新一代液体运载火箭耗尽关机优化设置研究

黄 帅，丁一凡，林连镔，焦 震，赵林虎

（上海宇航系统工程研究所，上海，201109）

0 引 言

近年来，运载火箭发射任务大幅增加，经统计，运载火箭发射失败有近40%由动力系统故障造成。因此，提高发动机工作可靠性至关重要。本文对涉及发动机关机可靠性的耗尽关机设置开展研究。

目前，现役及新一代火箭的助推级或一级关机方式为特质量关机（射程关机）、耗尽关机、定时关机，其中耗尽关机是作为发动机关机控制的备保措施。从近年来运载火箭发射情况可以看到，部分火箭一子级以耗尽关机方式实现了火箭发动机可靠关机。在火箭箭体结构重量、推进剂加注量、发动机性能存在一定偏差的情况下，火箭有一定概率还未达到特征量关机条件，便触发耗尽关机。耗尽关机能确保发动机不会在无推进剂工况下工作，保证了火箭及载荷的安全。使用耗尽关机方式，可充分利用贮箱内推进剂，减少贮箱内剩余推进剂，有利于提高火箭的运载能力。

耗尽关机在现役型号和新一代运载火箭上均得到广泛应用。

1 耗尽关机传感器设置目的和原则

1.1 耗尽关机传感器设置的目的

a）启动工作级发动机的关机程序。

运载火箭助推级或一子级到达特征量关机前，设置耗尽关机可避免发动机在推进剂夹气或无推进剂的工况下工作[1]。

b）启动上一子级发动机的启动程序。

在工作级达到关机条件时，给上一子级信号，按照飞行程序开启上一子级发动机的启动程序[1]。

1.2 耗尽关机传感器设置原则

根据耗关传感器设置目的，结合耗关传感器特点，确定耗关传感器设置原则：

a）确保耗关传感器不误发、不漏发耗关指令，在一度故障时可正确发出耗关信号；

b）确保推进剂在晃动过程中耗关信号准确发出；

c）尽量消耗火箭推进剂，提高运载能力。

2 耗尽关机传感器工作原理

目前运载火箭耗关传感器主要有红外光电传感器和电容传感器[2]。现役火箭主要采用红外光电传感器，工作原理是基于红外光电效应，红外光照射在某物质上时，物质的电子吸收光子的能量而发生了相应的电效应现象。新一代火箭因为低温推进剂的特殊要求，主要采用电容传感器，由于不同介质的介电常数各不相同，通过改变介质的介电常数实现对被测量的检测，并通过电容式传感器电容量的变化反映出来[3]。

耗尽关机系统以光电或电容敏感元件作为传感器，装在贮箱后底内。当推进剂液位降低至传感器敏感部位时，传感器及时发出信息，该信息经变换器变成发动机关机指令送入关机电路，启动一子级发动机的关机时序和二子级发动机的启动程序。

3 耗尽关机传感器设置

当氧化剂或燃料消耗到箱内预定液位时，耗关传感器向箭上计算机发出关机信号，经一定时间的延时后，实现发动机正式关机，传感器发出信号同时，向遥测系统输出相应的信号作为监视和结果分析。

3.1 新一代火箭耗尽关机传感器设置

助推或芯一级关机按耗尽关机进行设计。在每个助推器的氧化剂（Y）箱和燃烧剂（R）箱内各装4个耗尽液位传感器，通过变换器实现并串联，见图1。氧化剂（Y）箱和燃烧剂（R）箱信号并联（并联由控制系统实现），见图2，为确保传感器的可靠性，传感器信号采用双点双线引出方式。氧化剂（Y）箱和燃烧剂（R）箱内耗关传感器设置相同，仅传感器安装高度不同，变换器内介电常数不同。0.1 MPa压力下，煤油介电常数为2.2，液氧介电常数为1.485，液氢介电常数为1.22。由于耗关传感器的感应介质为气体和液体，当液面发生变化时，电容量就会改变，因此电容传感器测量准确性非常高[4]。

图1 耗关传感器安装示意Fig.1 The Installation Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor

图2 耗关传感器连接方式示意Fig.2 The Connection Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor

液位传感器布局方式采用“-”型布局方式，如图3所示。为减少传感器种类，提高系列化火箭的三化程度，考虑两个模块贮箱的耗尽液位传感器选用同一选型，实现对模块的通用化，需要传感器设计人员与贮箱结构设计人员协调，通过调整传感器在箱底的安装位置，以相同的传感器尺寸满足液体火箭贮箱内推进剂的液位测量要求，实现对传感器尺寸的统一。

图3 贮箱内耗尽液位传感器“-”型布局方式示意Fig.3 The Connection Schematic Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor in the Rocket Tank

3.2 现役火箭耗尽关机传感器设置

现役型号火箭耗关传感器是以安装于同一液面高度的3个红外光电液位探头为液位测量器件，并带动各自的继电器，通过继电器触点组成的三取二冗余表决系统向控制系统和遥测系统发出耗关信号。若3个回路中有1个测量器件失效，不影响传感器正常工作，2个或2个以上不能正常工作，整机就会失效，耗关信号无法正常发出。

整机共有3个独立测量回路，每个测量回路分别由电源、探头、继电器等组成，当贮箱液位耗尽至预定高度时，探头输出由5 V变为0 V，继电器吸合，并通过触点组成的三取二表决电路向控制系统和遥测系统发出关机信号。

图4 现役火箭耗尽关机传感器功能框图Fig.4 The Functional Diagram of Fuel Depleted Shutdown Sensor for Active Carrier Rocket

4 耗尽关机传感器安装高度计算方法

耗关传感器设置应满足以下条件：

式中Vhg为贮箱内耗关液位容积；Vssg为输送管路容积；qmi实际为发动机秒耗量；mgj为关机过程消耗量；mbky为液体不可用量；ρ为推进剂密度；T为耗关信号发出给箭载计算机后延迟T秒，箭载计算机发送发动机关机信号，实现正式关机，火箭T值一般为1.1～3.7 s。实际计算时，“液体不可用量”包含：贮箱内防漩防塌量、推进剂分层不可用量、推进剂输送管路的量等。

由于发动机在飞行段处于非标准工况下工作，其发动机秒耗量要根据发动机小偏量方程考虑实际的秒耗量，同时需要考虑秒耗量的设计偏差（一般考虑发动机秒耗量的上偏差）。

式中sF，qmios，qmifs分别为发动机推力、氧化剂流量、燃料流量在标准条件下的值，若发动机开展了工艺验收试车，可对应量值提供后总体可进行复核复算；To，Tf，po，pf分别为标准工况下氧化剂入口温度、燃料入口温度、氧化剂入口压力、燃料入口压力；ΔTio，ΔTif，Δpio，Δpif分别为实际工作条件下，氧化剂入口温度、燃料入口温度、氧化剂入口压力、燃料入口压力实测数值与设计标准条件数值的差值；nx为过载数值，单位为重力加速度g；a1～e1、a2～e2分别为氧、燃秒耗量计算系数，不同的发动机系数值不同。

在耗关液位容积的基础上，结合贮箱后底的形状，即可计算出耗关液位的高度。

5 耗尽关机液位设置改进建议

5.1 现有耗尽关机设置现状分析

a）由于耗关传感器安装在贮箱后底上，后底由6片瓜瓣焊接而成，后底与贮箱筒段连接方式也为焊接，焊接会引起后底结构产生形变，从而导致耗关液位容测值与理论值存在偏差，某型号64个贮箱耗关液位容积测量值较设计差值为-11～48 L，容测数据散差偏大。目前耗关传感器高度的调节方式是增加垫片，只能向上调节且调节量有限（目前在设计偏差要求范围内不做调整，仅当容测值超差时，调整耗关传感器支架高度）。同时在制导设计时一般按照耗关容积设计偏差的下限进行设计，与实际推进剂耗关容积存在一定偏差。

b）飞行过程中，贮箱内推进剂一直在晃动，推进剂温度分层量比理论计算小（理论计算不考虑推进剂晃动），导致理论计算推进剂分层不可用量偏大。

c）火箭在耗关信号发出后延迟时间T后关机，在延迟时间内发动机秒耗量会在小偏量方程基础上考虑设计偏差，故在实际应用中，该处理方法会导致延迟时间内实际消耗量小于设计值，故存在一定的剩余量。

d）由于耗关传感器安装在箱底，若输送管入口处出现推进剂空化现象，在耗关传感器安装位置处仍有推进剂，无法及时触发耗关信号。

e）目前主流火箭推进剂均用到了输送管入口处或以上，输送管内推进剂均为不可用量。小型或中型运载火箭输送管容积较小，输送管内推进剂作为不可用量对运载能力影响不大，但大型运载火箭输送管容积较大，若输送管内推进剂可用，可大幅提升火箭运载能力。某型号氧化剂输送管容积约为700 L，对运载能力影响为638 kg。

5.2 优化建议设置

根据运载火箭耗关液位传感器设置方案，结合实际使用情况，提出优化建议如下：

a）设计可上下调节的耗关传感器安装支架，在容积测量的基础上，通过调节耗关传感器的高度，来调节对应的容积，确保实际耗关液位容积逼近设计值，可尽量减少制导设计与实际推进剂耗关容积的偏差，减少实际的推进剂剩余量，提高火箭运载能力。

b）推进剂温度分层需考虑飞行过程中推进剂的晃动，给出合理的分层不可用量。

c）在设计耗关延迟时间时，考虑传感器可安装空间，尽量降低传感器的安装高度，减少延迟时间，可减少推进剂的剩余量。

d）为避免输送管入口处出现推进剂空化现象，建议将耗关传感器布置在输送管入口处。可在推进剂空化一度故障下，确保发动机正常关机，保证火箭及载荷的安全性。

e）优化箱底的推进剂防漩装置，在确保进入发动机的推进剂不夹气的基础上，考虑利用输送管内30%～50%推进剂，即可延长耗关信号发出时间，从而提升火箭的运载能力。

6 结束语

结合运载火箭耗关液位传感器工程实际应用情况，提出了耗关液位传感器配置的优化建议，提出了耗关传感器安装精度的控制方法、优化推进剂分层不可用量、对于大型运载火箭建议考虑利用输送管内推进剂等建议，供新一代运载火箭后续耗关液位传感器优化配置及新一代火箭设计参考使用。