魏彥祥 郭尚群 趙京 曹偉 許映喬

(1 上?？臻g推進(jìn)研究所，上海空間發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112)

(2 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

嫦娥四號(hào)探測(cè)器在2018年12月8日從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射，2019年1月3日在月球背面成功軟著陸，隨后開(kāi)展了月面勘查和科學(xué)探測(cè)，探測(cè)任務(wù)取得了圓滿成功。嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)為探測(cè)器提供地月轉(zhuǎn)移軌道飛行、環(huán)月軌道飛行和動(dòng)力下降飛行過(guò)程的姿態(tài)控制和軌道控制推力，為探測(cè)器月球捕獲減速和軟著陸月球背面提供精準(zhǔn)推力。推進(jìn)系統(tǒng)從探測(cè)器入軌開(kāi)始到軟著陸月面，全程輸出高精度的推力，為嫦娥四號(hào)任務(wù)圓滿成功提供了重要保證。

根據(jù)嫦娥三號(hào)探測(cè)器飛行試驗(yàn)結(jié)果和技術(shù)發(fā)展，嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)推力精確控制和精確變推力控制等方面進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)[1-2]，這些設(shè)計(jì)技術(shù)獲得了地面試驗(yàn)和在軌飛行的充分驗(yàn)證，可用于其他航天器。

1 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 總體設(shè)計(jì)方案

嫦娥四號(hào)探測(cè)器采用雙組元推進(jìn)劑恒壓擠壓式姿態(tài)、軌道統(tǒng)一控制推進(jìn)系統(tǒng)，由氣瓶、貯箱和發(fā)動(dòng)機(jī)等組件組成。探測(cè)器采用“十字”隔板構(gòu)型，4只推進(jìn)劑貯箱對(duì)稱布置在“十字”隔板之間，1臺(tái)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)位于中心，2只氣瓶位于側(cè)板外側(cè)，姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)分布在外部斜面板上。貯箱采用兩端固定方式，底端與過(guò)渡承力板以法蘭方式軸向固定，頂端采用3根側(cè)拉桿與“十字”隔板徑向固定，氣瓶采用底支架和箍帶方式安裝，氣液路管路、閥門、總裝通類等沿總體“十字”隔板和底板布置。

1臺(tái)7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)為探測(cè)器提供近月制動(dòng)及著陸下降過(guò)程中變軌、減速、懸停的軌道控制推力，16臺(tái)150 N推力器和12臺(tái)10 N推力器分為2個(gè)功能相同的分支，為探測(cè)器在軌飛行和著陸下降過(guò)程提供姿態(tài)控制推力，為中途修正、環(huán)月軌道調(diào)整、環(huán)月降軌提供軌道控制推力。嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)的系統(tǒng)原理和結(jié)構(gòu)構(gòu)型如圖1所示。

圖1 推進(jìn)系統(tǒng)的系統(tǒng)原理和結(jié)構(gòu)構(gòu)型

1.2 功能組成

嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)分為氦氣增壓部分、推進(jìn)劑輸送部分、推進(jìn)劑利用部分和驅(qū)動(dòng)控制電路部分4個(gè)功能模塊。其中：氦氣增壓部分由氣瓶、電爆閥、減壓閥、氣路自鎖閥、安全閥及管路等組成，提供貯箱工作時(shí)的擠壓氣體。推進(jìn)劑輸送部分由貯箱、液路自鎖閥及管路等組成，用于貯存和供應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)所需的推進(jìn)劑。推進(jìn)劑利用部分由7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)、150 N推力器及10 N推力器組成，提供探測(cè)器飛行過(guò)程軌道控制和姿態(tài)控制的動(dòng)力。驅(qū)動(dòng)控制電路部分由推進(jìn)線路盒和推進(jìn)配電盒組成，接收控制系統(tǒng)的指令，驅(qū)動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)的閥門、電機(jī)等負(fù)載運(yùn)動(dòng)，并采集遙測(cè)參數(shù)。

1.3 工作模式

嫦娥四號(hào)探測(cè)器飛行分為5個(gè)階段，推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)應(yīng)不同的工作模式。

(1)發(fā)射段：推進(jìn)系統(tǒng)在適應(yīng)各種力學(xué)環(huán)境的同時(shí)，按照飛行程序要求完成推進(jìn)閥門(包括電磁閥和自鎖閥)加電和姿態(tài)控制管路真空排氣。

(2)地月轉(zhuǎn)移軌道飛行段：器箭分離后推進(jìn)系統(tǒng)首先進(jìn)行貯箱增壓和姿態(tài)控制管路充填，建立姿態(tài)控制推力器的工作狀態(tài)，姿態(tài)控制推力器點(diǎn)火工作完成消初偏。推進(jìn)系統(tǒng)完成軌道控制管路真空排氣和軌道控制管路充填，建立探測(cè)器軌道控制工作狀態(tài)。推進(jìn)系統(tǒng)使用8臺(tái)150 N推力器進(jìn)行1次中途修正軌道調(diào)整，然后在12月12日7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作323 s，完成減速近月制動(dòng)，探測(cè)器被月球成功捕獲，準(zhǔn)確進(jìn)入200 km×400 km的環(huán)月軌道。

(3)環(huán)月飛行段：推進(jìn)系統(tǒng)在環(huán)月飛行段完成環(huán)月軌道調(diào)整和環(huán)月降軌工作，使用150 N推力器完成變軌。此后，探測(cè)器準(zhǔn)確進(jìn)入15 km×100 km的環(huán)月軌道，為動(dòng)力下降作好準(zhǔn)備。

(4)動(dòng)力下降段：7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)先在額定推力7500 N工況下點(diǎn)火工作進(jìn)行主減速，接著以變推力模式連續(xù)工作，依次完成快速調(diào)整段、接近段、懸停段、避障段和緩速下降段工作，動(dòng)力下降687 s后在月球背面軟著陸。

(5)月面工作段：探測(cè)器在月面著陸后，推進(jìn)系統(tǒng)采用4臺(tái)150 N推力器點(diǎn)火工作進(jìn)行推進(jìn)劑鈍化。推進(jìn)劑鈍化完成后打開(kāi)推進(jìn)系統(tǒng)的氣路鈍化電爆閥，排空氣瓶和貯箱內(nèi)的氦氣，完成全部鈍化工作。鈍化后推進(jìn)系統(tǒng)完成全部飛行任務(wù)，最后完成斷電處理。

2 推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析

嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)充分繼承了嫦娥三號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)的成熟技術(shù)和成熟方案，同時(shí)根據(jù)嫦娥三號(hào)探測(cè)器飛行試驗(yàn)過(guò)程和技術(shù)發(fā)展，進(jìn)行了優(yōu)化和改進(jìn)設(shè)計(jì)，具有如下特點(diǎn)。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力精確控制和高精度變推力設(shè)計(jì)

因?yàn)樵虑虮趁娴匦纹閸?，布滿高山和撞擊坑，為實(shí)現(xiàn)嫦娥四號(hào)探測(cè)器精準(zhǔn)著陸月面，推進(jìn)系統(tǒng)必須提供精確的控制推力和高精度的變推力輸出。為此，推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用減壓閥高精度調(diào)試、飛行產(chǎn)品管路系統(tǒng)地面測(cè)試和流阻調(diào)節(jié)、7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)地面熱標(biāo)、飛行參數(shù)和地面參數(shù)聯(lián)合仿真等方法，以提供高精度的發(fā)動(dòng)機(jī)裝訂推力[3-4]。

推進(jìn)系統(tǒng)7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行動(dòng)力下降過(guò)程的推力控制，通過(guò)精準(zhǔn)變推力調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)探測(cè)器精準(zhǔn)著陸月面。7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)的變推力輸出，使用步進(jìn)電機(jī)調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)。步進(jìn)電機(jī)控制策略在嫦娥三號(hào)的基礎(chǔ)上進(jìn)行了優(yōu)化，提高了變推力控制的精度和可靠性[5-7]。步進(jìn)電機(jī)采用128 ms控制周期，每個(gè)控制周期電機(jī)最多運(yùn)動(dòng)120步，每步運(yùn)動(dòng)時(shí)間1 ms。步進(jìn)電機(jī)在1000 Hz的驅(qū)動(dòng)頻率下，其轉(zhuǎn)子在最小啟動(dòng)間隔時(shí)間內(nèi)還處于振蕩區(qū)，因轉(zhuǎn)子自身慣量產(chǎn)生的動(dòng)態(tài)啟動(dòng)附加轉(zhuǎn)矩影響，步進(jìn)電機(jī)存在因驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)矩不足而失步的風(fēng)險(xiǎn)。為提高步進(jìn)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)的可靠性，需要提高步進(jìn)電機(jī)的啟動(dòng)輸出轉(zhuǎn)矩，可采用提高步進(jìn)電機(jī)供電電壓、升頻啟動(dòng)控制、更換輸出力矩更大電機(jī)等方法。綜合考慮時(shí)間、經(jīng)費(fèi)、硬件改動(dòng)最小等因素，推進(jìn)系統(tǒng)采用“3-2-1”升頻啟動(dòng)設(shè)計(jì)策略，即步進(jìn)電機(jī)啟動(dòng)頻率越低，輸出轉(zhuǎn)矩越大。每個(gè)控制周期走第1步時(shí)電流保持3 ms，走第2步時(shí)電流保持2 ms，從第3步起每步時(shí)長(zhǎng)為1 ms。

2.2 軌道控制管路超壓管理設(shè)計(jì)

為保證推進(jìn)系統(tǒng)可靠密封，在非變軌期間7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)上游的軌道控制管理閥門保持關(guān)閉狀態(tài)。由于在飛行過(guò)程中太陽(yáng)照射角度變化和7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作后熱反侵等影響因素，封閉的軌道控制管路壓強(qiáng)會(huì)隨溫度變化而升高或下降。為使壓強(qiáng)在允許的安全范圍內(nèi)，要控制軌道控制管路的壓強(qiáng)爬升范圍。嫦娥三號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)采取的技術(shù)途徑為：在測(cè)控弧段內(nèi)遙控開(kāi)閥泄壓，在非測(cè)控弧段通過(guò)延時(shí)指令開(kāi)閥泄壓。此方法存在飛控工作量大、對(duì)測(cè)控依賴性強(qiáng)、閥門動(dòng)作次數(shù)多等缺點(diǎn)。為解決上述問(wèn)題，嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)采用“熱控管理和自主泄壓”的冗余方法。軌道控制管路充填或7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作結(jié)束后，打開(kāi)軌道控制管路管理閥門同時(shí)進(jìn)行軌道控制管路加熱，加熱到設(shè)定溫度閾值后調(diào)低管路溫度閾值并關(guān)閉軌道控制管理閥門。此后，軌道控制管路壓強(qiáng)自主管理程序使能，軌道控制管路壓強(qiáng)超壓后自主開(kāi)閥泄壓。其軌道控制管路超壓管理流程見(jiàn)圖2。

圖2 軌道控制管路超壓管理流程

2.3 月面高可靠推進(jìn)劑鈍化設(shè)計(jì)

嫦娥四號(hào)探測(cè)器著陸到月面后剩余一定量的推進(jìn)劑，氣瓶、貯箱也處于帶壓工作狀態(tài)。在月面長(zhǎng)期工作期間，經(jīng)受月晝、月夜交替的高低溫環(huán)境，存在安全風(fēng)險(xiǎn)，需要對(duì)剩余推進(jìn)劑和增壓氣體進(jìn)行排出鈍化處理[8]。在推進(jìn)劑鈍化過(guò)程中，遙測(cè)信息和鈍化指令都通過(guò)中繼衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)，都有延時(shí)，因此，鈍化方案要適應(yīng)中繼轉(zhuǎn)發(fā)模式，同時(shí)為保證安全要具備容錯(cuò)能力。

考慮中繼延時(shí)影響，嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)采用長(zhǎng)時(shí)鈍化和短時(shí)鈍化結(jié)合使用的鈍化方案。首先采用長(zhǎng)時(shí)鈍化策略(10 min，5 min，2 min)，當(dāng)氧化劑路或燃料路的4個(gè)壓強(qiáng)遙測(cè)有2個(gè)下降到1.6 MPa時(shí)，關(guān)閉鈍化發(fā)動(dòng)機(jī)，改用短時(shí)鈍化策略(50 s，10 s，5 s)；當(dāng)氧化劑路或燃料路的4個(gè)壓強(qiáng)遙測(cè)有2個(gè)下降到(1.40±0.05)MPa時(shí)，關(guān)閉鈍化發(fā)動(dòng)機(jī)，推進(jìn)劑鈍化結(jié)束。這樣既解決了中繼延時(shí)對(duì)鈍化的影響，也規(guī)避了中繼通信故障可能給鈍化帶來(lái)的各種風(fēng)險(xiǎn)。推進(jìn)劑鈍化流程如圖3所示。

圖3 推進(jìn)劑鈍化流程

2.4 氣瓶在軌提高裕度設(shè)計(jì)

根據(jù)嫦娥三號(hào)探測(cè)器在軌飛行數(shù)據(jù)分析，動(dòng)力下降過(guò)程由于7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)大流量工作，氣瓶?jī)?nèi)氣體快速消耗，導(dǎo)致氣瓶溫度快速下降，著陸后氣瓶最低溫度-34 ℃，接近氣瓶的驗(yàn)收試驗(yàn)溫度-35 ℃。嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)通過(guò)研制期間氣路系統(tǒng)真空放氣專項(xiàng)試驗(yàn)，制定了動(dòng)力下降前提高氣瓶裕度的方案，即動(dòng)力下降前調(diào)高氣瓶的控溫閾值，對(duì)氣瓶加熱，氣瓶溫度提高到22 ℃。

2.5 發(fā)動(dòng)機(jī)量化極性測(cè)試設(shè)計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)極性是推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵特性之一，目前其主要測(cè)試方法是目視、耳聽(tīng)、手摸，存在測(cè)試不量化、記錄難追溯、易漏判和誤判的風(fēng)險(xiǎn)。嫦娥三號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)極性測(cè)試采用物理噴氣的方式，再通過(guò)目視、耳聽(tīng)、手摸的方式確認(rèn)結(jié)果。嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)采用發(fā)動(dòng)機(jī)量化極性測(cè)試設(shè)計(jì)，把氣體壓強(qiáng)信號(hào)和氣流聲音信號(hào)轉(zhuǎn)化成電信號(hào)，實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)極性測(cè)試量化，測(cè)試數(shù)據(jù)可記錄和可追溯。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

在嫦娥四號(hào)探測(cè)器飛行過(guò)程中，推進(jìn)系統(tǒng)全程輸出了精確的姿態(tài)控制推力和軌道控制推力。在探測(cè)器著陸月面后，推進(jìn)系統(tǒng)在中繼模式下可靠、安全地完成了剩余推進(jìn)劑和增壓氣體的鈍化工作。推進(jìn)系統(tǒng)的各項(xiàng)功能和性能通過(guò)在軌飛行進(jìn)行了全面驗(yàn)證。

3.1 推力精確控制和高精度變推力驗(yàn)證

1)推力精確控制在軌驗(yàn)證

在嫦娥四號(hào)探測(cè)器飛行過(guò)程中，推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行了6次變軌，其中4次變軌使用8臺(tái)150 N推力器，2次變軌使用7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)，詳見(jiàn)表1。在變軌工作過(guò)程中，7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏差最大0.5%，150 N推力器推力偏差最大2.1%，均遠(yuǎn)優(yōu)于2.0%和5.0%的指標(biāo)要求，驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)推力精確控制設(shè)計(jì)的正確性。

表1 嫦娥四號(hào)探測(cè)器變軌工況

2)高精度變推力驗(yàn)證

嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)在變推力控制策略上進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，在研制過(guò)程中，推進(jìn)系統(tǒng)通過(guò)步進(jìn)電機(jī)測(cè)試臺(tái)測(cè)試、推進(jìn)系統(tǒng)與控制系統(tǒng)聯(lián)試、推進(jìn)線路盒與7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合熱試車，對(duì)步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)方案進(jìn)行了充分驗(yàn)證。

推進(jìn)線路盒與7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合熱試車過(guò)程的燃燒室壓強(qiáng)與電機(jī)步數(shù)見(jiàn)圖4，圖中7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室壓強(qiáng)與電機(jī)步數(shù)的變化規(guī)律一致，證明7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)與推進(jìn)線路盒工作協(xié)調(diào)，變推力工作可靠。嫦娥四號(hào)探測(cè)器動(dòng)力下降過(guò)程的變推力調(diào)節(jié)曲線見(jiàn)圖5，圖中變推力曲線與預(yù)期一致，證明嫦娥四號(hào)探測(cè)器飛行過(guò)程變推力調(diào)節(jié)控制正確,保證了嫦娥四號(hào)探測(cè)器的精準(zhǔn)著陸。

圖5 嫦娥四號(hào)探測(cè)器動(dòng)力下降過(guò)程推力曲線

3.2 軌道控制管路超壓管理方法在軌驗(yàn)證

1)軌道控制管路充填后超壓管理在軌驗(yàn)證

2018年12月8日，推進(jìn)系統(tǒng)完成軌道控制管路推進(jìn)劑充填后，在12：59開(kāi)始實(shí)施軌道控制管路超壓管理，提高軌道控制管路控溫閾值對(duì)軌道控制管路實(shí)施加熱，13：55完成軌道控制管路加熱后關(guān)閉軌道控制管路管理閥，然后將軌道控制管路設(shè)置為超壓自主管理方式，隨后軌道控制管路壓強(qiáng)開(kāi)始逐漸下降并趨于穩(wěn)定。到12月12日近月制動(dòng)前，軌道控制管路保持低壓狀態(tài)，未出現(xiàn)超壓現(xiàn)象，在軌驗(yàn)證了此管路加熱管理壓強(qiáng)方法的有效性。

在推進(jìn)劑充填完成后，軌道控制管路的溫度和壓強(qiáng)在加熱前后的變化過(guò)程見(jiàn)圖6和圖7，圖中ZTMR173和ZTMR174分別為氧化劑路和燃料路軌道控制管路溫度，ZTMT007和ZTMT008分別為軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)燃料閥入口壓強(qiáng)和氧化劑閥入口壓強(qiáng)。圖6中軌道控制管路溫度在加熱過(guò)程中升高，關(guān)閉加熱器后軌道控制管路溫度緩慢下降。隨著軌道控制管路溫度下降，圖7中軌道控制管路的壓強(qiáng)也相應(yīng)下降，并保持低壓狀態(tài)。

圖6 第1次加熱過(guò)程中軌道控制管路溫度變化

圖7 第1次加熱過(guò)程中軌道控制管路壓強(qiáng)變化

2)近月制動(dòng)后軌道控制管路超壓管理在軌驗(yàn)證

2018年12月12日16：39：25，嫦娥四號(hào)探測(cè)器進(jìn)行了近月制動(dòng)，7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作323.55 s后關(guān)機(jī)，隨后推進(jìn)系統(tǒng)再次進(jìn)行了軌道控制管路超壓管理，近月制動(dòng)后軌道控制管路壓強(qiáng)變化見(jiàn)圖8，溫度變化見(jiàn)圖9。

圖8 近月制動(dòng)后軌道控制管路壓強(qiáng)變化

圖9 近月制動(dòng)后軌道控制管路溫度變化

圖8中，7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作后關(guān)閉大流量自鎖閥，軌道控制管路壓強(qiáng)ZTMT007和ZTMT008開(kāi)始爬升，處于超壓自主管理模式，期間氧化劑路進(jìn)行了1次開(kāi)閥自主泄壓。17：45，打開(kāi)大流量自鎖閥，對(duì)軌道控制管路加熱，加熱期間ZTMT007和ZTMT008維持不變。軌道控制管路加熱到溫度閾值后，關(guān)閉大流量自鎖閥，ZTMT007和ZTMT008逐漸下降并趨于穩(wěn)定。到動(dòng)力下降前，軌道控制管路保持低壓狀態(tài)，氧化劑路和燃料路均沒(méi)有出現(xiàn)超壓現(xiàn)象。

圖9中，7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后軌道控制管路的溫度緩慢升高，在實(shí)施軌道控制管路加熱后溫度升高速率增加，加熱到設(shè)定溫度關(guān)閉加熱器后，ZTMR173和ZTMR174逐漸下降。近月制動(dòng)后的軌道控制管路超壓管理過(guò)程，既驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)加熱管理壓強(qiáng)的方法，也驗(yàn)證了超壓自主管理方法，證明軌道控制管路超壓管理設(shè)計(jì)合理、正確，減少了大流量自鎖閥泄壓動(dòng)作次數(shù)，提高了推進(jìn)系統(tǒng)的可靠性。

3.3 推進(jìn)劑鈍化方案在軌驗(yàn)證

2019年1月3日，嫦娥四號(hào)探測(cè)器著陸到月球背面后，12：01，推進(jìn)系統(tǒng)開(kāi)始進(jìn)行月面鈍化工作。4臺(tái)150 N推力器連續(xù)工作了9 min，之后又分別進(jìn)行2次50 s和4次10 s的短時(shí)鈍化。當(dāng)燃料姿態(tài)控制管路壓強(qiáng)降低到1.45 MPa時(shí)，150 N推力器關(guān)機(jī)，推進(jìn)劑鈍化完成。12：33，打開(kāi)氣路鈍化電爆閥，對(duì)氣瓶和貯箱內(nèi)的氦氣進(jìn)行排空，12：59，完成全部鈍化工作。

推進(jìn)劑鈍化過(guò)程中貯箱出口壓強(qiáng)和姿態(tài)控制管路壓強(qiáng)的變化見(jiàn)圖10和圖11。其中：ZTMT003，ZTMT004，ZTMT005，ZTMT006分別為燃料箱1、氧化劑箱1、燃料箱2和氧化劑箱2的出口壓強(qiáng)；ZTMT009，ZTMT010分別為姿態(tài)控制1路燃料和氧化劑供應(yīng)管路壓強(qiáng)，ZTMT011，ZTMT012分別為姿態(tài)控制2路燃料和氧化劑供應(yīng)管路壓強(qiáng)。在推進(jìn)劑鈍化過(guò)程，圖10中的燃料貯箱壓強(qiáng)和圖11燃料姿態(tài)控制管路壓強(qiáng)先同步下降到1.45 MPa，滿足推進(jìn)劑鈍化完成判據(jù)后關(guān)閉鈍化發(fā)動(dòng)機(jī)。鈍化結(jié)束時(shí)，圖10和圖11中的貯箱出口壓強(qiáng)和姿態(tài)控制管路壓強(qiáng)均降低到約為0。這是國(guó)內(nèi)首次在地外天體及中繼通信模式下可靠、安全地完成剩余推進(jìn)劑鈍化處理。

圖10 鈍化過(guò)程貯箱出口壓強(qiáng)變化

圖11 鈍化過(guò)程姿態(tài)控制管路壓強(qiáng)變化

3.4 氣瓶在軌提高裕度設(shè)計(jì)方案在軌驗(yàn)證

2018年12月31日，動(dòng)力下降前推進(jìn)系統(tǒng)調(diào)高了氣瓶的控溫閾值：主份加熱器閾值為25～27 ℃，備份加熱器閾值為23～27 ℃，氣瓶溫度由10～11 ℃升高到動(dòng)力下降前的22～23 ℃。動(dòng)力下降過(guò)程氣瓶的壓強(qiáng)和溫度變化見(jiàn)圖12和圖13，圖中，ZTMR078和ZTMR079分別為氣瓶1外壁溫1和外壁溫2，ZTMR080和ZTMR081分別為氣瓶2外壁溫1和外壁溫2。圖12給出了動(dòng)力下降過(guò)程氣瓶壓強(qiáng)的變化情況，氣瓶壓強(qiáng)由23.3 MPa下降到7.7 MPa。圖13給出了動(dòng)力下降過(guò)程氣瓶溫度的變化情況，氣瓶溫度由22～23 ℃下降到-19.96～-31.91 ℃。動(dòng)力下降結(jié)束，氣瓶壓強(qiáng)為7.7 MPa、滿足推進(jìn)系統(tǒng)減壓閥正常工作要求，氣瓶最低溫度為-31.91 ℃、高于嫦娥三號(hào)探測(cè)器的-34 ℃，驗(yàn)證了在軌提高氣瓶溫度裕度的方案正確、有效。

圖12 動(dòng)力下降過(guò)程氣瓶壓強(qiáng)變化

圖13 動(dòng)力下降過(guò)程氣瓶溫度變化

3.5 發(fā)動(dòng)機(jī)量化極性測(cè)試驗(yàn)證

嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)采用物理噴氣的方法進(jìn)行極性測(cè)試，通過(guò)量化極性設(shè)備采集噴氣流量信號(hào)和聲音信號(hào)，轉(zhuǎn)化成電信號(hào)并記錄，以確認(rèn)姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)、變推力軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)、步進(jìn)電機(jī)和自鎖閥極性的正確性。圖14給出了推進(jìn)系統(tǒng)全部28臺(tái)姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)在A1分機(jī)極性測(cè)試時(shí)的極性信號(hào)，A1～A6、B1～B6、C1～C8、D1～D8為分機(jī)號(hào)，縱坐標(biāo)極性信號(hào)1為開(kāi)，0為關(guān))，A1分機(jī)極性測(cè)試時(shí)采集到A1分機(jī)為開(kāi)狀態(tài)(信號(hào)為1)、其他分機(jī)為關(guān)狀態(tài)(信號(hào)為0)，與實(shí)際狀態(tài)一致。

嫦娥四號(hào)探測(cè)器飛行過(guò)程，推進(jìn)系統(tǒng)的姿態(tài)控制和軌道控制功能執(zhí)行正確，在軌驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)的量化極性測(cè)試正確、有效。

圖14 推進(jìn)系統(tǒng)姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)極性

4 結(jié)束語(yǔ)

嫦娥四號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)在充分繼承嫦娥三號(hào)探測(cè)器的技術(shù)方案基礎(chǔ)上進(jìn)行了多項(xiàng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。通過(guò)地面試驗(yàn)和嫦娥四號(hào)探測(cè)器在軌飛行試驗(yàn)，證明推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)正確，各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)均滿足任務(wù)要求。推進(jìn)系統(tǒng)采用的發(fā)動(dòng)機(jī)量化極性測(cè)試技術(shù)實(shí)現(xiàn)了發(fā)動(dòng)機(jī)極性測(cè)試量化、可記錄，解決了發(fā)動(dòng)機(jī)極性測(cè)試難追溯、易漏判和誤判的困難。氣瓶在軌提高裕度設(shè)計(jì)在不改變系統(tǒng)硬件配置的前提下，實(shí)現(xiàn)了提高氣瓶裕度的目的。軌道控制管路超壓管理設(shè)計(jì)，既解決了管路超壓的安全性問(wèn)題，又減少了自鎖閥的動(dòng)作次數(shù)，提高了推進(jìn)系統(tǒng)的可靠性。發(fā)動(dòng)機(jī)推力和變推力精確控制，為探測(cè)器精準(zhǔn)著陸月面提供了推力保證。中繼模式下的鈍化技術(shù)，在國(guó)內(nèi)首次完成了地外天體、中繼通信模式下可靠、安全的鈍化工作。推進(jìn)系統(tǒng)取得的各項(xiàng)技術(shù)成果，可為其他航天器提供參考。