空間推進(jìn)系統(tǒng)在軌有關(guān)熱控問題分析

賈世錦，明章鵬，劉建盈，付 揚(yáng)，王國(guó)軍

（1. 北京空間技術(shù)研制試驗(yàn)中心；2. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部：北京 100094；3. 上?？臻g推進(jìn)研究所，上海 201112）

0 引言

隨著航天器在軌任務(wù)的復(fù)雜度日益增加，航天器在軌運(yùn)行的模式也更加多樣，由以往的自旋穩(wěn)定、三軸穩(wěn)定對(duì)地模式逐漸擴(kuò)展到連續(xù)偏航、慣性定向、側(cè)擺飛行等模式[1]。而隨著航天器可靠性的逐步提高，以及對(duì)經(jīng)濟(jì)效益的最大化追求，航天器的任務(wù)周期大幅延長(zhǎng)。在長(zhǎng)期復(fù)雜的飛行過程中，特殊姿態(tài)下由發(fā)動(dòng)機(jī)組的熱反浸導(dǎo)致的推進(jìn)管路閥門超溫和長(zhǎng)期飛行中貯箱膜片因工質(zhì)熱脹冷縮反復(fù)變形導(dǎo)致的疲勞等問題開始變得突出[2]。本文結(jié)合某實(shí)際型號(hào)，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)熱控問題的解決措施、難點(diǎn)及效果進(jìn)行分析預(yù)示。

1 空間推進(jìn)系統(tǒng)熱控特點(diǎn)

空間推進(jìn)系統(tǒng)一般采用雙組元推進(jìn)劑，由氣瓶、貯箱、發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器、閥門、管路及相關(guān)傳感器等組成[3]。

推進(jìn)劑貯箱通常采用表面張力貯箱，其溫度控制要求主要是保證推進(jìn)劑不結(jié)冰、不沸騰，一般在0～20 ℃范圍內(nèi)。部分航天器采用金屬膜片貯箱，利用金屬膜片將推進(jìn)劑與增壓氣體隔離，工作時(shí)膜片在增壓氣體作用下逐漸翻轉(zhuǎn)，推進(jìn)劑不斷向外輸出，其工作原理如圖1所示。其主要優(yōu)勢(shì)是液體晃動(dòng)干擾力矩小。

圖1 膜片式貯箱工作過程示意圖Fig. 1 Sketch map of the positive expulsion tank

發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器多由電磁閥和推力室組成，工作模式分為脈沖和穩(wěn)態(tài)2種。在工作過程中，推力室溫度通常在1000 ℃左右，而閥門由于受上游推進(jìn)劑來(lái)流的冷卻，其溫度接近常溫。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉后，受到推力室高溫?zé)岱唇绊?，閥門溫度會(huì)上升到 80 ℃ 左右[4]。

2 貯箱熱控的問題及其解決策略

2.1 貯箱熱控的問題

航天器長(zhǎng)期在軌過程中，入射光線與軌道面的夾角β不斷變化，設(shè)軌道傾角為i，則β的變化范圍為-|i|?23.5°～|i|+23.5°。圖2 是軌道傾角為 40°的航天器1年中β的變化范圍。

圖2 β 隨時(shí)間變化關(guān)系Fig. 2 The angle β against the time in orbit

對(duì)于低軌航天器來(lái)說(shuō)，β的周期性變化會(huì)帶來(lái)受曬部位和受曬因子的周期性變化，從而引起貯箱溫度高低交變[5]。對(duì)于金屬膜片貯箱來(lái)說(shuō)，其溫度高低交替變換將導(dǎo)致箱內(nèi)推進(jìn)劑熱脹冷縮，推進(jìn)劑體積的變化會(huì)使箱內(nèi)金屬膜片位置隨之變化。膜片在同一位置的反復(fù)波動(dòng)將導(dǎo)致膜片疲勞破壞。有試驗(yàn)表明：對(duì)于200 L左右容積的貯箱，當(dāng)推進(jìn)劑剩余量為80%時(shí)，在表面溫度波動(dòng)范圍±2 ℃、波動(dòng)周期90 min的情況下，經(jīng)歷超過7000個(gè)循環(huán)后，貯箱膜片即有破裂的風(fēng)險(xiǎn)。

膜片破裂情況各異，其主要特點(diǎn)包括：

1）膜片為鋁合金材質(zhì)，其疲勞破壞S-N曲線通常沒有明顯的水平部分[6]；

2）膜片的變形位置具有隨機(jī)性，一般在折角最嚴(yán)重處；

3）膜片材料和表面質(zhì)量也決定了其破壞程度。

2.2 貯箱熱控問題的解決方案

2.2.1 配置補(bǔ)償器

貯箱均單獨(dú)設(shè)置補(bǔ)償裝置，每個(gè)補(bǔ)償裝置與對(duì)應(yīng)貯箱并聯(lián)，即氣液腔分別連通。通過補(bǔ)償裝置中膜盒的上下運(yùn)動(dòng)來(lái)抵消推進(jìn)劑冷熱交變帶來(lái)的體積變化，從而保持膜片位置不變。俄羅斯“進(jìn)步號(hào)”貨運(yùn)飛船早期使用了金屬膜片貯箱，同時(shí)采用了補(bǔ)償裝置，其系統(tǒng)組成如圖3所示。

圖3 “進(jìn)步號(hào)”貨運(yùn)飛船推進(jìn)系統(tǒng)Fig. 3 Sketch map of the booster sub-system of Progress cargo spaceship

補(bǔ)償裝置的設(shè)計(jì)要點(diǎn)和難點(diǎn)在于：

1）膜盒的最大啟動(dòng)壓差要小于金屬膜片的最小反向啟動(dòng)壓差，以保證推進(jìn)劑體積變化時(shí)膜盒運(yùn)動(dòng)而膜片不動(dòng)；

2）膜盒反復(fù)排放，既要滿足高疲勞次數(shù)，還需保證較高的可靠性。

2.2.2 主動(dòng)控溫，減小溫度波動(dòng)范圍

通過精確的推進(jìn)劑溫度補(bǔ)償控制，使貯箱溫度變化幅度始終在很小的范圍內(nèi)，抑制推進(jìn)劑熱脹冷縮的體積波動(dòng)，從而避免膜片較大的移動(dòng)變形。

根據(jù)液體體積隨溫度變化規(guī)律：

式(1)～式(2)中：V為推進(jìn)劑體積；kT為T溫度下推進(jìn)劑對(duì)應(yīng)的線膨脹系數(shù)。對(duì)于常用的一甲基肼推進(jìn)劑，在正常工作溫度范圍內(nèi)，近似認(rèn)為其線膨脹系數(shù)為常量，且不考慮膨脹部分的體積在溫度繼續(xù)升高時(shí)的二次疊加作用，則式(2)可簡(jiǎn)化為

式中V0為推進(jìn)劑在T0溫度下的體積。

在進(jìn)行貯箱溫度精確控制時(shí)，確定控制參數(shù)及其控制域存在困難，目前推進(jìn)劑體積測(cè)量精度普遍不高，一般在1%～5%F.S.[7-9]。以工質(zhì)溫度作為控制目標(biāo)，并通過工質(zhì)體積波動(dòng)與溫度變化關(guān)系間接控制工質(zhì)體積時(shí)，存在工質(zhì)溫度分布不均勻和工質(zhì)溫度與貯箱殼體間溫度差異等問題。

某航天器采取通過控制貯箱溫度低限和單個(gè)主動(dòng)控溫周期電加熱量的方法控制工質(zhì)體積的波動(dòng)，其工作過程熱流關(guān)系如圖4所示[10]。

圖4 膜片式貯箱工作熱流Fig. 4 Heat transfer of the diaphragm tank in work

在極短的時(shí)間里，貯箱內(nèi)工質(zhì)吸收到的熱量應(yīng)等于周圍環(huán)境向貯箱壁傳輸?shù)臒崃亢图訜崞蛸A箱的加熱量，減去在該時(shí)間內(nèi)貯箱壁溫度升高所吸收的熱量：

對(duì)其中某個(gè)時(shí)間段進(jìn)行積分，則得到

式(4)～式(5)中：V為工質(zhì)體積；Q1為貯箱壁向內(nèi)部工質(zhì)傳導(dǎo)的熱量；Q2為貯箱壁經(jīng)包覆多層、結(jié)構(gòu)和管路等被動(dòng)控溫措施與環(huán)境的換熱量；Q3為主動(dòng)電加熱回路對(duì)貯箱壁的加熱量；c1為貯箱壁比熱容；c2為工質(zhì)比熱容；q2為結(jié)構(gòu)向貯箱壁的傳熱量；q3為主動(dòng)加熱回路對(duì)貯箱壁的加熱量；ρ2為工質(zhì)密度；k2為工質(zhì)體積膨脹系數(shù)；m1為貯箱結(jié)構(gòu)質(zhì)量。定義貯箱壁在純被動(dòng)控溫措施下的最高溫度為T0，電加熱主動(dòng)控溫中間值為T1，控溫閾值為ΔT。當(dāng)主動(dòng)控溫下限 (T1?ΔT)＞T0，則 ΔQ3＜0，(ΔQ2+ΔQ3?c1m1ΔT)＜ΔQ2。此時(shí)控制 ΔQ2k2/(c2ρ2)不超過控制目標(biāo)值，則體積波動(dòng)量ΔV也不超過控制目標(biāo)值。

該航天器在長(zhǎng)期在軌飛行任務(wù)中，未進(jìn)行主動(dòng)精確控溫補(bǔ)償時(shí)，其推進(jìn)劑會(huì)經(jīng)歷4次以上14 ℃范圍的波動(dòng)，體積變化量接近5 L，膜片存在較大的破裂風(fēng)險(xiǎn)。采用主動(dòng)控溫方案后，經(jīng)SIEMENS NX軟件分析預(yù)示（見圖5），貯箱的溫度變化控制在±2℃以內(nèi)，相應(yīng)的在軌任務(wù)周期內(nèi)波動(dòng)次數(shù)可控制在500次以內(nèi)，較7000次的安全閾值具有10倍以上安全余量。

圖5 主動(dòng)精確控溫時(shí)貯箱壁溫度分布Fig. 5 Temperature distribution in the tank wall under active thermal control

主動(dòng)控溫的設(shè)計(jì)要點(diǎn)和難點(diǎn)在于：

1）需要通過較多子樣的膜片疲勞壽命試驗(yàn)確定產(chǎn)品的S-N曲線，并通過任務(wù)剖面分析確定在軌允許的應(yīng)力水平和循環(huán)次數(shù)；

2）難以建立溫度傳感器測(cè)量值?貯箱壁溫度梯度?推進(jìn)劑溫度梯度?推進(jìn)劑體積變化量?金屬膜片應(yīng)力水平之間的實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)關(guān)聯(lián)關(guān)系；

3）地面重力環(huán)境下對(duì)流換熱為流體換熱的主要途徑，給設(shè)計(jì)方案的地面準(zhǔn)確驗(yàn)證帶來(lái)了無(wú)法克服的困難。

上文所提出的通過將貯箱溫度控制到一個(gè)較高的水平基礎(chǔ)上并根據(jù)主動(dòng)控溫加熱量來(lái)控制工質(zhì)體積波動(dòng)的方法，可有效解決工質(zhì)體積波動(dòng)變化和膜片應(yīng)力水平等的動(dòng)態(tài)測(cè)量的難題，并通過有限膜片疲勞試驗(yàn)子樣確定某一特定的控制區(qū)間，在該控制區(qū)間內(nèi)解決膜片多次波動(dòng)疲勞失效的問題。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器的熱控問題及其解決策略

3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器的熱控問題

發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器的熱控問題包括低溫下的加熱控溫、工作時(shí)的散熱設(shè)計(jì)以及在軌非工作狀態(tài)下的溫度控制。國(guó)內(nèi)型號(hào)實(shí)施過程中對(duì)低溫下的加熱控制和工作時(shí)的散熱設(shè)計(jì)2個(gè)方面考慮較為全面，但對(duì)于在軌非工作狀態(tài)下的溫度控制范圍的確定及其機(jī)理研究有所欠缺。

國(guó)內(nèi)外航天器設(shè)計(jì)時(shí)都將發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器放在艙外，一方面考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器工作時(shí)產(chǎn)生的熱量容易向外輻射擴(kuò)散，有助于降低發(fā)動(dòng)機(jī)和推力器溫度；另一方面可以確保航天器其他儀器不受高溫羽流產(chǎn)物的影響。目前衛(wèi)星所用推進(jìn)劑在工作壓力下的汽化溫度高于90 ℃，而閥門自身在制作和試驗(yàn)過程中均經(jīng)歷超過80 ℃高溫的驗(yàn)證，因此一般將推力器閥門的在軌溫度控制在0～80 ℃。

在軌條件下，閥門是與推進(jìn)劑相接觸的。目前常用的雙組元推進(jìn)劑四氧化二氮、偏二甲肼、一甲基肼等與閥門內(nèi)的密封材料聚四氟乙烯在常溫下相容性較好。推進(jìn)劑與材料的相容性級(jí)別與溫度有密切關(guān)系：一般情況下，推進(jìn)劑與材料相容性級(jí)別指溫度為室溫或50 ℃以下時(shí)[3]。在特殊溫度（高溫或低溫）和特殊條件（應(yīng)力或動(dòng)態(tài)條件）下的相容性級(jí)別需通過模擬實(shí)際使用條件獲得。

利用某推力器進(jìn)行高溫相容性實(shí)驗(yàn)，當(dāng)浸泡溫度超過65 ℃大約50 h后，閥門的開啟特性發(fā)生變化，推力器推力明顯下降。經(jīng)分析是閥芯材料發(fā)生膨脹，閥門的有效通徑減小，從而使推進(jìn)劑流量減小。某型號(hào)5 N推力器在軌溫度最高超過70 ℃，工作幾年后，推力器性能出現(xiàn)了明顯的下降。因此，需要嚴(yán)格控制推力器閥門的在軌溫度，不工作時(shí)應(yīng)控制在50 ℃以下。

3.2 發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器高溫工況的解決方案

3.2.1 高溫工況說(shuō)明

發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器在軌高溫工況主要是受曬導(dǎo)致的。圖6為某航天器推進(jìn)結(jié)構(gòu)。

圖6 某航天器尾部發(fā)動(dòng)機(jī)布局Fig. 6 Sketch map of booster sub-system of a spacecraft

在圖6中，以某4機(jī)機(jī)組噴管為熱分析對(duì)象，與其有熱量交換關(guān)系的主要有接收到的太陽(yáng)輻射、接收到的周圍結(jié)構(gòu)熱輻射、與鄰近結(jié)構(gòu)和安裝面等之間的導(dǎo)熱量和本身向外界的輻射散熱量，具體表述為[11]：

式(6)～(9)中：H為軌道位置的太陽(yáng)常數(shù)；A為研究對(duì)象受太陽(yáng)光照部位在與太陽(yáng)光線垂直平面上的投影面積；αs為機(jī)組表面的太陽(yáng)吸收比；σ為斯忒藩?玻耳茲曼常量；ε為機(jī)組表面的紅外發(fā)射率；Ai為機(jī)組第i個(gè)細(xì)分單元的面積；γj為周圍結(jié)構(gòu)第j個(gè)細(xì)分單元對(duì)Ai的角系數(shù)；Tj為周圍結(jié)構(gòu)第j個(gè)細(xì)分單元的溫度；A0為研究對(duì)象與鄰近結(jié)構(gòu)和安裝面間的等效接觸面積；ΔT為研究對(duì)象與鄰近結(jié)構(gòu)和安裝面間的溫差；R為研究對(duì)象與鄰近結(jié)構(gòu)和安裝面間的熱阻；Ti為機(jī)組第i個(gè)細(xì)分單元的溫度。

發(fā)動(dòng)機(jī)噴管一般采用鈮合金制成，其表面太陽(yáng)吸/發(fā)比為αs/ε≈2，根據(jù)仿真計(jì)算，在陽(yáng)光直射下其溫度可達(dá)150 ℃以上，閥門溫度達(dá)70 ℃以上，超過閥門材料最高65℃的耐受溫度，閥門在長(zhǎng)期超高溫條件下必然失效。

3.2.2 一般解決途徑

解決發(fā)動(dòng)機(jī)閥門在軌高溫問題的途徑一般有以下4種：

1）改進(jìn)閥門材料，提高其高溫相容性。此方案能夠徹底解決太陽(yáng)照射、熱反浸帶來(lái)的問題，是理論上的最優(yōu)方案。但從目前可選材料來(lái)看，其高溫相容性并沒有明顯提高，而且采用新的材料后需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)重新進(jìn)行鑒定和可靠性驗(yàn)證。

2）改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)涂層和機(jī)組包覆狀態(tài)。通過降低噴管表面結(jié)構(gòu)的αs/ε來(lái)降低噴管溫度；同時(shí)增大噴管與閥門之間的熱阻、降低噴管與周圍結(jié)構(gòu)之間的換熱，從而降低閥門溫度。但該方案會(huì)導(dǎo)致低溫工況閥門溫度進(jìn)一步降低，需通過主動(dòng)加熱解決。

3）采用遮擋機(jī)構(gòu)減小外熱流變化。發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)利用該機(jī)構(gòu)進(jìn)行遮擋包覆，形成絕熱環(huán)境，降低外熱流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)溫度的影響，發(fā)動(dòng)機(jī)需要工作時(shí)再打開?！奥?lián)盟”飛船的主發(fā)動(dòng)機(jī)即采用了此種方案[12]。該方案的重點(diǎn)在于保證遮擋機(jī)構(gòu)工作的可靠性，一旦機(jī)構(gòu)打開功能失效，則發(fā)動(dòng)機(jī)同樣會(huì)失去功能。而且該方案不適用于數(shù)量眾多的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)。

4）引入主動(dòng)流體回路，對(duì)閥門精確控溫。出于航天員的生活需求，載人航天器對(duì)密封艙內(nèi)空氣溫度具有嚴(yán)格的限制，一般控制在20 ℃附近，因此通常采用流體回路進(jìn)行溫度和濕度的聯(lián)合控制。流體回路通過主路和支路的流量分配控制輻射器的散熱量，從而實(shí)現(xiàn)精確控溫。在閥門上引入流體回路，可以使閥門溫度保持在比較平穩(wěn)的水平，但管路系統(tǒng)相對(duì)較為復(fù)雜，給工程實(shí)施增加了難度，同時(shí)必須考慮發(fā)動(dòng)機(jī)工作的高溫對(duì)回路的影響。

3.2.3 實(shí)際解決案例及分析預(yù)示

某載人航天器在軌時(shí)長(zhǎng)延長(zhǎng)至半年后，由于飛行姿態(tài)和太陽(yáng)入射角的變化，在軌最高溫度由58 ℃升高至73 ℃，超過氧閥閥芯材料65 ℃的最高可耐受溫度。為此，采取了3.2.2節(jié)中的方案2），更改機(jī)組包覆狀態(tài)、增加輻射散熱面等措施，更改后相同工況下氧閥最高溫度降低至50 ℃，滿足與工質(zhì)長(zhǎng)期相容的溫度要求，采用SIEMENS NX軟件仿真分析結(jié)果見圖7。應(yīng)注意狀態(tài)更改后極端低溫工況下機(jī)組溫度進(jìn)一步降低，需相應(yīng)增加低溫工況的加熱功率。

圖7 某航天器推進(jìn)系統(tǒng)更改前后溫度預(yù)示Fig. 7 Temperature forecast of a spacecraft boost sub-system with temperature control

4 結(jié)論及建議

1）推進(jìn)系統(tǒng)的熱控方案與系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)聯(lián)系緊密，在既定的軌道、構(gòu)型、姿態(tài)和結(jié)構(gòu)控溫條件下，推進(jìn)系統(tǒng)控溫設(shè)計(jì)應(yīng)盡量降低對(duì)熱控方案的依賴，并避免故障模式下由于熱控條件變化造成推進(jìn)系統(tǒng)失效。

2）對(duì)于膜片式貯箱內(nèi)工質(zhì)因溫度波動(dòng)導(dǎo)致體積反復(fù)變化的問題，本文提出的采取提高貯箱溫度控制水平并建立主動(dòng)加熱功耗與工質(zhì)體積變化之間相關(guān)關(guān)系的方法，可較有效地克服工質(zhì)體積波動(dòng)和膜片應(yīng)力等測(cè)量方面的困難，實(shí)現(xiàn)工質(zhì)體積波動(dòng)的精確控制，避免膜片疲勞失效。

3）發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器噴管在太陽(yáng)照射下平衡溫度較高，通過增強(qiáng)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)架輻射散熱和與航天器主結(jié)構(gòu)間導(dǎo)熱的方法可有效降低發(fā)動(dòng)機(jī)、推力器的溫度，避免發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部閥門高溫失效。