推進(jìn)劑管路內(nèi)負(fù)壓形成機(jī)理研究

曹 偉，王 睿，陳 劍，魏彥祥，金廣明，劉 鋒

（上?？臻g推進(jìn)研究所,上海201112）

0 引言

嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在整器測(cè)試過(guò)程中，軌控管路出現(xiàn)了一段時(shí)間的負(fù)壓現(xiàn)象。為了查找負(fù)壓現(xiàn)象出現(xiàn)的原因，推進(jìn)系統(tǒng)按照故障樹(shù)方法開(kāi)展了分析工作，并基于故障樹(shù)分析結(jié)論，進(jìn)行了一系列試驗(yàn)驗(yàn)證工作，最終確認(rèn)了負(fù)壓出現(xiàn)的機(jī)理，并針對(duì)飛行試驗(yàn)進(jìn)行了影響分析。

1 現(xiàn)象及描述

嫦娥三號(hào)推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在出所前測(cè)試及北京交付前檢漏工作時(shí)（2012年5月26日）所有壓力傳感器常壓輸出均正常，且數(shù)據(jù)穩(wěn)定。推進(jìn)系統(tǒng)交付總體后，參加整器階段測(cè)試時(shí)，軌控管路壓力傳感器P7出現(xiàn)過(guò)一段時(shí)間（2012年8月31日～2012年10月17日）壓力偏低的現(xiàn)象（遙測(cè)由常壓輸出電壓值0.36 V下跳2～3個(gè)分層值到0.32～0.30 V），2012年10月17日，推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行噴氣極性測(cè)試后，系統(tǒng)恢復(fù)為常壓狀態(tài)，此時(shí)P7壓力傳感器恢復(fù)到正常常壓輸出值。P7壓力傳感器安裝于推進(jìn)系統(tǒng)燃料軌控路，其上游為軌控路自鎖閥，下游為7 500 N發(fā)動(dòng)機(jī)斷流閥，參加整器階段測(cè)試時(shí)，測(cè)試介質(zhì)為氦氣，上游的軌控路自鎖閥和下游的7 500 N發(fā)動(dòng)機(jī)斷流閥均為關(guān)閉狀態(tài)。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證情況

基于故障樹(shù)分析結(jié)論，推進(jìn)系統(tǒng)策劃了單機(jī)級(jí)、系統(tǒng)級(jí)的多項(xiàng)專項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)。通過(guò)各項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)來(lái)進(jìn)一步分析P7壓力傳感器遙測(cè)輸出偏低現(xiàn)象的可能原因。

2.1 單機(jī)級(jí)驗(yàn)證試驗(yàn)

2.1.1 單機(jī)常壓范圍壓力標(biāo)定

為了進(jìn)一步驗(yàn)證傳感器在常壓范圍內(nèi)輸出的穩(wěn)定性，采用裝器同批次的產(chǎn)品進(jìn)行常壓范圍下的壓力標(biāo)定試驗(yàn)，常壓標(biāo)定范圍為50～140 kPa，每隔10 kPa一個(gè)分層值進(jìn)行壓力標(biāo)定，正向、負(fù)向壓力各標(biāo)定三次。圖1給出了各傳感器在試驗(yàn)工況下的變化趨勢(shì)。由數(shù)據(jù)圖形可以得知，壓力傳感器在常壓范圍內(nèi)遙測(cè)數(shù)據(jù)變化規(guī)律、一致性好，可以證明在常壓范圍內(nèi)壓力傳感器的遙測(cè)輸出穩(wěn)定，可以排除在常壓范圍內(nèi)壓力不穩(wěn)定的特性。

針對(duì)P7壓力傳感器常壓輸出壓力偏低的現(xiàn)象，推進(jìn)系統(tǒng)以P7壓力傳感器遙測(cè)偏低作為頂事件，按照故障樹(shù)方法開(kāi)展了分析工作。通過(guò)故障樹(shù)分析得出以下結(jié)論：

1)需要通過(guò)專項(xiàng)試驗(yàn)進(jìn)一步來(lái)排除系統(tǒng)上存在負(fù)壓的可能性；

2)需要通過(guò)專項(xiàng)試驗(yàn)來(lái)進(jìn)一步證明壓力傳感器敏感芯體受多余物的影響作用；

3)需要通過(guò)各試驗(yàn)中傳感器的常壓輸出值來(lái)摸索其漂移量，進(jìn)一步定位該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因；

4)需要進(jìn)一步通過(guò)試驗(yàn)來(lái)證明，壓力傳感器符合溫度與壓力成正比的物理特性。試驗(yàn)驗(yàn)證情況基于故障樹(shù)分析結(jié)論，策劃了推進(jìn)系統(tǒng)單機(jī)級(jí)、系統(tǒng)級(jí)的多項(xiàng)專項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)。通過(guò)各項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)來(lái)進(jìn)一步分析P7壓力傳感器遙測(cè)輸出偏低現(xiàn)象的可能原因。

圖1 單機(jī)級(jí)常壓范圍壓力標(biāo)定數(shù)據(jù)比對(duì)圖Fig.1 Comparison schematic of single stage pressure calibrating data within atmospheric pressure range

2.1.2 壓力傳感器解剖試驗(yàn)

為了驗(yàn)證同批次壓力傳感器生產(chǎn)過(guò)程中存在因多余物影響而導(dǎo)致遙測(cè)偏低的可能性，選用與裝器同批次的產(chǎn)品進(jìn)行解剖試驗(yàn)，解剖同批次產(chǎn)品試驗(yàn)結(jié)果可以證明：該批次產(chǎn)品生產(chǎn)過(guò)程嚴(yán)格受控，生產(chǎn)過(guò)程中存在多余物的概率較小，且多余物影響壓力敏感芯體模式與P7壓力傳感器遙測(cè)偏低后又恢復(fù)的現(xiàn)象不符，因此可以排除壓力敏感芯片和芯體存在多余物帶來(lái)的故障模式。

2.1.3 常壓狀態(tài)下氦氣保壓試驗(yàn)

為了驗(yàn)證壓力傳感器在長(zhǎng)期氦氣環(huán)境下，壓力輸出值會(huì)偏低的可能性，從裝器同批次產(chǎn)品中抽取了7件產(chǎn)品進(jìn)行了常壓氦氣保壓試驗(yàn)。試驗(yàn)時(shí)用氦氣對(duì)傳感器的常壓環(huán)境進(jìn)行置換，經(jīng)過(guò)幾次置換后，傳感器對(duì)氦氣常壓環(huán)境進(jìn)行保壓測(cè)量，整個(gè)保壓時(shí)間維持7天。試驗(yàn)結(jié)果表明：壓力傳感器可以適應(yīng)氦氣環(huán)境，不存在氦氣滲入敏感芯體內(nèi)部而影響產(chǎn)品輸出的可能性。

2.2 分系統(tǒng)級(jí)驗(yàn)證試驗(yàn)

2.2.1 整器常壓上下附近壓力標(biāo)定試驗(yàn)

為了驗(yàn)證裝器壓力傳感器在常壓上下附近的輸出穩(wěn)定性，在整器狀態(tài)下完成了壓力傳感器在0.05～0.15 MPa低壓區(qū)間的10次壓力標(biāo)定工作，標(biāo)定的壓力間隔為0.01 MPa。壓力傳感器低壓標(biāo)定曲線見(jiàn)圖2，在負(fù)壓向正壓、正壓向負(fù)壓的各次工況下，各壓力傳感器遙測(cè)輸出變化規(guī)律一致性好，壓力傳感器在常壓上下附近穩(wěn)定性較好，可排除常壓范圍內(nèi)輸出不穩(wěn)定問(wèn)題。

圖2 壓力傳感器低壓標(biāo)定曲線Fig.2 Low pressure calibrating curve of pressure sensor

2.2.2 系統(tǒng)放氣試驗(yàn)

為了摸索嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)放氣過(guò)程中軌控管路出現(xiàn)負(fù)壓的可能性，進(jìn)行了三輪系統(tǒng)放氣試驗(yàn)，分別模擬系統(tǒng)正常氣密檢查結(jié)束后放氣工況（氮?dú)猓O限放氣速度工況（氮?dú)猓?、極限放氣速度工況（氦氣）下，軌控管路出現(xiàn)負(fù)壓的可能性。三輪系統(tǒng)放氣試驗(yàn)過(guò)程壓力變化曲線見(jiàn)圖3，不管氦氣還是氮?dú)?，即便在極限放氣速度情況下，軌控管路都未出現(xiàn)負(fù)壓的狀態(tài)。因此，嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)放氣過(guò)程中，軌控管路不會(huì)出現(xiàn)負(fù)壓情況。

圖3 系統(tǒng)放氣試驗(yàn)壓力變化匯總Fig.3 Pressure curves in system exhaust test

2.2.3 溫度試驗(yàn)

為驗(yàn)證壓力傳感器受溫度影響而導(dǎo)致壓力偏低的物理特性，模擬真實(shí)產(chǎn)品的軌控燃料管路進(jìn)行了溫度試驗(yàn)。從試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，封閉管路內(nèi)氣體壓力隨環(huán)境溫度變化而變化，變化規(guī)律符合熱力學(xué)特性，即溫度升高壓力上升，溫度降低壓力下降，從28℃降至10℃，壓力傳感器輸出電壓值降低約10 mV。而要達(dá)到P7壓力傳感器輸出值偏低的程度，溫度變化最大約110℃，實(shí)際產(chǎn)品不存在這種溫度變化工況，可排除壓力傳感器受溫度影響因素。

2.2.4 整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗(yàn)

為驗(yàn)證裝器壓力傳感器在工作壓力環(huán)境下，遙測(cè)輸出的正確性，在正樣交付的嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)品上進(jìn)行了整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗(yàn)，系統(tǒng)充壓2.0 MPa后保壓監(jiān)測(cè)1 h，試驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)圖4。在整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，推進(jìn)系統(tǒng)各路壓力傳感器變化規(guī)律一致性好，和地面壓力數(shù)顯儀參數(shù)比對(duì)數(shù)據(jù)一致；2 MPa壓力環(huán)境下保壓1 h的數(shù)據(jù)波動(dòng)是由于系統(tǒng)壓力穩(wěn)定及充氣后溫度下降后所導(dǎo)致的，而當(dāng)系統(tǒng)壓力及溫度穩(wěn)定后，壓力傳感器遙測(cè)輸出也隨即穩(wěn)定。由此可知，嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)裝器壓力傳感器在工作壓力范圍內(nèi)的遙測(cè)輸出值正確，一致性好。

圖4 整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線Fig.4 Pressure curves of pressure calibrating test within the whole working pressure range

2.2.5 整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)

2012年12月15日，推進(jìn)系統(tǒng)采用純氦氣完成整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗(yàn)后，軌控管路P7和P8壓力傳感器遙測(cè)電壓值為常壓狀態(tài)0.36 V，之后保持不變。2013年1月18日，整器力學(xué)試驗(yàn)前加電測(cè)試時(shí)，發(fā)現(xiàn)軌控管路P7和P8壓力傳感器遙測(cè)電壓輸出值均下跳一個(gè)分層值到0.34 V。為驗(yàn)證推進(jìn)系統(tǒng)在純氦氣環(huán)境狀態(tài)下，長(zhǎng)期存儲(chǔ)后產(chǎn)生負(fù)壓的可能性，進(jìn)行了整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)。如圖1所示，先進(jìn)行軌控燃路常壓溝通測(cè)試，打開(kāi)P7壓力傳感器上游一個(gè)軌控自鎖閥LV2，溝通隔離膜片PL1至軌控自鎖閥LV4之間的軌控燃料管路，P7壓力傳感器遙測(cè)電壓輸出值仍然維持在0.34 V；打開(kāi)P7壓力傳感器上游另一個(gè)軌控自鎖閥LV4，溝通隔離膜片PL1至隔離膜片PL3之間的軌控燃料管路，P7壓力傳感器遙測(cè)電壓輸出值發(fā)生跳變現(xiàn)象，在0.34～0.36 V之間跳變；將軌控燃料管路測(cè)試口CS3口打開(kāi)，將軌控燃路與大氣常壓相溝通，P7壓力傳感器遙測(cè)電壓輸出值穩(wěn)定在0.36 V。之后進(jìn)行軌控氧化劑管路常壓溝通測(cè)試，P8壓力傳感器遙測(cè)電壓輸出值的變化情況與燃料路相同。

根據(jù)整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)結(jié)果，以軌控燃路為例，根據(jù)軌控燃料管路各部分的管路容積和軌控自鎖閥打開(kāi)前的管路壓力情況，通過(guò)理論計(jì)算進(jìn)一步驗(yàn)證系統(tǒng)內(nèi)壓力變化情況。計(jì)算輸入如下：

1)隔離膜片PL1到軌控自鎖閥LV2容積0.215 L，初始?jí)毫?.1 MPa；

2)隔離膜片PL3到軌控自鎖閥LV4容積0.199 L，初始?jí)毫?.1 MPa；

3)軌控自鎖閥LV2到LV4容積0.440 L，初始?jí)毫?.084 1 MPa（對(duì)應(yīng)電壓0.34 V）。

通過(guò)計(jì)算得知，軌控自鎖閥LV2打開(kāi)后，軌控燃路壓力計(jì)算值為0.089 3 MPa（對(duì)應(yīng)電壓0.34 V），與整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)時(shí)，軌控自鎖閥LV2打開(kāi)后P7壓力傳感器的遙測(cè)值一致；而當(dāng)軌控自鎖閥LV4打開(kāi)后，軌控燃路壓力計(jì)算值變化為0.096 3 MPa（對(duì)應(yīng)電壓0.36 V），與整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)時(shí)，軌控自鎖閥LV4打開(kāi)后P7壓力傳感器的遙測(cè)電壓值跳變到0.36 V相一致。

整器軌控管路常壓溝通試驗(yàn)情況與計(jì)算分析結(jié)果表明：在進(jìn)行軌控管路與常壓溝通前，軌控路存在負(fù)壓，P7和P8壓力傳感器的遙測(cè)值為系統(tǒng)內(nèi)的真實(shí)壓力情況。

3 機(jī)理分析

在嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)檢漏放氣后，推進(jìn)管路內(nèi)存儲(chǔ)的是純氦氣。由于軌控管路里氦氣濃度高（外界大氣中幾乎無(wú)氦氣，主要為氮?dú)?、氧氣等成分，平均分子量?9），而軌控管路內(nèi)氦氣的分子量較小（分子量為4）?；诜肿訑U(kuò)散理論，在常壓、常溫條件（本系統(tǒng)即符合此條件）及擴(kuò)散微通道平均直徑（或稱為微小毛細(xì)通道）遠(yuǎn)小于分子自由程情況下（實(shí)際氦氣擴(kuò)散通道主要從下游7 500 N發(fā)動(dòng)機(jī)斷流閥向外界擴(kuò)散，而斷流閥內(nèi)漏水平約在10-5～10-6Pa·m3/s，可視等同于微通道），氦氣分子會(huì)通過(guò)斷流閥微通道向外擴(kuò)散（由于存在濃度梯度）。同樣地，理論上外界空氣也會(huì)向管路內(nèi)分子擴(kuò)散，但由于外界空氣為自由無(wú)限空間，且空氣平均分子量較大，向管路內(nèi)擴(kuò)散受斷流閥微通道壁面阻力影響更大，形成管路內(nèi)氦氣向外界大氣環(huán)境更易擴(kuò)散而外界空氣向管路內(nèi)擴(kuò)散不易的擴(kuò)散機(jī)理。對(duì)于微通道平均直徑遠(yuǎn)小于分子自由程條件下，分子擴(kuò)散理論同時(shí)也表明，擴(kuò)散過(guò)程以分子間相互碰撞、分子與微通道壁面碰撞為特征。因此，向外擴(kuò)散出去的歷程較慢（與實(shí)際現(xiàn)象接近，即經(jīng)歷近兩個(gè)月后才發(fā)現(xiàn)壓力略有降低）。

分子擴(kuò)散理論量化描述：對(duì)于A，B兩種氣體組分，兩者之間為微通道，A氣體向B氣體擴(kuò)散的速率JA為：

式中：DAB為氣體A向氣體B的擴(kuò)散系數(shù)；CA為氣體A的濃度；X為擴(kuò)散通道方向的物理距離；負(fù)號(hào)為擴(kuò)散后濃度下降。

上述公式表明，擴(kuò)散速率與擴(kuò)散系數(shù)DAB成正比，而擴(kuò)散系數(shù)DAB與氣體分子量、溫度、微通道平均直徑有關(guān)，具體關(guān)系為：

式中：T為絕對(duì)溫度；mA為氣體A的分子量；γ為微通道平均直徑。

從上述公式可以看出，擴(kuò)散系數(shù)與氣體分子量成反比，即分子量越小，擴(kuò)散系數(shù)越大，對(duì)應(yīng)擴(kuò)散速率也越大。氦氣與空氣相比，相同條件下，氦氣的擴(kuò)散系數(shù)是空氣的2.7倍，擴(kuò)散速率亦約為2.7倍。

分子擴(kuò)散理論表明：對(duì)于嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)軌控推進(jìn)劑管路，檢漏時(shí)采用純氦氣工質(zhì)，結(jié)束后放氣至大氣壓力，與外界大氣壓力平衡，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間后（約2個(gè)月），出現(xiàn)管路內(nèi)壓力低于外界大氣壓的現(xiàn)象，此現(xiàn)象非壓力不平衡所致，而是管路內(nèi)氦氣分子通過(guò)斷流閥微通道緩慢擴(kuò)散出去所形成，其現(xiàn)象與分子擴(kuò)散理論規(guī)律一致。

經(jīng)分析，嫦娥三號(hào)推進(jìn)系統(tǒng)軌控推進(jìn)劑管路出現(xiàn)壓力下降而姿控推進(jìn)劑管路內(nèi)壓力未出現(xiàn)下降的原因?yàn)椋?）軌控管路下游為7 500 N發(fā)動(dòng)機(jī)斷流閥，密封處口徑大，可擴(kuò)散的微通道面積大，易于擴(kuò)散，而姿控推力器（150 N，10 N）口徑小得多，對(duì)單個(gè)閥門來(lái)說(shuō)，姿控閥門難以擴(kuò)散；2）軌控路斷流閥為單閥座、單道密封結(jié)構(gòu)，而姿控路推力器閥門均為雙閥座、雙道密封結(jié)構(gòu)，姿控推力器閥門內(nèi)漏率水平優(yōu)于斷流閥1個(gè)數(shù)量級(jí)（常壓下可能更高），即使氦氣可通過(guò)姿控推力器閥門分子擴(kuò)散，但因二道閥座，實(shí)際擴(kuò)散量幾乎可以忽略；3）軌控路自鎖閥下游管路容積小于姿控路自鎖閥下游容積，在姿控推力器閥門擴(kuò)散速率幾乎可以忽略的情況下，姿控管路氦氣向外擴(kuò)散后使得壓力傳感器產(chǎn)生可識(shí)別的變化程度，也幾乎不可能。

4 飛行試驗(yàn)影響分析

在嫦娥三號(hào)探測(cè)器執(zhí)行任務(wù)期間，推進(jìn)軌控管路內(nèi)的介質(zhì)是液體推進(jìn)劑，不存在氣體擴(kuò)散的機(jī)理。而在系統(tǒng)工作過(guò)程中，7 500 N發(fā)動(dòng)機(jī)斷流閥上游存在壓力，使得斷流閥密封性更好（上游壓力越高，密封效果越好），對(duì)飛行試驗(yàn)無(wú)影響，可以滿足飛行任務(wù)。

5 結(jié)論

嫦娥三號(hào)著陸器推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在整器測(cè)試過(guò)程中，軌控推進(jìn)劑管路出現(xiàn)的負(fù)壓現(xiàn)象是由于氦氣長(zhǎng)期存儲(chǔ)在推進(jìn)劑管路中，存在氦分子緩慢擴(kuò)散現(xiàn)象，導(dǎo)致管路內(nèi)壓力逐步減小產(chǎn)生負(fù)壓。該現(xiàn)象與分子擴(kuò)散理論的機(jī)理和規(guī)律相符，為系統(tǒng)正常固有現(xiàn)象，對(duì)飛行試驗(yàn)無(wú)影響。

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