CN114021253A - 一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及液体火箭发动机系统仿真，主要涉及液体火箭发动机动态特性仿真方法。本发明的目的是解决现有液体火箭发动机的动态特性仿真方法中缺乏能够涵盖各类组件模型传输需求的接口定义方式的技术问题，提供一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法。该方法采用模块化建模思想建模，对不同组件的模型进行切分，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型，采用基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真接口定义，然后通过基于Modelica语言的接口将组件相连，由于接口的定义满足组件间物质和能量传输的需求，从而实现了液体火箭发动机动态特性仿真。
Description
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机系统仿真，主要涉及一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法。
背景技术
液体火箭发动机起动关机过程涉及机械、燃烧和传热等复杂的物理化学过程，采用模块化建模思想，构建液体火箭发动机动态仿真模型库，以拖拽式建模方式实现系统模型搭建，进行全系统仿真，是发动机型号方案改进和新型号发动机研制的重要手段之一。然而，采用模块化建模思想建模，需要对不同组件的模型进行切分，并通过接口将组件相连，接口的定义需满足组件间物质和能量传输的需求。因此，着眼于液体火箭发动机的动态特性仿真方法，亟需一种能够涵盖各类组件模型传输需求的接口定义方式。
发明内容
本发明的目的是解决现有液体火箭发动机的动态特性仿真方法中缺乏能够涵盖各类组件模型传输需求的接口定义方式的技术问题，提供一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法。
为解决上述技术问题，本发明提供的技术解决方案如下：
一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
1)通过模块化建模方式，将液体火箭发动机系统中主要组件的动态仿真模型各自封装，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型；
2)根据液体火箭发动机中使用的介质，基于Modelica语言定义液体火箭发动机系统各类组件仿真模型中存在数据传输需求的液体接口、气体接口、燃气接口、两相接口、机械转动接口和控制接口六类通用接口；所述介质包括液体和气体；所述通用接口采用标准接口；
其中，
A)气体接口用于流经纯气体介质的组件，共传递三个变量，包括质量流量m_flow、绝对压力p和温度T；
B)液体接口用于流经单相液体介质的组件，共传递两个变量，包括质量流量m_flow和绝对压力p；
C)两相接口用于流经气液混合介质的组件，共传递八个变量，包括绝对压力p、液相温度Tl、气相温度Tg、液相体积份数Vlbar、推进剂气相占比Vgbar、液相质量流量m_flow_l、气相质量流量m_flow_g和吹除气体质量流量m_flow_ig；
D)燃气接口用于热力组件，共传递七个变量，包括混合比Km、液体燃料流量m_flowlf、液体氧化剂流量m_flowlo、液相体积份数Vlbar，以及与气体接口相同的燃气质量流量m_flowg、绝对压力p和温度T；
E)机械转动接口位于涡轮与泵之间，用于涡轮与泵之间的机械力传输，共传递两个变量，包括旋转角度phi和扭矩tau；
F)控制接口传递的变量为实数信号，用于阀门和/或调节器控制信号的输入，以控制阀门的开启关闭和/或调节器的调节状态；
3)将步骤1)的各组件仿真模型，利用步骤2)定义的相应接口相连，通过接口传递数据；
4)对步骤3)通过接口连接各组件后的液体火箭发动机系统，进行基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真。
进一步地，步骤A)中，所述流经纯气体介质的组件包括气瓶、气体管路、气体节流孔和/或气体阀门。
进一步地，步骤B)中，所述流经单相液体介质的组件包括液体管路、液体节流孔、液体阀门、离心泵和/或液涡轮。
进一步地，步骤C)中，所述流经气液混合介质的组件包括低温介质充填管路、头腔和/或低温充填冷却套。
进一步地，步骤D)中，所述热力组件包括发生器、燃气导管、燃气涡轮和/或推力室。
进一步地，步骤B)中，所述单相液体介质为氧化剂和/或燃料。
进一步地，步骤1)中，所述头腔为乳化吹除头腔。
本发明相比现有技术具有的有益效果如下：
本发明提供的一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，采用模块化建模思想建模，对不同组件的模型进行切分，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型，采用基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真接口定义，然后通过基于Modelica语言的接口将组件相连，由于接口的定义满足组件间物质和能量传输的需求，从而实现了液体火箭发动机动态特性仿真。
附图说明
图1为本发明实施例中液体火箭发动机系统示意图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地说明。
一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，包括以下步骤：
1)通过模块化建模方式，将液体火箭发动机系统中主要组件气瓶、气孔板、贮箱、泵、管路、阀门、头腔、发生器、涡轮、燃气管路和燃气孔板等的动态仿真模型各自封装，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型
2)根据液体火箭发动机中使用的介质(液体、气体)，涉及的领域(流体、机械、控制)，基于Modelica语言定义完全覆盖液体火箭发动机系统各类组件仿真模型(组件模型)中存在数据传输需求的液体接口、气体接口、燃气接口、两相接口、机械转动接口和控制接口六类通用接口，覆盖液体火箭发动机系统仿真各类组件仿真模型的数据传输需求；组件仿真模型均依托标准接口(即通用接口)传递数据，以实现不同组件仿真模型在统一平台下的数据贯通；
其中，
A)气体接口用于流经纯气体介质的组件，共传递三个变量，包括质量流量m_flow、绝对压力p和温度T，增加温度是因为动态仿真过程中需考虑气体的可压缩性；所述流经纯气体介质的组件包括气瓶、气体管路、气体节流孔、气体阀门等；比如气瓶、气孔板、贮箱入口的工作介质均为氮气，通过气体接口连接，传递氮气的质量流量m_flow、绝对压力p和温度T；
B)液体接口用于流经单相液体介质的组件，共传递两个变量，包括质量流量m_flow和绝对压力p；所述流经单相液体介质的组件包括液体管路、液体节流孔、液体阀门、离心泵、液涡轮等；所述单相液体介质为氧化剂和/或燃料；比如贮箱出口、泵、管路、阀门、头腔入口的工作介质均为单液相推进剂(氧化剂/燃料)，通过液体接口连接，传递推进剂的质量流量m_flow和绝对压力p；
C)两相接口用于流经气液混合介质的组件，共传递八个变量，包括绝对压力p、液相温度Tl、气相温度Tg、液相体积份数Vlbar、推进剂气相占比Vgbar、液相质量流量m_flow_l、气相质量流量m_flow_g和吹除气体质量流量m_flow_ig；所述流经气液混合介质的组件包括低温介质充填管路、带吹除头腔、低温充填冷却套等(具体而言：由于组件介质为混合介质，因此需传递液相质量流量m_flow_l、气相质量流量m_flow_g、吹除气体质量流量m_flow_ig；与其他接口类似，也需要传递绝对压力p，而温度则分为液相温度Tl和气相温度Tg；考虑充填过程，需要传递液相体积份数Vlbar、推进剂气相占比Vgbar，共传递八个变量)；比如燃料头腔为乳化吹除头腔，需同时通过液体接口与上游阀门连接，气体接口与吹除气孔板连接，在头腔内形成气液两相掺混，因此出口为两相接口，传递液相质量流量m_flow_l、气相质量流量m_flow_g、吹除气体质量流量m_flow_ig、绝对压力p、液相温度Tl、气相温度Tg、液相体积份数Vlbar和推进剂气相占比Vgbar；
D)燃气接口用于热力组件，共传递七个变量，包括混合比Km、液体燃料流量m_flowlf、液体氧化剂流量m_flowlo、液相体积份数Vlbar，以及与气体接口相同的燃气质量流量m_flowg、绝对压力p和温度T(具体而言：燃气接口首先需传递与气体接口相同的燃气质量流量m_flowg、绝对压力p和温度T；另外，由于燃气接口主要用于热力组件，如发生器、燃气导管、燃气涡轮和推力室，在热力组件中存在燃气、液态燃料、气态燃料、吹除惰性气体多种组份掺混和反应的过程，因此增加了混合比Km、液体燃料流量m_flowlf、液体氧化剂流量m_flowlo、液相体积份数Vlbar，共传递七个变量)；比如发生器入口通过两相接口与头腔相连，内部进行燃烧过程模拟，因此出口为燃气接口，后续连接的涡轮、燃气管路、燃气孔板均通过燃气接口传递数据；燃气接口传递燃气质量流量m_flowg、绝对压力p、温度T、混合比Km、液体燃料流量m_flowlf、液体氧化剂流量m_flowlo和液相体积份数Vlbar；
E)机械转动接口位于涡轮与泵之间，用于涡轮与泵之间的机械力传输，共传递两个变量，包括旋转角度phi和扭矩tau；
F)控制接口传递的变量为实数信号，用于阀门和/或调节器控制信号的输入，以控制阀门的开启关闭和/或调节器的调节状态；比如阀门的开启关闭由控制信号输入，通过控制接口与输入信号连接；
3)将步骤1)的各组件仿真模型，利用步骤2)定义的相应接口相连，通过接口传递数据；
4)对步骤3)通过接口将各组件相连的液体火箭发动机系统，进行基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真。
一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，基于文中所示的接口构建规则，可以满足火箭发动机动态仿真的各类组件数据传输需求。图1所示的液体火箭发动机系统示意图(发生器循环系统图)为一个实施例，并不代表只能采用这种连接方式。比如说：液体接口可以连管路，也可以连泵、阀门、头腔等，只要组件的工作介质是单相流体，就能够通过液体接口相连，并且只需要传递压力和流量两个变量即可。
列表中变量类型带有flow前缀的代表流变量，其特征为在多个接口连接处各接口该变量值之和为零，典型流变量为流量，其余变量为势变量，其特征为在多个接口连接处各接口该变量值相等，典型势变量为压力。通过流变量和势变量的划分，使得多个组件在同一节点处汇集时，能够自动匹配出各自变量的关系，拓展了模型对于火箭发动机中复杂管网仿真的支持功能。下表为接口变量列表：
表1接口变量列表
本发明的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法不仅适用于全系统，还适用于半系统，以及不同循环方式。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。
Claims (7)
1.一种基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)通过模块化建模方式，将液体火箭发动机系统中主要组件的动态仿真模型各自封装，使得各组件具有各自独立的组件仿真模型；
2)根据液体火箭发动机中使用的介质，基于Modelica语言定义液体火箭发动机系统各类组件仿真模型中存在数据传输需求的液体接口、气体接口、燃气接口、两相接口、机械转动接口和控制接口六类通用接口；所述介质包括液体和气体；所述通用接口采用标准接口；
其中，
A)气体接口用于流经纯气体介质的组件，共传递三个变量，包括质量流量m_flow、绝对压力p和温度T；
B)液体接口用于流经单相液体介质的组件，共传递两个变量，包括质量流量m_flow和绝对压力p；
C)两相接口用于流经气液混合介质的组件，共传递八个变量，包括绝对压力p、液相温度Tl、气相温度Tg、液相体积份数Vlbar、推进剂气相占比Vgbar、液相质量流量m_flow_l、气相质量流量m_flow_g和吹除气体质量流量m_flow_ig；
D)燃气接口用于热力组件，共传递七个变量，包括混合比Km、液体燃料流量m_flowlf、液体氧化剂流量m_flowlo、液相体积份数Vlbar，以及与气体接口相同的燃气质量流量m_flowg、绝对压力p和温度T；
E)机械转动接口位于涡轮与泵之间，用于涡轮与泵之间的机械力传输，共传递两个变量，包括旋转角度phi和扭矩tau；
F)控制接口传递的变量为实数信号，用于阀门和/或调节器控制信号的输入，以控制阀门的开启关闭和/或调节器的调节状态；
3)将步骤1)的各组件仿真模型，利用步骤2)定义的相应接口相连，通过接口传递数据；
4)对步骤3)通过接口连接各组件后的液体火箭发动机系统，进行基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真。
2.根据权利要求1所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤A)中，所述流经纯气体介质的组件包括气瓶、气体管路、气体节流孔和/或气体阀门。
3.根据权利要求1所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤B)中，所述流经单相液体介质的组件包括液体管路、液体节流孔、液体阀门、离心泵和/或液涡轮。
4.根据权利要求1所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤C)中，所述流经气液混合介质的组件包括低温介质充填管路、头腔和/或低温充填冷却套。
5.根据权利要求1所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤D)中，所述热力组件包括发生器、燃气导管、燃气涡轮和/或推力室。
6.根据权利要求1至5任一项所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤B)中，所述单相液体介质为氧化剂和/或燃料。
7.根据权利要求6所述的基于Modelica语言的液体火箭发动机动态仿真方法，其特征在于：
步骤1)中，所述头腔为乳化吹除头腔。
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