賈世錦，明章鵬，劉建盈，付 揚，王國軍

（1. 北京空間技術研制試驗中心；2. 北京空間飛行器總體設計部：北京 100094；3. 上?？臻g推進研究所，上海 201112）

0 引言

隨著航天器在軌任務的復雜度日益增加，航天器在軌運行的模式也更加多樣，由以往的自旋穩(wěn)定、三軸穩(wěn)定對地模式逐漸擴展到連續(xù)偏航、慣性定向、側擺飛行等模式[1]。而隨著航天器可靠性的逐步提高，以及對經(jīng)濟效益的最大化追求，航天器的任務周期大幅延長。在長期復雜的飛行過程中，特殊姿態(tài)下由發(fā)動機組的熱反浸導致的推進管路閥門超溫和長期飛行中貯箱膜片因工質熱脹冷縮反復變形導致的疲勞等問題開始變得突出[2]。本文結合某實際型號，對推進系統(tǒng)熱控問題的解決措施、難點及效果進行分析預示。

1 空間推進系統(tǒng)熱控特點

空間推進系統(tǒng)一般采用雙組元推進劑，由氣瓶、貯箱、發(fā)動機、推力器、閥門、管路及相關傳感器等組成[3]。

推進劑貯箱通常采用表面張力貯箱，其溫度控制要求主要是保證推進劑不結冰、不沸騰，一般在0～20 ℃范圍內(nèi)。部分航天器采用金屬膜片貯箱，利用金屬膜片將推進劑與增壓氣體隔離，工作時膜片在增壓氣體作用下逐漸翻轉，推進劑不斷向外輸出，其工作原理如圖1所示。其主要優(yōu)勢是液體晃動干擾力矩小。

圖1 膜片式貯箱工作過程示意圖Fig. 1 Sketch map of the positive expulsion tank

發(fā)動機和推力器多由電磁閥和推力室組成，工作模式分為脈沖和穩(wěn)態(tài)2種。在工作過程中，推力室溫度通常在1000 ℃左右，而閥門由于受上游推進劑來流的冷卻，其溫度接近常溫。當發(fā)動機關閉后，受到推力室高溫熱反浸影響，閥門溫度會上升到 80 ℃ 左右[4]。

2 貯箱熱控的問題及其解決策略

2.1 貯箱熱控的問題

航天器長期在軌過程中，入射光線與軌道面的夾角β不斷變化，設軌道傾角為i，則β的變化范圍為-|i|?23.5°～|i|+23.5°。圖2 是軌道傾角為 40°的航天器1年中β的變化范圍。

圖2 β 隨時間變化關系Fig. 2 The angle β against the time in orbit

對于低軌航天器來說，β的周期性變化會帶來受曬部位和受曬因子的周期性變化，從而引起貯箱溫度高低交變[5]。對于金屬膜片貯箱來說，其溫度高低交替變換將導致箱內(nèi)推進劑熱脹冷縮，推進劑體積的變化會使箱內(nèi)金屬膜片位置隨之變化。膜片在同一位置的反復波動將導致膜片疲勞破壞。有試驗表明：對于200 L左右容積的貯箱，當推進劑剩余量為80%時，在表面溫度波動范圍±2 ℃、波動周期90 min的情況下，經(jīng)歷超過7000個循環(huán)后，貯箱膜片即有破裂的風險。

膜片破裂情況各異，其主要特點包括：

1）膜片為鋁合金材質，其疲勞破壞S-N曲線通常沒有明顯的水平部分[6]；

2）膜片的變形位置具有隨機性，一般在折角最嚴重處；

3）膜片材料和表面質量也決定了其破壞程度。

2.2 貯箱熱控問題的解決方案

2.2.1 配置補償器

貯箱均單獨設置補償裝置，每個補償裝置與對應貯箱并聯(lián)，即氣液腔分別連通。通過補償裝置中膜盒的上下運動來抵消推進劑冷熱交變帶來的體積變化，從而保持膜片位置不變。俄羅斯“進步號”貨運飛船早期使用了金屬膜片貯箱，同時采用了補償裝置，其系統(tǒng)組成如圖3所示。

圖3 “進步號”貨運飛船推進系統(tǒng)Fig. 3 Sketch map of the booster sub-system of Progress cargo spaceship

補償裝置的設計要點和難點在于：

1）膜盒的最大啟動壓差要小于金屬膜片的最小反向啟動壓差，以保證推進劑體積變化時膜盒運動而膜片不動；

2）膜盒反復排放，既要滿足高疲勞次數(shù)，還需保證較高的可靠性。

2.2.2 主動控溫，減小溫度波動范圍

通過精確的推進劑溫度補償控制，使貯箱溫度變化幅度始終在很小的范圍內(nèi)，抑制推進劑熱脹冷縮的體積波動，從而避免膜片較大的移動變形。

根據(jù)液體體積隨溫度變化規(guī)律：

式(1)～式(2)中：V為推進劑體積；kT為T溫度下推進劑對應的線膨脹系數(shù)。對于常用的一甲基肼推進劑，在正常工作溫度范圍內(nèi)，近似認為其線膨脹系數(shù)為常量，且不考慮膨脹部分的體積在溫度繼續(xù)升高時的二次疊加作用，則式(2)可簡化為

式中V0為推進劑在T0溫度下的體積。

在進行貯箱溫度精確控制時，確定控制參數(shù)及其控制域存在困難，目前推進劑體積測量精度普遍不高，一般在1%～5%F.S.[7-9]。以工質溫度作為控制目標，并通過工質體積波動與溫度變化關系間接控制工質體積時，存在工質溫度分布不均勻和工質溫度與貯箱殼體間溫度差異等問題。

某航天器采取通過控制貯箱溫度低限和單個主動控溫周期電加熱量的方法控制工質體積的波動，其工作過程熱流關系如圖4所示[10]。

圖4 膜片式貯箱工作熱流Fig. 4 Heat transfer of the diaphragm tank in work

在極短的時間里，貯箱內(nèi)工質吸收到的熱量應等于周圍環(huán)境向貯箱壁傳輸?shù)臒崃亢图訜崞蛸A箱的加熱量，減去在該時間內(nèi)貯箱壁溫度升高所吸收的熱量：

對其中某個時間段進行積分，則得到

式(4)～式(5)中：V為工質體積；Q1為貯箱壁向內(nèi)部工質傳導的熱量；Q2為貯箱壁經(jīng)包覆多層、結構和管路等被動控溫措施與環(huán)境的換熱量；Q3為主動電加熱回路對貯箱壁的加熱量；c1為貯箱壁比熱容；c2為工質比熱容；q2為結構向貯箱壁的傳熱量；q3為主動加熱回路對貯箱壁的加熱量；ρ2為工質密度；k2為工質體積膨脹系數(shù)；m1為貯箱結構質量。定義貯箱壁在純被動控溫措施下的最高溫度為T0，電加熱主動控溫中間值為T1，控溫閾值為ΔT。當主動控溫下限 (T1?ΔT)＞T0，則 ΔQ3＜0，(ΔQ2+ΔQ3?c1m1ΔT)＜ΔQ2。此時控制 ΔQ2k2/(c2ρ2)不超過控制目標值，則體積波動量ΔV也不超過控制目標值。

該航天器在長期在軌飛行任務中，未進行主動精確控溫補償時，其推進劑會經(jīng)歷4次以上14 ℃范圍的波動，體積變化量接近5 L，膜片存在較大的破裂風險。采用主動控溫方案后，經(jīng)SIEMENS NX軟件分析預示（見圖5），貯箱的溫度變化控制在±2℃以內(nèi)，相應的在軌任務周期內(nèi)波動次數(shù)可控制在500次以內(nèi)，較7000次的安全閾值具有10倍以上安全余量。

圖5 主動精確控溫時貯箱壁溫度分布Fig. 5 Temperature distribution in the tank wall under active thermal control

主動控溫的設計要點和難點在于：

1）需要通過較多子樣的膜片疲勞壽命試驗確定產(chǎn)品的S-N曲線，并通過任務剖面分析確定在軌允許的應力水平和循環(huán)次數(shù)；

2）難以建立溫度傳感器測量值?貯箱壁溫度梯度?推進劑溫度梯度?推進劑體積變化量?金屬膜片應力水平之間的實時動態(tài)關聯(lián)關系；

3）地面重力環(huán)境下對流換熱為流體換熱的主要途徑，給設計方案的地面準確驗證帶來了無法克服的困難。

上文所提出的通過將貯箱溫度控制到一個較高的水平基礎上并根據(jù)主動控溫加熱量來控制工質體積波動的方法，可有效解決工質體積波動變化和膜片應力水平等的動態(tài)測量的難題，并通過有限膜片疲勞試驗子樣確定某一特定的控制區(qū)間，在該控制區(qū)間內(nèi)解決膜片多次波動疲勞失效的問題。

3 發(fā)動機、推力器的熱控問題及其解決策略

3.1 發(fā)動機、推力器的熱控問題

發(fā)動機、推力器的熱控問題包括低溫下的加熱控溫、工作時的散熱設計以及在軌非工作狀態(tài)下的溫度控制。國內(nèi)型號實施過程中對低溫下的加熱控制和工作時的散熱設計2個方面考慮較為全面，但對于在軌非工作狀態(tài)下的溫度控制范圍的確定及其機理研究有所欠缺。

國內(nèi)外航天器設計時都將發(fā)動機和推力器放在艙外，一方面考慮到發(fā)動機和推力器工作時產(chǎn)生的熱量容易向外輻射擴散，有助于降低發(fā)動機和推力器溫度；另一方面可以確保航天器其他儀器不受高溫羽流產(chǎn)物的影響。目前衛(wèi)星所用推進劑在工作壓力下的汽化溫度高于90 ℃，而閥門自身在制作和試驗過程中均經(jīng)歷超過80 ℃高溫的驗證，因此一般將推力器閥門的在軌溫度控制在0～80 ℃。

在軌條件下，閥門是與推進劑相接觸的。目前常用的雙組元推進劑四氧化二氮、偏二甲肼、一甲基肼等與閥門內(nèi)的密封材料聚四氟乙烯在常溫下相容性較好。推進劑與材料的相容性級別與溫度有密切關系：一般情況下，推進劑與材料相容性級別指溫度為室溫或50 ℃以下時[3]。在特殊溫度（高溫或低溫）和特殊條件（應力或動態(tài)條件）下的相容性級別需通過模擬實際使用條件獲得。

利用某推力器進行高溫相容性實驗，當浸泡溫度超過65 ℃大約50 h后，閥門的開啟特性發(fā)生變化，推力器推力明顯下降。經(jīng)分析是閥芯材料發(fā)生膨脹，閥門的有效通徑減小，從而使推進劑流量減小。某型號5 N推力器在軌溫度最高超過70 ℃，工作幾年后，推力器性能出現(xiàn)了明顯的下降。因此，需要嚴格控制推力器閥門的在軌溫度，不工作時應控制在50 ℃以下。

3.2 發(fā)動機、推力器高溫工況的解決方案

3.2.1 高溫工況說明

發(fā)動機、推力器在軌高溫工況主要是受曬導致的。圖6為某航天器推進結構。

圖6 某航天器尾部發(fā)動機布局Fig. 6 Sketch map of booster sub-system of a spacecraft

在圖6中，以某4機機組噴管為熱分析對象，與其有熱量交換關系的主要有接收到的太陽輻射、接收到的周圍結構熱輻射、與鄰近結構和安裝面等之間的導熱量和本身向外界的輻射散熱量，具體表述為[11]：

式(6)～(9)中：H為軌道位置的太陽常數(shù)；A為研究對象受太陽光照部位在與太陽光線垂直平面上的投影面積；αs為機組表面的太陽吸收比；σ為斯忒藩?玻耳茲曼常量；ε為機組表面的紅外發(fā)射率；Ai為機組第i個細分單元的面積；γj為周圍結構第j個細分單元對Ai的角系數(shù)；Tj為周圍結構第j個細分單元的溫度；A0為研究對象與鄰近結構和安裝面間的等效接觸面積；ΔT為研究對象與鄰近結構和安裝面間的溫差；R為研究對象與鄰近結構和安裝面間的熱阻；Ti為機組第i個細分單元的溫度。

發(fā)動機噴管一般采用鈮合金制成，其表面太陽吸/發(fā)比為αs/ε≈2，根據(jù)仿真計算，在陽光直射下其溫度可達150 ℃以上，閥門溫度達70 ℃以上，超過閥門材料最高65℃的耐受溫度，閥門在長期超高溫條件下必然失效。

3.2.2 一般解決途徑

解決發(fā)動機閥門在軌高溫問題的途徑一般有以下4種：

1）改進閥門材料，提高其高溫相容性。此方案能夠徹底解決太陽照射、熱反浸帶來的問題，是理論上的最優(yōu)方案。但從目前可選材料來看，其高溫相容性并沒有明顯提高，而且采用新的材料后需要對發(fā)動機重新進行鑒定和可靠性驗證。

2）改進發(fā)動機涂層和機組包覆狀態(tài)。通過降低噴管表面結構的αs/ε來降低噴管溫度；同時增大噴管與閥門之間的熱阻、降低噴管與周圍結構之間的換熱，從而降低閥門溫度。但該方案會導致低溫工況閥門溫度進一步降低，需通過主動加熱解決。

3）采用遮擋機構減小外熱流變化。發(fā)動機不工作時利用該機構進行遮擋包覆，形成絕熱環(huán)境，降低外熱流對發(fā)動機溫度的影響，發(fā)動機需要工作時再打開?！奥?lián)盟”飛船的主發(fā)動機即采用了此種方案[12]。該方案的重點在于保證遮擋機構工作的可靠性，一旦機構打開功能失效，則發(fā)動機同樣會失去功能。而且該方案不適用于數(shù)量眾多的姿控發(fā)動機。

4）引入主動流體回路，對閥門精確控溫。出于航天員的生活需求，載人航天器對密封艙內(nèi)空氣溫度具有嚴格的限制，一般控制在20 ℃附近，因此通常采用流體回路進行溫度和濕度的聯(lián)合控制。流體回路通過主路和支路的流量分配控制輻射器的散熱量，從而實現(xiàn)精確控溫。在閥門上引入流體回路，可以使閥門溫度保持在比較平穩(wěn)的水平，但管路系統(tǒng)相對較為復雜，給工程實施增加了難度，同時必須考慮發(fā)動機工作的高溫對回路的影響。

3.2.3 實際解決案例及分析預示

某載人航天器在軌時長延長至半年后，由于飛行姿態(tài)和太陽入射角的變化，在軌最高溫度由58 ℃升高至73 ℃，超過氧閥閥芯材料65 ℃的最高可耐受溫度。為此，采取了3.2.2節(jié)中的方案2），更改機組包覆狀態(tài)、增加輻射散熱面等措施，更改后相同工況下氧閥最高溫度降低至50 ℃，滿足與工質長期相容的溫度要求，采用SIEMENS NX軟件仿真分析結果見圖7。應注意狀態(tài)更改后極端低溫工況下機組溫度進一步降低，需相應增加低溫工況的加熱功率。

圖7 某航天器推進系統(tǒng)更改前后溫度預示Fig. 7 Temperature forecast of a spacecraft boost sub-system with temperature control

4 結論及建議

1）推進系統(tǒng)的熱控方案與系統(tǒng)方案設計聯(lián)系緊密，在既定的軌道、構型、姿態(tài)和結構控溫條件下，推進系統(tǒng)控溫設計應盡量降低對熱控方案的依賴，并避免故障模式下由于熱控條件變化造成推進系統(tǒng)失效。

2）對于膜片式貯箱內(nèi)工質因溫度波動導致體積反復變化的問題，本文提出的采取提高貯箱溫度控制水平并建立主動加熱功耗與工質體積變化之間相關關系的方法，可較有效地克服工質體積波動和膜片應力等測量方面的困難，實現(xiàn)工質體積波動的精確控制，避免膜片疲勞失效。

3）發(fā)動機、推力器噴管在太陽照射下平衡溫度較高，通過增強發(fā)動機機架輻射散熱和與航天器主結構間導熱的方法可有效降低發(fā)動機、推力器的溫度，避免發(fā)動機內(nèi)部閥門高溫失效。