气动增压器中活塞处在高速、高压往复工作状态下,需要解决三种介质(两种推进剂和增压气体)的密封问题。

气动增压器的活塞采用氟塑料加弹性支撑的泛塞密封方案,考虑到气动增压器内氧化剂和燃料共存,还要频繁动作,燃料侧通过安装橡胶圈来进一步加强密封性,由于橡胶材料与氧化剂长时间接触更容易溶胀,故氧化剂一侧未安装橡胶圈。

系统试车过程中,气动增压器未发生泄漏,泛塞的密封性能良好,泛塞可以应用于类似活动部件的密封。

系统试车气动增压器工作曲线与气动增压器液流试验曲线相比(图4),在液路进口压力相近的情况下,氧化剂路和燃料路的输出压力略有差异:系统试车时氧化剂压力略高于燃料压力,液流试验燃料路压力高于氧化剂路压力。

图4 气动增压器工作压力曲线
Fig.4 Pressure curves of pneumatic booster

通过分析,气动增压器工作过程中,作用在气体活塞、推进剂活塞上的力满足力平衡公式^[4]:

p⁰_gA_g=(p_o2-p_o1+Δp_o)A_o+(p_f2-p_f1+Δp_f)A_f(1)

式中:A_f为气动增压器的燃料活塞面积; A_o为气动增压器的氧化剂活塞面积; A_g为气腔活塞面积; p⁰_g为作用在气腔活塞上的气体压力(p_g-p₀); p_o1和p_o2为氧化剂管路进、出口压力; p_f1和p_f2为燃料管路进、出口压力; Δp_o为氧化剂管路上的流阻; Δp_f为燃料管路上的流阻。

在增压氦气压力和推进剂进口压力确定的情况下,氧化剂和燃料出口压力直接与下游发动机有关,并且满足发动机入口压力条件:气动增压器推进剂出口压力等于燃烧室压力与气动增压器出口到推力室喷注器出口各组件压降之和^[6]。

p_o2=p_c+∑Δp_oi(2)

p_f2=p_c+∑Δp_fi(3)

气动增压器液流试验时,利用节流孔板模拟发动机入口压力。发动机头部氧化剂路实际流阻比液流试验设计值偏大,燃料路实际流阻比液流试验设计值偏小。结合连续方程,通过计算,从理论上证明了试车结果和液流试验结果的差异是正常的^[7-8]。

通过分析得到以下结论:根据发动机进口条件,气动增压器会通过活塞力平衡关系自动调节氧化剂和燃料出口压力,适应发动机氧、燃进口压力条件,系统混合比基本保持不变。

气动增压器工作过程中,活塞往复运动,导致输出推进剂的压力呈现周期性波动。

气动增压发动机系统设计时,在气动增压器下游设置阻尼器,利用阻尼器内部膜盒结构以及控制气体的缓冲作用,有效抑制输出推进剂的压力波动,保证发动机稳定燃烧。

通过试验验证,气动增压器液路出口安装的阻尼器大大降低了推进剂压力波动幅度(进口压力波动幅度为20%,出口压力波动幅度减小到5%),可以满足发动机稳定燃烧的条件。因此,利用阻尼器来抑制推进剂压力波动的方案合理可行。

轨控发动机既要保证能够高性能稳定燃烧,又要能够实现多次可靠工作。

高性能轨控发动机主要技术方案为:

1)采用离心式喷嘴,促进推进剂混合;

2)身部为两种组元冷却;

3)两种组元边区冷却;

4)采用隔板装置抑制燃烧不稳定;

5)发动机燃烧室圆柱段外壁设置螺旋槽道结构的热交换器,利用燃烧室壁温加热氦气后给气动增压器供气,一方面起到冷却壁温的作用,另一方面减少了氦气的消耗量。

通过系统试车对发动机性能进行了验证,发动机主要工作特性如下:

1)发动机起动压力峰较小

发动机起动初始阶段,进入发动机的推进剂从初始入口压力1.5～1.6 MPa升高至额定入口压力4.9～5.1 MPa,起到一定的缓冲作用,发动机起动压力峰较小(发动机单机试车起动压力峰达到156.4%)。

2)发动机起动响应较快

发动机的开机响应时间(从发出开机指令到达到额定推力90%的时间)为0.24～0.35 s(见图5); 关机响应时间(从发出关机指令到达到额定推力10%的时间)为0.43～0.6 s(见图6),由于燃料路阀门延迟关闭,冷却液膜处的燃料与残余氧化剂继续燃烧,使关机响应时间变长。

3)发动机可多次起动

系统试车过程中,发动机连续工作11次,燃烧稳定,比冲性能达到320 s。

目前,需要执行变轨任务的空间飞行器推进系统主要采用挤压式系统(如嫦娥-3飞行器)和泵压式系统(涡轮泵增压,如运载火箭YZ-1上面级)。挤压式系统轨控发动机可以多次起动

图5 发动机起动压力曲线
Fig.5 Start pressure curves of liquid rocket engine

图6 发动机关机压力曲线
Fig.6 Shut down pressure curves of rocket engine

工作,但发动机燃烧室压力较低,相比高室压发动机,相同推力条件下一般需要通过增大喷管面积比等方式实现; 泵压式系统室压较高,但受到涡轮泵起动次数限制,轨控发动机一般只能工作有限次数。

因此,气动增压发动机具备高室压、多次起动能力,对于有多次变轨任务需求的空间飞行器,如多星发射上面级、卫星助推级等,具有一定的应用前景。

通过对气动增压发动机系统热试车压力数据进行分析,气动增压器的推进剂进口压力与目前空间推进系统中常用的低室压姿控发动机的进口压力接近,通过合理设计系统压力,推进剂从贮箱下游分两路:一路进入气动增压器,增压后供给轨控发动机,另一路直接供给姿控发动机,从而实现推进系统姿轨控推进剂的统一管理。

具备姿轨控推进剂统一管理能力的气动增压空间推进系统,相比目前YZ-1上面级等空间飞行器的姿控推进系统和轨控推进系统独立设计方案在系统重量、体积、复杂程度等方面有一定优势。