基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法技术

本发明专利技术公开了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，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，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，其内液氮温度不超过64K，其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。本发明专利技术能够满足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。

【技术实现步骤摘要】
基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法
本专利技术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。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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，本专利技术采用的技术方案是：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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，其特征在于：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。

【技术特征摘要】
1.一种基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，其特征在于：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。2.根据权利要求1所述的基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，其特征在于：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。3.根据权利要求2所述的基于超声速引射器的大流量液氧过冷方法，其特征在于：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，σs...

【专利技术属性】
技术研发人员：包恒，聂万胜，王辉，侯志勇，苏凌宇，刘凯希，
申请(专利权)人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学，
类型：发明
国别省市：北京,11