.22 MPa/容积 6 200 L 计算，氧化剂箱气体排放时间约需 650700 s；按照增压气瓶剩余量 24 MPa，气瓶通过氧化剂箱排气约需 100200 s；合计不超过 1 000 s。3）火箭末子级在入轨后第 35 天时，俯仰、偏航、滚 动 三 个 方 向 的 角 速 度 分 别 约 为 7.3、7.6 和18.8（）/s，三轴综合角速度约 21.6（）/s，大于留轨系统的初始条件要求。分析可能是由于姿控发动机推进剂耗尽失去姿态控制能力后，氧箱气体+增压气瓶气体排放过程中干扰造成的，需保证氧箱气体+增压气瓶气体排放过程末子级仍有姿态控制能力。燃排放管1燃排放管2氧排放管2氧排放管1沿火箭飞行方向图 1某型火箭推进剂排放管布局Fig.1Propellant venting system configuration of a rocket upper stage 飞行方向三级发动机舱图 2氧化剂排放管安装位置更改后Fig.2An improving design of the oxidant venting pipe position23第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）2.2精准排放程序设计基于常规排放程序和上述对历发任务飞行结果的统计分析，为适应留轨系统对排放和姿控的要求，在确保卫星安全防污染距离的前提下，提出末子级精准排放程序，如图 4所示，主要从以下 3个方面来对排放段程序进行设计。1）推进剂排放管理推进剂排放段，为防止贮箱内推进剂液体和增压气体产生气液混合排放造成额外排放干扰，推进剂排放开始前需要正推沉底分机工作，排放开始后可利用排放力的轴向分量进行沉底。用来衡量推进剂是否能够有效沉底的无量纲数是邦德数（Bond），定义为惯性力和粘性力之比。根据某型火箭地面试验和飞行结果知，在满足 Bond数大于300的条件下，火箭末子级具备良好的沉底效果。燃料、氧化剂贮箱在 2 台 45 N 正推分机和推进剂排放力下的 Bond 数，均大于 300，表明这两种方式均能获得良好的推进剂沉底效果，见表 2。经仿真分析和飞行试验，排放段 245 N 正推力作用下的氧化剂和燃料晃动频率范围分别为0.260.28 rad/s 和 0.400.43 rad/s，对应晃动周期分别为 22.424.2 s 和 14.615.7 s，且仿真结果表明该正推力至少需要维持 23 个晃动周期的时间进行晃动抑制；因此，设定 245 N 正推分机在燃料 氧化剂排放燃料排放196N姿控正推关机45N+196N姿控正推点火调姿结束调姿开始卫星分离110s130s550t(s)240s360cxcxcx时序控制器清零增压电磁阀开240s+箭机清零图 3火箭末子级常规排放程序Fig.3A traditional venting procedure of rocket upper stage 燃料排放45N+196N正推机分机点火调姿结束调姿开始卫星分离110130550t(s)150360cxcxcx1000氧化剂排放、增压阀打开监测姿态和过载燃料排放段150氧化剂排放段交接45N正推机分机关机1145N正推机分机关机4545N正推机分机开机切断姿控、断电196N正推分机关机100cxcxcx900图 4某型火箭搭载末子级留轨平台精准排放程序Fig.4An exact venting procedure of a rocket upper stage for the long-term on-orbit platform表 2某型火箭末子级不同管理力下 Bond数Tab.2Bond number of one kind of rocket with different thrust项目管理方式管理力/NBond数氧化剂箱2台 45 N正推90856推进剂排放力144750燃料箱2台 45 N正推90425推进剂排放力8634924第 40 卷 2023 年第 s1 期张成，等：火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证排放开始后 1 s关闭，在氧化剂排放开始前 45 s开机进行液体沉底（约 2 个抑制周期），氧化剂排放开始后 1 s关闭。2）延长排放程序为满足末子级留轨应用平台（三轴稳定）对排放和姿态的要求，根据前文对实际飞行排放时间的统计分析结果，延长排放段的整体时间，可覆盖贮箱内推进剂、增压气体充分排放时间，实现末子级充分钝化，降低交接后对留轨系统姿态的干扰，即燃料排放前飞行程序保持不变，燃料排放 150 s后氧化剂开始排放，氧化剂排放时间 1 000 s（含增压气体排放）。3）姿态控制为减小排放对末子级姿态的干扰，设定氧化剂开始排放后 900 s进行调姿，调整至与末子级留轨系统交接时姿态要求。为确保姿态稳定，在氧排放后1 000 s设定 150 s的稳定段，之后末子级留轨系统定时交接；排放过程中，姿态发动机俯仰、偏航、滚动分机保持持续工作，确保三轴姿态角速度控制内 1（）/s内。3飞行试验结果 3.1推进剂、气体排放效果分析某型火箭末子级精准钝化排放过程中燃料箱和氧化剂箱内温度、压力、过载的变化曲线分别如图 5图 6 所示。燃料箱排放前和初始液体排放过程图像如图 7所示。图 5燃料箱排放过程箱内压力、温度和飞行过载变化曲线Fig.5Pressure，temperature and acceleration of the fuel venting process图6氧化剂箱排放过程箱内压力、温度和飞行过载变化曲线Fig.6Pressure，temperature and acceleration of the oxidant venting process（a）排放开始前（b）液体排放过程中图 7燃料箱排放过程图像Fig.7Image of the fuel venting process25第 40 卷 2023 年第 s1 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）以推进剂排放的开始时刻为起点（燃料为 T0+360 s，氧化剂为 T0+510 s），燃料和氧化剂排放过程均可分为 3 个阶段：液体排放阶段、气-液混合排放阶段、气体排放阶段。经分析：1）燃料箱排放过程中，燃料排放开始后的 50 s内为液体排放阶段，燃箱压力、温度相对稳定，过载呈波动式变化是由于燃料液体排放过程中产生了较大的滚转姿态干扰，燃料排放过程羽流角覆盖范围超出 120范围；5070 s为气-液混合排放阶段，排放产生的姿态角速度相对稳定；70 s 后为气体排放阶段，至遥测结束燃箱压力降为 0.01 MPa，表明燃箱已完成排放与钝化。2）氧化剂箱排放过程中，氧化剂排放开始后的90 s内为液体排放阶段，过载阶跃变化，表明精准排放程序设计约 2个晃动周期的 45 N 正推工作程序，为氧化剂排放提供了有效的沉底过载；90108 s为气-液混合排放段，箱压快速下降，排放液面稳定，沉底效果好；108 s 后为气体排放阶段，燃箱压力和温度明显下降，至遥测结束燃箱压力降为 0.11 MPa，表明氧化剂箱排放与钝化基本完成。综上所述，燃料排放过程中，排放干扰较大，产生了绕箭体纵轴的滚动，是由于燃料箱与氧箱构型差异（燃箱箱底为上凸构型），使得排放效果较氧箱略差，后续可延长 45 N 正推以提升燃料液体排放效果，以覆盖燃料排放约 2 个晃动周期为宜。氧化剂排放前，在约 2 个周期的 45 N 正推力作用下，氧化剂沉底和液体排放效果明显，达到了预期排放与钝化目标。交接后 120 s内留轨系统遥测数据显示姿态稳定，未出现增大趋势，表明精准排放程序设计正确，火箭末子级已完成剩余推进剂、增压气体的排放与钝化。3.2姿态稳定效果分析对某型火箭末子级搭载留轨应用平台实际飞行遥测数据进行分析和反演，火箭排放段俯仰、偏航、滚动三通道姿态角变化曲线如图 8所示，燃料排放后滚转姿态角速度变化曲线如图 9 所示，末子级交接前后姿态角速度变化曲线如图 10所示。根据实际飞行结果可知：1）星箭分离后末子级俯仰、偏航、滚转通道态控制与设计值吻合较好。2）燃料排放后约 0116 s 出现滚转通道较大的姿态干扰，但在控制能力能够克服范围内。经分析是由于燃料排放管羽流，造成箭体局部表面压力场快速增大，形成滚转方向的干扰力矩；后续随着040080012001600-200-150-100-50050100150时间（s）俯仰-飞行值 偏航-飞行值 滚转-飞行值-200-150-100-50050100150T0+360s燃料排放燃排放前 调姿 俯仰-设计值 偏航-设计值 滚转-设计值姿态角()T0+510s氧化剂排放交接前 调姿滚动通道姿态偏差遥测结束 图 8排放段三通道姿态角变化曲线Fig.8Pitch，yaw and roll channel attitude of the propellant venting process300350400450500-3-2-1012姿态角速度/s时间/s 滚转角速度T0+360s燃料排放滚转角速度 开始负向0.0000.0050.010 飞行过载过载(g)图 9燃料排放后滚转姿态变化曲线Fig.9Roll channel attitude of the fuel venting process20406080100120-1.0-0.8-0.6-0.4-0.20.00.20.40.60.81.0角速度（/s）时间（以交接时刻为0点）（s）X轴角速度 Y轴角速度 Z轴角速度 图 10末子级留轨应用系统交接前后姿态角速度曲线Fig.10Handover attitude of the rocket upper stage and the long-term on-orbit platform26第 40 卷 2023 年第 s1 期张成，等：火箭液体末子级精准钝化排放设计及飞行验证液体燃料排放完成，姿控发动机逐渐大于干扰力矩，姿态逐步稳定。3）火箭末子级与留轨应用平台交接后 120 s内俯仰、偏航、滚转角速度最大分别为 0.336、0.348、0.193（）/s，各通道角速度均优于不大于 1（）/s 的姿控控制精度要求。4结束语 本文从为留轨应用平台提供稳定所需的初始姿态条件出发，在某型火箭末子级钝化排放程序的基础上，为火箭末子级搭载留轨应用系统设计了精准钝化排放程序，同时优化推进剂排放装置以降低排放干扰，经飞行试验考核有效。参考文献1 张文祥.运载火箭末级剩余推进剂排放技术 J.中国航天，1992（12）：17-19.2 廖少英.低重力状态下末级火箭剩余推进剂空间排放干扰分析 J.上海航天，1995（4）：13-18.3 周军.双组元四氧化二氮/肼类推进剂空间点火特性J.火箭推进，1998（3）：1-19.4 程晓丽，毛铭芳，阎喜勤.运载火箭剩余推进剂羽流污染量计算 J.计算物理，2001，18（1）：7-9.5 林革.推进剂真空排放与冷却套充填特性 D.西安：西北工业大学，2003.6 樊菁，刘宏立，蒋建政，等.火箭剩余推进剂排放过程的分析与模拟 J.力学学报，2004，36（2）：129-138.7 田辉，孙冰，古红霞.失重条件下低温推进剂排放计算J.北京航空航天大学学报，2004，30（2）：657-661.8 刘昌波，张涛，李福云.N2O4真空排放试验研究 J.火箭推进，2006，32（6）：1-5.9 池保华，洪流，李龙飞，等.真空模拟换进下液体推进剂蒸 发 特 性 的 试 验 研 究J.火 箭 推 进，2010，36（1）：71-74.10 康亮杰，江铭伟，宣晓萍.推进剂真空排放过程仿真与试验研究 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