某航天器發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組熱分析及在軌應(yīng)用研究

劉海娃，袁肖肖，湯建華

（1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海201112；2上海空間發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海201112）

1 引言

中國(guó)某航天器各發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組單獨(dú)或者組合完成軌道轉(zhuǎn)移和軌道姿態(tài)調(diào)整保持工作，其中各發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組采取了多種熱控手段，來(lái)保證其在整個(gè)飛行過(guò)程中各組件在合理的溫度范圍內(nèi)。熱分析在熱控設(shè)計(jì)中占有非常重要的地位，大部分的熱控方案都需要通過(guò)熱分析得到驗(yàn)證后才可轉(zhuǎn)入下步工作，而修正后的熱模型還可用于在軌預(yù)示、評(píng)估等工作。熱分析有著熱試驗(yàn)無(wú)法比擬的高效、靈活和經(jīng)濟(jì)的優(yōu)點(diǎn)，因此得到國(guó)內(nèi)外研究學(xué)者和工程技術(shù)人員的高度重視。

閆波等［1］為了獲得太陽(yáng)輻射對(duì)深空探測(cè)小推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)熱特性的影響，對(duì)在軌運(yùn)行液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室熱環(huán)境進(jìn)行了分析，在ANSYSWorkbench環(huán)境下引入APDL語(yǔ)言，建立其三維穩(wěn)態(tài)熱分析有限元模型，得出發(fā)動(dòng)機(jī)不工作時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)接受太陽(yáng)輻射面溫度遠(yuǎn)高于發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的溫度，太陽(yáng)輻射對(duì)模型的非均勻性影響較大，但未對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝到機(jī)組后的溫度進(jìn)行分析。盧威等［2］建立了飛船外熱流分析模型，計(jì)算出了不同飛行姿態(tài)和模式下的外熱流，分析得到外熱流變化規(guī)律，得出極端外熱流工況，結(jié)果表明，當(dāng)姿態(tài)為三軸穩(wěn)定時(shí)，外熱流隨受曬因子增大而增加。David［3］建立了NuSTAR航天器的熱模型，并用在軌數(shù)據(jù)進(jìn)行了修正，可以更好地預(yù)示在軌熱性能。Benjamin等［4］對(duì)ARIANE 5 Midlife Evolution（A5ME）低溫上面級(jí)進(jìn)行了熱控研究、熱分析以及試驗(yàn)，并對(duì)熱模型進(jìn)行修正，最后形成了結(jié)合飛行位置以及姿態(tài)的熱控方案，適應(yīng)長(zhǎng)期在軌需要。

成熟可靠的熱分析模型是驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)、在軌溫度預(yù)示和故障處理的可靠手段［5］。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組熱分析來(lái)說(shuō)，現(xiàn)有研究多數(shù)采用建立單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組或發(fā)動(dòng)機(jī)，并施加固定方向熱流的方法，忽略了機(jī)組周邊結(jié)構(gòu)對(duì)其熱影響、安裝面溫度受到機(jī)組本身對(duì)其的影響以及軌道外熱流的周期變化，雖然模型簡(jiǎn)單求解速度快，但在溫度準(zhǔn)確度以及在軌溫度實(shí)時(shí)預(yù)示上都存在著不足。未來(lái)航天器在軌工作模式更加多變，需要總結(jié)出一個(gè)有效的熱模型適用于不同熱控狀態(tài)和工況，用來(lái)可靠預(yù)示在軌溫度，以便為該航天器任務(wù)期間多變工況下維護(hù)以及決策提供依據(jù)，同時(shí)總結(jié)出外環(huán)境以及系統(tǒng)本身對(duì)溫度的影響至關(guān)重要。

本文以某航天器推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組作為研究對(duì)象，采用IDEAS軟件建立有限元模型，對(duì)該發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組在軌飛行工況下進(jìn)行計(jì)算，并對(duì)熱模型進(jìn)行修正，而后與飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行比較和分析。該熱模型可應(yīng)用預(yù)示其他工況的機(jī)組溫度，可為該航天器推進(jìn)系統(tǒng)機(jī)組熱控設(shè)計(jì)、后續(xù)飛行任務(wù)新工況下機(jī)組的溫度適應(yīng)性分析以及飛控決策的提供依據(jù)。

2 熱模型建立

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)B機(jī)組位置和熱控狀態(tài)

某航天器推進(jìn)分系統(tǒng)較復(fù)雜，組件眾多，而發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組是推進(jìn)分系統(tǒng)的核心部分，所有組件工作的最終目的為發(fā)動(dòng)機(jī)可以按設(shè)定程序完成工作。其尾部共1個(gè)A機(jī)組和4個(gè)B機(jī)組，其中B機(jī)組在艙體尾部沿周向分布，處于I、II、III和IV象限。每個(gè)B機(jī)組包含2臺(tái)B發(fā)動(dòng)機(jī)和2臺(tái)C發(fā)動(dòng)機(jī)，因此，尾部B機(jī)組總包含8臺(tái)B發(fā)動(dòng)機(jī)（代號(hào)為B1～B8），8臺(tái)C發(fā)動(dòng)機(jī)（代號(hào)為C1～C8）。

對(duì)各機(jī)組采用主動(dòng)控溫和被動(dòng)熱包覆相結(jié)合的熱控措施：發(fā)動(dòng)機(jī)部分采用電加熱以及多層隔熱材料相結(jié)合的熱控方法；各機(jī)組機(jī)架部分外部采用多層隔熱材料進(jìn)行包覆。本文只對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)B機(jī)組進(jìn)行熱分析，其中將A機(jī)組的4個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管對(duì)B機(jī)組的影響考慮進(jìn)去，而對(duì)A機(jī)組本身的溫度場(chǎng)不做在軌驗(yàn)證分析。

2.2 熱模型

采用IDEAS軟件建立有限元模型進(jìn)行熱分析計(jì)算。其中簡(jiǎn)化模型是數(shù)值分析的必要步驟之一［6］，具有多個(gè)組件的系統(tǒng)熱分析中，要確認(rèn)和挑選出需要分析的區(qū)域和組件，以及對(duì)其有明顯熱影響的結(jié)構(gòu)，另外需構(gòu)建航天器不同區(qū)域的多節(jié)點(diǎn)熱分析模型［7］。有限元模型將各組件分別劃分網(wǎng)格［8］，見(jiàn)圖1。根據(jù)該航天器在軌實(shí)際情況，分為設(shè)定邊界溫度（機(jī)組安裝面艙壁溫度是熱控重要的輸入條件之一［9］）、熱耦合、輻射、熱流等條件。

3 三軸對(duì)地姿態(tài)下熱分析與驗(yàn)證

3.1 瞬態(tài)熱分析

航天器設(shè)定為三軸對(duì)地姿態(tài)，軌道設(shè)置與在軌條件相同，由于航天器前期還處于變軌階段，所在軌道有所變化，因此對(duì)入軌后13天中發(fā)動(dòng)機(jī)B機(jī)組進(jìn)行了熱分析；以上設(shè)置條件自動(dòng)施加在有限元模型中，有限元模型軌道示意圖見(jiàn)圖2。軟件根據(jù)邊界條件計(jì)算軌道周期內(nèi)的瞬態(tài)溫度。

圖1 B機(jī)組有限元模型Fig.1 Finite elementmodel of B thruster unit

圖2 有限元模型軌道示意圖Fig.2 Orbit used in thermal analysis

在一個(gè)軌道周期內(nèi)設(shè)置等時(shí)間間隔的12個(gè)計(jì)算時(shí)間點(diǎn)，可以得到對(duì)應(yīng)時(shí)間點(diǎn)的瞬態(tài)溫度場(chǎng)。由于部分組件被外部組件遮擋，包括B機(jī)組發(fā)動(dòng)機(jī)的電磁閥，瞬態(tài)溫度云圖這里只截取外部可見(jiàn)部分，時(shí)間點(diǎn)取溫度水平達(dá)到穩(wěn)定的某天中的一個(gè)軌道周期內(nèi)的點(diǎn)，B機(jī)組熱分析溫度云圖見(jiàn)圖3。

圖3表示尾部機(jī)組在軌道運(yùn)行過(guò)程中陽(yáng)照區(qū)域的2個(gè)時(shí)間節(jié)點(diǎn)（入陽(yáng)照區(qū)第2和第4個(gè)時(shí)間點(diǎn)）對(duì)應(yīng)的瞬態(tài)溫度云圖，箭頭方向表示航天器在軌的運(yùn)行方向，太陽(yáng)入射方向?yàn)樨灤┑厍虻闹本€方向。

圖3 尾部機(jī)組軌道周期內(nèi)的溫度云圖Fig.3 Temperature nephogram of the thruster units w ithin an orbit period

由于地球和太陽(yáng)的輻射作用，溫度分布存在一定的不均衡性［10］，在每個(gè)軌道周期內(nèi)分為陽(yáng)照和陰影2種不同的熱環(huán)境，當(dāng)航天器運(yùn)行至陽(yáng)照區(qū)域時(shí)，根據(jù)不同的位置接受不同程度的太陽(yáng)輻照，這里跟太陽(yáng)入射角和航天器的飛行姿態(tài)有關(guān)，隨著航天器在陽(yáng)照區(qū)飛行，各組件溫度將逐漸上升。從圖3中可以得出，入軌第2個(gè)時(shí)間點(diǎn)對(duì)應(yīng)的溫度情況：由于太陽(yáng)光從前艙方向入射，對(duì)尾部機(jī)組來(lái)說(shuō)艙壁遮擋了大部分的太陽(yáng)光，其中B機(jī)組靠近艙壁的一臺(tái)B發(fā)動(dòng)機(jī)噴管完全不受艙壁的遮擋，其表面的太陽(yáng)吸發(fā)比值較高，因此，這臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管溫度最高，為89.7℃。入軌第4個(gè)時(shí)間點(diǎn)對(duì)應(yīng)的溫度情況：此時(shí)太陽(yáng)入射到尾部大部分區(qū)域，這時(shí)各組件表面溫度的太陽(yáng)吸收發(fā)射比占主要影響因素，所有組件中高溫隔熱屏表面太陽(yáng)吸收發(fā)射比最大，因此溫度值和響應(yīng)也最高且快，最高溫度為325℃，而高溫隔熱屏部分區(qū)域受到A發(fā)動(dòng)機(jī)大噴管的遮擋，這部分區(qū)域溫度相對(duì)較低，在150℃左右的溫度水平，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的溫度水平在100℃的溫度水平上。而當(dāng)該航天器運(yùn)行到軌道周期內(nèi)的陰影區(qū)域時(shí)，由于沒(méi)有太陽(yáng)輻照的影響，大部分受到深冷宇宙空間的影響，溫度都處于一個(gè)相對(duì)低溫的水平上。

如外熱流條件相同條件下，機(jī)組溫度受接收的太陽(yáng)熱流（可能會(huì)受到周邊結(jié)構(gòu)遮擋）、結(jié)構(gòu)的熱輻射以及外太空熱沉影響，接收和散發(fā)的熱量與機(jī)組安裝的位置有很大的關(guān)系。從圖3可得，機(jī)組內(nèi)的B5、B6發(fā)動(dòng)機(jī)位于航天器的尾部區(qū)域，周邊為艙壁和大發(fā)動(dòng)機(jī)，雖然其一定程度上遮擋了入射的太陽(yáng)光，由于周邊結(jié)構(gòu)高溫對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成熱影響，并且阻礙發(fā)動(dòng)機(jī)散熱，因此溫度較高。而其中的C5和C6發(fā)動(dòng)機(jī)受到了艙壁較多遮擋，其溫度較低，以其發(fā)動(dòng)機(jī)頭部為例，最高溫度為22℃。因此，在制定熱控方案時(shí)，應(yīng)密切關(guān)注不同機(jī)組的位置差別，根據(jù)其特點(diǎn)進(jìn)行差異化熱控設(shè)計(jì)。

3.2 在軌溫度驗(yàn)證

熱分析計(jì)算溫度結(jié)果是指其熱分析模型已經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)后修正［11］，其中利用一定的修正方法［12-14］完成后才能視為有效并應(yīng)用于其他工況在軌溫度預(yù)示。經(jīng)過(guò)多輪的模型結(jié)構(gòu)、邊界條件、材料物性等修改，根據(jù)該航天器不同位置的B機(jī)組上所布置的溫度測(cè)點(diǎn)，選取了8個(gè)溫度點(diǎn)作為在軌溫度驗(yàn)證的監(jiān)測(cè)點(diǎn)，機(jī)組在軌溫度在一個(gè)運(yùn)行周期內(nèi)變化比較劇烈，在不同周期之間變化相對(duì)比較平穩(wěn)，因此可以選取在軌運(yùn)行13天中每天1個(gè)軌道周期內(nèi)最高溫度和最低溫度值，進(jìn)行在軌和仿真計(jì)算溫度分析比對(duì)，比對(duì)情況見(jiàn)圖4～圖11。

圖4 B5發(fā)動(dòng)機(jī)頭部（監(jiān)測(cè)點(diǎn)1）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.4 On-orbit validation of oxidant valve simulation temperature in B5 thruster（Temperature sensor 1）

圖5 B6發(fā)動(dòng)機(jī)頭部（監(jiān)測(cè)點(diǎn)2）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.5 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B6 thruster（Tem perature sensor 2）

從圖中可以看出：

1）在軌實(shí)測(cè)溫度與熱分析溫度相差最大為5.5℃，出現(xiàn)在C6發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥表面最高溫度處。低于4℃的誤差占總樣本的85.2%，總體而言，熱分析數(shù)據(jù)與在軌實(shí)測(cè)溫度吻合良好。

圖6 C5發(fā)動(dòng)機(jī)頭部（監(jiān)測(cè)點(diǎn)3）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.6 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C5 thruster（Tem perature sensor 3）

圖7 C6發(fā)動(dòng)機(jī)頭部（監(jiān)測(cè)點(diǎn)4）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.7 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C6 thruster（Tem perature sensor 4）

圖8 B5發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥（監(jiān)測(cè)點(diǎn)5）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.8 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B5 thruster（Tem perature sensor 5）

2）圖4～圖7為發(fā)動(dòng)機(jī)頭部溫度比對(duì)情況，熱分析數(shù)據(jù)與在軌實(shí)測(cè)溫度最大誤差為6℃，在軌溫度變化幅度明顯高于仿真計(jì)算值。

圖9 B6發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥（監(jiān)測(cè)點(diǎn)6）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.9 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B6 thruster（Tem perature sensor 6）

圖10 C5發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥（監(jiān)測(cè)點(diǎn)7）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.10 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C5 thruster（Tem perature sensor 7）

圖11 C6發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥（監(jiān)測(cè)點(diǎn)8）溫度在軌驗(yàn)證圖Fig.11 On-orbit validation of oxidant valve simulation temperature in C6 thruster（Temperature sensor 8）

3）從圖8～圖11可得，發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥熱分析數(shù)據(jù)與在軌實(shí)測(cè)溫度偏差相對(duì)較大，而且熱分析中溫度水平隨著時(shí)間逐漸降低，而實(shí)際在軌周期溫度水平基本平穩(wěn)，二者變化趨勢(shì)不一致，這主要是受主動(dòng)加熱的影響（見(jiàn)3.3節(jié)4）分析）。

4）從圖4～圖11中可以得到，在軌運(yùn)行過(guò)程中的13天同一個(gè)位置的溫度變化（可參看不同時(shí)間周期最高溫度點(diǎn)）并不大，溫差最大為3℃。

5）雖然在軌飛行中，太陽(yáng)光與軌道之間的夾角（太陽(yáng)角）是不斷變化的，同種飛行姿態(tài)下，接收到的太陽(yáng)熱流有所不同。而該航天器以三軸對(duì)地姿態(tài)飛行，太陽(yáng)光線入射機(jī)組的角度不斷變化，對(duì)B機(jī)組來(lái)說(shuō)，沒(méi)有同一位置持續(xù)受同一高量級(jí)太陽(yáng)熱流的影響，熱效應(yīng)綜合下來(lái)對(duì)機(jī)組各位置影響相當(dāng)，監(jiān)測(cè)點(diǎn)1～8溫度都保持在10℃～25℃，對(duì)B機(jī)組各零件來(lái)說(shuō)，為比較適宜的工作溫度。

因此，該航天器三軸對(duì)地姿態(tài)時(shí)為機(jī)組提供比較適宜的熱環(huán)境，對(duì)其在軌溫度保持有利。

3.3 誤差原因分析

通過(guò)對(duì)在軌溫度數(shù)據(jù)與熱分析數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，兩者存在著一定的誤差：

1）模型選取參數(shù)的誤差。有限元模型的參數(shù)主要為材料的物理性質(zhì)。材料的物理性質(zhì)大部分都是準(zhǔn)確的，但鍍鋁薄膜的發(fā)射率和太陽(yáng)吸收率等參數(shù)受到實(shí)際環(huán)境以及時(shí)間等會(huì)有一定的變化，而這個(gè)是不可控的，理論值會(huì)與實(shí)際值有一定的偏差。

2）邊界條件選取的誤差。邊界條件在該限元模型中主要指溫度邊界。艙壁上機(jī)組安裝面的定溫邊界，該值取該位置附近艙壁上的幾個(gè)溫度測(cè)點(diǎn)所測(cè)溫度的平均值，艙壁上的溫度測(cè)點(diǎn)不是準(zhǔn)確地位于熱分析中安裝面上，因此溫度邊界存在一定的誤差。

3）設(shè)置太陽(yáng)熱流的誤差。在該軟件中設(shè)置的太陽(yáng)熱流，只能根據(jù)某天某一時(shí)刻得到一個(gè)值，然后應(yīng)用到有限元模型中，而實(shí)際在軌運(yùn)行中為太陽(yáng)熱流是連續(xù)變化的。

4）控溫回路對(duì)溫度的影響。根據(jù)在軌軌道參數(shù)，對(duì)應(yīng)計(jì)算出的太陽(yáng)熱流隨著時(shí)間呈下降趨勢(shì)，導(dǎo)致熱分析中的溫度水平下降。而實(shí)際在軌飛行過(guò)程中溫度監(jiān)測(cè)點(diǎn)的溫度受到了加熱控溫回路啟控的影響，保持在穩(wěn)定的溫度水平上，因此和熱分析結(jié)果形成了一定的差異。

4 熱模型在軌高溫工況下應(yīng)用

4.1 高溫工況1下熱控適應(yīng)性設(shè)計(jì)驗(yàn)證

為了適應(yīng)高溫工況1的熱環(huán)境，對(duì)該機(jī)組進(jìn)行了熱控再設(shè)計(jì)，通過(guò)改變部分熱控措施來(lái)滿足產(chǎn)品本身的溫度使用要求。圖12為B機(jī)組所處I象限時(shí)，在高溫工況1下B2發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥瞬態(tài)計(jì)算溫度情況。

圖12 高溫工況1下B2發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥瞬態(tài)溫度圖Fig.12 Transient tem perature of oxidant valve in B2 thruster under high tem perature case 1

由于該航天器圍繞地球運(yùn)行過(guò)程中，每繞地球一圈，均經(jīng)過(guò)了陰影區(qū)和陽(yáng)照區(qū)，因此溫度在每個(gè)運(yùn)行周期隨著熱環(huán)境的變化呈現(xiàn)周期變化，如圖12所示。在12個(gè)運(yùn)行周期后，每個(gè)周期的溫度達(dá)到了平衡，一個(gè)周期內(nèi)溫度在54～61℃之間波動(dòng)，在軌處于58～62℃之間變化，因此，可認(rèn)為該位置瞬態(tài)溫度得到了在軌驗(yàn)證。

將該熱模型分別應(yīng)用于艙體尾部I、II和III象限，所得對(duì)應(yīng)位置發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥和頭部穩(wěn)態(tài)溫度，與在軌溫度進(jìn)行了對(duì)比，具體情況見(jiàn)表1。由于IV象限B機(jī)組溫度和II象限基本一致，因此其溫度情況不列入表1中。由表1可知：

1）B機(jī)組內(nèi)氧閥和頭部溫度水平，在軌從高到低順序?yàn)镮、II和III象限，計(jì)算值規(guī)律與之相同。

2）對(duì)于單個(gè)B機(jī)組，最高溫度值出現(xiàn)在B發(fā)動(dòng)機(jī)頭部以及氧閥位置。比較不同象限B機(jī)組溫度情況，最高溫度出現(xiàn)在I象限B機(jī)組，其中B2頭部在軌溫度為59℃，計(jì)算值為61℃，兩者相差2℃，B2氧閥在軌溫度為60℃，計(jì)算值為59℃，誤差為1℃。其他象限B發(fā)動(dòng)機(jī)氧閥和頭部溫度計(jì)算誤差均在5℃以內(nèi)。

3）C發(fā)動(dòng)機(jī)的頭部以及氧閥與B發(fā)動(dòng)機(jī)相比，溫度水平最低，由于其與艙壁最近，處于熱量傳導(dǎo)的低溫下游，因此其溫度較其他組件略低。

4）誤差除I象限C發(fā)動(dòng)機(jī)位置為8～9℃之外，其余都在5℃以內(nèi)。

5）經(jīng)過(guò)熱控適應(yīng)性設(shè)計(jì)后，通過(guò)計(jì)算氧閥和頭部滿足了產(chǎn)品本身的溫度要求，并且得到了在軌飛行的驗(yàn)證。

因此，該熱模型可以為熱設(shè)計(jì)提供依據(jù)，并在這個(gè)過(guò)程中起到了非常關(guān)鍵的作用。

表1 高溫工況1下B機(jī)組穩(wěn)態(tài)溫度驗(yàn)證情況Table 1 Verification of steady tem perature of thruster unit B under high tem perature case 1

4.2 高溫工況2不同太陽(yáng)角下溫度預(yù)示

航天器在軌飛行過(guò)程中，除了受到飛行姿態(tài)、軌道參數(shù)等影響，其溫度與太陽(yáng)入射角有著很大的關(guān)系，圖13為一年中該航天器所經(jīng)歷的太陽(yáng)角［15］情況。

圖13 太陽(yáng)入射角β變化情況［15］Fig.13 Changes of solar incident angleβ［15］

從圖13可得，太陽(yáng)入射角每天都在變化。受曬因子也隨之改變，直接影響機(jī)組的溫度水平。用軟件來(lái)計(jì)算每1°甚至更小角度間隔變化帶來(lái)的溫度變化情況，意味著非常大的計(jì)算量。因此，選擇合適的太陽(yáng)角計(jì)算間隔，這里β角在-65°～-45°范圍內(nèi)按照每5°一個(gè)間隔來(lái)計(jì)算溫度，高溫工況2下，B機(jī)組各氧閥溫度與太陽(yáng)角變化情況見(jiàn)圖14。

圖14 B機(jī)組氧閥溫度太陽(yáng)入射角（β角）變化情況Fig.14 Temperature changes of oxidant valves w ith angleβin thruster unit B

從圖14可知：

1）B4氧閥溫度水平最高，C2氧閥溫度水平最低，β角為-65°時(shí)，其溫度分別為50℃和23℃；

2）隨著太陽(yáng)入射角變小，同一氧閥溫度隨之下降；

3）根據(jù)所得氧閥溫度擬合溫度-太陽(yáng)角曲線，如需要得到其他太陽(yáng)角下溫度，直接從該曲線中獲取，例如B4氧閥在β為-62.5°時(shí)，從曲線中可得其溫度為47℃。當(dāng)然，如選取的太陽(yáng)角間隔越小，所得曲線越接近實(shí)際情況，根據(jù)工程需要選擇合適的太陽(yáng)入射角間隔，計(jì)算所得誤差認(rèn)為可接受即可。

5 結(jié)論

1）系統(tǒng)級(jí)的模型根據(jù)其位置以及特點(diǎn)進(jìn)行有效簡(jiǎn)化，可以大大減低運(yùn)算規(guī)模和提高運(yùn)算效率。

2）B機(jī)組熱分析與在軌溫度的誤差分析得出算術(shù)平均偏差和標(biāo)準(zhǔn)偏差均小于3℃，認(rèn)為熱分析得到了在軌飛行的驗(yàn)證，有限元模型有效并且合理。

3）影響發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組的溫度影響因素眾多，在工程應(yīng)用上，航天器的運(yùn)行軌道、飛行姿態(tài)以及機(jī)組安裝位置在熱控設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)引起重點(diǎn)關(guān)注。

4）熱模型經(jīng)過(guò)修正后，應(yīng)用于不同熱控狀態(tài)、位置以及工況下可解決實(shí)際在軌熱控方面的難題。

5）應(yīng)用熱模型預(yù)示了B機(jī)組氧閥在軌不同太陽(yáng)入射角下的溫度，可為飛行任務(wù)中的決策提供依據(jù)。