侍 野，唐一華，劉 暢，胡聲超，陳 益

（1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076；2. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引 言

液氫液氧推進(jìn)劑具有比沖高、無(wú)污染等特點(diǎn)，是未來(lái)執(zhí)行載人登月、深空探測(cè)等長(zhǎng)期在軌任務(wù)的首選。但液氫沸點(diǎn)低，在軌滑行受貯箱傳熱易蒸發(fā)，需要通過(guò)排氣的方式控制貯箱壓力，造成推進(jìn)劑浪費(fèi)。為解決液氫液氧推進(jìn)劑在軌長(zhǎng)期貯存問(wèn)題，主要有2 種方法：一是降低推進(jìn)劑蒸發(fā)量，如采用多層隔熱材料（Multilayer Insulator，MLI）技術(shù)、蒸氣冷卻屏（Vapor Cooled Shields，VCS）技術(shù)和零蒸發(fā)量損耗（Zero Boil-off，ZBO）技術(shù)[1]；二是收集貯箱排氣，充分利用其化學(xué)能，如美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟（United Launch Alliance，ULA）的Frank Zegler[2]提出的集成流體管理（Integrated Vehicle Fluids，IVF）技術(shù)。IVF 技術(shù)通過(guò)將液氫液氧長(zhǎng)期在軌產(chǎn)生的蒸氣與內(nèi)燃機(jī)技術(shù)結(jié)合，集成為IVF 模塊，安裝于貯箱底部，可實(shí)現(xiàn)貯箱增壓、排氣、姿控、沉底、發(fā)電功能一體化，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的氦 增壓系統(tǒng)、電源系統(tǒng)及肼姿控系統(tǒng)，適應(yīng)長(zhǎng)時(shí)間在軌、多次啟動(dòng)工作模式的同時(shí)，減輕運(yùn)載器系統(tǒng)質(zhì)量，增強(qiáng)任務(wù)靈活性[3]。IVF 技術(shù)對(duì)提高運(yùn)載器動(dòng)力系統(tǒng)性能及長(zhǎng)期在軌能力有著積極意義。

IVF 概念提出后，ULA 對(duì)其方案進(jìn)行多次調(diào)整[4,5]，不斷提高系統(tǒng)性能，提升模塊集成度；馬歇爾太空飛行中心（Marshall Space Flight Center，MSFC）與ULA共同開展IVF 模塊貯箱增壓功能的試驗(yàn)及仿真[6,7]。孫柏剛等[8]針對(duì)氫氣-空氣內(nèi)燃機(jī)進(jìn)行了試驗(yàn)及仿真研究，為模塊核心組件氫氧內(nèi)燃機(jī)的設(shè)計(jì)打下了基礎(chǔ)。文獻(xiàn)[3]對(duì)IVF 系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了探討，并在ULA公司IVF 技術(shù)理念的基礎(chǔ)上，考慮目前蒸發(fā)量控制技術(shù)水平，有望實(shí)現(xiàn)液氧零蒸發(fā)損耗，且為了節(jié)省液氫推進(jìn)劑，僅采用液氫蒸氣與液氧推進(jìn)劑實(shí)現(xiàn)模塊功能，提出上面級(jí)推進(jìn)劑集成管理技術(shù)方案。

為研究推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)參數(shù)變化的規(guī)律，給后續(xù)參數(shù)設(shè)計(jì)、方案優(yōu)化等研究提供參考，本文基于上面級(jí)奔月任務(wù)背景，采用AMESim 仿真平臺(tái)搭建了上面級(jí)推進(jìn)劑集成管理模塊系統(tǒng)模型，開展工作過(guò)程仿真，并對(duì)組件參數(shù)變化規(guī)律進(jìn)行分析。

1 總體方案

1.1 系統(tǒng)組成及工作原理

推進(jìn)劑集成管理集成了貯箱增壓、排氣、姿控、沉底、供電等功能，動(dòng)力系統(tǒng)由液氫液氧貯箱、推進(jìn)劑集成管理模塊以及主發(fā)動(dòng)機(jī)組成。推進(jìn)劑集成管理模塊構(gòu)型示意如圖1 所示。由圖1 可知，集成管理模塊主要包含氫壓氣機(jī)、氧活塞泵、氧換熱器、氫氣瓶、氧氣瓶、內(nèi)燃機(jī)、推力器等組件。

圖1 推進(jìn)劑集成管理模塊構(gòu)型示意 Fig.1 Configuration of Integrated Propellant Management Module

系統(tǒng)工作原理參見文獻(xiàn)[3]，其中：

a）由于液氫蒸發(fā)量較大，僅采用氫活塞式壓氣機(jī)抽取液氫貯箱內(nèi)氣氫蒸氣，存入氫氣瓶中；液氧蒸發(fā)量小，僅采用氧活塞泵抽取貯箱內(nèi)液氧推進(jìn)劑，經(jīng)氧換熱器加熱汽化后存入氧氣瓶中。

b）氫氧內(nèi)燃機(jī)燃燒從氣瓶引入的氣氫、氣氧，產(chǎn)生軸功帶動(dòng)發(fā)電機(jī)給電池充電，代替太陽(yáng)能帆板電源系統(tǒng)；其富氫燃?xì)馀c氧氣瓶引出的氣氧在沉底推力器內(nèi)混合燃燒，為貯箱排氣、間歇沉底提供90 N 沉底力。電池除供應(yīng)航天器各系統(tǒng)、氫壓氣機(jī)及氧泵用電外，在冷卻液與內(nèi)燃機(jī)換熱后傳遞給氧換熱器的熱流量不足時(shí)，給氧換熱器供電。

c）液氫蒸發(fā)質(zhì)量流率無(wú)法滿足300 N 推力器要求，此時(shí)推力器燃燒從氣瓶引入氣氫、氣氧，產(chǎn)生姿控、中途修正及間歇沉底所需推力，代替原肼姿控系統(tǒng)。

1.2 工作模式

上面級(jí)主動(dòng)段，液氫貯箱采用自生增壓方案，液氧貯箱由推進(jìn)劑集成管理模塊提供貯箱增壓所需氣氧。上面級(jí)滑行段系統(tǒng)工作模式如下：

a）設(shè)置氫氣瓶、氧氣瓶壓力控制帶，氣瓶壓力降至控制帶下界時(shí)，氫壓氣機(jī)、氧泵和氧換熱器啟動(dòng)，給氫氧氣瓶充氣；氣瓶壓力升至控制帶上界時(shí)，氫壓氣機(jī)、氧泵和氧換熱器關(guān)機(jī)，氣瓶充氣過(guò)程結(jié)束。氫氧任一氣瓶充氣時(shí)，由于液氫貯箱排氣或液氧貯箱排液，內(nèi)燃機(jī)、發(fā)電機(jī)、沉底推力器啟動(dòng)，產(chǎn)生沉底力，同時(shí)給電池充電。

b）設(shè)置電池電量預(yù)期控制范圍，根據(jù)電池電量控制內(nèi)燃機(jī)、發(fā)電機(jī)啟動(dòng)和關(guān)機(jī)，給電池充電。

c）在a）、b）前提下，滑行段大部分時(shí)間內(nèi)內(nèi)燃機(jī)以混合比0.5 工作，此時(shí)氫氧內(nèi)燃機(jī)發(fā)熱量小，可由氣氫完成內(nèi)燃機(jī)冷卻；在中途修正和600 N 間歇沉底期間，由于任務(wù)所需氣氫、氣氧流量增大，氫壓氣機(jī)、氧泵流量增大，同時(shí)內(nèi)燃機(jī)以混合比2 工作，滿足氧換熱器熱流量增大的需求。

2 數(shù)學(xué)模型

建立推進(jìn)劑集成管理模塊系統(tǒng)模型，重點(diǎn)關(guān)注各組件壓力、流量、功率、熱流量、電池電量等與系統(tǒng)有關(guān)和與其他組件相互傳遞的參數(shù)，保留組件主要工作特性，忽略組件內(nèi)部復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過(guò)程。

2.1 壓氣機(jī)及活塞泵模型

活塞式壓氣機(jī)原理與活塞泵相似，采用相同的模型。忽略活塞缸往復(fù)運(yùn)動(dòng)，與環(huán)境換熱等復(fù)雜過(guò)程以及活塞缸泄漏、摩擦損失、轉(zhuǎn)子慣性的影響，并假設(shè)：

a）活塞缸數(shù)量無(wú)限多，流量、出口壓力無(wú)波動(dòng)；

b）增壓過(guò)程等熵；

c）工作過(guò)程中驅(qū)動(dòng)活塞缸往復(fù)運(yùn)動(dòng)的曲軸轉(zhuǎn)速恒定。

可建立其穩(wěn)態(tài)工作模型，流量m˙、軸功率shaftP 滿足：

式中inρ 為入口流體密度，kg/m3；N 為轉(zhuǎn)速，r/s；dispV為活塞工作容積，m3；inh ，out,ish 分別為入口的焓、等熵增壓時(shí)出口的焓，J/kg。

2.2換熱器模型

忽略換熱管道內(nèi)復(fù)雜的流動(dòng)、換熱過(guò)程、換熱器內(nèi)流動(dòng)慣性以及換熱器熱端冷卻液的換熱過(guò)程，僅考慮冷端液氧的換熱，并假設(shè)換熱器出口液氧溫度恒定。采用效率-傳熱單元數(shù)方法，建立穩(wěn)態(tài)工作模型。

給定出口液氧溫度outT ，可得傳遞給液氧的熱流量Q，即：

根據(jù)伯努利方程求出進(jìn)出口流量inm˙ 和outm˙ ；根據(jù)換熱器內(nèi)質(zhì)量守恒、能量守恒，積分求出換熱器內(nèi)壓力，代入式（3）求出定壓比熱，便可求出熱流量。

2.3 內(nèi)燃機(jī)模型

忽略內(nèi)燃機(jī)活塞、曲軸等零件往復(fù)運(yùn)動(dòng)，點(diǎn)火、啟動(dòng)及冷卻液換熱的復(fù)雜流動(dòng)、換熱復(fù)雜過(guò)程，間歇進(jìn)氣、排氣等不連續(xù)過(guò)程的影響，并假設(shè)：

a）內(nèi)燃機(jī)輸出軸功無(wú)波動(dòng)，與燃燒放熱量有關(guān)；

b）冷卻液與內(nèi)燃機(jī)缸體、燃?xì)鈸Q熱的熱流量與燃燒放熱量有關(guān)。

內(nèi)燃機(jī)燃燒產(chǎn)生的熱能combQ 為

式中vH 為氫燃燒的低熱值，vH =1.2×108J/kg；Hm˙ 為入口氣氫流量，kg/s；RM 為氣氧氣氫流量之比，即混合比。

Qcomb轉(zhuǎn)化為內(nèi)燃機(jī)軸功 Pshaft的部分滿足：

式中ηind為指示效率，約為30%。

冷卻液帶走的熱量Q 滿足：

式中hexη 為燃燒放熱被冷卻液換熱帶走的比例。

2.4 發(fā)電機(jī)模型

發(fā)電機(jī)的等效電路示意如圖2所示[9]。由圖2可知，發(fā)電機(jī)等效電路由轉(zhuǎn)子與電感、電阻串聯(lián)，其端口2接電池正極。

圖2 發(fā)電機(jī)等效電路示意 Fig.2 Equivalent Electrical Circuit of a Generator

忽略發(fā)電機(jī)的啟動(dòng)、關(guān)機(jī)動(dòng)態(tài)過(guò)程以及內(nèi)燃機(jī)軸功傳遞時(shí)的摩擦損失，建立其穩(wěn)態(tài)工作模型。發(fā)電機(jī)穩(wěn)態(tài)工作時(shí)電樞電流aI 滿足：

式中Kt為電動(dòng)勢(shì)系數(shù)，（V·s）/rad； ωdif為轉(zhuǎn)子相對(duì)速度，rad/s，與內(nèi)燃機(jī)曲軸轉(zhuǎn)速相反； Pshaft為電機(jī)輸出軸功率。Pshaft> 0時(shí)發(fā)電機(jī)以電動(dòng)機(jī)模式工作；Pshaft< 0時(shí)為發(fā)電機(jī)，此時(shí)即內(nèi)燃機(jī)輸出軸功率。

2.5 電池模型

假設(shè)電池輸出電壓恒定，發(fā)電機(jī)經(jīng)變壓器降壓后與電池連接。忽略變壓器及電路中其他能量損耗，建立穩(wěn)態(tài)工作模型。電池穩(wěn)態(tài)工作時(shí)，充電電流I 滿足：

式中shaft,iP ，jQ ，sys,kP 分別為壓氣機(jī)或活塞泵的功率、電加熱換熱器熱流量、航天器系統(tǒng)電能需求。

通常以電池荷電狀態(tài)S 表示電池電量，定義為當(dāng)前電量與額定電量的百分比，滿足：

式中capE 為額定電量，A·s；I 為電池充電電流，A，方向?yàn)殡姵卣龢O從電池內(nèi)部指向電池負(fù)極。

除此之外，推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)還有推力器、氣瓶、管道、孔板和閥等元件，其模型較為成熟[10]，此處不再贅述。

3 仿真結(jié)果與分析

以上面級(jí)在軌滑行5 天、中途修正1 次的奔月任務(wù)為背景，安裝1 份推進(jìn)劑集成管理模塊執(zhí)行任務(wù)要求。由于滑行段是推進(jìn)劑集成管理模塊主要工作階段，僅假設(shè)滑行段內(nèi)推進(jìn)劑集成管理模塊有如下任務(wù)剖面（不代表真實(shí)設(shè)計(jì)值）：

a）在軌滑行期間，推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)1 臺(tái)姿控推力器每0.5 h 工作4 s，提供300 N 姿控推力；

b）滑行段開始12 h 后，推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)2 臺(tái)姿控推力器工作450 s，提供600 N 中途修正推力；

c）在軌滑行5 天后，推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)沉底推力器工作370 s，提供90 N[11]間歇沉底推力；隨后2 臺(tái)姿控推力器工作140 s，提供600 N 間歇沉底推力，滿足仿真中推進(jìn)劑加注量對(duì)應(yīng)的邦德數(shù)要求及推進(jìn)劑沉底過(guò)程中加速度的要求[12]；

d）整個(gè)滑行段期間，推進(jìn)劑集成管理模塊內(nèi)電池提供500 W 電能滿足系統(tǒng)用電需求。

同時(shí)，假設(shè)液氫液氧貯箱內(nèi)壓力、溫度恒定，結(jié)合表2 所示推進(jìn)劑集成管理模塊組件設(shè)計(jì)參數(shù)，在AMESim 仿真平臺(tái)上搭建系統(tǒng)模型，對(duì)推進(jìn)劑集成管理模塊滑行段工作過(guò)程進(jìn)行仿真。

表2 推進(jìn)劑集成管理模塊主要組件設(shè)計(jì)參數(shù) Tab.1 Components Design Parameters of Integrated Propellant Management Module

根據(jù)仿真結(jié)果，整個(gè)滑行段內(nèi)模塊共消耗液氫蒸氣182.26 kg，液氧推進(jìn)劑1091.39 kg。仿真計(jì)算中設(shè)置液氫加注量為1200 kg，對(duì)應(yīng)液氫日蒸發(fā)量3.04%。而未來(lái)液氫蒸發(fā)量水平有望控制在1%/天甚至更低，則需要抽取液氫推進(jìn)劑進(jìn)行補(bǔ)充。

下面分別從組件靜態(tài)參數(shù)、組件工作占空比出發(fā)，研究滑行段內(nèi)推進(jìn)劑集成管理模塊的工作特性，總結(jié)參數(shù)變化的規(guī)律，分析其影響因素，為總體設(shè)計(jì)、組件設(shè)計(jì)提供參考。

3.1 組件靜態(tài)參數(shù)分析

間歇沉底時(shí)氫壓氣機(jī)功率變化如圖3 所示。圖3中左側(cè)為90 N 間歇沉底段，右側(cè)為600 N 間歇沉底段。從圖3 中可以看出，90 N 間歇沉底段，氫氣瓶為充氣過(guò)程，隨著氣瓶壓力逐漸上升，氫壓氣機(jī)功率也逐漸上升。這是由于氫壓氣機(jī)功率與氫壓氣機(jī)進(jìn)出口焓差成正比，如式（2），仿真計(jì)算時(shí)假設(shè)氣氫經(jīng)過(guò)氫壓氣機(jī)為等熵增壓過(guò)程，氫氣瓶壓力越高，則氫壓氣機(jī)出口壓力越高，出口溫度越高，出口焓越大；由于貯箱壓力、溫度不變，入口焓基本不變，因此氫壓氣機(jī)進(jìn)出口焓差增大，功率增大。

600 N 間歇沉底段，2 臺(tái)300 N 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生沉底力，氫氣瓶放氣流量增大，氫壓氣機(jī)流量相應(yīng)增大，功率隨之增大。這是由于氫壓氣機(jī)功率與流量成正比，如式（2）所示。

圖3 間歇沉底時(shí)氫壓氣機(jī)功率曲線 Fig.3 Shaft Power of Hydrogen Compressor During Discontinuous Propellant Settling

對(duì)于氧活塞泵，其數(shù)學(xué)模型與氫壓氣機(jī)相同，氧氣瓶增壓過(guò)程中氣瓶壓力逐漸上升，液氧經(jīng)泵等熵增壓后，壓力逐漸上升，溫度升高，焓增大，氧泵功率隨之增大，規(guī)律與氫壓氣機(jī)仿真結(jié)果相同。

間歇沉底時(shí)氧換熱器熱流量變化如圖4 所示。從圖4 中可以看出，90 N 間歇沉底段，氧氣瓶為充氣過(guò)程，隨著氣瓶壓力逐漸上升，換熱器熱流量逐漸下降。這是由于氧換熱器熱流量與進(jìn)出口溫差成正比。

圖4 間歇沉底時(shí)氧換熱器熱流量曲線 Fig.4 Heat Flow Rate in Oxygen Heat Exchanger During Discontinuous Propellant Settling

90 N 間歇沉底段氧換熱器進(jìn)出口溫度變化如圖5所示。如式（4），氧氣瓶充氣過(guò)程中氣瓶壓力增大，相應(yīng)地氧泵出口壓力增大，液氧經(jīng)等熵增壓后溫度增大，換熱器進(jìn)口溫度上升，同時(shí)換熱器出口溫度基本不變，換熱器進(jìn)出口溫差逐漸減小，氧換熱器熱流量隨之減小。

圖5 90N 間歇沉底段氧換熱器進(jìn)出口溫度曲線 Fig.5 Inlet and Outlet Temperature of Oxygen Heat Exchanger During Discontinuous Propellant Settling with 90N Thrust

600 N 間歇沉底段，2 臺(tái)300N 姿控發(fā)動(dòng)機(jī)工作產(chǎn)生沉底力，氧氣瓶放氣流量增大，氧泵流量相應(yīng)增大，氧換熱器流量增大，熱流量隨之增大。這是由于氧換熱器熱流量與流量成正比，如式（4）。

600 N 間歇沉底時(shí)氫壓氣機(jī)、氧泵流量與中途修正時(shí)相同，而90 N 沉底時(shí)流量與中途修正、間歇沉底外的其他時(shí)間相同，因此上述氫壓氣機(jī)、氧泵、氧換熱器的分析結(jié)果同樣適用于滑行段內(nèi)其他時(shí)間。

由于模塊各組件模型成熟，并且仿真前已針對(duì)各組件模型進(jìn)行了驗(yàn)證，組件靜態(tài)參數(shù)變化符合物理規(guī)律，說(shuō)明仿真結(jié)果準(zhǔn)確、可信。

3.2 組件工作占空比分析

受推進(jìn)劑集成管理模塊工作模式制約，內(nèi)燃機(jī)、氫壓氣機(jī)、氧泵、氧換熱器等組件采用非連續(xù)工作方式，需要頻繁開關(guān)機(jī)。通過(guò)分析組件開機(jī)、關(guān)機(jī)的時(shí)間及次數(shù)，可統(tǒng)計(jì)出組件工作的占空比及總開關(guān)機(jī)次數(shù)，為組件設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供參考。一次工作的占空比cd定義如下：

式中1t? 為組件一次工作持續(xù)的時(shí)間，s；2t? 為組件一次工作結(jié)束后距下一次工作開始的時(shí)間間隔，s。

將整個(gè)滑行段期間氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)3 個(gè)組件的占空比按照0～0.1、0.1～0.7、0.7～0.8 和0.8～1分段進(jìn)行統(tǒng)計(jì)，得到圖6 所示氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)各段占空比占整個(gè)滑行段總工作次數(shù)的比例，其中氫壓氣機(jī)工作160 次，氧壓氣機(jī)工作136 次，內(nèi)燃機(jī)工作63 次。圖6 中比例越大，說(shuō)明以該占空比工作的次數(shù)越多。從圖6 中可以看出，氫壓力機(jī)與氧泵占空比分布類似，0.7～0.8 之間高占空比的比例最大，0～0.1之間低占空比的比例其次。內(nèi)燃機(jī)占空比與氫氧壓氣機(jī)的分布不同，0～0.1 之間低占空比的比例最大。

圖6 各段占空比占整個(gè)滑行段總工作次數(shù)的比例示意 Fig.6 Combustion Engine Duty Cycle Distribution During Coast

氫氧氣瓶充放氣不同步時(shí)內(nèi)燃機(jī)消耗氣氫的流量曲線如圖7 所示。

圖7 氫氧氣瓶充放氣不同步時(shí)內(nèi)燃機(jī)氣氫流量曲線 Fig.7 Mass Flow Rate of Hydrogen Gas Consumed by Internal Combustion Engine During Asynchronous Process of Hydrogen and Oxygen Gas Bottle Charge and Discharge

從圖7 中可以看出，氫氧氣瓶充放氣不同步過(guò)程中，氧氣瓶充氣結(jié)束，氫氣瓶開始充氣；氫氣瓶充氣結(jié)束，氧氣瓶仍在充氣，仿真發(fā)現(xiàn)該過(guò)程在滑行段內(nèi)多次出現(xiàn)。此時(shí)由于液氫液氧貯箱交替排氣，內(nèi)燃機(jī)、沉底推力器連續(xù)工作，從氫壓氣機(jī)、氧泵任一組件啟動(dòng)開始，到兩者都關(guān)機(jī)后才結(jié)束。同時(shí)，仿真發(fā)現(xiàn)氫氧氣瓶充放氣不同步過(guò)程結(jié)束后，經(jīng)較長(zhǎng)時(shí)間才進(jìn)行下一次氫氧氣瓶充放氣，氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)長(zhǎng)時(shí)間處于關(guān)機(jī)狀態(tài)。因此，氫氧氣瓶充放氣不同步時(shí)，內(nèi)燃機(jī)工作占空比相比氫壓氣機(jī)、氧泵的占空比更小。

按照姿控、中途修正、間歇沉底、電池充電、氫氧氣瓶充放氣不同步這5 種過(guò)程統(tǒng)計(jì)氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)各段占空比的工作次數(shù)，發(fā)現(xiàn)以下規(guī)律：

a）姿控階段，氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)多工作于0～0.1 的低占空比模式；

b）中途修正、間歇沉底、給電池充電、氫氧氣瓶充放氣不同步過(guò)程中，氫壓氣機(jī)、氧泵多工作于0.7～0.8附近的高占空比模式；此時(shí)內(nèi)燃機(jī)連續(xù)工作。

綜上，組件以低占空比模式工作，說(shuō)明該組件開機(jī)時(shí)間短，大部分時(shí)間處于停機(jī)狀態(tài)。以內(nèi)燃機(jī)為例，從其功率、質(zhì)量角度分析，說(shuō)明該內(nèi)燃機(jī)組件功率設(shè)計(jì)過(guò)高，對(duì)減重不利。但是，組件功率設(shè)計(jì)仍需考慮其他多種因素，如內(nèi)燃機(jī)功率還要考慮為氧換熱器提供足夠的熱流量。因此，組件功率的設(shè)計(jì)需要綜合考慮多方面因素。組件的占空比是其重要的工作特征及工作參數(shù)，對(duì)組件參數(shù)如功率、工作次數(shù)的優(yōu)化具有指導(dǎo)意義。

4 結(jié) 論

本文以上面級(jí)在軌滑行5 天的奔月任務(wù)中，推進(jìn)劑集成管理模塊提供姿控、中途修正、間歇沉底推力及給航天器系統(tǒng)供電的任務(wù)剖面為背景，采用AMESim 仿真平臺(tái)搭建推進(jìn)劑集成管理模塊系統(tǒng)模型，開展滑行段工作過(guò)程仿真，結(jié)論如下：

a）組件工作的占空比是其重要的工作特征及工作參數(shù)，對(duì)組件參數(shù)如功率、工作次數(shù)的優(yōu)化具有指導(dǎo)意義。氫壓氣機(jī)、氧泵以0.7～0.8 之間高占空比模式工作的次數(shù)最多，0～0.1 之間低占空比的其次；內(nèi)燃機(jī)以0～0.1 之間低占空比模式工作的次數(shù)最多。組件以低占空比模式工作，說(shuō)明該組件開機(jī)時(shí)間短，大部分時(shí)間處于停機(jī)狀態(tài)。

b）姿控階段，氫壓氣機(jī)、氧泵、內(nèi)燃機(jī)多工作于0～0.1 之間低占空比模式；中途修正、間歇沉底、給電池充電、氫氧氣瓶充放氣不同步過(guò)程中，氫壓氣機(jī)、氧泵多工作于0.7～0.8 附近高占空比模式，內(nèi)燃機(jī)連續(xù)工作。