注气式蓄压器自由液面控制技术研究

　　摘要：为了使注气式蓄压器满足火箭 POGO 抑制所需的气枕容积，需要持续地向蓄压器气枕内充入气体，并控制自由液 面的位置，避免气体进入输送管路对发动机造成影响。建立了注气式蓄压器 AMEsim 仿真模型及地面试验系统，对自由液面 的控制技术进行研究。通过仿真计算及试验结果分析表明：通过充气和排气流量匹配，利用溢出管进行自由液面的控制，能 够将容积控制在所需范围内。

　　关键词：注气;蓄压器;自由液面;容积;柔度

　　0 引 言

　　纵向耦合振动(POGO)是指液体火箭结构系统与 推进系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振 动，因其振动形态与玩具“Pogo Stick”相似而得名[1]。 发生 POGO 振动时，火箭结构与推进系统呈现动力学 强耦合特征，当低频模态越来越密集时，将造成运载 火箭设计的“低频灾难”[2]。POGO 振动属于低频振动， 使运载器的安全性和可靠性受到了很大的威胁，可能 造成运载火箭的有效载荷或结构受损，降低推进系统 的性能，造成发动机异常关机，影响宇航员的生理状 态，甚至可能造成飞行失败。

　　因此，抑制 POGO 振动 具有十分重要的意义。 典型的 POGO 振动所构成的闭合回路包括结构系 统、管路系统和发动机系统等(也可以归纳为运载器 结构和推进系统)的耦合，属于系统动力学问题。当然，也有非典型的 POGO 振动现象，如纵横扭耦合振 动、局部振动等。目前液体火箭的 POGO 抑制方式主 要通过在输送系统管路上安装蓄压器，改变管路系统 的固有频率，使其与箭体结构的固有频率错开，同时 利用其可变的管路容腔，降低管路内的压力或者流量 脉动。 工程上用于 POGO 抑制的蓄压器，分为弹簧活塞 式、贮气式和注气式 3 种方式，均属于被动式防 POGO 装置[3]。在美国早期的双子座计划中，大力神 II 火箭 的燃料系统采用了弹簧活塞式蓄压器，通过弹簧活塞 结构能够缓冲来自管路系统的脉动压力和冲击作用[3]。

　　贮气式蓄压器采用气囊或金属膜盒贮存气体，充气容 腔能够为管路系统提供柔性，同时实现气体与推进剂 的隔离。美国的大力神III燃料系统使用了囊式蓄压器， 氧化剂系统使用了金属膜盒式蓄压器[4]。美国的土星 V一级采用在 F-1 发动机的液氧供应管路前置阀中注入 氦气的方案来抑制 POGO 振动[5]，是最早采用的注气 式蓄压器原型。土星 V 二级采用在中心的 J-2 发动机 氧泵前管路上安装注气式蓄压器的方案抑制 POGO 振 动[6]。航天飞机上的采用的蓄压器方案是在其主发动机 低压氧泵和高压氧泵之间安装注气式蓄压器[7]。

　　阿里安运载火箭上采用的注气式蓄压器能够调节柔 度和惯性[8]。阿瑞斯 I、天顶号采用的注气式蓄压器方 案中将多余的气体排出箭外不会对发动机造成影 响[9,10]。长征系列常规运载火箭采用贮气式金属膜盒蓄 压器[2]，其中长征二号 F 运载火箭采用金属膜盒变能 蓄压器。长征五号、长征七号运载火箭沿用了常规火 箭贮气式蓄压器设计思路，研制出了低温高压金属膜 盒蓄压器[2]。贮气式蓄压器结构简单，飞行过程中不需 要对蓄压器进行操作，且贮存的气体不会进入推进剂 输送系统，能有效抑制火箭 POGO 振动。

　　随着中国运载火箭规模进一步加大，全箭频率更 低，与现役运载火箭相比需要的蓄压器容积更大，为 50~60 L，是现有金属膜盒蓄压器最大容积的 9~11 倍。 经分析采用传统金属膜盒式蓄压器所占的结构空间 大，膜盒生产加工困难，焊缝数量多且难以检测。注 气式蓄压器可以较好地适应低温环境，容积大，且工 作寿命长，工艺性和维护性好。因此，有必要对注气 式蓄压器方案及关键技术进行研究。

　　注气式蓄压器区别于传统贮气式蓄压器的最大特 点是存在液体自由界面，为了使蓄压器满足 POGO 抑 制所需的气枕容积和惯性，同时避免过量的气体进入 发动机，需要对注气式蓄压器自由液面进行控制。本 文通过对注气式蓄压器自由液面控制技术方案进行研 究，建立了注气式蓄压器 AMEsim 仿真计算模型，并 搭建了试验系统，通过仿真及地面试验验证了自由液 面控制方案的正确性，可为注气式蓄压器的设计提供 依据。

　　1 注气式蓄压器自由液面控制原理

　　注气式蓄压器的 POGO 抑制原理基于经典水击理 论[3]，是通过在输送管路上旁通气体容腔或向输送管路 内注入气体，从而达到改变管路系统固有频率，降低 管路内脉动压力的目的。与传统的金属膜盒式蓄压器 定能量值不同的是，注气式蓄压器需要对自由液面的 位置进行控制，从而达到控制容积的目的。

　　气体注入输送管式蓄压器是在推 进剂输送管路上旁通气体容腔，推进剂通过惯性孔进入气体容腔形成自由液面，并在蓄压器上部容腔形成 气枕，为了维持所需的气体容积，工作过程中有持续 的气体注入蓄压器气枕，通过溢流管可把蓄压器气枕 内的气体注入管路内，当管路中的推进剂含有气泡时， 能够改变流体的可压缩性，即改变水击波速。

　　当输送 管路内出现压力脉动导致液面升高时，通过溢流管进 入输送管路的气体减小，气枕内压力升高，使得液面 下降，直至回到初始平衡位置。当管路内的压力脉动导致液面降低时，通过溢流管进入输送管路的气体量 增加，气枕压力下降，使得液面升高，直至回到初始 平衡位置。

　　因此，可保持一定的气枕容积范围，利用 蓄压器气体容腔和进入管路的气泡达到改变管路系统 固有频率和降低管路脉动压力的目的。主要优点是液 位通过潜管自行调节，控制方式简单，进入输送管的 气体也起到调节推进系统频率的作用。缺点是含有气 泡的推进剂最终进入发动机，因此，必须保证注入的 气体不会对发动机泵造成影响，这就需要发动机开展 注气拉偏工况的地面试车进行验证。

　　气体排出式蓄压器，工作原理与气 体注入输送管式基本相同，不同之处在于通过溢流管 将蓄压器气枕内的气体或者气液混合物排出箭外，仅 利用气体容腔达到改变管路系统固有频率和降低管路 脉动压力的目的。主要优点是蓄压器内部过量的气体 排出箭体外，不会对发动机泵造成影响，避免了与发 动机系统的耦合。缺点是增加了排气排液阀门及管路， 系统设计复杂，射前及飞行过程中有气氧、液氧排出箭外，浪费了一定量的推进剂。

　　2 注气式蓄压器建模及分析

　　针对气体排出式的蓄压器，它是由与推进剂供应 管路直接连通的液体部分和气体容腔部分组成。分别 考虑蓄压器中的液体部分和气体部分，建立其数学模 型。

　　3 注气式蓄压器系统试验

　　根据注气式蓄压器的工作特性，上述理论分析过 程中对模型进行了简化，实际上溢流管口的流动状态 复杂，存在气液两相流动状态，同时气枕内部换热过 程复杂且气氧的蒸发，实际上出口排出的是氦气和气 氧的混合物，因此，实际中排气口的设计应有更大的 余量，这就需要通过试验进行确定。验证充气和排气 流量的匹配性，验证蓄压器工作过程中保持额定气枕 容积和惯性的能力。注气式蓄压器试验系统主要由充 气系统、排气系统、压力模拟系统、控制系统和加注 系统等组成。

　　4 结 论

　　本文通过对注气式蓄压器自由液面控制技术进行 研究结果表明：气体排出式的注气式蓄压器，通过向 蓄压器气枕持续的充气，利用溢出管进行自由液面的 控制，能够将容积控制在所需范围内，满足 POGO 抑 制所需的柔度和惯性，同时避免了气体进入输送管对 发动机造成的影响。

　　仿真及试验结果表明，注气式蓄压器容积与充气 流量及排气流量的匹配性相关，必须使排气口面积留 有足够的余量，以确保在极端工况下充入的气体及汽 化的氧气能够全部排出，从而避免气体通过惯性孔进 入到输送管内。 另外，受发动机启动过程中负水击的影响、助推 器分离时过载的影响等，会导致蓄压器气枕容积瞬间膨胀，存在液位降低至惯性孔以下的风险。

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　　可通过增 加液面到惯性孔高度的方式提高容错能力，但这将增 加蓄压器的惯性和结构质量，为了解决该问题，可进 一步从注气流程和时序上进行优化。 注气式蓄压器对于 POGO 抑制效果的评估还需要 搭建结构和推进系统的耦合模型进行分析。同时为了 确保设计的正确性，需要开展 POGO 抑制系统试验， 并搭载发动机试车，以验证所需的蓄压器柔度和惯性 值是否合适并做出适当调整。

　　参 考 文 献

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

　　[2] 王小军, 于子文. 国内外运载火箭 POGO 抑制技术研究进展[J]. 中国 科学: 技术科学, 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] 黄怀德. 蓄压器的作用及其设计和试验[J]. 国外导弹技术, 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：马方超 1,2，刘文川 1,2，陈牧野 1,2，徐珊珊 1 ，张立强 1,2

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