低温推进剂地面加注停放阶段蒸发量分析

黄 兵 陈士强 李 东 黄 辉 魏 一

(1北京宇航系统工程研究所 北京 100076)(2中国运载火箭技术研究院 北京 100076)

低温推进剂地面加注停放阶段蒸发量分析

黄 兵1陈士强1李 东2黄 辉1魏 一1

(1北京宇航系统工程研究所 北京 100076)(2中国运载火箭技术研究院 北京 100076)

建立了一种可以描述低温推进剂加注、停放过程的计算模型，分析了影响低温推进剂加注停放阶段蒸发的主要因素。研究表明：为缩短发射组织时间、优化加注流程、提升推进剂品质，在全系统能力范畴内，低温推进剂加注过程应提高推进剂加注速度，降低推进剂加注温度，尽量减小外界环境漏热率，并适当增加系统排气能力。

低温推进剂 加注停放 蒸发量

1 引 言

中国新一代运载火箭广泛采用液氢、液氧低温推进剂。相对于常规推进剂，低温推进剂具有超低温、易沸腾、蒸发等特点，对低温推进剂蒸发量的有效控制是确保液体火箭正常发射的重要环节。

低温推进剂蒸发影响主要表现在：(1)蒸发量大小直接影响射前补加量和实施过程；(2)蒸发过程伴随着吸热冷却过程，对推进剂温度品质影响较大；(3)推进剂加注、停放蒸发时间显著影响着发射组织时间。

低温推进剂经加注系统进入贮箱后，在外界漏热以及所加注推进剂过热度的双重趋势作用下，推进剂液面将出现大量汽化、蒸发，从而在气枕空间形成压力，其大小主要取决于蒸发量、加注流量以及贮箱排气能力等因素；另一方面气枕压力又反过来对推进剂蒸发过程产生影响。

鉴于低温推进剂的特性和系统实际需要情况，目前国内外运载火箭在低温推进剂的加注方法上普遍按照典型的4个阶段来实施，即小流量加注、大流量加注、减速加注和停放补加。本文前期工作[1]给出了描述低温推进剂加注停放过程特性的模型，并开展了试验验证，研究表明：低温推进剂预冷加注阶段贮箱内推进剂相变剧烈，气枕压力和推进剂平均温度出现大幅降低；快速加注阶段，推进剂趋于恒温状态，系统参数变化受加注流量影响显著；停放阶段推进剂容积受蒸发损失的影响而逐步平稳减小，贮箱排气阀全开引起气枕压力逐渐达到与外界的稳定状态。

本文采用该模型，结合低温流体蒸发量研究部分已有成果[2-7]，进一步开展低温推进剂加注停放过程中影响推进剂蒸发量的因素的深入研究。

2 目标系统与加注过程描述

目标系统推进剂贮箱容积50 m3，前后底为椭球底。箱体材料为铝合金，平均壁厚3 mm，低温推进剂为液氧。以目标贮箱为研究对象，考虑小流量预冷加注、停放稳定、大流量加注以及小流量减速加注4个阶段。加注过程中，箭上排气阀始终处于打开状态。加注结束后，系统进入停放蒸发阶段，停放过程中不进行补加。

3 低温推进剂蒸发量影响因素分析

低温推进剂加注停放过程的蒸发现象是一个伴随着复杂物理过程的系统性问题，影响因素较多，主要包括：推进剂加注速度、推进剂加注温度、外界环境漏热状态、推进剂贮箱排气能力。

3.1 推进剂加注速度

对于泵压式加注方案，加注速度主要取决于地面加注系统特性。分析了3种设定的加注速度方案，见表1。其余主要参数：排气阀门等效通径为40 mm；外界等效传热系数为2 W/(m2·K)。

表1 推进剂加注方案Table 1 Propellant loading procedure

注：1)该时间对应于流量状态2的时间，其余流量状态时间按照不同阶段总加注量保持和流量状2相等进行。

图1—图4是气枕压力、推进剂温度、蒸发率以及推进剂容积情况。从中可以看出，在加注阶段，随着加注速度的增加，气枕压力、 推进剂温度和推进剂蒸发率均呈现出增加趋势。停放阶段，气枕压力、推进剂温度和蒸发率均逐渐降低，3小时后趋于接近。

图1 不同加注速度下气枕压力历程Fig.1 Ullage pressure for different loading speed

图2 不同加注速度下推进剂温度历程Fig.2 Propellant temperature for different loading speed

图3 不同加注速度下推进剂蒸发率历程Fig.3 Propellant evaporation rate for different loading speed

表2给出了不同时段结束时贮箱内推进剂的容积状态。尽管加注速度有了较大提高，但长时间停放后，最终对推进剂的容积影响并不大，推进剂蒸发消耗接近。

表2 不同阶段结束后液态推进剂容积Table 2 Liquid propellant volume after different loading step

推进剂加注速度显著影响着发射组织时间，一般而言，在地面系统和箭上系统设计范围内，宜采用尽量快的加注速度以节省时间。

3.2 推进剂加注温度

推进剂加注温度主要取决于地面加注系统特性。采取相同的加注速度，分析了3种加注推进剂温度方案，见表3。其余主要参数：排气阀等效通径为40 mm，外界等效传热系数为2 W/(m2·K)。

表3 推进剂加注方案Table 3 Propellant loading procedure

图5—图8是气枕压力、推进剂温度、蒸发率以及推进剂容积情况。从图中可以看出，推进剂加注温度越高，蒸发趋势越强，气枕压力和推进剂温度均增加。停放阶段，各参数均下降，且逐渐趋于接近，但推进剂加注温度越高达到稳定的时间越长。

图5 不同加注温度下气枕压力历程Fig.5 Ullage pressure for different loading temperature

图6 不同加注温度下推进剂温度历程Fig.6 Propellant temperature for different loading temperature

图7 不同加注温度下推进剂蒸发率历程Fig.7 Propellant evaporation rate for different loading temperature

图8 不同加注温度下推进剂容积历程Fig.8 Propellant volume for different loading temperature

表4给出了不同时段结束时贮箱内推进剂的容积状态。从中可以看出，进入贮箱推进剂温度越高，在相同加注容积情况下，其最终液态推进剂越少，推进剂蒸发消耗量越大。

表4 不同阶段结束后液态推进剂容积Table 4 Liquid propellant volume after different loading steps

推进剂加注温度越高，其过热度越大，蒸发量也越大，后续射前补加量需增加。此外，对于给定系统，在确保推进剂温度品质相同情况下，该过程显著影响着停放时间。因此，宜尽可能降低推进剂加注温度。

3.3 外界环境漏热状态影响

外界环境漏热状态主要取决于贮箱绝热效果。采取相同的加注速度和温度(见表1中速度状态2)，分析了4种等效外界漏热率，状态1：2 W/(m2·K)；状态2：5 W/(m2·K)；状态3：10 W/(m2·K)；状态4：20 W/(m2·K)。排气阀门等效通径为40 mm。

图9—图12是气枕压力、推进剂温度、蒸发率以及推进剂容积情况。从中可以看出，在加注阶段，随着漏热率的增加，贮箱气枕压力、推进剂温度和蒸发率也越高。进入停放阶段后，贮箱气枕压力、推进剂温度和蒸发率随漏热率的增加而增加的趋势得以继续保持。但值得关注的是，在高漏热情况下，贮箱压力和推进剂温度并没有延续之前逐渐减小的趋势，而是逐渐增加，虽历经3小时停放仍未达稳定，如下所述，这主要是进入系统的热量超过了排气阀的排气能力。

图9 不同外界漏热率下气枕压力历程Fig.9 Ullage pressure for different environmental leaking heat

图10 不同外界漏热率下推进剂温度历程Fig.10 Propellant temperature for different environmental leaking heat

图11 不同外界漏热率下推进剂蒸发率历程Fig.11 Propellant evaporation rate for different environmental leaking heat

图12 不同外界漏热率下推进剂容积历程Fig.12 Propellant volume for different environmental leaking heat

表5给出了不同时段结束时贮箱内推进剂的容积状态。从中可以看出，加注阶段推进剂容积差别并不明显，推进剂密度变化补偿了蒸发率差异；在停放阶段，随着外界漏热率的增加，推进剂蒸发量显著增大。

表5 不同阶段结束后液态推进剂容积Table 5 Liquid propellant volume after different loading steps

外界漏热率不仅显著影响着推进剂蒸发量和停放时间，而且当排气能力和外界漏热未能达到有效协调时，还将严重影响推进剂温度品质。因此，为了确保射前流程和推进剂品质，宜尽量减小外界漏热率。

3.4 推进剂贮箱排气能力影响

贮箱排气能力取决于贮箱排气阀有效流通通径。采取相同的加注速度和温度(见表1中速度状态2)，分析了4种等效排气通径，状态1：40 mm；状态2：50 mm；状态3：65 mm；状态4：80 mm。等效外界漏热率考虑为20 W/(m2·K)。

图13—图16是气枕压力、推进剂温度、蒸发率以及推进剂容积情况。加注阶段，随着排气阀有效流通通径增加，蒸发率增加，气枕压力和推进剂温度相应减小。进入停放阶段，即使等效外界漏热率达到了20 W/(m2·K)，排气阀有效流通通径的增加，仍使气枕压力和推进剂温度呈现出明显下降趋势，实现了对推进剂温度的有效控制。

图13 不同排气能力下气枕压力历程Fig.13 Ullage pressure for different tank venting rate

图14 不同排气能力下推进剂温度历程Fig.14 Propellant temperature for different tank venting rate

图15 不同排气能力下推进剂蒸发率历程Fig.15 Propellant evaporation rate for different tank venting rate

图16 不同排气能力下推进剂容积历程Fig.16 Propellant volume for different tank venting rate

表6给出了不同时段结束时贮箱内推进剂的容积状态。从中可以看出，排气有效通径越大，同等时间内推进剂容积越少，推进剂蒸发消耗越多，但推进剂温度显著降低。

表6 不同阶段结束后液态推进剂容积Table 6 Liquid propellant volume after different loading steps

贮箱排气能力显著影响着推进剂温度和消耗量，对在同等推进剂温度品质要求下，对停放时间影响较大。因此，在外界漏热一样的情况下，适当增加系统排气能力，利于发射流程的组织和推进剂品质的保证。

4 结 论

建立了能够较为准确描述低温推进剂加注停放过程中贮箱内各参数变化历程的模型，使用该模型对推进剂加注速度、加注温度、外界漏热率以及排气能力进行了分析，主要结论如下：

(1)推进剂加注速度显著影响着发射组织时间，在地面系统和箭上系统设计范围内，宜采用尽量快的加注速度以节省时间；

(2)推进剂加注温度越高，其过热度越大，蒸发量也越大，后续射前补加量需增加，宜尽可能降低推进剂加注温度；

(3)外界漏热率不仅显著影响着推进剂蒸发量和停放时间，而且当排气能力和外界漏热未能达到有效协调时，还将严重影响推进剂温度品质，宜尽量减小外界漏热率；

(4)贮箱排气能力显著影响着推进剂温度和消耗量，适当增加系统排气能力，利于发射流程的组织和推进剂品质的保证。

1 黄 兵，黄 辉，田玉蓉，等. 低温液体运载火箭推进剂加注过程分析[J]. 低温工程，2015(4)：62-66.

Huang Bing，Huang Hui，Tian Yurong，et al. Analysis model of cryogenic launch vehicle propellantloading. Cryogenics，2015(4)：62-66.

2 Daigle M，Foygel M，Smelyanskiy V. Model-based diagnostics for propellant loading systems[C]. IEEE Aerospace Conference Proceedings：1436，March 2011.

3 Leclair A C，Majumdar A K. Computational model of the chilldown and propellant loading of the space shuttle external tank[R]. AIAA 2010-6561.

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Li Ning，Pan Weiming. A model of filling process for A LOX tank. Cryogenics，2008(3)：26-29.

5 Battista B F，Chesser B L，Majumdar A K，et al. An iterative procedure to estimate minimum vent sizes for cryogenic containment vessels[R]. NASA CR-204124.

6 Kashani A，Ponizhovskaya E，Luchinsky D，et al. Physics based model for online fault detection in autonomous cryogenic loading system[R]. ARC-E-DAA-TN9980.

Analysis of evaporation during the cryogenic propellant loading and ground-hold stage

Huang Bing1Chen Shiqiang1Li Dong2Huang Hui1Wei Yi1

(1Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering，Beijing 100076，China)(2China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China)

The model which was established to describe cryogenic propellant loading and ground-hold process had been quoted to study the main factors of propellant evaporation during loading on ground. The research proved that for the capability of the whole system, in order to minimize the launch preparation time, optimize loading procedure and improve propellant quality, the cryogenic propellant loading procedure should be under the conditions of high propellant loading speed, low propellant loading temperature, reducing environmental leaking heat and enhancing tank venting rate.

cryogenic propellant；loading and ground-hold；evaporation

2015-10-26；

2016-01-10

黄兵，男，42岁，硕士、高级工程师。

TB658、TB661

A

1000-6516(2016)02-0054-06