液体火箭发动机汽蚀建模与低入口压力起动过程仿真

陈一丹; 陈宏玉; 刘亚洲

doi:10.13224/j.cnki.jasp.20210232

液体火箭发动机汽蚀建模与低入口压力起动过程仿真

doi: 10.13224/j.cnki.jasp.20210232

中国航天科技集团有限公司西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室，西安 710100

基金项目:

国家自然科学基金 51606138

详细信息

作者简介:
陈一丹（1997-），男，硕士生，研究方向为液体火箭发动机系统仿真。E⁃mail：3150104754@zju.edu.cn

中图分类号: V430
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出版历程
- 收稿日期: 2021-05-11

Cavitation modeling and start⁃up under⁃rated pressure simulation of liquid rocket engine

National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engines，Xi'an Aerospace Propulsion Institute，China Aerospace Science and Technology Corporation，Xi'an 710100，China

摘要

摘要:
针对液体火箭发动机氧化剂泵的汽蚀过程，使用入口NPSH（net positive suction head）代替入口压力作为汽蚀发生的判据和入口质量流量的计算方法，并通过模型与试验结果的对比发现以扬程下降1.25%作为断裂汽蚀发生点的模型具有良好的精度。后续开展发动机低于额定入口压力的起动仿真，结果表明：62%及以上额定压力能够正常起动；45%及以下额定压力起动失败，原因是燃气发生器温度过高。主要存在0.4~0.6 s，0.4~0.85 s和0.4~1.2 s三个时间段的严重汽蚀，分别对应氧主阀打开、主涡轮转速的快速爬升和燃气发生器参数波动。氧化剂主泵汽蚀主要影响燃气发生器和推力室，次要影响燃料供应路组件，轻微影响主涡轮。
- 汽蚀模型 /
- 燃气发生器 /
- 起动过程 /
- 系统仿真 /
- 液体火箭发动机
Abstract:
The NPSH （net positive suction head） was used instead of the inlet pressure as the criterion of cavitation condition for liquid rocket engine cavitation process，and the model with the head drop of 1.25% as occurrence point of fracture cavitation had good prediction accuracy by comparing the simulation with the test results.Subsequently，the engine start⁃up simulation was performed.The results showed that the rated pressure of 62% and above can start normally；the rated pressure of 45% and below failed because the gas generator temperature was too high.There were three periods of severe cavitation in 0.4-0.6 s，0.4-0.85 s and 0.4-1.2 s，respectively，correspondingly to the opening of the main oxidant valve，the rapid climb of the main turbine speed and the fluctuation of the gas generator parameters.The cavitation of the oxygen main pump mainly affected the gas generator and the thrust chamber，secondly affected the fuel supply path assembly，and slightly affected the main turbine.
- cavitation model /
- gas generator /
- start⁃up procedure /
- system simulation /
- liquid rocket engine
注释:

1) 陈越

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图 1 分布参数管路

Figure 1. Distributed pipe

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图 2 试验系统简图

Figure 2. System schematic diagram of test

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图 3 试验仿真系统图

Figure 3. Simulation system of test

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图 4 扬程对比

Figure 4. Comparison of pump head

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图 5 质量流量对比

Figure 5. Comparison of mass flow rate

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图 6 系统仿真模型

Figure 6. System simulation model

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图 7 氧化剂泵质量流量（0~2 s）

Figure 7. Mass flow rate of oxidant pump （0-2 s）

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图 8 氧化剂主泵泵质量流量（0.4~1.2 s）

Figure 8. Mass flow rate of oxidant pump （0.4-1.2 s）

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图 9 氧化剂预压泵转速

Figure 9. Revolution of oxidant boost pump

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图 10 氧化剂泵扬程

Figure 10. Head drop of oxidant pump

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图 11 氧化剂预压泵扬程

Figure 11. Head drop of oxidant boost pump

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图 12 主涡轮转速

Figure 12. Revolution of main turbine

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图 13 燃料一级泵质量流量

Figure 13. Mass flow rate of primary fuel pump

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图 14 燃料一级泵泵后压力

Figure 14. Post pressure of primary fuel pump

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图 15 燃料二级泵泵后压力

Figure 15. Post pressure of secondary fuel pump

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图 16 燃气发生器混合比

Figure 16. Mixture rate of gas generator

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图 17 燃气发生器室压

Figure 17. Pressure of gas generator

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图 18 推力室室压

Figure 18. Pressure of thrust chamber

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图 19 燃气发生器温度（ $t =$ 0~2.0 s）

Figure 19. Temperature of gas generator （ $t =$ 0~2.0 s）

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图 20 燃气发生器温度（ $t =$ 0.8~1.2 s）

Figure 20. Temperature of gas generator （ $t =$ 0.8~1.2 s）

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图 21 氧化剂主泵质量流量对比

Figure 21. Comparison of mass flow rate of oxidant pump

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图 22 氧化剂预压泵扬程对比

Figure 22. Comparison of head drop of oxidant boost pump

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表符号表

A/m²	等效流通面积	p_s/Pa	液体蒸汽压
g/（m/s²）	质量场加速度	q_m,_pin/（kg/s）	泵入口质量流量
H^*	无量纲扬程跌落系数	q_m,_pout/（kg/s）	泵出口质量流量
C_p/(1/m)	流体平动系数	T_f/K	流体温度
m_l^*/kg	泵内充满时的流体质量	V_c	无量纲空泡体积
n/（r/min）	转速	Δp_p/Pa	泵正常工况扬程
N^*	无量纲汽蚀余量	Δp_pc/Pa	泵汽蚀工况扬程
N_c/m	汽蚀余量	η	泵实际效率
N_c,cr/m	临界汽蚀余量	η_h	泵额定工况效率
p_p.in/Pa	泵入口压力	ρ/（kg/m³）	液体密度
p_p.out/Pa	泵出口压力	ξ/(1/m⁴)	流阻系数
p/Pa	额定起动压力

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表 1 试验工况表

Table 1. Test working condition list

泵型号	试验转速/（r/min）	工质温度/K	工质密度/（g/cm³）
Type1	6 459	302.85	1
Type2	5 991	304.05	1
Type3	12 997	301.25	1

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