基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法与流程

本发明涉及航天低温运载火箭领域，特别是一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法。

背景技术：

随着我国航天事业的蓬勃发展，对运载火箭的运载能力提出了新的需求。为了提高运载能力、满足未来大型空间站和探月工程的实施需要，采用低温液体推进剂的长征5号、6号和7号运载火箭相继投入使用。目前，运载火箭所采用的低温推进剂都是饱和状态，热力学状态大部分都处于沸点温度附近，热物理性能不足，特别是密度和单位体积显冷量小。低温推进剂质量一定时，密度小会导致低温推进剂贮箱体积尺寸增大，使运载火箭总的起飞质量增加。单位体积显冷量小会增大推进剂气化损失，发射前需要进行多次补加，不能适应应急发射的需要。同时，对于长期在轨的航天器，显冷量小会导致低温推进剂气化损失增加，航天器需要频繁放气降压，造成推进剂的浪费。

推进剂过冷可以改善低温推进剂热力学性能。对于液氢/液氧火箭，推进剂过冷可以降低起飞火箭结构质量约20％，显著提升大推力火箭的运载能力。过冷推进剂的高显冷量优势还可以应用于探月工程和深空探测，延长航天器的任务时间，拓宽深空探测的范围。

新一代大推力火箭采用液氧作为主要氧化剂。大流量液氧的快速过冷加注可以提高液氧密度和显冷量，显著提升火箭运载能力和发射待机时间，有效防止液氧加注过程中出现两相流，具有重要的工程应用价值。

以cz-5为代表的新一代大推力运载火箭将液氧作为主要的氧化剂。目前，发射基地大流量加注工序采用饱和状态的液氧，存在密度小、显冷量低等缺陷。对液氧进行过冷换热，可以提高液氧的密度和显冷量，显著提升火箭运载能力和发射待机时间，有效防止加注过程中出现两相流，具有非常重要的工程应用价值。目前，发射基地对大流量液氧的过冷保障能力有限，存在过冷流量较小、过冷度低等问题，难以适应大流量液氧快速过冷的发射需要。

减压过冷是低温推进剂常用的过冷方式。保障大流量液氧过冷时，需要真空压缩机维持较低的气枕压力，且持续抽吸大流量蒸气。

换热过冷和抽空减压过冷是两种常用的低温推进剂过冷方式。美国nasa格伦研究中心采用三级真空压缩机压缩机减压过冷液氮、再利用过冷液氮换热冷却液氧。该液氧过冷系统可以将液氮气枕压力降低到17.24～68.95kpa，过冷液氧流量700l/min，出口液氧温度降低到66.67k，液氧密度提升约10％。过冷系统工作过程中需要维持较高的真空度且液氮蒸发量较大，对多级真空压缩机的性能要求很高。目前，国内真空压缩机工艺水平还难以满足大流量液氧快速过冷换热器的需要。

目前，我国过冷低温推进剂的应用研究刚刚起步，发射基地对于大流量液氧过冷的保障能力有限，主要在射前补加工序中采用饱和液氮过冷液氧(液氧可以由92k过冷到80k左右)，制约了过冷液氧在新一代液体火箭发动机中的应用。

申请人作为基地与工业部门的纽带，通过院校与基地、工业部门的合作，针对国内真空压缩机工艺水平难以满足大流量液氧快速过冷换热器的需要，以及采用饱和液氮过冷液氧时存在的过冷流量较小、过冷度低等问题，设计了本申请的基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，该基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法创造性地将超声速引射器引入饱和液氮过冷液氧的方法中，能将液氧冷却到67k以下，且能保障液氧过冷流量大于4500l/min，从而能够cz-5等发射前大流量液氧快速冷却加注的需要。另外，能使超声速引射器的抽气量与负载相匹配，更安全、可靠。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，将采用常规饱和液氮过冷液氧所使用的换热器作为一级换热器，该一级换热器能将过冷流量大于4500l/min的液氧从92k过冷至80k；在一级换热器的下游设置二级换热器，该二级换热器能将过冷至80k且过冷流量大于4500l/min的液氧过冷至67k以下。

二级换热器内加注有处于饱和状态的液氮，二级换热器内液氮温度不超过64k，二级换热器的出气口与超声速引射器的被引射气流入口相连接。

超声速引射器的引射气流入口接燃气发生器的出气口。

超声速引射器沿气流方向依次包括同轴设置的混合段、超扩段和亚扩段；混合段为截面收缩的锥形等压混合室，混合段入口、出口和整个内壁面上静压相等。

二级换热器中的液氮蒸气为被引射气流，根据被引射气流参数及液氮蒸发量，进行燃气发生器总流量和超声速引射器物理参数的设计。

燃气发生器总流量和超声速引射器物理参数的设计方法，包括如下步骤：

步骤1，计算超声速引射器的压缩比cr：

式中，p4为亚扩段出口纵截面的混合气体的静压；p02为二级换热器中液氮保持在时的气枕压力或称饱和蒸汽压力；其中，

步骤2，引射系数n与超声速引射器压缩比cr关系的查找，具体包括如下步骤：

步骤21，混合段比热比γ3与引射系数n之间关系查找：

式中，γ2为被引射气流的比热比，γ1为引射气流的比热比，μ1为引射气流的分子量，μ2为被引射气流的分子量。

步骤22，混合段出口速度系数λ3采用如下公式计算：

其中，

式中，r1为引射气体常数，r2为被引射气体常数，r3为混合段出口的气体常数；t01为引射气体总温，t02为被引射气体总温；λ1为引射气体速度系数，λ2为被引射气体速度系数；

将步骤21计算的γ3及c代入上式，可得出λ3与n之间的关系式。

步骤23，混合气流减速过程中总压恢复系数σt的计算：

σt＝σshockσsub

其中，

式中，σshock为超扩段的总压恢复系数，σsub为亚扩段的总压恢复系数，取值1.0；ma3为超扩段入口马赫数；将步骤21和22计算的γ3及λ3代入上式，可得出σt与n之间的关系式。

步骤24，超声速引射器亚扩段排出速度系数λ4计算。

其中，

式中，ψ为亚扩段的面积扩张比，取值2.0；步骤2中计算的γ3、λ3和步骤23计算的σt代入上式，能得出λ4与n之间的关系；

步骤25，混合段总压p03与被引射气流总压p02比值计算：

其中，

步骤26，超声速引射器压缩比cr计算公式：

其中，

将步骤21至25中计算的γ3、σt、λ4和均代入步骤26中，即可得到超声速引射器压缩比cr与引射系数n之间的关系；

步骤3，引射系数n值确定：将步骤1中计算得到的cr值代入步骤2寻找的cr与n的关系式中，即可确定引射系数n值。

步骤4，燃气发生器总流量m1计算，包括如下步骤。

步骤41，按如下公式计算液氮蒸发量

式中，表示二级换热器内液氧放热速率；h为二级换热器中液氮保持在时的气化潜热。

步骤42，燃气发生器总流量m1计算：

将步骤3确定的引射系数n值代入上式，即可得到燃气发生器总流量m1值。

步骤5，超声速引射器物理参数的计算：超声速引射器物理参数包括混合段收缩比φ，混合段收缩比φ采用如下公式计算：

其中，

将步骤3确定的引射系数n值，以及按步骤2公式计算的γ3和λ3代入上式，即可求得混合段收缩比φ。

步骤41中，二级换热器内液氧放热速率的计算公式如下：

其中，cp＝a+bt+ct²+dt³+et⁴

式中，cp表示液氧低温下比热，其单位为j/kmol/k，计算公式适用范围为54.36k～142k；a、b、c、d和e均为常数；为设定的液氧换热流量；t1表示液氧进入二级换热器时的温度，t2表示液氧离开二级换热器时的温度，t2≤67k。

步骤41中，t1＝80k，t2＝67k，a＝1.7543×10⁵，b＝-6152.3，c＝113.92，d＝-0.92382，e＝0.0027963，则

本发明具有如下有益效果：

1.本发明创造性地将超声速引射器引入饱和液氮过冷液氧的方法中，能将液氧冷却到67k以下，且能保障液氧过冷流量大于4500l/min，从而能够cz-5等发射前大流量液氧快速冷却加注的需要。

2.本发明能使超声速引射器的抽气量与负载相匹配，包括引射器排出气压与环境压力匹配，被引射气体静压与液氮气枕压力匹配，引射器抽气量与液氮换热蒸发量匹配等，在满足过冷需求的同时，可以保存系统工作的稳定性。

3.超声速引射器能够连续大流量抽真空。基于超声速引射器的过冷系统能够保障大流量液氧快速过冷加注的发射需求。同时，引射器超强的抽吸能力可以为未来液氢减压过冷提供技术储备。基于引射器的大流量液氧过冷系统具有较强的创新性、前沿性和实用性。

4.超声速引射器又称射流泵，是一种超声速气体射流技术。高压引射气体通过超声速引射喷管膨胀形成高速低压的引射气流，同时低速低压的被引射气流通过引射管道的入口进入引射混合室；两股气流在引射混合室内通过分子扩散、湍流脉动、气流漩涡和激波等作用进行充分混合，引射气流将动能传递给被引射气流，在混合室出口获得高速低压混合气流；接着，混合气流通过扩压器减速增压，将动能转变为压力势能，最后以环境静压排放进入大气。本发明中采用的超声速引射器与传统真空压缩机系统相比，具有结构简单、无转动部件、体积小、快速反应、机动灵活等优点。

5.本发明采用圆锥收缩型等压混合室。理论分析和工程实践证明，等压混合室引射器的引射能力较强，性能高于等截面混合室引射器。同时，圆锥收缩型等压混合室结构简单，加工误差小，制造成本低，适用于大流量引射系统。圆锥收缩型等压混合室可以兼顾引射效率和加工成本。

6.超声速引射器在航空航天首先用于建造火箭发动机高空试车真空系统，近年来又广泛应用于高超声速大型自由射流试验系统。超声速引射器的长时间稳定工作能力得到充分验证。本发明的创新，有望推进过冷推进剂在航天发射保障中的应用。本申请所形成的成果能直接应用于大型液氧过冷系统的设计和建设，提升保障cz-5、cz-7新一代运载火箭大流量液氧快速过冷的能力。

附图说明

图1显示了本发明一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法的原理示意图。

图2显示了超声速引射器的结构示意图。

图3显示了燃气发生器的结构示意图。

图4显示了引射系数n与超声速引射器压缩比cr的关系图。

其中有：

10.液氧槽车；11.液氧泵；12.液氧加注阀；

20.液氮槽车；21.液氮加注阀一；22.液氮加注阀二；

30.一级换热器；

40.二级换热器；

50.超声速引射器；

51.入口段；52.混合段；53.超扩段；54.亚扩段；

60.燃气发生器；61.火炬点火器；62.酒精腔；63.氧气腔；64.燃烧室；

70.液氧储箱；71.液氧收集阀。

另外，图2中：

1表示引射气流入口纵截面；2表示被引射气流入口纵截面；3表示混合段出口纵截面；4表示亚扩段出口纵截面。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1所示，一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，将采用常规饱和液氮过冷液氧所使用的换热器作为一级换热器30，该一级换热器能将过冷流量大于4500l/min的液氧从92k过冷至80k。

液氧槽车10中的液氧分别通过液氧泵11和液氧加注阀12与一级换热器30中的换热管入口相连接。其中，位于液氧槽车中的液氧温度约为92k。

在一级换热器的下游设置二级换热器40，该二级换热器能将过冷至80k且过冷流量大于4500l/min的液氧过冷至67k以下，过冷后的液氧经液氧收集阀71后收集在液氧储箱70中。

液氮槽车20中的液氮一方面通过液氮加注阀一21与一级换热器的液氮池相连接，另一方面通过液氮加注阀二22与二级换热器的液氮池相连接。

其中，位于液氮槽车中的液氮温度为77k，故而一级换热器的液氮池内液氮温度为77k，二级换热器内液氮为沸腾浴池，温度不超过64k，优选等于64k，二级换热器的出气口与超声速引射器50的被引射气流入口相连接。

也即从二级换热器蒸发的液氮为被引射气流。

被引射气流的参数如下：

总压p02，总温t02，比热比γ2，分子量μ2，速度系数λ2，流量m2，流通面积f2。

p02也为二级换热器中液氮保持在时的气枕压力；其中，本发明中，优选等于64k，查询液氮饱和蒸汽压表，可以得到此时二级换热器中液氮的气枕压力p02＝0.145952bar。

假设氮气浴池沸腾的蒸汽到达引射器入口时，由于漏热等原因，温度略有上升，其物性如下：

t02＝70k，p02＝0.14595bar，ma＝0.1，v2＝17.04m/s，γ2＝1.4，μ2＝28。

上述流通面积f2则为需设计的变量。

如图2所示，超声速引射器沿气流方向依次包括同轴设置的入口段51、混合段52、超扩段53和亚扩段54。

入口段包括位于中心的引射气流入口和位于引射气流入口外周的被引射气流入口。其中，引射气流入口接燃气发生器60的出气口。引射气流入口纵截面1的面积为f1，被引射气流入口纵截面2为f2，定义面积比

上述超扩段为超声速扩压段的简称，亚扩段为亚声速扩压段的简称。

如图3所示，燃气发生器包括燃烧室64、设置在燃烧室上的氧气腔63、酒精腔63和火炬点火器61。

燃气发生器的燃烧后气体作为引射气流，引射气流参数如下：

总压p01，总温t01，比热比γ1，分子量μ1，速度系数λ1，流量m1，流通面积f1。

高温燃气采用含水酒精与氧气燃烧产生。含水酒精中，酒精的质量比为20％。氧气和酒精当量比为1。燃气发生器总压设计为p01＝30bar，燃气膨胀后压力与氮气在纵截面3的静压匹配(p2＝0.14494bar)。燃气的膨胀比为207。通过热力计算可以得到出口气流的物性参数：

t01＝1533.73k，t1＝536.95k，p01＝30bar，p1＝0.14494bar，γ1＝1.2905，ma1＝3.872，μ1＝21.432。

静温t1为536.95k可以保证混合过程不会发生结冰或者凝水。

混合段为截面收缩的锥形等压混合室，混合段入口、出口和整个内壁面上静压相等。

混合室足够长，到达混合室出口时气流已完全混合，混合气流参数：

总压p03，总温t03，比热比γ3，分子量μ3，速度系数λ3，流量m3，流通面积f3。

假定在混合段入口、出口和整个内壁面上静压相等，定义混合室收缩比定义为亚扩段的面积扩张比其中，f3对应图2中的混合段出口纵截面3；f4对应亚扩段出口纵截面4。

在高压缩比情况下，混合室出口的气流仍为超声速气流，为了达到减速增压的目的，混合室后面接一段等截面超声速扩压段，再接一段面积扩张的亚声速扩压段，以达到尽可能高的静压恢复。

二级换热器中的液氮蒸气为被引射气流，根据被引射气流参数及液氮蒸发量，进行燃气发生器总流量和超声速引射器物理参数的设计。

燃气发生器总流量和超声速引射器物理参数的设计方法，包括如下步骤：

步骤1，计算超声速引射器的压缩比cr。

式中，p4为亚扩段出口纵截面4的混合气体的静压，为了保证气流的顺利排出，一般需要大于等于大气环境压力；p02为二级换热器中液氮保持在时的气枕压力或称饱和蒸汽压力；其中，

本发明中，优选等于64k，查询液氮饱和蒸汽压表，可以得到此时二级换热器中液氮的气枕压力p02＝0.145952bar。

假设亚扩段排入大气的压力为一个大气压，即p4＝1atm＝1.01325bar，则可以得到超声速引射器(以下可简称引射器)的设计压缩比

步骤2，引射系数n与超声速引射器压缩比cr关系的查找，具体包括如下步骤。

步骤21，混合段比热比γ3与引射系数n之间关系查找。

式中，γ2为被引射气流的比热比，γ1为引射气流的比热比，μ1为引射气流的分子量，μ2为被引射气流的分子量。

步骤22，混合段出口速度系数λ3采用如下公式计算：

其中，

式中，r1为引射气体常数，r2为被引射气体常数，r3为混合段出口的气体常数；t01为引射气体总温，t02为被引射气体总温；λ1为引射气体速度系数，λ2为被引射气体速度系数，ru为通用气体常数，一般取8.314。

将步骤21计算的γ3及c代入上式，可得出λ3与n之间的关系式。

步骤23，混合气流减速过程中总压恢复系数σt的计算：

由于所得λ3>1，混合气流在超扩段内通过一道正激波变为亚声速气流，总压恢复系数为σshock。

σt＝σshockσsub

其中，

式中，σshock为超扩段的总压恢复系数，σsub为亚扩段的总压恢复系数，由于亚声速气流在亚声速扩压段内进一步减速增压，一般假设亚扩段阻力气流阻力较小，故σsub＝1.0。

ma3为超扩段入口马赫数；将步骤21和22计算的γ3及λ3代入上式，可得出σt与n之间的关系式。

步骤24，超声速引射器亚扩段排出速度系数λ4计算。

定义混合气流减速过程中的总压恢复系数而σt＝σshockσsub。根据一维流量公式：

m3＝m4

式中，m3表示通过混合段出口纵截面3的混合气体流量；m4表示经过亚扩段出口纵截面4的混合气体流量；t03表示混合段出口纵截面3的混合气体的总温；t04表示亚扩段出口纵截面4的混合气体的总温；p03表示混合段出口纵截面3的混合气体的总压；p04表示亚扩段出口纵截面4的混合气体的总压。

其中，

定义亚扩段的面积扩张比一般取ψ＝2.0。根据总压恢复系数的定义混合段出口纵截面3和亚扩段出口纵截面4能量守恒：t03＝t04；由于混合段出口纵截面3和亚扩段出口纵截面4物性差异较小，可以认为r3＝r4，γ3＝γ4，即c(r3,γ3)＝c(r4,γ4)。

方程可以简化为：

其中，

式中，ψ为亚扩段的面积扩张比，取值2.0；步骤2中计算的γ3、λ3和步骤23计算的σt代入上式，能得出λ4与n之间的关系。

步骤25，混合段总压p03与被引射气流总压p02比值计算：

由于混合室为等压混合室，混合室内的压力相等，可以得到：

p3＝p1＝p2

其中，p1表示引射气流入口纵截面1的静压；p2表示被引射气流入口纵截面2的静压；p3表示混合段出口纵截面3的静压。

p03π(λ3,γ3)＝p02π(λ2,γ2)

其中，

同理有关系式：

步骤26，超声速引射器压缩比cr计算公式：

p4＝p04π(λ4,γ4)＝p04π(λ4,γ3)＝p03σtπ(λ4,γ3)

定义引射器压缩比求解方程为：

也即

其中，

将步骤21至25中计算的γ3、σt、λ4和均代入步骤26中，即可得到超声速引射器压缩比cr与引射系数n之间的关系，如图4中的曲线所示。

步骤3，引射系数n值确定：将步骤1中计算得到的cr值，如cr＝6.942，代入步骤2寻找的cr与n的关系式中，即可确定引射系数n值。当cr＝6.942时，通过二分法可以求得n＝0.4758，从图4中的曲线也能对应得出。满足压力匹配条件：p4与环境压力匹配，p02与液氮换热器气枕压力匹配。

步骤4，燃气发生器总流量m1计算，包括如下步骤。

步骤41，按如下公式计算液氮蒸发量

式中，表示二级换热器内液氧放热速率；h为二级换热器中液氮保持在时的气化潜热。

上述二级换热器内液氧放热速率的计算公式如下：

其中，cp＝a+bt+ct²+dt³+et⁴

式中，cp表示液氧低温下比热，其单位为j/kmol/k，计算公式适用范围为54.36k～142k；a、b、c、d和e均为常数；为设定的液氧换热流量；t1表示液氧进入二级换热器时的温度，t2表示液氧离开二级换热器时的温度，t2≤67k。

以t1＝80k，t2＝67k为例，a＝1.7543×10⁵，b＝-6152.3，c＝113.92，d＝-0.92382，e＝0.0027963，则

步骤42，燃气发生器总流量m1计算：

将步骤3确定的引射系数n值代入上式，即可得到燃气发生器总流量m1值。

也即燃气发生器的总流量mburned为：

得到燃气发生器氧气流量5.34kg/s，燃料流量12.78kg/s(其中酒精2.56kg/s，水10.22kg/s)。

步骤5，超声速引射器物理参数的计算：超声速引射器物理参数包括混合段收缩比φ，混合段收缩比φ采用如下公式计算：

其中，

将步骤3确定的引射系数n值，以及按步骤2公式计算的γ3和λ3代入上式，即可求得混合段收缩比φ＝0.4089。

另外，将n＝0.4758代入步骤2中的各个公式中，将同时得到中间参数：

r3＝358.59j/(kg·k)，γ3＝1.3134，f3＝0.3489m²，ma3＝2.3441，λ3＝1.8480,λ4＝0.2440。

现将本发明的优选参数总结如下：

二级换热器：

液氧换热体积流量质量流量液氧入口温度80k，液氧出口温度67k。液氮浴池温度64k，液氮浴池气枕压力p02＝0.14595bar，液氮蒸发质量

燃气发生器：

氧气流量5.34kg/s，燃料流量12.78kg/s(其中酒精2.56kg/s，水10.22kg/s)；燃烧室总压p01＝30bar，燃气总温t01＝1533.73k，燃气出口静温t1＝536.95k，燃气出口静压p1＝0.14493bar；燃气出口比热比γ1＝1.2905，燃气出口马赫数ma1＝3.872，燃气出口分子量μ1＝21.432；特征速度c^*＝1186.7m/s；喉部面积ft＝0.0072m²，出口面积f1＝0.1296m²。

超声速引射器：

设计引射系数n＝0.4758，设计压缩比cr＝6.9419。

引射气入口纵截面1：总压p01＝30bar，燃气总温t01＝1533.73k，静温t1＝536.95k，静压p1＝0.14493bar；比热比γ1＝1.2905，分子量μ1＝21.432；马赫数ma1＝3.872；面积f1＝0.1296m²。

被引射气入口纵截面2：氮气抽入速度v2＝17.04m/s；总温t02＝70k，静温t2＝69.86k，总压p02＝0.14595bar，静压p2＝0.14494bar；氮气比热比γ2＝1.4，氮气分子量μ2＝28；面积f2＝0.7236m²。

混合室出口纵截面3：速度系数λ3＝1.8480；总温t03＝1341.4k，静温t3＝720.8k，总压p03＝1.9573bar，静压p3＝0.14493bar；面积f3＝0.3489m²，等压混合室收缩比φ＝0.4089；混合气气体常数r3＝358.59j/(kg·k)，混合器比热比γ3＝1.3134。

引射器出口纵截面4：速度系数λ4＝0.2440，面积f4＝0.6979m²。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。