大推力液氧煤油高压补燃循环发动机系统简图如图1所示^[1],采用单涡轮泵供应双推力室方案,单燃气发生器,设置氧化剂预压涡轮泵和燃料预压涡轮泵提高主涡轮泵抗汽蚀性能,采用泵后摇摆方案优化发动机布局、提高推质比,采用流量调节器和燃料节流阀进行推力和混合比调节。

描述液氧煤油高压补燃循环发动机稳态故障

图1 液氧煤油高压补燃循环发动机系统简图
Fig.1 Diagram of LOX/kerosene rocket engine system with high-pressure staged combustion

特性的数学模型是一组反映发动机工作参数、内外干扰因素及故障参数之间关系的非线性代数方程组。方程组包含上百个方程,通过在稳态特性模型中嵌入故障特性方程实现故障仿真,故障特性方程如下^[11]。

根据液氧煤油高压补燃循环发动机研制经验,梳理了管路泄漏故障(12种)、管路/喷嘴堵塞和阀门卡滞故障(10种)、涡轮泵和调节元件及其它故障(14种)三大类故障^[12],共计36种故障模式。对36种故障模式分别进行仿真分析,筛选出可能危及发动机安全工作的17种故障模式:燃气发生器入口氧泄漏、主涡轮入口燃气泄漏、发生器氧喷嘴堵塞、液氧主阀卡滞及氧主泵扬程损失等。针对选取的17种可能危及发动机安全工作的故障模式,利用故障模型仿真获得28个测量参数对故障的敏感性和测量参数之间的相关性关系,提取了发动机故障监控中的特征参数。

本文以燃气发生器入口氧泄漏故障模式为例给出故障仿真结果^[11]。为方便分析本文中发动机推力按推力室1和推力室2分别给出(表1中为F_e1和F_e2)。表1给出了燃气发生器入口氧泄漏10%时,发动机各测量参数相对变化值的绝对值由大到小的排序。从表1中可以看出燃气发生器入口氧泄漏对发动机大部分工作参数均有较大影响。氧泄漏时,燃气发生器氧流量减小,混合比降低,涡轮入口、出口温度及推力室燃气喷前温度均增大,涡轮入口压力降低; 燃气发生器氧化剂流量减小和涡轮入口压力降低,进一步导致发动机燃气路压力降低,发动机推力降低; 燃气发生器氧化剂流量减小和涡轮入口压力降低导致发动机氧化剂流量上升和主涡轮功率不足,主涡轮转速降低; 主涡轮出口压力降低和发动机氧化剂流量增大双重因素导致氧主泵入口压力降低。

对选取的17种可能危及发动机安全工作的故障模式分别进行仿真分析,获得第i(i=1…28)个测量参数对第j(j=1…17)种故障模式的相对偏差δx_ij后,分两步计算各测量参数对各种故障模式的总敏感性参数。

首先对各种故障模式下测量参数相对偏差进行归一处理,得到归一化后的各测量参数相对偏差δx^-_ij=δx_ij/max_i=1…28|δx_ij|,以确保各种故障模式对故障敏感参数贡献相同。

然后计算各种故障模式归一化后的各测量参数相对偏差绝对值的平均值。发动机各测量参数对故障的总敏感参数定义如下:

D_i=(∑^N_j=1|δx^-_ij|)/N

表1 各测量参数对发生器入口氧泄漏敏感性排序
Tab.1 Order of measurement parameters sensitive to oxygen leak at gas generator inlet

式中:N为故障模式个数(N=17); δx^-_ij为第i个测量对第j种故障模式归一化后的相对偏差。

基于以上计算获得的各测量参数总敏感性排序见表2。可以看出氧主泵入口压力、发动机燃气路温度和氧化剂流量测量对发动机故障敏感性相对较高,氧泵入口和出口温度、燃料一级泵入口和出口、燃料二级泵出口温度对发动机故障敏感性相对较低。

表2 各测量参数对故障总敏感性排序
Tab.2 Total order of measurement parameters sensitive to fault

对选取的各种故障模式下各测量参数相对偏差进行相关性分析,获得各测量参数之间的相关系数,从中选取相互之间相关系数大于0.6的测量参数,获得大推力液氧煤油高压补燃循环发动七组高相关性测量参数组见表3。

表3中每行测量参数相互间具有高相关性,可以看出28个测量参数中,高相关性测量参数组主要有三组(第1相关组、第3相关组和第4相关组),这三组中共包含22个不同的测量参数。高相关性测量参数间存在较强的相互关系,对发动机故障响应具有高相关性。

第1相关组共包含7个测量参数,这些参数与发动机涡轮前后温度存在较强的相互关系,表中依次为氧化剂泵入口压力、氧化剂泵入口温度、氧化剂预压涡轮泵转速、推力室燃气喷前温度、主涡轮出口温度、主涡轮入口温度和氧化剂泵出口温度。

表3 高相关性测量参数组
Tab.3 Measurement parameter sets with high correlation

第3相关组共包含8个测量参数,这些参数与发动机推力存在较强的相互关系,表3中依次为推力室1海平面推力、推力室2海平面推力、推力室点火路压力、推力室燃料喷前压力、主涡轮出口压力、推力室燃气喷前压力、主涡轮入口压力和发生器燃料喷前压力。

第4相关组共包含9个测量参数,这些参数与发动机涡轮泵转速存在较强的相互关系,表3中依次为燃料二级泵出口压力、燃料一级泵出口压力、主涡轮泵转速、燃料节流阀出口压力、燃料预压涡轮泵转速、燃气发生器氧化剂喷前压力、氧化剂泵出口压力、燃气发生器燃料喷前压力和主涡轮入口压力。

大推力液氧煤油高压补燃循环发动机测量参数对故障总敏感性和高相关性测量参数组见表4。故障监控中的特征参数提取时需考虑以下方面:1)应尽量选取敏感性较高的参数; 2)应尽量在不同相关参数组中选取,且应尽量在包含参数较多的高相关性组中选取; 3)对应故障监控传感器应具有高工作可靠性; 4)应考虑发动机地面试车/飞行状态传感器设置限制条件^[2]。

表4 测量参数对故障总敏感性和高相关性测量参数组
Tab.4 Measurement parameters' total sensitivity to fault and measurement parameter sets with high correlation

基于以上分析,本文提取的大推力液氧煤油高压补燃循环发动机故障监控中的特征参数如下:

1)主涡轮出口温度T_et。属于主要高相关性监测参数组(第1相关组),对故障敏感性高。

2)推力室点火路压力p_igc。属于主要高相关性监测参数组(第3相关组),对故障敏感性高,且配置的常温压力传感器工作可靠性高。

3)主涡轮泵转速n_t。属于主要高相关性监测参数组(第4相关组),且为发动机地面试车/飞行状态基本测量参数。

利用上述提出的故障监控特征参数建立发动机故障监控系统时,还需考虑传感器冗余设置,可采用一个测点设多个传感器或多个高相关性测点传感器相互冗余方式,以提高发动机故障监控系统工作可靠性; 此外,温度传感器的响应时间较压力传感器长,需研究进一步提高温度传感器响应特性,以提高故障监控系统响应特性。