鄧婉，朱尚龍，李德富，王瑾，戚峰

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京100076）

0 引言

上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)在軌工作時(shí)直接暴露在真空環(huán)境中，二次啟動(dòng)前長時(shí)間滑行段受空間冷黑背景影響，一次工作關(guān)機(jī)后受空間外熱流和自身高溫部件熱輻射，所經(jīng)歷的熱環(huán)境復(fù)雜多變，需要采用有效的熱控設(shè)計(jì)保證飛行過程中發(fā)動(dòng)機(jī)各部組件溫度在合適范圍內(nèi)[1-2]。而通過地面試驗(yàn)的方法驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)的正確性是研制過程中的重要環(huán)節(jié)。

熱平衡試驗(yàn)是目前航天器（或其部件）熱設(shè)計(jì)驗(yàn)證的常用方法。王鑄[3]采用軌道周期平均熱流穩(wěn)態(tài)模擬驗(yàn)證了衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)的正確性；秦文波等[4]利用地面真空設(shè)備模擬空間飛行環(huán)境條件，驗(yàn)證了空間對(duì)接機(jī)構(gòu)熱控設(shè)計(jì)的正確性；范含林等[5]采用等效外熱流模擬方法驗(yàn)證了艙外航天服系統(tǒng)熱設(shè)計(jì)方法的合理性；耿利寅等[6]分別采用通過地面試驗(yàn)直接獲取在軌預(yù)示溫度的直接驗(yàn)證以及驗(yàn)證熱分析模型、再由熱分析模型預(yù)示在軌溫度的間接驗(yàn)證2種方法，對(duì)星載大型旋轉(zhuǎn)部件進(jìn)行了熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證。

相對(duì)于一般航天器而言，上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在空間工作時(shí)間短，根據(jù)軌道周期外熱流積分平均值和內(nèi)部工作模式確定極端高溫和低溫試驗(yàn)工況進(jìn)行傳統(tǒng)意義上的穩(wěn)態(tài)熱平衡試驗(yàn)的原則并不適用于發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)。因此，本文基于發(fā)動(dòng)機(jī)自身特點(diǎn)及熱試驗(yàn)的特殊要求，提出一種上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)方法：選用紅外加熱籠（紅外籠）模擬外熱流，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的外形結(jié)構(gòu)輪廓整體規(guī)劃形成紅外籠包絡(luò)面，分區(qū)構(gòu)建“黑片”熱模型快速獲取試驗(yàn)外熱流，并采用階梯式外熱流加載策略，通過試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證熱控方案的有效性和熱分析模型的正確性，考核發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)對(duì)飛行熱環(huán)境的適應(yīng)能力。

1 上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)及其熱試驗(yàn)特點(diǎn)

1.1 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)組成

上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)由推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵、氣瓶、火藥啟動(dòng)器、液路/氣路系統(tǒng)管路，以及各種閥門、節(jié)流元件、總裝元件、閥門控制器等多個(gè)部件組成，部組件多，管路布局復(fù)雜。圖1[1]所示為其主要結(jié)構(gòu)部件。

圖1 上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意[1]Fig.1Schematicdiagram of turbopump-fed rocket engine used for upper stage[1]

1.2 熱試驗(yàn)特點(diǎn)

上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)采用被動(dòng)熱控為主、主動(dòng)電加熱控制為輔的方式實(shí)現(xiàn)飛行過程中的熱環(huán)境控制[2]。根據(jù)上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)自身特點(diǎn)以及所采用的熱控設(shè)計(jì)方法，其熱試驗(yàn)有如下特點(diǎn)或需求：

1）瞬態(tài)定時(shí)非平衡

傳統(tǒng)熱平衡試驗(yàn)常針對(duì)長時(shí)間（數(shù)月或數(shù)年）在軌飛行、外熱流為周期性恒定值的航天器（或其部件）開展[7-8]，試驗(yàn)中，模擬外熱流取軌道周期外熱流積分平均值，并根據(jù)外熱流和航天器內(nèi)部工作模式確定極端高溫和低溫工況，試驗(yàn)工況為穩(wěn)態(tài)工況，工況達(dá)到周期穩(wěn)定時(shí)試驗(yàn)結(jié)束。而上面級(jí)在軌運(yùn)行時(shí)長一般為幾小時(shí)[9]，相對(duì)于一般航天器而言，飛行時(shí)間短且外熱流為非周期性變化，故上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)為定時(shí)試驗(yàn)[10]，在試驗(yàn)時(shí)間達(dá)到上面級(jí)飛行時(shí)間時(shí)結(jié)束，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)溫度并未達(dá)到穩(wěn)定平衡態(tài)，即發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)不屬于傳統(tǒng)穩(wěn)態(tài)熱試驗(yàn)，而是瞬態(tài)熱試驗(yàn)。

2）外熱流提取困難

泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、部組件多、外形不規(guī)則，且各部組件外表面的熱物性和光學(xué)屬性差異較大，難以直接將外表面劃分為若干吸收熱流相同的區(qū)域來提取試驗(yàn)外熱流[11]。

3）初溫?zé)o法模擬

The velocity potential/Eon the exit plane can be determined similarly.The governing Eq.(1),combined with the inlet and outlet boundary conditions and the impedance boundary condition,can fully describe the sound propagation problem.

發(fā)動(dòng)機(jī)兩次變軌模式下，一次工作關(guān)機(jī)后高溫噴管、渦輪泵、燃?xì)獍l(fā)生器等部組件相應(yīng)成為高溫?zé)嵩?，然而熱試?yàn)時(shí)無法設(shè)置發(fā)動(dòng)機(jī)一次關(guān)機(jī)后的高溫和溫度分布，即無法逐一模擬發(fā)動(dòng)機(jī)各部組件的初溫。

4）需重點(diǎn)考核電加熱工作模式

發(fā)動(dòng)機(jī)采用了主動(dòng)電加熱控制，熱試驗(yàn)中需對(duì)電加熱回路的正常工作、斷電故障及恒加熱故障等模式進(jìn)行充分考核。

2 試驗(yàn)外熱流模擬

2.1 外熱流模擬裝置選用

航天器真空熱試驗(yàn)中常用的空間外熱流模擬裝置或方法有紅外籠、紅外燈陣、表面貼加熱片和太陽模擬器等[12]，試驗(yàn)中可根據(jù)具體情況進(jìn)行合理選用。太陽模擬器系統(tǒng)復(fù)雜、運(yùn)行費(fèi)用高，且需配備地球反照和地球輻射模擬裝置，從本型號(hào)研制成本考慮不可取。紅外燈陣和表面貼加熱片的方法主要適用于結(jié)構(gòu)相對(duì)簡單、表面規(guī)則平整且外熱流分區(qū)較少的航天器，而發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、外形輪廓不規(guī)則，無法用特定的幾個(gè)區(qū)域代表其各個(gè)部位。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)的外熱流模擬采用包絡(luò)體式的紅外籠。

2.2 外熱流模擬原理

紅外籠模擬的是航天器在軌飛行時(shí)其表面所接收的空間外熱流，從而使得航天器在真空熱試驗(yàn)中的表面溫度與在軌表面溫度相同。一般航天器在軌飛行時(shí)接收到的空間外熱流主要有太陽輻射熱流、地球紅外熱流和地球反照熱流；對(duì)于直接暴露于真空環(huán)境中的泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)，除了這3項(xiàng)，還需考慮來自上面級(jí)本體的紅外熱流。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)單位面積接收的空間外熱流為[12]

熱試驗(yàn)中采用紅外籠進(jìn)行外熱流模擬，使到達(dá)發(fā)動(dòng)機(jī)表面的紅外熱流在發(fā)動(dòng)機(jī)表面被吸收的部分等于發(fā)動(dòng)機(jī)吸收的空間外熱流[12]，即

則發(fā)動(dòng)機(jī)真空熱試驗(yàn)用紅外籠的加熱功率可根據(jù)式(3)確定。

2.3 外熱流提取方法

在發(fā)動(dòng)機(jī)熱模型中引入虛擬“黑片”熱模型來快速提取試驗(yàn)外熱流，具體方法如下：

1）規(guī)則化包絡(luò)面紅外籠分區(qū)

首先，利用發(fā)動(dòng)機(jī)外形結(jié)構(gòu)輪廓進(jìn)行整體規(guī)劃，形成規(guī)則圖形的紅外籠包絡(luò)面，構(gòu)建頂籠（圓面）、柱段（圓柱）、錐段（圓臺(tái)）和底籠（圓面），如圖2所示。然后，將發(fā)動(dòng)機(jī)接收的外熱流劃分為不同數(shù)值區(qū)間，根據(jù)數(shù)值區(qū)間將包絡(luò)面劃分為不同區(qū)域，不追求各個(gè)分區(qū)局部的外熱流模擬準(zhǔn)確性，而注重以整體等效的分區(qū)外熱流模擬。進(jìn)行分區(qū)時(shí)，分區(qū)多能夠提高試驗(yàn)熱流模擬精度，但也會(huì)增加紅外籠裝置的復(fù)雜性和試驗(yàn)成本，需權(quán)衡考慮。本試驗(yàn)采用頂籠1個(gè)區(qū)、柱段沿周向分8個(gè)區(qū)、錐段沿高度分4個(gè)區(qū)、底籠1個(gè)區(qū)，共計(jì)14個(gè)分區(qū)。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)紅外籠包絡(luò)面規(guī)整Fig.2The regulation of enveloping surface of the infrared cage covering theengine

2）構(gòu)建黑片熱模型

試驗(yàn)采用絕熱型熱流計(jì)（俗稱“黑片”）測量紅外籠各分區(qū)熱流[12]。黑片設(shè)在代表區(qū)域平均熱流的位置，其中，頂籠、錐段、底籠每個(gè)分區(qū)對(duì)稱布置2個(gè)，柱段每個(gè)分區(qū)布置1個(gè)，共計(jì)20個(gè)黑片。根據(jù)紅外籠分區(qū)及黑片布置位置，在上面級(jí)全箭熱模型中構(gòu)建虛擬的黑片熱模型，黑片外表面光學(xué)屬性設(shè)置為對(duì)應(yīng)區(qū)域發(fā)動(dòng)機(jī)部組件外表面材料屬性值，如：頂籠的黑片根據(jù)鍍鋁聚酰亞胺薄膜一次表面鏡設(shè)置為αS=0.12、ε=0.05；柱段的黑片根據(jù)鍍鋁聚酰亞胺薄膜二次表面鏡設(shè)置為αS=0.34、ε=0.68；錐段、底籠的黑片根據(jù)噴管延伸段材料設(shè)置為αS=0.53、ε =0.49。

3）構(gòu)建補(bǔ)償黑片熱模型

考慮到上面級(jí)長時(shí)間滑行段對(duì)太陽定姿并繞+x軸慢旋，僅通過底籠的2個(gè)黑片計(jì)算噴管延伸段內(nèi)壁的到達(dá)熱流不足以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)推力室噴管延伸段內(nèi)壁在光照區(qū)接收的外熱流。因此，在延伸段內(nèi)壁相應(yīng)錐段紅外籠8個(gè)黑片的位置再建立8個(gè)補(bǔ)償黑片，其外表面光學(xué)屬性根據(jù)噴管延伸段材料設(shè)置。

利用熱分析軟件Sinda Fluint/ThermalDesktop，通過計(jì)算到達(dá)各黑片表面的熱流可快速獲得試驗(yàn)時(shí)紅外籠各加熱區(qū)域應(yīng)到達(dá)的紅外熱流。其中，頂籠、錐段和底籠各分區(qū)的到達(dá)紅外熱流取對(duì)應(yīng)分區(qū)中2個(gè)黑片熱流的平均值，錐段各分區(qū)的黑片熱流取值還需加上相應(yīng)補(bǔ)償黑片的熱流值。

2.4 外熱流加載策略

上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)在軌飛行時(shí)間較短，外熱流處于瞬態(tài)變化之中，且呈非周期性變化，故根據(jù)軌道周期外熱流積分求平均值進(jìn)行傳統(tǒng)穩(wěn)態(tài)真空熱試驗(yàn)的外熱流加載策略[5]不適用于發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)；而完全遵循外熱流變化曲線進(jìn)行瞬態(tài)模擬的外熱流加載策略實(shí)現(xiàn)起來頗為困難。

考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)受照表面太陽輻射對(duì)外熱流的貢獻(xiàn)比較突出，即發(fā)動(dòng)機(jī)在光照區(qū)和地影區(qū)的外熱流差異明顯且呈階梯式變化，可對(duì)外熱流按照光照區(qū)和地影區(qū)分段求平均，再根據(jù)兩區(qū)時(shí)間采用階梯式外熱流加載方式[13]。這樣既符合發(fā)動(dòng)機(jī)外熱流瞬態(tài)變化趨勢，也便于預(yù)示發(fā)動(dòng)機(jī)各部組件的瞬態(tài)最高溫度和最低溫度，同時(shí)能夠降低對(duì)試驗(yàn)熱流控制系統(tǒng)的控制精度要求。

3 定溫邊界模擬

發(fā)動(dòng)機(jī)在空間模擬室內(nèi)的放置狀態(tài)如圖3所示，僅發(fā)動(dòng)機(jī)參加熱試驗(yàn)（上面級(jí)本體不參加）。而實(shí)際應(yīng)用中發(fā)動(dòng)機(jī)與上面級(jí)本體有2處結(jié)構(gòu)對(duì)接，一是發(fā)動(dòng)機(jī)通過對(duì)接架與上面級(jí)本體對(duì)接安裝，二是發(fā)動(dòng)機(jī)氧/燃隔離閥通過對(duì)接法蘭分別與上面級(jí)氧/燃輸送管路連接安裝。為最大程度地真實(shí)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)，同時(shí)減少此2處對(duì)接結(jié)構(gòu)的漏熱，發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)中須根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)與上面級(jí)本體熱耦合分析結(jié)果在此2處粘貼加熱片進(jìn)行邊界控溫模擬。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)在空間模擬室內(nèi)的放置狀態(tài)Fig.3The state of engine being placed in the vacuum tank

4 試驗(yàn)工況確定

熱試驗(yàn)中工況的確定取決于發(fā)動(dòng)機(jī)的外熱流變化和工作模式。因?yàn)橛猩厦婕?jí)全箭真空熱試驗(yàn)的基礎(chǔ)，所以本次發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)主要驗(yàn)證其低溫工況下熱控設(shè)計(jì)的正確性，進(jìn)一步修正熱分析模型以預(yù)示在軌飛行溫度。故結(jié)合考慮主動(dòng)熱控電加熱回路出現(xiàn)斷電或恒加熱故障情況，安排開展3個(gè)瞬態(tài)試驗(yàn)工況（見表1），各工況的試驗(yàn)時(shí)間均為上面級(jí)飛行時(shí)間。工況1和工況2的外熱流為太陽常數(shù)1310W/m2、無地球反照輻射、無地球紅外輻射、有地影時(shí)間（本文地影出現(xiàn)在發(fā)射彈道的末段）的最小外熱流；為拉偏考核主動(dòng)熱控出現(xiàn)恒加熱故障情況，工況3的外熱流采用太陽常數(shù)1398W/m2、無地球反照輻射、無地球紅外輻射、無地影時(shí)間的外熱流。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)工況Table 1Conditionsfor transient thermal test of engine

受試驗(yàn)設(shè)備限制，試驗(yàn)時(shí)無法模擬兩次變軌模式下發(fā)動(dòng)機(jī)一次關(guān)機(jī)后的高溫和溫度分布，因此，發(fā)動(dòng)機(jī)各部件初溫均按常溫、均勻分布模擬，工況1和工況2 的發(fā)動(dòng)機(jī)初溫均為15℃，工況3的發(fā)動(dòng)機(jī)初溫為20℃。

5 試驗(yàn)結(jié)果及評(píng)價(jià)

5.1 溫度測量結(jié)果

發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)量較大，為便于分析說明，圖4～圖6分別給出了工況1～工況3試驗(yàn)條件下發(fā)動(dòng)機(jī)典型部組件的溫度測量結(jié)果，圖中時(shí)間量綱為1，定義為試驗(yàn)工況各階段時(shí)間/整個(gè)試驗(yàn)工況時(shí)間（下同）。可以看到：

圖4 低溫工況發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)溫度曲線Fig.4Thetemperaturecurveundercoldconditioninthermal test

圖5 斷電工況發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)溫度曲線Fig.5Thetemperaturecurveunderoutageconditionin thermal test

圖6 恒加熱工況發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)溫度曲線Fig.6The temperaturecurveundercontinuousheating condition in thermal test

1）正常狀態(tài)低溫工況（工況1）下，除推力室和燃?xì)獍l(fā)生器等少數(shù)部組件的溫度已接近或略低于設(shè)計(jì)要求的下限（0℃和-5℃），大部分部組件的溫度均滿足相應(yīng)的控溫要求。由于試驗(yàn)初溫設(shè)置未考慮發(fā)動(dòng)機(jī)第一次工作關(guān)機(jī)后的溫度分布，忽略了推力室、燃?xì)獍l(fā)生器、渦輪泵等高溫?zé)嵩吹臒彷椛浜蜔醾鲗?dǎo)（熱反侵）影響，所以試驗(yàn)測量溫度比在軌實(shí)際值偏低，可以認(rèn)為發(fā)動(dòng)機(jī)主被動(dòng)熱控設(shè)計(jì)正確。

2）斷電工況（工況2）下，部分閥前管路電加熱恒斷電，對(duì)應(yīng)管路最低溫度約-10℃，與之相連的燃?xì)獍l(fā)生器、氧化劑泵、氧主閥的最低溫度（-10℃、-4℃、-2℃）不滿足＞0℃的控溫要求，燃燒劑泵最低溫度（-7℃）不滿足＞-5℃的控溫要求；推力室一路電加熱正常、一路電加熱恒斷電故障，擴(kuò)張段最低溫度約-10℃，此溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)仍能啟動(dòng)。

3）恒加熱工況（工況3）下，主動(dòng)熱控各加熱回路均按設(shè)計(jì)功率持續(xù)通電加熱，持續(xù)一定時(shí)間后（圖6中拐點(diǎn)所示），各電加熱組件的溫度基本已達(dá)到最高值，其中，燃?xì)獍l(fā)生器氧入口管的溫升幅度最大，溫度最高達(dá)80℃，但不會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作造成影響。

5.2 熱分析模型驗(yàn)證

將基于試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臒岱治鲇?jì)算結(jié)果與瞬態(tài)熱試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較分析，以工況2發(fā)動(dòng)機(jī)推力室擴(kuò)張段為例（具體見圖7），可以看到試驗(yàn)值與計(jì)算值存在一定的偏差（最大偏差＜5℃），但總體趨勢一致，驗(yàn)證了熱分析模型的正確性。分析認(rèn)為，偏差主要是由于熱分析模型中的部分參數(shù)設(shè)置與實(shí)際不完全一致所致，如：表面材料熱物性參數(shù)按推薦數(shù)值選?。粺崮Ｐ椭懈鹘Y(jié)構(gòu)件之間的導(dǎo)熱系數(shù)、接觸傳熱系數(shù)等按工程經(jīng)驗(yàn)設(shè)置。

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)推力室擴(kuò)張段溫度計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.7Comparison between the analytical result and the experimentalresultof thetemperatureof thedivergent section of the thrust chamber of the engine

5.3 在軌溫度預(yù)示

熱試驗(yàn)對(duì)熱分析模型驗(yàn)證的結(jié)果表明，基于熱分析模型的計(jì)算結(jié)果能較準(zhǔn)確地預(yù)示在軌溫度。由于發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)中初溫設(shè)置未考慮發(fā)動(dòng)機(jī)第一次工作關(guān)機(jī)后的溫度分布，故應(yīng)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)高模試車溫度測量結(jié)果對(duì)熱分析模型各部組件修正初溫以進(jìn)行在軌溫度預(yù)示。以渦輪泵為例，修正初溫后的溫度預(yù)示結(jié)果如圖8所示。

圖8 修正初溫后的渦輪泵溫度預(yù)示曲線Fig.8The temperature prediction curve for turbopump after correction of the initial temperature

6 結(jié)束語

針對(duì)上面級(jí)泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)自身特點(diǎn)開展發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)方法研究：根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)外形結(jié)構(gòu)選擇紅外籠模擬外熱流，對(duì)輪廓整體規(guī)劃形成紅外籠包絡(luò)面，分區(qū)構(gòu)建“黑片”熱模型快速獲取試驗(yàn)外熱流，采用符合外熱流瞬態(tài)變化趨勢的“光照區(qū)+地影區(qū)”分段階梯式外熱流加載策略。試驗(yàn)結(jié)果充分驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)熱控設(shè)計(jì)和熱分析模型的正確性，并通過修正初溫對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)在軌溫度開展更為準(zhǔn)確的預(yù)示。

本文提出的發(fā)動(dòng)機(jī)瞬態(tài)熱試驗(yàn)方法合理有效，應(yīng)用前景廣闊，可供后續(xù)空間飛行器泵壓式發(fā)動(dòng)機(jī)熱試驗(yàn)借鑒。