航天電液伺服機(jī)構(gòu)熱真空試驗(yàn)技術(shù)研究

盧紅影，姜慶義，趙志強(qiáng)，王 劍，楊朋海

（北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京，100076）

0 引 言

運(yùn)載火箭推力矢量控制（Thrust Vector Control，TVC）由伺服機(jī)構(gòu)搖擺發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)。中國(guó)現(xiàn)役運(yùn)載火箭大多數(shù)采用閥控電液伺服機(jī)構(gòu)（簡(jiǎn)稱“伺服機(jī)構(gòu)”），通常安裝在各級(jí)尾艙段，隨著飛行高度的增加，伺服機(jī)構(gòu)遭受真空環(huán)境壓力、發(fā)動(dòng)機(jī)熱流輻射和全箭振動(dòng)等共同耦合的工作環(huán)境作用。真空環(huán)境對(duì)伺服機(jī)構(gòu)的影響是多方面的，有真空狀態(tài)引起的真空效應(yīng)，也有基于真空環(huán)境并與其它環(huán)境共同引起的協(xié)同效應(yīng)[1]，直接影響伺服機(jī)構(gòu)的熱交換性能、電氣性能、機(jī)械性能、材料性能和潤(rùn)滑性能等。

火箭飛行過程中，伺服機(jī)構(gòu)內(nèi)部高速直線運(yùn)動(dòng)副和旋轉(zhuǎn)摩擦副致使液壓油溫升劇烈，同時(shí)受到二級(jí)主發(fā)動(dòng)機(jī)和游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)回流而引起的 25 kW/m2級(jí)強(qiáng)熱流的長(zhǎng)時(shí)作用，致使彈性元件、油液粘性以及密封件等性能下降，因此對(duì)伺服機(jī)構(gòu)在熱真空試驗(yàn)環(huán)境下的熱分析，以及開展精準(zhǔn)的熱設(shè)計(jì)成為影響伺服機(jī)構(gòu)可靠性的關(guān)鍵因素。

本文以一種現(xiàn)役運(yùn)載火箭配套二級(jí)伺服機(jī)構(gòu)為研究對(duì)象，對(duì)其熱真空環(huán)境試驗(yàn)方法和性能影響因素進(jìn)行研究，驗(yàn)證伺服機(jī)構(gòu)熱模型的準(zhǔn)確性及考核其防護(hù)層的隔熱效果，確定最優(yōu)的熱防護(hù)方案。

1 伺服機(jī)構(gòu)工作原理

伺服機(jī)構(gòu)是火箭姿態(tài)控制的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，在整個(gè)火箭姿態(tài)控制的回路中，慣性器件敏感出火箭的飛行軌跡，通過箭上計(jì)算機(jī)與預(yù)裝程序姿態(tài)比較，誤差信號(hào)經(jīng)伺服放大器功率放大為伺服閥驅(qū)動(dòng)電流，伺服閥將此電信號(hào)轉(zhuǎn)換為流量與其成正比的高壓油驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器活塞運(yùn)動(dòng)，從而擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管。作動(dòng)器上位移傳感器將位移信號(hào)反饋給伺服放大器，與輸入端信號(hào)進(jìn)行比較，由此構(gòu)成了閉環(huán)位置控制系統(tǒng)，如圖1所示。

圖1 伺服機(jī)構(gòu)在控制系統(tǒng)中的位置Fig.1 Position in Control System

伺服機(jī)構(gòu)與主發(fā)動(dòng)機(jī)和游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在尾艙段，如圖2所示。

圖2 伺服機(jī)構(gòu)在火箭上的安裝位置Fig.2 Assembly Position in Launch Vehicle

伺服機(jī)構(gòu)中永磁直流電動(dòng)機(jī)（簡(jiǎn)稱“電機(jī)”）為液壓泵提供驅(qū)動(dòng)扭矩，利用永磁磁極進(jìn)行勵(lì)磁，通過換向器和電刷的配合來實(shí)現(xiàn)外部電路與電樞繞組電路的連接，通以電流的電樞繞組在永磁磁極產(chǎn)生的氣隙磁場(chǎng)中產(chǎn)生電磁轉(zhuǎn)矩，驅(qū)動(dòng)電樞旋轉(zhuǎn)，從而輸出機(jī)械能，實(shí)現(xiàn)機(jī)電能量的轉(zhuǎn)換，其結(jié)構(gòu)示意如圖3所示。

圖3 永磁直流電動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)Fig.3 Structure of Permanent Magnet DC Motor

通過對(duì)永磁直流電動(dòng)機(jī)失效模式與影響分析（Failure Mode and Effects Analysis，F(xiàn)MEA）可知，電刷組件在真空環(huán)境下易產(chǎn)生放電打火現(xiàn)象，可能導(dǎo)致電刷組件燒毀，使伺服機(jī)構(gòu)失去動(dòng)力，火箭飛行姿態(tài)失控，衛(wèi)星無法精確入軌。因此電刷組件的性能決定了永磁直流電動(dòng)機(jī)適應(yīng)熱真空試驗(yàn)條件的能力。

2 熱真空試驗(yàn)技術(shù)

熱真空技術(shù)是真空科學(xué)、低溫技術(shù)、傳熱學(xué)與航天技術(shù)密切相關(guān)的學(xué)科，熱真空設(shè)備則是這4項(xiàng)技術(shù)融合的試驗(yàn)設(shè)施。

熱真空試驗(yàn)設(shè)備是在地面上模擬太空環(huán)境，如高真空、空間冷黑的熱沉或太陽輻射的環(huán)境模擬試驗(yàn)設(shè)備[2,3]。運(yùn)載火箭、人造衛(wèi)星、載人飛船、空間站以及宇宙探測(cè)器和航天飛機(jī)等各種空間飛行器通常都需進(jìn)行熱真空試驗(yàn)。宇宙真空是理想的潔凈真空，這時(shí)氣體分子的熱傳導(dǎo)可以忽略，只有熱輻射。

伺服機(jī)構(gòu)熱真空試驗(yàn)就是將試驗(yàn)件置于熱真空試驗(yàn)設(shè)備中，由試驗(yàn)設(shè)備提供模擬的空間環(huán)境（包括真空度和熱流等），在真空條件下，通過熱浸、冷浸形成溫度循環(huán)并保持一定時(shí)間，試驗(yàn)件通電工作，通過測(cè)試儀監(jiān)測(cè)其工作性能，觀察其真空放電和微放電現(xiàn)象，考核其在真空熱流工況下耐熱特性的試驗(yàn)。

試驗(yàn)條件一般包括：熱流密度、真空度和持續(xù)時(shí)間。

熱流密度是指單位時(shí)間內(nèi)通過單位等溫面積的熱流量，輻射熱流密度的表達(dá)式為

容易發(fā)生真空放電和微放電的壓力范圍分別為0.1~1000 Pa和0.01~6.65 Pa，通常伺服機(jī)構(gòu)熱真空試驗(yàn)范圍定為：0.01~1000 Pa。

熱真空試驗(yàn)時(shí)間根據(jù)主發(fā)動(dòng)機(jī)和游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間確定。

3 熱防護(hù)技術(shù)

伺服機(jī)構(gòu)為抵御發(fā)動(dòng)機(jī)強(qiáng)熱流作用，通常將伺服機(jī)構(gòu)與熱流進(jìn)行隔離防護(hù)。常用的隔熱防護(hù)層由一定厚度的硅橡膠織物和聚酰亞胺鍍鋁薄膜組成。鍍鋁薄膜具有較高的輻射反射率，可將大部分（約 80%）的輻射熱量反射出去，硅橡膠材料具有較低的導(dǎo)熱系數(shù)，可在內(nèi)外表面形成一定的溫度差，從而起到隔熱效果。這樣，經(jīng)過防護(hù)層的反射和吸收，到達(dá)伺服機(jī)構(gòu)外表面的熱量大大減少，使其溫升得到有效控制。

根據(jù)防護(hù)層與伺服機(jī)構(gòu)是否接觸，分為懸掛式和接觸式兩種情況。本文所指為接觸式的防護(hù)層，硅橡膠層內(nèi)側(cè)與伺服機(jī)構(gòu)之間隔著一層鍍鋁薄膜，鍍鋁薄膜與伺服機(jī)構(gòu)接觸。由于鍍鋁薄膜厚度很小，其對(duì)熱量的吸收可忽略，故近似認(rèn)為其溫度與硅橡膠層內(nèi)側(cè)溫度相同。此時(shí)防護(hù)層對(duì)伺服機(jī)構(gòu)的熱負(fù)載體現(xiàn)為接觸換熱，即防護(hù)層內(nèi)表面對(duì)伺服機(jī)構(gòu)外表面的接觸換熱，計(jì)算式為[4]

式中Qj為防護(hù)層內(nèi)表面對(duì)伺服機(jī)構(gòu)外表面的接觸換熱量，W；Rj為接觸熱阻，W/℃；Tf為防護(hù)層內(nèi)側(cè)絕對(duì)溫度，K；Ts為伺服機(jī)構(gòu)外壁絕對(duì)溫度，K。

4 熱真空試驗(yàn)方法

4.1 熱真空試驗(yàn)條件

熱真空試驗(yàn)條件如下：

a）熱流條件不小于25 kW/m2，在無遮擋情況下，熱流垂直照射到試驗(yàn)件表面處；b）試驗(yàn)前壓力小于10-2Pa；c）加熱階段壓力不大于8 Pa；d）加熱持續(xù)時(shí)間不少于 600 s；e）采用熱流傳感器和溫度傳感器監(jiān)測(cè)熱流和試驗(yàn)件各測(cè)點(diǎn)溫度；f）采取熱防護(hù)措施與飛行狀態(tài)一致。

4.2 熱真空試驗(yàn)流程

選取驗(yàn)收合格的試驗(yàn)件按照?qǐng)D4所制定的試驗(yàn)流程進(jìn)行熱真空試驗(yàn)。

圖4 熱真空試驗(yàn)流程Fig.4 Flow of Thermal Vacuum Test

4.3 熱真空防護(hù)措施

根據(jù)試驗(yàn)條件，分析對(duì)熱流承受能力差的電連接器、蓄壓器、試驗(yàn)件底面等采用高溫絕熱帶、金屬箍帶以及軍用硅橡膠涂覆織物和無堿玻璃纖維帶（稱為隔熱裙）等進(jìn)行熱防護(hù)包覆，如圖5所示。

圖5 試驗(yàn)件熱防護(hù)狀態(tài)Fig.5 Thermal Protection of Test Specimen

4.4 溫度測(cè)量

根據(jù)熱流分布特點(diǎn)，針對(duì)重點(diǎn)關(guān)注環(huán)節(jié)如永磁直流電動(dòng)機(jī)殼體、碳刷和插座等處設(shè)置溫度測(cè)點(diǎn)，分別為：T1，T2和T3，監(jiān)測(cè)熱真空環(huán)境下，包覆熱防護(hù)層后對(duì)溫度敏感部件的溫度曲線，評(píng)估試驗(yàn)件環(huán)境適應(yīng)性，如圖6所示。

圖6 電機(jī)的溫度測(cè)點(diǎn)位置Fig.6 Temperature Measuring Position

試驗(yàn)件在真空艙內(nèi)的試驗(yàn)狀態(tài)如圖7所示。

圖7 試驗(yàn)件在真空艙內(nèi)的試驗(yàn)狀態(tài)Fig.7 Test specimen in Vacuum Capsule

4.5 熱真空試驗(yàn)及結(jié)果評(píng)估

試驗(yàn)件進(jìn)行熱真空試驗(yàn)過程中，通過測(cè)試儀發(fā)送指令信號(hào)和采集性能監(jiān)測(cè)參數(shù)（如油面和壓力值以及電機(jī)電流和供電電壓等）。在600 s試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，電機(jī)的最高溫度為156 ℃，試驗(yàn)件工作正常，如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)溫度變化曲線Fig.8 Temperature Variation Curve

試驗(yàn)結(jié)束后將試驗(yàn)件從真空艙內(nèi)取出，性能復(fù)測(cè)后進(jìn)行分解檢查，包括永磁直流電動(dòng)機(jī)（測(cè)量電機(jī)絕緣電阻，彈簧壓力，電刷高度，鎖緊螺母擰緊力矩以及電刷、電樞和換向器表面氧化膜情況）以及彈性元件和密封件等。重點(diǎn)對(duì)永磁直流電動(dòng)機(jī)電機(jī)刷架進(jìn)行分解檢查，其外觀完好，未出現(xiàn)真空打火痕跡。結(jié)果表明，以下設(shè)計(jì)措施可有效杜絕永磁直流同步電動(dòng)機(jī)真空放電現(xiàn)象發(fā)生：

a）設(shè)計(jì)高性能電刷；b）充分磨合電刷與換向器接觸面積，其值不小于90%；c）電刷高度不小于理論值；d）彈簧材料選高溫合金；e）壓緊裝置結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)裕度足夠大，并按規(guī)定擰緊力矩值進(jìn)行裝配。

根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果最終制定如圖9所示伺服機(jī)構(gòu)熱防護(hù)措施。該種防護(hù)措施經(jīng)過長(zhǎng)征系列百發(fā)以上火箭飛行試驗(yàn)考核，飛行可靠度達(dá)98%以上。

圖9 箭上熱防護(hù)狀態(tài)Fig.9 Thermal Protection Status in Launch Vehicle

5 結(jié) 論

電液伺服機(jī)構(gòu)對(duì)熱真空耦合環(huán)境的適應(yīng)性直接影響其使用性能，本文對(duì)其熱真空試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行研究，制定地面熱真空試驗(yàn)方案模擬實(shí)際飛行工況。結(jié)果表明：通過制定合理可行的電液伺服機(jī)構(gòu)熱防護(hù)措施和永磁直流同步電動(dòng)機(jī)杜絕真空放電現(xiàn)象發(fā)生的設(shè)計(jì)措施，能夠確?；鸺煽匡w行。