羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)技術(shù)

胡旭坤，張登攀，張奎好

(北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所，北京 100074)

0 引言

航天器的姿態(tài)控制和軌道調(diào)整依靠姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)來實(shí)現(xiàn)，姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)排氣羽流沖擊在航天器表面，會(huì)對(duì)航天器產(chǎn)生作用力，對(duì)其姿態(tài)保持形成干擾力矩。羽流還會(huì)在航天器表面造成化學(xué)沉積，對(duì)元件表面造成侵蝕，會(huì)引起光學(xué)儀器、太陽能帆板等元件的性能下降，甚至失效。另外，羽流流場(chǎng)高溫氣體會(huì)影響航天器的整體熱平衡，同時(shí)對(duì)一些紅外敏感器造成工作干擾。隨著我國航天事業(yè)的發(fā)展，羽流問題越來越受到重視。

羽流試驗(yàn)是研究真空羽流及其效應(yīng)的有效手段，一般具有以下特點(diǎn)：

1)試驗(yàn)艙具有足夠大的空間。為使排氣羽流如同在宇宙空間那樣自由膨脹，以正確測(cè)定羽流的形狀和特征，要求試驗(yàn)艙的膨脹艙部分的尺寸足夠大。

2)以大抽速的內(nèi)裝式深冷泵做主抽氣泵。只有泵的抽速足夠大，才能保證當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，試驗(yàn)環(huán)境的真空度滿足復(fù)現(xiàn)羽流在宇宙空間的自由膨脹狀況。

3)配備復(fù)雜的羽流測(cè)量系統(tǒng)。羽流試驗(yàn)需要測(cè)量羽流流場(chǎng)、氣動(dòng)力效應(yīng)、氣動(dòng)熱效應(yīng)和污染效應(yīng)等參數(shù)，與一般的高空模擬試驗(yàn)相比，其測(cè)量參數(shù)的種類和難度大大增加。

某航天器將在地外天體起飛、上升，由于上升發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)馀欧趴臻g有限，使航天器所承受的發(fā)動(dòng)機(jī)羽流力、熱效應(yīng)將更加明顯，且羽流場(chǎng)也更加復(fù)雜，對(duì)于航天器的起飛穩(wěn)定性及熱防護(hù)造成直接威脅。為了驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)羽流對(duì)航天器的綜合力、熱效應(yīng)，驗(yàn)證發(fā)動(dòng)機(jī)與羽流導(dǎo)流裝置的相容性，考核羽流熱防護(hù)材料性能及防護(hù)效果，需要進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庥鹆鲗?dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)工作。本次試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力大大超出了我國現(xiàn)有羽流試驗(yàn)設(shè)施能力，試驗(yàn)難度大，任務(wù)周期緊，為此研究制定了對(duì)現(xiàn)有大型高空模擬試驗(yàn)臺(tái)進(jìn)行改造，以承擔(dān)羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)的方案。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)組成及原理

羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)包括真空艙、試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)、位姿調(diào)整系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)、真空抽氣系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、推進(jìn)劑加注系統(tǒng)及測(cè)量系統(tǒng)等，原理框圖如圖1所示。

圖1 羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)框圖Fig.1 Block diagram for synthetical verification test system of plume flow guidance

1.1 真空艙

該設(shè)備為一個(gè)臥式真空容器，用于真空環(huán)境的獲得及試驗(yàn)件的安裝，以滿足點(diǎn)火過程中試驗(yàn)件環(huán)境壓力要求。真空艙直筒部分直徑5 m、長(zhǎng)15 m、容積500 m3。艙內(nèi)設(shè)有液氮熱沉支撐、試驗(yàn)件安裝及位姿調(diào)整系統(tǒng)支撐。艙上設(shè)置液氮進(jìn)出艙口、液氫進(jìn)出艙口、電纜進(jìn)出艙口、抽空口、放氣口、觀察窗、檢查門及緊急泄壓口等法蘭接口。

1.2 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于試驗(yàn)驗(yàn)證器、測(cè)量裝置的安裝以及結(jié)構(gòu)的整體移動(dòng)，同時(shí)實(shí)現(xiàn)主推力及羽流擾動(dòng)作用力的測(cè)量，包括試驗(yàn)件支架和測(cè)力板，具備各向力矩現(xiàn)場(chǎng)校驗(yàn)功能。

1.3 位姿調(diào)整系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于調(diào)整試驗(yàn)驗(yàn)證器的位置，從而實(shí)現(xiàn)航天器起飛、上升過程模擬。采用六自由度平臺(tái)作為調(diào)姿運(yùn)動(dòng)平臺(tái)，由上平臺(tái)、下平臺(tái)、六套作動(dòng)器和控制系統(tǒng)等組成。利用上位機(jī)控制伺服電機(jī)的運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)件按照試驗(yàn)要求的狀態(tài)運(yùn)動(dòng)。

1.4 溫控系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于使試驗(yàn)件及測(cè)控設(shè)備在試驗(yàn)過程中保持正常工作溫度，采用電加熱絲帶纏繞加熱溫控方式對(duì)部件局部控溫，對(duì)異型工件采用貼片進(jìn)行局部控溫。

1.5 真空抽氣系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前的極限真空要求以及點(diǎn)火過程中的動(dòng)態(tài)真空要求。采用機(jī)械真空泵與低溫泵組合工作的方式，包括液氫熱沉、液氫供應(yīng)系統(tǒng)、液氮熱沉、液氮供應(yīng)系統(tǒng)、水環(huán)泵機(jī)組、滑閥泵機(jī)組、羅茨泵機(jī)組、分子泵機(jī)組、氫濃度檢測(cè)及報(bào)警系統(tǒng)。

1.6 控制系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于完成羽流導(dǎo)流試驗(yàn)中驗(yàn)證器推進(jìn)分系統(tǒng)閥門的單元控制及程序控制，并具備各路閥電流的數(shù)據(jù)采集能力?？刂葡到y(tǒng)由控制臺(tái)、控制機(jī)柜、歐姆龍PLC、上位機(jī)、通訊電纜、遠(yuǎn)程控制電纜、過艙轉(zhuǎn)接插頭、艙內(nèi)對(duì)接插頭、UPS不間斷電源、直流穩(wěn)壓電源、隔離放大模塊及信號(hào)隔離分配模塊等部分組成。

1.7 推進(jìn)劑加注系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于向試驗(yàn)驗(yàn)證器加推進(jìn)劑，包括氧化劑、燃料加注系統(tǒng)各一套，分別由加注貯罐、放液回收罐、真空泵、稱重設(shè)備、配氣設(shè)備、廢氣處理設(shè)備、流量計(jì)、壓力表、管路、過濾器及閥門等組成。

1.8 測(cè)量系統(tǒng)

該系統(tǒng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)羽流場(chǎng)參數(shù)、環(huán)境及試驗(yàn)件狀態(tài)參數(shù)的測(cè)量，由穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、壓力前端測(cè)量系統(tǒng)、真空壓力前端測(cè)量系統(tǒng)、溫度前端測(cè)量系統(tǒng)、熱流前端測(cè)量系統(tǒng)、艙內(nèi)攝錄像系統(tǒng)和紋影儀組成。

試驗(yàn)中試驗(yàn)驗(yàn)證器安裝于真空艙內(nèi)，可遠(yuǎn)程控制上升發(fā)動(dòng)機(jī)開關(guān)機(jī)及位姿調(diào)整裝置的運(yùn)動(dòng)。

試驗(yàn)過程中為降低實(shí)時(shí)抽真空對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)羽流場(chǎng)的影響，采取發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前利用機(jī)械真空泵機(jī)組與液氮熱沉、液氫熱沉聯(lián)合對(duì)真空艙抽真空，待真空艙內(nèi)壓力滿足點(diǎn)火條件后，關(guān)閉機(jī)械真空泵機(jī)組，然后再開始發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的模式。在點(diǎn)火過程中，低溫?zé)岢料到y(tǒng)一直處于運(yùn)行狀態(tài)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)膺M(jìn)行冷凝吸附，以維持真空艙內(nèi)環(huán)境壓力。

試驗(yàn)點(diǎn)火模式有兩種：一種是靜態(tài)點(diǎn)火，即調(diào)整試驗(yàn)驗(yàn)證器的位姿至一定的距離和姿態(tài)角，然后發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火；另外一種是動(dòng)態(tài)點(diǎn)火，即發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的同時(shí)，采用位姿調(diào)整系統(tǒng)控制試驗(yàn)驗(yàn)證器模擬起飛過程運(yùn)動(dòng)特性。在整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火程中，通過部署在相應(yīng)位置的熱流傳感器、壓力傳感器、熱電偶、力矩測(cè)量裝置及紋影相機(jī)等測(cè)量羽流場(chǎng)的力、熱特性并記錄羽流場(chǎng)的分布情況。

2 試驗(yàn)結(jié)果

羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)建成并通過調(diào)試后，成功完成了20次試驗(yàn)點(diǎn)火任務(wù)。

2.1 真空艙內(nèi)壓力

真空艙內(nèi)壓力曲線如圖2所示。各次發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火真空艙初始環(huán)境壓力均低于1×10-2Pa，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火0.5 s時(shí)刻艙壓低于20 Pa，熱沉對(duì)于燃?xì)獾奈剿俾蔬_(dá)到1.18×106Pa·m3/s，全面滿足了總體部門提出的試驗(yàn)過程中真空艙環(huán)境壓力要求。

2.2 試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)

通過試驗(yàn)獲得了在導(dǎo)流裝置處于不同距離與角度下，試驗(yàn)驗(yàn)證器所受各向力與力矩?cái)?shù)據(jù)。發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線如圖3所示，試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前后系統(tǒng)的零位一致，點(diǎn)火過程中，推力參數(shù)測(cè)量性能穩(wěn)定，各次點(diǎn)火的曲線變化規(guī)律完全一致，能夠真實(shí)反應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火產(chǎn)生的推力。發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火產(chǎn)生的軸向推力除跟隨工況的變化略有升高或降低外，推力變化趨勢(shì)一致。

圖2 真空艙內(nèi)壓力曲線Fig.2 Curve of pressure in vacuum chamber

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力曲線Fig.3 Curve of engine thrust

2.3 位姿調(diào)整系統(tǒng)

各次靜態(tài)位姿調(diào)整點(diǎn)火試驗(yàn)，系統(tǒng)反饋值與參數(shù)設(shè)定值最大位移偏差為0.719 mm，角度最大偏差為0.048°，滿足位移控制精度優(yōu)于1 mm，角度控制精度優(yōu)于0.1°的要求。

動(dòng)態(tài)位姿調(diào)整試驗(yàn)，位置時(shí)間曲線如圖4所示，位置反饋值(X′)與參數(shù)設(shè)定值(X)一致。

2.4 溫控系統(tǒng)

各次試驗(yàn)溫控系統(tǒng)所控制溫度穩(wěn)定于設(shè)定目標(biāo)溫度上下2 ℃范圍內(nèi)，保證了艙內(nèi)各測(cè)控設(shè)備在低溫環(huán)境下正常運(yùn)行。

圖4 位置時(shí)間曲線Fig.4 Curve of position time

2.5 測(cè)量系統(tǒng)

測(cè)量系統(tǒng)獲得了試驗(yàn)驗(yàn)證器表面壓力分布數(shù)據(jù)、熱流密度分布數(shù)據(jù)、溫度分布數(shù)據(jù)、氧/燃噴前壓力數(shù)據(jù)、發(fā)動(dòng)機(jī)室壓數(shù)據(jù)，記錄了發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火及羽流擴(kuò)散視頻圖像，發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬骷y影圖像。測(cè)量系統(tǒng)在各階段試驗(yàn)中工作正常，測(cè)量參數(shù)重復(fù)性好，數(shù)據(jù)真實(shí)有效，為評(píng)價(jià)發(fā)動(dòng)機(jī)羽流對(duì)航天器的綜合力、熱效應(yīng)提供了依據(jù)。

3 采用的關(guān)鍵技術(shù)

3.1 真空環(huán)境的獲得及保持

本次試驗(yàn)要求在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前真空艙內(nèi)壓力不超過1×10-2Pa，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火0.5 s內(nèi)真空艙內(nèi)壓力低于20 Pa，發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)饬髁看?，艙?nèi)動(dòng)態(tài)真空度要求高。為達(dá)到試驗(yàn)要求，首先增加液氮熱沉面積并新增液氫熱沉系統(tǒng)，采用低溫冷凝吸附的方法吸附點(diǎn)火過程中發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)?，提高系統(tǒng)極限真空度，燃燒產(chǎn)物中的水蒸氣、二氧化碳、一氧化碳以及氮?dú)庋杆傥皆跓岢帘砻妗Ｆ浯螖U(kuò)大真空艙的容積，新增一個(gè)真空艙段，使真空艙總?cè)莘e達(dá)到500 m3，從而能夠在保持低壓情況下容納不可冷凝的氫氣組分。

本次試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)共點(diǎn)火20次，由于發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庵泻袣錃獬煞?，液氫熱沉無法冷凝吸附，使得真空艙內(nèi)壓力在發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火后達(dá)到1×10-2Pa以上，需將艙內(nèi)熱沉復(fù)溫，將艙內(nèi)氫氣置換，然后重新對(duì)真空艙抽真空，一次點(diǎn)火需要2～3天時(shí)間。為加快試驗(yàn)進(jìn)度，在真空艙上增設(shè)了分子泵抽真空系統(tǒng)，使得發(fā)動(dòng)機(jī)一次點(diǎn)火后不必開艙復(fù)溫，利用分子泵抽真空系統(tǒng)，經(jīng)2.5 h，即可使真空艙內(nèi)達(dá)到低于1×10-2Pa的點(diǎn)火條件，大大縮短了試驗(yàn)周期，節(jié)約了試驗(yàn)介質(zhì)。

以上措施有效保證了試驗(yàn)所需真空環(huán)境條件，在國內(nèi)首次將液氫熱沉應(yīng)用于發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火的高空模擬試驗(yàn)中。

3.2 羽流擾動(dòng)作用力的測(cè)量

羽流擾動(dòng)作用力是本次試驗(yàn)的主要測(cè)量參數(shù)，由于驗(yàn)證器重力全部加載在測(cè)力裝置上，羽流擾動(dòng)作用力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于試驗(yàn)驗(yàn)證器重力，因此難以準(zhǔn)確測(cè)量。在國內(nèi)僅進(jìn)行過單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力矢量測(cè)量，還沒有進(jìn)行過艙天器整機(jī)偏轉(zhuǎn)力矩測(cè)量。為滿足測(cè)量精度要求，采取了以下措施：

1)將4個(gè)三向壓電石英力傳感器均布在試驗(yàn)件的安裝平面上，構(gòu)成4點(diǎn)支撐式壓電測(cè)力儀，具備6分力測(cè)量能力。利用4個(gè)三向力傳感器輸出的12路力信號(hào)可求解得出推力矢量力的大小、方向以及作用位置的數(shù)據(jù)。

2)選用具有較大預(yù)緊力的壓電晶體測(cè)力結(jié)構(gòu)，克服試驗(yàn)件及輔助部件自重造成預(yù)緊力損失問題。

3)配置軸向力校驗(yàn)裝置和側(cè)向力校驗(yàn)裝置，對(duì)3個(gè)方向的測(cè)力傳感器進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)靜態(tài)標(biāo)定，保證推力及力矩測(cè)量的準(zhǔn)確性。

所研制的測(cè)量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、剛性好、固有頻率高，全面滿足了羽流擾動(dòng)作用力測(cè)量精度要求。

3.3 真空低溫環(huán)境下試驗(yàn)驗(yàn)證器運(yùn)動(dòng)模擬

羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)過程中，為了獲得試驗(yàn)驗(yàn)證器在一定距離(0.2～0.6 m)、角度(0～6°)范圍內(nèi)不同位置條件下的發(fā)動(dòng)機(jī)羽流場(chǎng)力、熱效應(yīng)，需要在不同相對(duì)位置條件下點(diǎn)火。為此研制了基于六自由度Stewart平臺(tái)模式的位姿調(diào)整系統(tǒng)，將試驗(yàn)驗(yàn)證器安裝在位姿調(diào)整系統(tǒng)上，利用伺服控制系統(tǒng)來控制伺服作動(dòng)器的六自由度運(yùn)動(dòng)，按照試驗(yàn)要求調(diào)整試驗(yàn)驗(yàn)證器位置，從而模擬航天器起飛、上升的動(dòng)態(tài)過程。位姿調(diào)整系統(tǒng)配置了溫控裝置，采取了有效的絕緣措施，經(jīng)調(diào)試與試驗(yàn)驗(yàn)證，在試驗(yàn)艙內(nèi)真空低溫環(huán)境下工作穩(wěn)定可靠。

3.4 液氫和氫氣的安全使用

液氫熱沉安裝在真空艙內(nèi)，用于冷凝吸附發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)?，為保障液氫熱沉工作，配套了液氫供?yīng)系統(tǒng)。液氫具有低溫危險(xiǎn)性，極易泄漏和汽化為氫氣。氫氣的可燃極限范圍寬，點(diǎn)火能量低，具有爆燃和爆轟危險(xiǎn)性。液氫熱沉和液氫供應(yīng)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、運(yùn)行中采取了以下安全措施：

1)真空艙內(nèi)液氫熱沉管路全部采用焊接形式連接，避免接頭處泄漏氫氣；

2)試驗(yàn)大廳電氣防爆等級(jí)提升，增加通風(fēng)措施，防止氫氣聚集；

3)將試驗(yàn)大廳與其他房間連通的預(yù)留電纜、推進(jìn)劑液氣路、抽真空管路、擴(kuò)壓器出試驗(yàn)大廳洞口封堵，防止氫氣擴(kuò)散至其他房間；

4)試驗(yàn)大廳內(nèi)真空艙兩側(cè)地面鋪設(shè)導(dǎo)電橡膠，入口設(shè)消靜電接地球；

5)對(duì)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)氫濃度進(jìn)行檢測(cè)，超限報(bào)警，及時(shí)發(fā)現(xiàn)險(xiǎn)情，加以排除；

6)真空艙設(shè)吹氮?dú)庀到y(tǒng)和水環(huán)泵抽真空系統(tǒng)，當(dāng)檢測(cè)到艙內(nèi)氫氣大量泄露時(shí)，采用向艙內(nèi)和水環(huán)泵出口管路吹氮?dú)夂屠盟h(huán)泵對(duì)真空艙抽真空的方式將艙內(nèi)氫氣抽出，露天高空排放。

以上措施確保了各次調(diào)試及試驗(yàn)過程操作人員及試驗(yàn)設(shè)備的安全。

4 結(jié)束語

在現(xiàn)有大型高空模擬試驗(yàn)臺(tái)基礎(chǔ)上通過新增試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)安裝系統(tǒng)、位姿調(diào)整系統(tǒng)、溫度控制系統(tǒng)，改造現(xiàn)有真空艙系統(tǒng)、真空抽氣系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、推進(jìn)劑加注系統(tǒng)及測(cè)量系統(tǒng)等，解決了真空環(huán)境的獲得及保持、羽流擾動(dòng)作用力的測(cè)量、真空低溫環(huán)境下試驗(yàn)件的相對(duì)運(yùn)動(dòng)模擬、液氫和氫氣的安全使用等技術(shù)難題，建成了羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)，為我國首個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)整機(jī)高空模擬試驗(yàn)系統(tǒng)。經(jīng)調(diào)試及試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)系統(tǒng)全面滿足了總體部門提出的各項(xiàng)要求，通過試驗(yàn)獲得了試驗(yàn)驗(yàn)證器所受羽流擾動(dòng)力數(shù)據(jù)以及試驗(yàn)驗(yàn)證器表面壓力、溫度、熱流密度等參數(shù)分布情況數(shù)據(jù)，圓滿完成羽流導(dǎo)流綜合驗(yàn)證試驗(yàn)任務(wù)。

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