2012年第4期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.4 2012 总第320期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.320
收稿日期：2011-02-17；修回日期：2011-07-06
作者简介：帅 彤（1982-），男，硕士研究生，研究方向为飞行器总体设计
文章编号：1004-7182(2012)04-0005-05
帅 彤，王占彬，张占峰，张立强
（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）
摘要：介绍一种闭式增压系统及其组成单机的工作原理，使用AMESim 建立了动力学仿真模型，对不同工况下的增压系统动特性进行仿真分析，着重分析阀门弹簧力、弹性元件系统刚度和敏感元件有效面积等因素对增压系统的影响。通过与地面试验、编程增压计算的结果对比表明：增压系统仿真与试验及增压计算的结果基本吻合，动力学仿真是一种模拟增压系统动特性的有效手段。
关键词：闭式增压系统；AMESim ；仿真分析 中图分类号：V421.4+2 文献标识码：A
Numerical Simulation for the Closed Pressurization System
Shuai Tong, Wang Zhanbin, Zhang Zhanfeng, Zhang Liqiang
（Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076）
Abstract ：The component and operational principle of closed pressurization system are introduced in this paper. On basis of AMSim simulation, the effect of varying spring force, system rigidity and sense-organ acreage to pressurization system are revealed in this thesis. Comparison between simulation, program and measurement on the test-bench shows that the results of simulation are in accord with experimental data and program. Thus the AMESim dynamic simulation can reveal the performance characteristics of pressurization system and furthermore optimize the system effectively.
Key Word : AMESim; Closed pressurization system; Simulation analysis
0 引 言
增压系统的作用是将气瓶中的高压气体按照一定流量和一定压力输送到贮箱，增压气体的压力即要满足贮箱结构强度的要求，还要保证贮箱中的推进剂在输送到发动机燃油泵入口后仍有足够的压力以防止燃油泵发生气蚀、损坏[1]。系统在飞行过程中姿态变化复杂，增压系统的耗气速率也随发动机推进剂的消耗频繁改变，而在地面试验中很难模拟如此频繁变化的增压气体流量，所以如何真实有效地模拟增压系统的工作状态、确定增压系统的压力精度，对研制有着至关重要的意义。 研究增压系统的动特性，过去使用较多的是通过编程进行增压计算，分析贮箱气枕压力、气瓶压力、气瓶温度、增压流量等关键参数的变化情况。此方案建模结构严谨，但对复杂阀门动特性的分析尚不具备，计算过程中对程序的调试效率也很低，不利于对系统
进行优化调试。
而AMESim 是基于直观的图形界面的建模平台，直接在仿真平台上建立元件仿真模型，设置参数进行仿真，在整个仿真过程中系统模拟可以显示在该平台中。这种方法的显著优势是不用编写大量复杂的程序，而且其界面直观，是未来仿真方法的发展方向之一[2]。 AMESim 建模方法采用集总参数方法，把系统不同功能单元进行模块分割，化分为机械、液压、气动、控制等模型库，用图形方式来描述系统中各元件相互关系，各模块图形采用工程领域的标准符号，形象直观，可以顾“图”思义。因此，系统AMESim 动力学模型与系统功能原理图接近，可以方便设计人员根据系统工作原理搭建相应的动力学分析模型。
AMESim 能够在仿真过程中监控动力学方程特性的变化，并自动选择合适的求解算法以获得最佳结果，这可以使得工程设计人员更多地关注于物理原形向动
导弹与航天运载技术 2012年6
力学特征模型的转换，而不必关心模型的数值特征及
求解算法。AMESim建模时通常假定气体流过阀口、
孔板等限流位置时流动等熵，气容腔内压力场、温度
场均匀分布，同时忽略密封比压影响、粘性阻力及引
力场影响，并把碰撞作用处理为大刚度、大阻尼接触
过程，能够充分考虑不同管路阻性、容性及惯性效应
的影响，能够考虑不同磁路结构形式对电磁力影响，
能够计算不同形式传热方式传热量[3]。
1 闭式增压系统组成及工作原理
所谓的闭式增压是指通过反馈贮箱压力控制增压
系统按照一定流量对贮箱进行增压；开式增压是指按
照预定设计的流量对贮箱进行增压，其增压流量不受
贮箱压力控制。闭式增压相对与开式增压来说，具有工作适应性强、所需增压气体少、气瓶体积小等优点，有利于降低系统质量、便于安装。
稳压器
图1 闭式增压系统组成
图1为闭式增压系统组成示意。增压系统主要由气瓶、电爆阀、过滤器、减压阀、稳压器、保险阀及贮箱组成，其采用的是闭式调节控制。工作原理是：增压系统接受控制系统的信号通电打开电爆阀，
气瓶中的高压气体经过减压阀减压至某一压力，其后的稳压器再通过实时感受贮箱气枕压力实时调节增压流量，确保贮箱中的压力稳定在额定值±6%偏差以内。正常工况下贮箱压力既低于保险阀开启的压力，又高于输送系统所需的最低增压压力，保险阀在飞行过程中不开启。在故障时，若贮箱中的压力高于保险阀的开启压力，保险阀将自动打开，直至贮箱压力降低至允许范围内时关闭并停止排气，确保贮箱安全。
1.1 气瓶
气瓶为固定容积的压力容器，在工作前充气至一定压力。气瓶在放气过程中气体温度会不断降低，与外界环境产生换热。
1.2 电爆阀
电爆阀为常闭形式，当控制系统向其提供电信号后，电爆阀上的电爆管起爆并切断阀门的隔离层，使
电爆阀开启。
1.3 过滤器
过滤器是常通形式，内部有大量滤网。其作用是将上游气瓶、管路、电爆阀可能产生的多余物过滤掉，减小下游阀门的工作风险。
1.4 减压阀
纸浆模具减压阀的结构原理如图2所示，主要由壳体、活阀、金属膜盒组件、弹簧、推杆等组件组成，其工作原理是通过阀座与活阀之间的间隙对入口高压气体进行减压，减压后的气体从出口流出。减压阀通过竖直方向上弹性元件合力以及气压力之间的平衡来调节活阀的开度，从而在入口压力不断变化的情况下，控制出口保持在一个稳定的压力。
图2 减压阀结构原理
1.5 稳压器
稳压器的结构原理如图3所示，主要由壳体、活阀、金属膜盒组件、弹簧、推杆、波纹带涨圈等组成，其工作原理是通过阀座与活阀之间的间隙对入口气体减压，减压后的气体从出口流出。稳压器实时感受出口压力并在膜盒组件上产生气压力的变化，通过竖直方向上弹性元件合力以及气压力之间的平衡来调节活阀的开度，从而在入口压力不断变化的情况下，控制出口保持一个稳定的压力。
图3 稳压器原理
1.6 保险阀
保险阀的结构原理如图4所示，主要由壳体、活阀、膜盒组件、弹簧、调节装置等组成，保险阀入口与贮箱相连，出口直接与外界大气相通。当贮箱压力
帅 彤等 闭式增压系统仿真分析
7
第4期
超过一定额定值时，保险阀内的膜盒组件受到气压力增大并克服轴向上的摩擦力、弹簧力，保险阀开启排气；反之，当贮箱压力低于一定额定值时，保险阀关闭并实现密封，以此保证贮箱安全。
图4 保险阀原理
1—左壳体；2—膜盒组件；3—活阀组件；4—小弹簧；5—主弹簧
6—调节杆；7—弹簧罩；8—锁紧螺母
1.7 贮箱污水处理方法
贮箱是存放推进剂的容器，其承受压力较低，同时提供一定容积的气枕，为发动机启动提供初始的压力。对于姿态变化复杂的贮箱，为防止增压气体进入发动机，贮箱由胶囊分隔成了气相与燃油相，当发动机不断消耗燃油的同时，贮箱的气相容积不断增大。
2 增压系统及单机仿真模型[4,5]
2.1 系统仿真模型
采用AMESim 软件对增压系统进行建模，如图5所示。模型中包括了气瓶、电爆阀、过滤器、减压阀、稳压器、保险阀、贮箱气枕等单机元件。根据以往仿真计算的经验，若全系统采用真实模型会导致计算时间加长，一次计算时间可达几百小时以上。因此，在仿真模型中对工作原理简单、动特性影响不大的单机进行了简化，使计算快速流畅，便于对模型进行调试。 2.2 单机仿真模型
增压系统的气瓶采用定体积压力容腔模型（见图5），由于系统在常温下工作，气体介质使用理想气
体模型；电爆阀采用由阶跃信号控制的孔板模型，由阶跃型号模拟控制信号按照制定的时序打开电爆阀；过滤器使用系统自带的过滤器模型。
对于减压阀、稳压器和保险阀，分别根据其零件
组成及工作原理建立了详细真实的仿真模型
（见图
5）
。
贮箱的仿真模型是由一个初始气枕容积和一个随推进剂消耗而不断变大的可变气枕容积组成。通过推进剂的消耗速率换算为相应的活塞移动速度并按此规律驱动活塞移动来模拟贮箱气枕变大的过程。
图5 闭式增压系统AMESim 仿真模型
1—气瓶、电爆阀及过滤器；2—减压阀；3—稳压器；4—保险阀；5—贮箱气枕初始容积；6—贮箱气枕变化容积
导 弹 与 航 天 运 载 技 术 2012年
松梢斑螟
8
3 计算结果
3.1 弹簧力对增压压力的影响
在实际工程应用中可以通过调节螺钉松紧来调整稳压器的初始弹簧力，从而改变其额定出口压力。稳压器主弹簧力对贮箱压力的影响如图6所示，在计算模型中改变稳压器主弹簧的初始力分别为额定值、增加10%和减小10%，贮箱压力明显随着初始弹簧力的增大而升高。
图6 稳压器主弹簧力对贮箱压力的影响（表压）
3.2 系统刚度对增压压力的影响
增压系统中阀门的弹簧、膜盒等弹性元件的刚度之和称为系统刚度，系统刚度的大小也会对增压压力造成一定影响。如图7所示，将稳压器的系统刚度改变为额定值、增加1倍和减小1倍，其他条件不变，计算后可以看到随着系统刚度的增加，贮箱的增压压力升高，压力变化幅度增大，即增压系统的减压精度降低。
图7
稳压器系统刚度对贮箱压力的影响（表压）
3.3 敏感元件（膜盒）有效面积对增压压力的影响
膜盒是阀门的核心元件，其作用是感受需要调节的压力从而控制阀门的开度，敏感元件的有效面积对增压压力的调节精度有着较大的影响。如图8所示，
将模型中敏感元件（膜盒）的面积分别设为额定、增大10%和减小10%，并根据膜盒面积适当调整主弹簧力以使得出口额定压力基本一致。计算结果显示膜盒面积越大，贮箱压力越趋于稳定，压力变化幅度越小，即增压系统的减压精度越高。
图8 膜盒面积对贮箱压力的影响（表压）
3.4 计算结果的验证
为了直观对比验证计算结果，在这里引入增压系统地面试验结果以及自编程的增压计算结果。增压系统地面试验是按照图1所示系统组成进行的地面试验，
其单机采用真实产品，通过电磁阀控制3个排气孔板来模拟导弹在爬升段、巡航段、下压段的增压气体流量；增压计算则是采用真实的弹道数据，根据增压系统的工作原理编程进行计算。
系统仿真计算与增压系统地面试验、编程增压计算的比对结果见图9~图11。计算结果显示，在飞行过程中增压压力始终处于需要增压压力与保险阀开启压力之间，减压精度较高，即在正常的工作状态下，保险阀始终没有开启。通过对比也可以看出AMESim 仿真计算的结果与地面试验、编程计算的结果基本吻合，偏差很小。
图9 贮箱增压压力（绝压）
帅彤等
闭式增压系统仿真分析
9第4期
图10 增压气体流量
图11 气瓶压力
4 结论
a）通过对增压系统、单机进行AMESim建模及仿
真计算，结果显示增压系统的减压压力精度较高，满
足设计要求；
b）通过调整计算模型中稳压器的主弹簧力、系统
刚度以及敏感元件有效面积进行仿真计算，结果表明
增压压力随着弹簧力的增大而升高，系统刚度增大和
敏感元件有效面积减小则会降低系统的减压精度；
c）将仿真计算与增压系统地面试验、编程增压计
算的结果进行比对后表明，AMESim动力学仿真是一
种模拟增压系统工作的有效方法，其计算结果与真实
状态基本一致，计算结果可信度较高。
参考文献
[1] 廖少英. 液体火箭推进增压输送系统[M]. 北京: 国防工业出版社,
2007.
[2] 罗颜蕾, 李渊, 李蒙, 白华. 基于AMESim的两位三通阀动态仿真研
究[J]. 科技广场, 2010.
[3] 刘靖东, 隋国发, 娄路亮, 宋笔锋. 液体火箭增压输送系统多学科动力
学研究[J]. 中国科学, 2009.
[4] 付永领, 祈晓野. AMESim系统建模与仿真[M]. 北京: 北京航空航天大
学出版社, 2005.
[5] 王少怀. 机械设计师手册[M]. 北京: 机械工业出版社, 1989.
联盟号轻型火箭与安加拉火箭的研制进展
目前，俄罗斯的进步国家科研生产航天火箭中心
（TsSKB-Progress）与赫鲁尼切夫公司在各自的新型火箭
研制中取得突破进展。进步国家科研生产航天火箭中心为
轻型联盟号2-1c火箭进行了一次冷试车；赫鲁尼切夫公
司将安加拉火箭的组件运到普列谢茨克航天发射场，准备
进行试验。
进步国家科研生产航天火箭中心进行了为期3天的
试车，演练了火箭起飞指令下达前的所有操作，包括燃料
加注流程，于6月22日完成了联盟号2-1c火箭第1级冷
试车。该火箭第2次冷试车计划在8月进行，旨在为火箭
空调蚊帐推进系统点火试验铺平道路。
电热地膜联盟号2-1c火箭是将联盟号火箭原有的4个捆绑助
推器去掉，并用RD-118发动机代替NK-33A发动机（苏
联时期研制）。该新型火箭计划今年年底在普列谢茨克航
天发射场首飞，向近地轨道发射2.8 t有效载荷。
与此同时，赫鲁尼切夫公司将新型安加拉火箭的组件
运至普列谢茨克航天发射场，并对其进行一系列的地面试
验。安加拉火箭自1995年开始研制，使用无毒环保的燃
料，设计用来发射轻型、中型和重型有效载荷，以替代一
些现役火箭。该火箭计划在2013年第2季度首飞，随后钢段
进行一次较重火箭构型的试验飞行。
（解晓芳供稿）
美国混合固体火箭发动机点火试车成功
6月29日，美国航天推进集团在位于尤比特的航空
技术试验站对55.88 cm的飞行级石蜡/液氧混合固体火箭
发动机成功进行了11 s的点火试车。
本次点火试车是一系列点火试车中的第5次，也是时
间最长的一次。该项目始于2005年，目的是为加州爱德
华空军基地的美国空军研究实验室研制一种混合推进缩
比工具。
该混合发动机使用了复合材料壳体，还将进行其他试
验，在累计100 s的工作时间内验证发动机在真空环境中
能否达到22.24 kN的推力。此外，该发动机还有25.4 cm
和101.6 cm两种试验尺寸。
（解晓芳供稿）
豫公网安备41160202000603
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