NASA液氧甲烷集成推進系統(tǒng)熱真空試驗

程 誠，熊靖宇，周國峰，林慶國

(上?？臻g推進研究所 上?？臻g發(fā)動機工程技術研究中心，上海 201112)

0 引言

美國國家航空航天局(NASA)2005年發(fā)表了空間探索架構(ESAS)研究報告[1]，指出采用液氧/甲烷推進系統(tǒng)執(zhí)行空間軌控、姿控等推進任務具有較高的綜合性能優(yōu)勢。此后，每次更新的空間推進技術發(fā)展路線圖均明確指出，液氧/甲烷推進系統(tǒng)的發(fā)展給NASA提供了能力更強的行星下降/上升、軌道轉移和反作用控制系統(tǒng)，能夠更好地滿足高比沖和深節(jié)流要求的空間任務[2-3]。

為了降低液氧/甲烷空間推進系統(tǒng)未來應用的技術風險，NASA先后實施了多個研究計劃，持續(xù)不斷地提升液氧/甲烷空間推進系統(tǒng)的技術成熟度水平。2005—2010年，NASA格倫研究中心(GRC)主持了推進與低溫技術先期發(fā)展計劃(PCAD) 和低溫流體管理計劃(CFM)[4]，在液氧/甲烷空間推進系統(tǒng)涉及的點火器技術[5-6]、主發(fā)動機技術[7-10]、反作用控制發(fā)動機技術[11-14]、低溫推進劑空間長期貯存技術[15-17]、低溫流體微重力管理技術[18-19]等主要技術方向上都取得了重大突破，部分組件的技術成熟度水平達到了TRL 5～6級。2011—2015年，NASA約翰遜航天中心(JSC)在先進探索系統(tǒng)(AES)計劃資助下負責研制Morpheus自主著陸器，重點驗證擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)技術和自主著陸與避險技術。Morpheus項目總共完成60次著陸器集成演示試驗，包括12次靜態(tài)熱試車、34次繩系試驗和14次自由飛行試驗，標志著NASA液氧甲烷空間推進技術已經達到了從單項技術開發(fā)走向系統(tǒng)集成應用發(fā)展的新的里程碑[20-29]。2016—2017年，針對空間應用需求，Morpheus著陸器演變?yōu)榈蜏赝七M系統(tǒng)集成試驗平臺(ICPTA)，主要改進包括減小液氧/甲烷主發(fā)動機的推力量級(至真空推力12.5 kN)和采用冷氦加溫增壓系統(tǒng)，并在GRC的梅溪試驗站(Plum Brook Station)空間推進熱真空艙(B-2)內順利完成了一系列模擬真空及熱真空環(huán)境下的推進系統(tǒng)集成熱試車，這表明NASA液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)技術已經具備了在軌飛行演示驗證試驗的條件[30-35]。2018年，Morpheus項目核心團隊在休斯頓成立直覺機器公司，獲得NASA月球商業(yè)載荷計劃首批采購合同資助開發(fā)“Nova-C”月球著陸器，計劃于2021年攜帶5個NASA載荷前往月球風暴海地區(qū)，屆時將是全球首個采用液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)的全無毒低溫深空探測器[36-37]。

隨著低成本、可重復使用、深空探測等需求牽引，液氧/甲烷低溫推進劑因具有性能較高、空間可貯存、使用維護方便、經濟性好以及無毒無污染等優(yōu)點，逐漸成為新的研究領域，一旦突破，必然改寫人類進入太空和利用太空的方式[38-40]。

1 低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺

低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺是由NASA JSC針對機器人月球著陸器的應用需求，基于2011—2015年在Morpheus自主著陸器項目上的研制經驗，改進建造的一個小型行星著陸器液氧/甲烷推進系統(tǒng)熱真空模擬環(huán)境熱試車考核平臺，如圖1所示。

圖1 低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺Fig.1 Integrated test platform of cryogenic propulsion system

ICPTA采用擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)方案，如圖2所示，系統(tǒng)架構基本上繼承了經過充分驗證的Morpheus著陸器推進系統(tǒng)，主要包括：1臺真空推力約12.5 kN并具備5∶1變推力調節(jié)能力的液氧/甲烷主發(fā)動機、2個低溫姿控機組(每個姿控機組由1臺真空推力約125 N和1臺真空推力約31 N的液氧/甲烷姿控發(fā)動機構成)、4個直徑約1.22 m鋁合金球形貯箱(包覆方案為氣凝膠泡沫+多層絕熱層)和1個直徑約0.48 m鋁合金內襯碳纖維纏繞復合材料球形高壓氣瓶。ICPTA的主發(fā)動機和姿控發(fā)動機全部采用點火線圈和火花塞集成的一體化結構設計并獨立封裝的電點火系統(tǒng)(COP)，取消了高壓電纜，有利于降低點火系統(tǒng)的電磁輻射水平以及消除在稀薄氣體環(huán)境下的電暈放電[32, 41-42]。

圖2 低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺原理圖Fig.2 Schematic diagram of ICPTA

ICPTA的4個鋁合金球形貯箱沿中心軸線對稱均勻布置，2個液氧貯箱加注量約為2 130 kg，2個液甲烷貯箱加注量約為770 kg。每個貯箱內安裝防晃擋板用來抑制推進劑晃動，并通過一根氣墊聯通管來實現同種推進劑的2個貯箱間的壓力平衡，貯箱工作壓力2.2 MPa。液氧/甲烷推進劑分別從 2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口，然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進劑貯箱和所有5臺發(fā)動機的截止閥)。供應主發(fā)動機的推進劑，經球閥后流經節(jié)流閥進入發(fā)動機噴注器；供應姿控發(fā)動機的推進劑，通過球閥后的T型歧管以相反的方向沿著2個液甲烷貯箱外邊沿流至安裝在液甲烷貯箱上的2個低溫姿控機組。姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路配置熱力學排放系統(tǒng)(TVS)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機的推進劑入口條件，即在低溫姿控機組的推進劑供應管路末端設置排放路，部分推進劑通過節(jié)流孔板后，再經較小直徑的排放管路并緊貼著姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路逆向流動，最后通過TVS排放閥向外排放，如圖3所示。在空間探測器設計時，排放消耗的推進劑可以被燃料電池系統(tǒng)或者生命支持系統(tǒng)綜合利用，也可用于小推力冷氣噴射發(fā)動機進行探測器的軌道保持。

圖3 低溫姿控機組及其管路TVS熱控系統(tǒng)Fig.3 Cryogenic attitude control system and TVS thermal control system

圖4 氦氣熱交換器(左)和氦氣壓力/流量調節(jié)面板(右)Fig.4 Helium heat exchanger(left) and helium regulation & control panel(right)

ICPTA相比Morpheus著陸器推進系統(tǒng)，另外一個改進是增加了冷氦加溫增壓系統(tǒng)，主要包括高壓復合材料氣瓶、氦氣熱交換器、由控制閥/調節(jié)器/安全閥/止回閥等構成的氦氣壓力/流量調節(jié)面板、氦氣流量計和貯箱擴壓器，如圖4所示。高壓復合材料氣瓶額定工作壓力約25 MPa，額定工作溫度約116 K，氦氣加注量約3.6 kg。在系統(tǒng)準備階段，先向氣瓶內充填25 MPa/300 K的氦氣，然后利用液氮將其冷卻至低溫狀態(tài)(通過氣瓶上、下封頭處的鋁合金熱交換器冷卻氣瓶內襯，進而冷卻氣瓶內的高壓氦氣)。推進系統(tǒng)工作時，冷氦氣體通過安裝在主發(fā)動機噴管上(面積比10∶1處)的氦氣熱交換器(Inconel 718雙通道結構)加熱至200 K(20%推力工況)～300 K(100%推力工況)，再經過氦氣壓力/流量調節(jié)面板減壓至2.2 MPa后，給推進劑貯箱進行增壓。冷氦加溫增壓系統(tǒng)在僅有姿控動力系統(tǒng)工作時不啟動。

2 熱真空模擬試驗

2016—2017年，美國NASA組建了一個由約翰遜航天中心、格倫研究中心、斯坦尼斯航天中心和肯尼迪航天中心等下屬研究機構人員構成的多中心協作團隊來開展ICPTA的熱真空模擬熱試車。試驗測試在格倫研究中心下屬的梅溪試驗站進行，ICPTA被安裝在重新改造的空間推進熱真空艙內，如圖5所示，這是一種能在各種熱條件下對整個航天器上面級進行長程高模熱試車的試驗設施，試驗艙容積約1 700 m3，噴管排氣霧化室容積約9 900 m3，能夠支持最高推力約達1 780 kN發(fā)動機在約30 km模擬高度條件下進行穩(wěn)態(tài)點火，同時維持航天器在低溫深空(液氮冷壁)到太陽輻照(太陽能燈)的環(huán)境溫度范圍內。空間推進熱真空艙最近一次點火試驗發(fā)生在1998年，因此本次試驗的目的還包括對改造后的試驗設施進行測試確定其性能，使其可再次為航天器測試和推進系統(tǒng)開發(fā)提供獨特的空間模擬環(huán)境[43-45]。

圖5 ICPTA在空間推進熱真空艙內的安裝示意圖Fig.5 Installation diagram of ICPTA in space propulsion thermal vacuum chamber

ICPTA在熱真空模擬環(huán)境下進行系統(tǒng)集成熱試車，是液氧/液甲烷推進劑組合的全球首次，如圖6所示。為了盡可能地測試到更多的試驗數據，在ICPTA上安裝了320多個傳感器，獲取靜態(tài)和動態(tài)條件下的溫度、壓強、流量、推力、應變等參數，以便進行更詳細的研究。ICPTA的主要試驗內容包括：①低溫主發(fā)動機和低溫姿控動力系統(tǒng)的相互影響；②低溫推進劑輸送系統(tǒng)的管路充填與水擊特性；③不同漏熱環(huán)境下姿控歧管內低溫推進劑流動相變過程；④姿控管路TVS熱控特性；⑤冷氦加溫增壓系統(tǒng)工作特性；⑥集成的發(fā)動機COP點火系統(tǒng)等。

圖6 ICPTA在模擬熱真空環(huán)境下熱試車照片Fig.6 ICPTA hot-fire testing under thermal vacuum condition

ICPTA全部的試驗如表1所示。2016年底，JSC在原Morpheus著陸器繩系試驗場地進行了一系列ICPTA地面冷流和熱試車驗證，包括9次主發(fā)動機點火試驗和88次姿控動力系統(tǒng)熱試車，以驗證新建的液氧/甲烷推進系統(tǒng)(包括控制硬件/軟件)各項性能是否正常。地面繩系試驗后，ICPTA轉運至GRC的梅溪試驗站，并于2016年12月16日完成了在空間推進熱真空艙內的安裝。在完成低溫密封性能測試和真空狀態(tài)下系統(tǒng)綜合測試后，NASA多中心協作團隊于2017年2—3月總共開展了6次ICPTA系統(tǒng)熱試車，包括40次姿控動力系統(tǒng)高空模擬熱試車(低溫姿控發(fā)動機累計點火工作達1 010次，試驗時序涵蓋了長程點火、高占空比脈沖序列(模擬著陸器上升/下降階段)和窄脈寬單脈沖工作(模擬軌道滑行階段)，發(fā)動機入口推進劑狀態(tài)涵蓋了氣/氣、氣/液和液/液的寬相態(tài)范圍)和7次姿控動力系統(tǒng)協同主發(fā)動機高空模擬熱試車(主發(fā)動機單次最長工作時間達56 s)。其中，前5次熱試車均在4 000 Pa/300 K的環(huán)境下進行，最后一次熱試車在1.33 Pa/77 K環(huán)境下進行。

表1 ICPTA的試驗Tab.1 Test activities of ICPTA

3 核心組件設計與試驗結果

3.1 主發(fā)動機

基于2014年JSC的Morpheus著陸器主發(fā)動機研制經驗，ICPTA重新設計和制造了液氧/甲烷主發(fā)動機。發(fā)動機采用電火花火炬點火、直流互擊式噴注器、液膜冷卻推力室和復合材料輻射冷卻噴管(面積比100∶1)的技術方案，額定真空推力12.5 kN，具備5∶1變推力調節(jié)能力(采用步進電機驅動球閥進行線性節(jié)流)。相比Morpheus主發(fā)動機采用超過30%燃料進行推力室液膜冷卻，ICPTA主發(fā)動機減少了燃料液膜冷卻流量，進而提高了發(fā)動機的性能。為了消除文獻[27]中觀察到的燃燒不穩(wěn)定現象，還重新設計了聲腔結構(15個L型1/4波長聲腔)。

ICPTA主發(fā)動機首先在斯坦尼斯航天中心進行了獨立的發(fā)動機熱試車考核，如圖7所示。2015年在Morpheus改進設計平臺上進行了全系統(tǒng)冷氦加溫增壓測試[31]，2016年底隨ICPTA在JSC進行地面繩系試驗，完成了9次主發(fā)動機點火試驗。轉運到GRC梅溪試驗站后，ICPTA主發(fā)動機在空間推進熱真空艙內總共開展了4次獨立火炬點火器高空點火、4次發(fā)動機短時高空點火和9次主發(fā)動機穩(wěn)態(tài)高空熱試車，單次最長穩(wěn)態(tài)工作時間達56 s。所有發(fā)動機點火試驗均順利完成，主發(fā)動機額定工作性能及變推力工作性能均滿足設計要求，并且未發(fā)生燃燒不穩(wěn)定現象。

圖7 ICPTA主發(fā)動機結構和地面發(fā)動機熱試車照片Fig.7 ICPTA main engine (vacuum) and hot-fire test of the sea-level engine

在梅溪試驗站空間推進熱真空艙進行高模熱試車時，ICPTA主發(fā)動機通過一根安裝在試驗艙和霧化室間的引射筒來實現模擬高空工作條件。引射筒長約9 m、直徑約0.8 m，背面裝有幾十個冷卻水噴嘴。主發(fā)動機點火時，試驗艙和噴霧室的壓力相同，隨著時間推移，由于主發(fā)動機噴管排氣產生的引射作用，試驗艙的壓力會不斷降低。在ICPTA熱真空模擬試驗過程中，測試了兩種不同的主發(fā)動機噴管安裝位置，如圖8所示。第一種狀態(tài)，主發(fā)動機噴管出口相對引射筒入口高約7.6 cm，這有利于對噴口火焰進行光學成像，但當發(fā)動機關機時，兩艙之間的壓力差使霧化室中的水汽通過引射筒回流進試驗艙，水汽冷凝在ICPTA表面，并在低溫部件/管路上結霜，嚴重影響多層絕熱材料的隔熱性能，還可能造成電器故障。第二種狀態(tài)，主發(fā)動機噴管出口低于擴壓引射管入口約7.6 cm，并在兩者之間安裝了一個回流偏轉器(采用高抗拉強度的陶瓷布柔性塞實現偏轉器與發(fā)動機噴管間的密封)，這有效減小了發(fā)動機關機時水汽從引射筒回流的流通面積，同時偏轉器還將回流路徑重新定向，防止回流水汽直接噴射在ICPTA上。

圖8 ICPTA主發(fā)動機高模熱試車照片Fig.8 Hot-fire test of ICPTA main engine under simulated altitude condition

3.2 姿控動力系統(tǒng)

ICPTA姿控動力系統(tǒng)包括兩個低溫姿控機組和相應的推進劑輸送管路/閥門/傳感器，每個姿控機組由1臺真空推力約125 N和1臺真空推力約31 N的液氧/甲烷姿控發(fā)動機構成。125 N發(fā)動機直接由Morpheus著陸器滾動控制發(fā)動機[3]更換面積比85∶1高空噴管(Inconel 718)而來，采用火花塞直接點火和液膜冷卻的技術方案，如圖9所示。31 N液氧/甲烷姿控發(fā)動機則是125 N發(fā)動機的縮比版本，即保持總混合比、核心混合比、燃燒室特征長度、噴管面積比等發(fā)動機特征參數不變。兩款發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)工況為液氧/液甲烷入口條件，也可以短期在氣氧/氣甲烷或氣/液兩相入口條件下工作。低溫姿控機組推進劑供應管路從主液路截止球閥后的T型歧管引出，并配置管路TVS系統(tǒng)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機推進劑的入口條件，如圖3所示?？紤]姿控發(fā)動機能夠適應從“液/液”-兩相-“氣/氣”寬廣的推進劑入口條件，因此在某些工況(例如軌道位置保持、軌道滑行階段等)允許低溫姿控動力系統(tǒng)自適應其推進劑入口狀態(tài)，而不必通過TVS將發(fā)動機的入口狀態(tài)控制在非常窄的范圍內，這樣可以避免推進劑的浪費。

圖9 真空推力125 N液氧甲烷姿控發(fā)動機Fig.9 125 N (vacuum thrust) LO2/LCH4 attitude control engine

梅溪試驗站空間推進熱真空艙內的低溫姿控動力系統(tǒng)高空模擬熱試車可分為2個系列：第1系列試驗在模擬背壓(2 000～5 330 Pa)/環(huán)境溫度下進行，試驗時序涵蓋了穩(wěn)態(tài)點火(評估熱返浸、啟動/關機響應等)、高占空比脈沖序列(模擬著陸器的上升或下降階段)和低占空比脈沖序列(模擬飛行器滑行等階段的姿態(tài)保持)，總計34次，累計脈沖點火工作987次；第2系列試驗在模擬背壓(800 Pa)/深冷環(huán)境(艙壁77 K)下進行，試驗時序均為短脈沖序列，總計6次，累計脈沖點火工作23次。

圖10給出了在模擬高度/環(huán)境溫度下8次不同試驗測得的低溫姿控機組入口處的管路初始充填壓力峰?？梢?，液氧管路的初始壓力峰約為供應壓力的2.6～2.9倍；液甲烷管路的初始壓力峰約為供應壓力的1.4～2.1倍?？紤]到低溫推進劑在管路充填過程中的瞬態(tài)流體現象非常復雜，主要原因為多相態(tài)“流頭”到達發(fā)動機入口或其他“盲腔”時產生水擊效應，從而引發(fā)了可觀的壓力峰。

圖10 低溫姿控發(fā)動機入口處的管路充填壓力峰Fig.10 Filling pressure peak at inlet pipe of cryogenic attitude control engine

圖11給出了模擬高度/環(huán)境溫度下125 N低溫姿控發(fā)動機單脈沖(脈寬1 s)試驗的壓力曲線?？梢?，閥門打開時甲烷路在初始壓力谷后緊隨著一個幅值約3.6 MPa的壓力峰(氧路的緊隨壓力峰相對較小)。這是由于環(huán)境溫度下姿控發(fā)動機啟動前閥門上游的低溫推進劑基本為氣態(tài)或飽和態(tài)，閥門打開瞬間，小段氣態(tài)或兩相狀態(tài)的推進劑先于液態(tài)推進劑通過閥門，其流過閥門的速度高于隨后的液態(tài)推進劑，這就造成了圖11中的初始壓力谷。然后，當液態(tài)推進劑流至閥門時，上述較大的壓力差使其流速也相對發(fā)動機穩(wěn)態(tài)工作時偏高，這種較高的流體動能在閥前停滯就造成了圖11中的緊隨壓力峰。在姿控動力系統(tǒng)的設計和使用過程中比較關注閥門的關閉壓力峰。對于低溫推進劑，壓力瞬變可能導致流體壓力低于其飽和蒸汽壓從而產生“氣穴”，“氣穴”坍塌時在推進劑管路盲腔處會產生較大的局部壓力激增，隨后傳播至整個低溫姿控機組。因1 s脈寬試驗在閥門關閉時已經建立了穩(wěn)定的推進劑流速，圖11中的閥門關閉壓力峰較平緩。另外，試驗數據還表明深冷-真空試驗時開/關閥瞬態(tài)響應相對模擬高度/環(huán)境溫度試驗要更為嚴重，開閥緊隨壓力峰約為2.8～4.8 MPa。

圖12～圖14給出了不同工況下低溫姿控發(fā)動機的入口推進劑溫度變化曲線。在模擬高度/環(huán)境溫度下，管路TVS主要用于試驗前控制低溫姿控發(fā)動機入口推進劑溫度達到設定值。

圖11 125 N姿控發(fā)動機脈寬1 s單脈沖試驗典型曲線Fig.11 Typical curve of 1 s monopulse test for 125 N attitude control engine

圖12 典型的維持液氧/液甲烷入口條件的管路TVS工作Fig.12 Typical TVS operation for a liquid oxygen/liquid methane pulsing sequence

圖13 高占空比脈沖序列下低溫姿控發(fā)動機的入口溫度Fig.13 Submerged thermocouple data for high duty cycle test of cryogenic RCS

圖14 深冷真空條件下姿控發(fā)動機脈沖工作時入口溫度Fig.14 Inlet temperature during pulse operation of attitude control engine under cryogenic vacuum conditions

如圖12所示，姿控發(fā)動機點火前推進劑為液態(tài)，保持管路TVS激活狀態(tài)(使液氧入口溫度維持在115 K，液甲烷入口溫度維持在150 K)，試驗過程中同機組的2臺姿控發(fā)動機同步工作(脈寬0.5 s)，結果顯示，氧路TVS僅開關4次，甲烷路TVS僅開關1次。圖13則示例了在模擬高度/環(huán)境溫度下進行高占空比脈沖工作時，即使姿控發(fā)動機入口液氧/甲烷推進劑為氣態(tài)或飽和狀態(tài)，發(fā)動機開始快速脈沖工作后，入口推進劑溫度便迅速下降至液態(tài)，整個試驗過程不需要啟動管路TVS。圖14給出了在模擬高度/深冷環(huán)境下，經過長時間冷浸后姿控機組已經達到130～155 K，低溫姿控發(fā)動機入口的推進劑溫度始終處于過冷狀態(tài)，即使低占空比脈沖序列也不需要啟動管路TVS。

3.3 COP點火系統(tǒng)

電火花點火技術已經被證明能夠可靠地實現液氧/甲烷發(fā)動機的點火工作[46-50]，但由于傳統(tǒng)的電火花點火系統(tǒng)(例如Morpheus項目)通常采用感應線圈將電源輸入電壓(如27 V)轉換成很高的電壓(大于103V)進而產生火花，這在熱真空環(huán)境下卻存在電暈放電的風險，即高電壓部件存在對高空環(huán)境的電能損失，提高了引發(fā)周圍組件損壞的風險，并導致火花能量降低。其中，高壓電纜因其電氣絕緣往往不足，成為對電暈放電較敏感的部件。為了進行熱真空條件下液氧甲烷軌/姿控集成推進系統(tǒng)熱試車考核，ICPTA的主發(fā)動機和姿控發(fā)動機全部采用COP火花塞進行點火，如圖15所示。COP火花塞是由NASA聯合民營供應商基于現成的賽車用盤繞式火花塞改進而來，感應線圈由Weapon X公司生產，然后進行真空灌封，電極則由JSC根據具體的發(fā)動機結構進行定制。灌封用環(huán)氧樹脂首先要求高的介電強度以實現高電壓電極與火花塞殼體的絕緣，其次要求經受極端的冷/熱環(huán)境(例如姿控發(fā)動機的電極需經歷90 K的低溫，而主發(fā)動機點火器的電極將經歷超過800 K的高溫)。COP點火系統(tǒng)采用點火線圈和火花塞集成一體化結構設計并獨立封裝，提供的火花能量約23 mJ(火花頻率100 Hz)，取消了高壓電纜，有利于降低點火系統(tǒng)的電磁輻射水平以及消除在稀薄氣體環(huán)境下的電暈放電，同時通過低壓電纜傳輸激勵電壓，有利于點火器電纜的總裝布置，提高集成試驗平臺的安全性。

圖15 Morpheus項目用火花塞(左)和COP火花塞(右)Fig.15 Conventional spark plug in Morpheus project (left) and COP plug (right)

在將ICPTA轉運至GRC梅溪試驗站開展熱真空試驗前，JSC首先進行了COP火花塞真空鐘罩電性能測試、姿控發(fā)動機及主發(fā)動機火炬點火器高空模擬點火試驗和ICPTA地面繩系集成試驗，如圖16所示。真空鐘罩電性能測試表明，在0.01～6 000 Pa的環(huán)境壓力下，火花塞沒有出現電暈放電現象，COP火花塞在50%高占空比下連續(xù)運行幾分鐘(溫度不斷上升)后，仍有足夠的熱裕度。部件級點火試驗在JSC的車載移動低溫試驗臺(Cryo-Cart Portable Test Bed)上進行，為便于在高空模擬條件下進行試驗，專門定制了一個簡易的“真空管”(帶一個“本固型”安全瓣門，管道壓力上升至環(huán)境壓力時自動打開)，能夠允許125 N發(fā)動機最長工作200 ms、31 N發(fā)動機最長工作700 ms，主發(fā)動機火炬點火器最長工作500 ms。試驗結果表明，在4 ～ 6 000 Pa的環(huán)境壓力下，沒有出現COP火花塞高空點火故障。在JSC的ICPTA地面繩系集成試驗進一步證明，采用COP點火系統(tǒng)能夠同時可靠地控制5臺發(fā)動機工作，且沒有發(fā)生點火線圈引發(fā)ICPTA的航電設備或機載電源出現電磁干擾或電壓回傳等問題。

圖16 COP火花塞電性能測試(上)和姿控發(fā)動機/ 火炬點火器高空點火測試(下)Fig.16 Electrical performance test of COP plug (upper) and attitude simulating hot-fire test of attitude control engine & torch igniter (lower)

最終，在梅溪試驗站空間推進熱真空艙進行的所有ICPTA集成熱試車中，沒有發(fā)生任何COP火花塞故障，也沒有觀察到真空電暈放電。

4 結論

1)液氧/甲烷推進劑組合因具有性能較高、空間可貯存、使用維護方便以及經濟性好等優(yōu)點，NASA持續(xù)不斷地在提升其技術成熟度水平，以期用于未來深空探測的軌/姿控推進任務。

2)ICPTA采用擠壓式液氧/甲烷軌姿控統(tǒng)一推進方案，由1臺具備5∶1變推力調節(jié)能力的12.5 kN液氧/甲烷主發(fā)動機、4臺具備寬入口條件適應能力的液氧/甲烷姿控發(fā)動機、4個鋁合金球形貯箱和 1個復合材料高壓氦氣瓶構成。5臺發(fā)動機全部采用一體化結構設計并獨立封裝的COP電點火系統(tǒng)進行點火。ICPTA在梅溪試驗站新改造的空間推進熱真空艙內完成了6次熱真空模擬環(huán)境系統(tǒng)熱試車，包括40次姿控動力系統(tǒng)獨立熱試車和7次姿控動力系統(tǒng)協同主發(fā)動機熱試車。

3)低溫推進劑在輸送管道初始充填過程中產生的水擊效應會引發(fā)較為可觀的壓力峰。低溫姿控發(fā)動機閥門打開/關閉過程誘發(fā)的推進劑“氣穴”形成與坍塌也會產生較大的水擊壓力峰，建議在設計時采取必要的防護措施。

4)低溫姿控發(fā)動機設計應能夠適應多相態(tài)推進劑入口條件，低溫姿控動力系統(tǒng)的推進劑輸送管路可以通過采用熱力學排放系統(tǒng)來保障推進劑供應條件。