于杭健 舒燕 孫迎霞 黃昊 張伍

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094) (2 上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112)

極性是指產(chǎn)品特定的安裝方向、連接對(duì)應(yīng)關(guān)系、介質(zhì)流向關(guān)系。極性是航天器推進(jìn)系統(tǒng)關(guān)鍵特性之一[1]。推進(jìn)系統(tǒng)極性錯(cuò)誤會(huì)使航天器任務(wù)性能?chē)?yán)重下降，甚至導(dǎo)致任務(wù)失敗。推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試方法是航天器一直以來(lái)探索和使用的驗(yàn)證手段，以期達(dá)到推進(jìn)極性的有效確認(rèn)[2-3]。

目前，航天器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試均在總裝總測(cè)過(guò)程中[4-5],采取用手觸摸推力器噴口感知，將推力器噴出氣體通入裝有酒精的試管，推力器噴口綁扎氣球或者用手觸摸推力器閥門(mén)等方式判斷，上述通過(guò)目視、聽(tīng)聲音、手觸摸等方法進(jìn)行判斷，雖然取得了一定的技術(shù)積累，部分方法和技術(shù)形成了相應(yīng)規(guī)范和協(xié)議，具備一定的指導(dǎo)意義，部分技術(shù)方法的規(guī)定在設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、測(cè)試中有借鑒價(jià)值，但是仍然存在誤判、漏判等風(fēng)險(xiǎn)，存在測(cè)試方法不完善的問(wèn)題[6]。

本文設(shè)計(jì)了一種雙組元推進(jìn)極性測(cè)試系統(tǒng)，制定了極性測(cè)試方法，通過(guò)流量傳感器采集推力器噴氣數(shù)據(jù)，對(duì)雙組元推進(jìn)系統(tǒng)姿軌控氧燃隔離，姿控管路分支極性，姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接極性的正確性，控制指令與各姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣動(dòng)作的對(duì)應(yīng)性進(jìn)行了全面有效的確認(rèn)，更好地解決了航天器雙組元推進(jìn)極性確認(rèn)問(wèn)題，通過(guò)具體的航天器推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試，驗(yàn)證了極性測(cè)試系統(tǒng)及測(cè)試方法的正確性、有效性。

1 測(cè)試需求及分析

航天器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試需要解決的問(wèn)題為確認(rèn)氧化劑路(以下簡(jiǎn)稱“氧路”)與燃燒劑路(以下簡(jiǎn)稱“燃路”)隔離，姿控管路分支一一隔離，自鎖閥與壓力傳感器對(duì)應(yīng)正確，控制指令對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)作一一對(duì)應(yīng)正確，發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接正確。為解決上述測(cè)試需求，在推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試過(guò)程中，通過(guò)測(cè)試口充氣，指令控制自鎖閥與電磁閥動(dòng)作，流量傳感器采集噴氣數(shù)據(jù)的方式，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)極性進(jìn)行測(cè)試。極性測(cè)試對(duì)氧路、燃路分別開(kāi)展。氧路與燃路均包含姿控路測(cè)試與軌控路測(cè)試。因發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接正確測(cè)試需斷開(kāi)推進(jìn)負(fù)載控制器(推進(jìn)線路盒)器上電纜，所以需另外開(kāi)展推力器入口氧燃管路連接極性測(cè)試和軌控發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接極性測(cè)試。

因此，極性測(cè)試共包含姿控氧路、軌控氧路、推力器入口氧燃管路連接、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接、軌控燃路和姿控燃路測(cè)試。其中，姿控氧路和姿控燃路測(cè)試項(xiàng)目均包括氧燃隔離，姿控管路分支極性，控制指令對(duì)推力器控制極性，自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性測(cè)試。軌控氧路和軌控燃路測(cè)試項(xiàng)目均包括氧燃隔離，控制指令對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制極性，自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性測(cè)試。

一種典型雙組元推進(jìn)系統(tǒng)液路原理如圖1所示[7-9]。以該雙組元推進(jìn)系統(tǒng)為例，推進(jìn)系統(tǒng)極性項(xiàng)目及定義如下。

(1)自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性，自鎖閥打開(kāi)后，相應(yīng)壓力傳感器(以下簡(jiǎn)稱“壓傳”)響應(yīng)。

(2)氧燃隔離，氧路充氣后，氧路對(duì)應(yīng)壓傳響應(yīng)，燃路壓傳不響應(yīng)。燃路充氣后，燃路對(duì)應(yīng)壓傳響應(yīng)，氧路壓傳不響應(yīng)。

(3)姿控管路分支極性，氧路各分支分別充氣后，對(duì)應(yīng)壓傳響應(yīng)，其它分支不響應(yīng)。燃路各分支分別充氣后，對(duì)應(yīng)壓傳響應(yīng)，其它分支不響應(yīng)(分支指推力器供給管路的支路)。

(4)發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧燃管路連接極性，發(fā)動(dòng)機(jī)入口氧管路對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥，氧路充氣，發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥開(kāi)啟，發(fā)動(dòng)機(jī)正常噴氣。

(5)控制指令對(duì)閥門(mén)、推力器、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)控制極性。

注：圖中CSx為測(cè)試口，LVx為自鎖閥，Px為壓力傳感器，Cx、Dx、Ex、Fx均為推力器，Mx為軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，紅色管路為氧化劑路，綠色管路為燃燒劑路，黑色管路為氣路。

圖1 一種典型雙組元推進(jìn)系統(tǒng)液路原理圖

Fig.1 Fluid schematic diagram of a typical bipropellant propulsion system

2 測(cè)試方法設(shè)計(jì)

航天器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)氧路極性測(cè)試時(shí)，對(duì)氧路測(cè)試口充入氮?dú)?，燃路不充氣，發(fā)送控制指令控制自鎖閥與電磁閥動(dòng)作，測(cè)試人員判讀自鎖閥動(dòng)作后壓力傳感器響應(yīng)及流量傳感器采集推力器噴氣數(shù)據(jù)，確認(rèn)推進(jìn)系統(tǒng)氧路極性的正確性。氧路極性測(cè)試包含姿控氧路極性測(cè)試，軌控氧路極性測(cè)試和推力器入口氧燃管路連接極性測(cè)試。燃路系統(tǒng)與氧路類似，本文不一一贅述。

2.1 姿控氧路極性測(cè)試方法

姿控氧路極性測(cè)試共7步，流程及判讀方法如圖2所示。

圖2 姿控氧路極性測(cè)試流程及判讀方法圖Fig.2 Procedure and interpretation method schematic diagram of the attitude control oxidizer path polarity test

姿控氧路極性具體測(cè)試方法如下。

(1)依次打開(kāi)姿控氧路自鎖閥，在一個(gè)支路自鎖閥開(kāi)啟(其余自鎖閥關(guān)閉)條件下，對(duì)應(yīng)分支壓傳響應(yīng)，其它壓傳未響應(yīng)，據(jù)此可判斷姿控氧路自鎖閥與相應(yīng)壓傳聯(lián)動(dòng)極性正確，姿控氧燃、姿控與軌控隔離正確。

(2)在自鎖閥開(kāi)啟(其余自鎖閥關(guān)閉)條件下，依次進(jìn)行所有推力器噴氣，流量傳感器采集噴氣數(shù)據(jù)，自鎖閥對(duì)應(yīng)的分支推力器逐一正常噴氣，單臺(tái)推力器噴氣正常時(shí)，其余所有推力器未噴氣，可判斷姿控氧路管路分支極性正確。

2.2 軌控氧路極性測(cè)試方法

軌控氧路極性測(cè)試共7步，測(cè)試流程及判讀方法如圖3所示。軌控氧路極性具體測(cè)試方法如下：依次打開(kāi)軌控路自鎖閥，在自鎖閥開(kāi)啟(其余自鎖閥關(guān)閉)條件下，對(duì)應(yīng)分支壓傳響應(yīng)，其它壓傳未響應(yīng)，可判斷軌控路自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性正確，軌控氧燃、軌控與姿控隔離正確；軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)，開(kāi)機(jī)過(guò)程中對(duì)應(yīng)壓傳壓力下降，采集所有推力器噴氣數(shù)據(jù)，推力器均未噴氣，可判斷控制指令對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)控制極性正確。

圖3 軌控氧路極性測(cè)試流程及判讀方法圖Fig.3 Procedure and interpretation method schematic diagram of the orbit control oxidizer path polarity test

2.3 推力器入口氧燃管路連接極性測(cè)試方法

推力器入口氧燃管路連接極性測(cè)試共6步，測(cè)試流程及判讀方法如圖4所示。

推力器入口氧燃管路連接極性具體測(cè)試方法如下。

(1)斷開(kāi)推進(jìn)負(fù)載控制器(推進(jìn)線路盒)器上電纜，串入轉(zhuǎn)接盒，斷開(kāi)所有姿控燃閥回線節(jié)點(diǎn)。

(2)氧路測(cè)試口充氣，依次進(jìn)行所有推力器噴氣，流量傳感器采集數(shù)據(jù)，單臺(tái)推力器動(dòng)作時(shí)，其它所有推力器均未噴氣，可判斷推力器入口氧燃管路連接極性正確，控制指令對(duì)推力器控制極性正確。

圖4 姿控氧燃管路連接極性測(cè)試流程及判讀方法圖Fig.4 Procedure and interpretation method schematic diagram of the attitude control oxidizer-fuel pipe connections

3 測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

為達(dá)到推進(jìn)系統(tǒng)極性確認(rèn)的目的，采用流量傳感器來(lái)采集推力器噴氣數(shù)據(jù)。由于推力器為拉瓦爾噴管，必須設(shè)計(jì)采集工裝，將推力器噴口與流量傳感器連接，對(duì)推力器噴出的氣體進(jìn)行收集，通過(guò)流量傳感器測(cè)量，測(cè)試軟管用于連接流量傳感器與采集工裝。測(cè)試電纜將航天器不同象限的流量傳感器采集流量數(shù)據(jù)匯集，流量采集設(shè)備將流量傳感器的流量數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為電壓數(shù)據(jù)顯示，便于進(jìn)行判讀。

推進(jìn)極性測(cè)試系統(tǒng)由采集工裝、測(cè)試軟管、流量傳感器及測(cè)試電纜、流量采集設(shè)備等組成。測(cè)試系統(tǒng)連接關(guān)系如圖5所示。

圖5 推進(jìn)極性測(cè)試系統(tǒng)及連接關(guān)系示意圖Fig.5 Propulsion polarity test system and connection diagram

采集工裝利用推力器保護(hù)罩直接工藝改造形成，推力器保護(hù)罩底部開(kāi)圓孔，軟管固定接嘴通過(guò)3M膠帶與保護(hù)罩連接、固定，軟管固定接嘴與測(cè)試軟管連接，測(cè)試軟管與流量傳感器連接，通過(guò)流量采集設(shè)備采集推力器噴氣數(shù)據(jù)。

測(cè)試過(guò)程中，流量傳感器將從推力器噴出的氣體轉(zhuǎn)換為1～5 V電壓，通過(guò)采集板卡將電壓采集顯示到流量采集設(shè)備界面上，同時(shí)判斷電壓是否大于閾值，若大于閾值，表明傳感器有氣流通過(guò)，采集設(shè)備界面上對(duì)應(yīng)通道變亮(即推力器正常噴氣)，若采集電壓不變，表明傳感器無(wú)氣流通過(guò)，界面上對(duì)應(yīng)通道保持不變(即推力器未噴氣)。

4 工裝驗(yàn)證及參數(shù)選取

為保證推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試過(guò)程中不危害航天器上產(chǎn)品安全，固化采集工裝安裝工藝，同時(shí)探索測(cè)試壓力范圍，開(kāi)展了地面工藝試驗(yàn)，確定了采集工裝的安裝工藝，確定了測(cè)試壓力及噴氣時(shí)長(zhǎng)。測(cè)試過(guò)程中流量采集設(shè)備判斷閾值設(shè)置為1.5 V，均通過(guò)流量采集設(shè)備采集到了有效的噴氣數(shù)據(jù)。

工藝試驗(yàn)采用與真實(shí)推力器狀態(tài)一致的產(chǎn)品開(kāi)展試驗(yàn)。地面配氣臺(tái)通過(guò)管路直接與推力器噴注器管嘴連接，手動(dòng)控制配氣臺(tái)減壓閥以保證推力器入口壓力，采集工裝與流量傳感器及采集設(shè)備連接。

工藝試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。結(jié)果表明：推力器入口壓力在0.1 MPa～0.3 MPa內(nèi)可采集到有效噴氣數(shù)據(jù)，入口壓力≤0.3 MPa時(shí)，采集工裝不會(huì)移動(dòng)，不會(huì)對(duì)推力器涂層造成損傷，壓力為0.4 MPa時(shí)采集工裝輕微滑動(dòng)，壓力為0.5 MPa時(shí)采集工裝明顯滑動(dòng)，壓力為0.8 MPa時(shí)采集工裝未與推力器脫離，氣體從豁口泄出。此外，推力器豎直或水平放置狀態(tài)不會(huì)影響上述試驗(yàn)結(jié)果。

圖6 地面工藝試驗(yàn)結(jié)果Fig.6 Ground process results

5 測(cè)試驗(yàn)證

在某航天器上開(kāi)展了推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試。測(cè)試過(guò)程中采取先氧路后燃路，氧路測(cè)試中先姿控路后軌控路的方式，通過(guò)整合測(cè)試流程，最大程度的避免航天器上管路的重復(fù)操作，提高了測(cè)試安全性，同時(shí)也避免了航天器地面充氣設(shè)備重復(fù)充放氣，提升了經(jīng)濟(jì)效益。測(cè)試具體過(guò)程如圖7所示。

圖7 推進(jìn)極性測(cè)試過(guò)程Fig.7 Test process of propulsion system polarity

5.1 姿控氧路極性檢查結(jié)果

姿控路一路自鎖閥動(dòng)作前后壓傳遙測(cè)變化見(jiàn)表1。從表1中可知，自鎖閥打開(kāi)后，對(duì)應(yīng)路壓傳由常壓變?yōu)?.196 MPa，其余路壓傳保持不變，因此自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性正確，姿控氧燃、姿控與軌控隔離正確。

表1 一路自鎖閥動(dòng)作后壓傳遙測(cè)變化Table 1 Pressure sensor telemetry collection results after one locking valve action

逐一打開(kāi)推力器，采集所有推力器噴氣數(shù)據(jù)，確認(rèn)動(dòng)作推力器采集幅值超過(guò)閾值并觸發(fā)，未動(dòng)作推力器采集幅值穩(wěn)定，無(wú)變化。一臺(tái)推力器噴氣后采集結(jié)果見(jiàn)表2，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)圖8。由于測(cè)試口持續(xù)供氣，推力器動(dòng)作后，壓傳數(shù)值保持不變。

表2 一臺(tái)推力器噴氣后采集數(shù)據(jù)表Table 2 A thruster after jet acquisition data

圖8 一路自鎖閥動(dòng)作后推力器噴氣采集結(jié)果Fig.8 After a self-locking valve action thruster jet acquisition results

從表2中可以看出，一臺(tái)推力器噴氣時(shí)，其它所有推力器均未噴氣，主路推力器噴氣時(shí)，備路推力器均未噴氣，結(jié)果表明姿控氧路管路分支極性正確，控制指令對(duì)推力器控制極性正確且具有排它性。幅值不同是由于推力器規(guī)格不同及入口壓力的差異，不同推力器采集的幅值存在差異。

5.2 軌控氧路極性檢查結(jié)果

軌控路自鎖閥動(dòng)作前后壓傳遙測(cè)變化見(jiàn)表3。從表3中可知，自鎖閥打開(kāi)后，對(duì)應(yīng)路壓傳由常壓變?yōu)?.393 MPa，其余路壓傳保持不變，因此自鎖閥與相應(yīng)傳感器聯(lián)動(dòng)極性正確，軌控氧燃、軌控與姿控隔離正確。

表3 自鎖閥動(dòng)作后壓傳遙測(cè)值匯總Table 3 pressure sensor telemetry summary after self-locking valve action

軌控發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)機(jī)，確認(rèn)所有推力器采集幅值均無(wú)變化。結(jié)果表明軌控氧燃、軌控與姿控隔離正確。

5.3 推力器入口氧燃管路連接極性檢查結(jié)果

測(cè)試過(guò)程中逐一打開(kāi)推力器，采集所有推力器噴氣數(shù)據(jù)，此時(shí)，由于燃閥回線節(jié)點(diǎn)斷開(kāi)，因此推力器開(kāi)啟指令實(shí)際上只控制氧閥開(kāi)啟，燃閥仍然為關(guān)閉狀態(tài)。單臺(tái)推力器噴氣時(shí)，其余所有推力器均未采集到噴氣數(shù)據(jù)，單臺(tái)推力器噴氣結(jié)果和所有采集結(jié)果見(jiàn)圖9?？膳袛嗤屏ζ魅肟谘跞脊苈愤B接極性正確。

圖9 推力器噴氣后采集界面Fig.9 Thruster jet acquisition results

6 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)測(cè)試需求分析，提出了推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試確認(rèn)方法，設(shè)計(jì)了極性測(cè)試系統(tǒng)，并通過(guò)航天器測(cè)試任務(wù)驗(yàn)證了測(cè)試方法及系統(tǒng)的正確性、有效性。提出的推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試確認(rèn)方法及測(cè)試系統(tǒng)，更好的完成了航天器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試，成功應(yīng)用于航天器測(cè)試任務(wù)，測(cè)試結(jié)果滿足任務(wù)需求，解決了極性測(cè)試方法不完善的問(wèn)題，避免了推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試過(guò)程中誤判、漏判等風(fēng)險(xiǎn)，可為航天器雙組元推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試提供參考。