長時間在軌上面級動力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究

肖立明，李 欣，侍 野，胡聲超，張 穎

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

上面級是一種介于運載火箭和航天器之間的航天飛行器，如圖1所示。一般具備獨立的控制系統(tǒng)，能夠?qū)⒂行лd荷從過渡軌道進(jìn)一步送至預(yù)定的工作軌道或空間位置，具有較強(qiáng)的任務(wù)適應(yīng)性。上面級經(jīng)過多年的實踐和發(fā)展，已經(jīng)成為空間運輸系統(tǒng)不可或缺的組成部分[1-2]。

遠(yuǎn)征一號上面級是我國針對二代導(dǎo)航二期MEO北斗衛(wèi)星直接入軌及多星發(fā)射任務(wù)研制、能夠兩次啟動的新型上面級，是我國首個在軌滑行時間較長的運載器。上面級動力系統(tǒng)提供用于變軌所需要的動力，同時提供姿態(tài)控制、推進(jìn)劑沉底、末速修正功能所需要的動力，將上面級和有效載荷一起送入預(yù)定軌道。遠(yuǎn)征一號上面級動力系統(tǒng)在方案階段，主要完成了動力系統(tǒng)選型論證、長時間在軌推進(jìn)劑管理、并聯(lián)貯箱均衡輸送、加注夾氣抑制等關(guān)鍵技術(shù)的攻關(guān)工作，確保上面級圓滿完成各次飛行任務(wù)。

圖1 上面級Fig.1 Sketch of upper stage

本文在完成選型對比分析泵壓式與擠壓式動力系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步研究了長時間在軌推進(jìn)劑管理技術(shù)、基于連通管的并聯(lián)貯箱均衡輸送技術(shù)、復(fù)雜布局下輸送系統(tǒng)夾氣抑制技術(shù)、泵壓式發(fā)動機(jī)長時間在軌適應(yīng)性技術(shù)等關(guān)鍵技術(shù)，總結(jié)了在某型號應(yīng)用情況，并結(jié)合長時間在軌上面級的未來需求，提出了動力系統(tǒng)發(fā)展的后續(xù)建議。

1 動力系統(tǒng)選型分析

按照液體推進(jìn)劑供給方式的不同，液體火箭發(fā)動機(jī)的動力系統(tǒng)主要分為擠壓式和泵壓式兩類。在動力系統(tǒng)選型分析時，應(yīng)考慮總體任務(wù)的使用需求，例如加注量、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、空間布局、推力量級等因素，盡可能發(fā)揮這兩類供應(yīng)系統(tǒng)的各自優(yōu)勢。一般而言，衛(wèi)星等航天器通常選用擠壓式動力系統(tǒng)，運載火箭通常選用泵壓式動力系統(tǒng)，而介于兩者之間的上面級既可以選用擠壓式動力系統(tǒng)，也可以選用泵壓式動力系統(tǒng)。

總體對上面級發(fā)動機(jī)進(jìn)行了較為廣泛的方案研究工作，對可行性較大的6種發(fā)動機(jī)方案進(jìn)行了綜合分析，初步確定泵壓式發(fā)動機(jī)和擠壓式發(fā)動機(jī)作為兩種備選方案。通過真空比沖、系統(tǒng)質(zhì)量、多次啟動能力、總體布局、動力系統(tǒng)熱控技術(shù)、推進(jìn)劑管理技術(shù)、地面試驗驗證、使用維護(hù)性能、研制基礎(chǔ)、可靠性、研制進(jìn)度、研制成本等各方面因素的進(jìn)一步比較分析，在二代導(dǎo)航上面級運載能力較為緊張的前提下，最終確定以泵壓式發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)的上面級動力系統(tǒng)方案性能占優(yōu)，為首選方案。泵壓式發(fā)動機(jī)如圖2所示。

圖2 泵壓式發(fā)動機(jī)Fig.2 Sketch of pump-fed rocket engine

2 動力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)研究

2.1 長時間在軌推進(jìn)劑管理技術(shù)

上面級滑行期間歷經(jīng)低重力環(huán)境，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑與增壓氣體不再保持穩(wěn)定的界面，在外界擾動下容易出現(xiàn)氣液夾雜或飄浮，當(dāng)發(fā)動機(jī)再次啟動時，會帶來不利影響。為確保上面級發(fā)動機(jī)兩次工作正常啟動、飛行任務(wù)完成，必須采取合理的推進(jìn)劑管理技術(shù)方案，通過一定的措施保證上面級發(fā)動機(jī)兩次啟動前推進(jìn)劑聚集在貯箱出口，并且不夾雜氣體[3-4]。

我國傳統(tǒng)運載火箭的滑行時間較短，均采用連續(xù)沉底方法，這種方法雖然可靠但消耗推進(jìn)劑較多，不能勝任長達(dá)數(shù)小時、數(shù)天的滑行任務(wù)。而上面級是我國首個滑行時間長達(dá)6 h以上的運載器，并且要求在長時間滑行后能保證發(fā)動機(jī)再次可靠啟動。為此，設(shè)計了一種適應(yīng)于長時間滑行的上面級推進(jìn)劑管理方案，即采用組合推力間歇式沉底方法結(jié)合局部蓄留推進(jìn)劑管理裝置的推進(jìn)劑管理方案，間歇沉底工作順序如圖3所示，推進(jìn)劑管理裝置圖4所示。在整個滑行段前期均不進(jìn)行推進(jìn)劑管理，僅在主發(fā)動機(jī)啟動之前的一段時間內(nèi)進(jìn)行間歇沉底，間歇沉底初期使用小推力進(jìn)行推進(jìn)劑重定位，在液面穩(wěn)定后的間歇沉底后期使用大推力來加速氣泡析出，通過間歇沉底使推進(jìn)劑聚集在貯箱底部，向發(fā)動機(jī)提供滿足使用要求的推進(jìn)劑；推進(jìn)劑管理裝置用來防止氣體進(jìn)入輸送管，而不提供發(fā)動機(jī)啟動所需要的推進(jìn)劑。

圖3 間歇沉底工作順序Fig.3 Sketch of discontinuous propellant settling

圖4 推進(jìn)劑管理裝置Fig.4 Sketch of propellant management device

通過采取上述推進(jìn)劑管理方案，既保證了推進(jìn)劑在上面級發(fā)動機(jī)兩次啟動之前的可靠沉底，又可以大大減少沉底發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑的耗量，特別適用于類似上面級這種需要長時間滑行、多次啟動的運載器。

2.2 基于連通管的并聯(lián)貯箱均衡輸送技術(shù)

遠(yuǎn)征一號上面級采用4個球柱形貯箱并聯(lián)為一臺發(fā)動機(jī)供應(yīng)推進(jìn)劑的方案,由于并聯(lián)貯箱的分支輸送管路流阻存在差異,且貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑管理裝置流阻也存在差異,若不采取措施將導(dǎo)致飛行過程中出現(xiàn)推進(jìn)劑消耗不平衡的現(xiàn)象。出現(xiàn)這種推進(jìn)劑消耗不平衡的情況，一方面將增大上面級的質(zhì)心橫移，無疑這對姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)提出了更高的要求；另一方面，還會導(dǎo)致貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑不可用量增加，最終影響上面級的運載能力。

為此，分析了不均衡輸送產(chǎn)生的機(jī)理，設(shè)計了一種基于連通管的均衡輸送技術(shù)方案，即通過貯箱下底口蓋，在同種推進(jìn)劑并聯(lián)兩貯箱之間新增一套連通管路的技術(shù)方案，用來抑制推進(jìn)劑輸送過程中的不均衡現(xiàn)象。此外，設(shè)計了一套并聯(lián)貯箱均衡輸送原理性試驗系統(tǒng)，其原理如圖5所示，該系統(tǒng)驗證了連通管方案的可行性及理論計算模型的正確性。最后，利用仿真計算對該方案在發(fā)動機(jī)流量偏差、發(fā)動機(jī)混合比偏差、輸送系統(tǒng)總流阻、分支流阻差、過載變化等條件下不均衡的抑制效果進(jìn)行了綜合評估，給出了具體的箭上連通管實施方案，典型的液位高度差隨時間變化仿真計算結(jié)果如圖6所示。

通過采取上述基于連通管的并聯(lián)貯箱均衡輸送方案，保證了上面級飛行過程中并聯(lián)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑消耗的同步性，一方面能減小上面級整體質(zhì)心橫移偏差，有效地增加上面級姿控系統(tǒng)控制力裕度，減小姿控推進(jìn)劑耗量;另一方面能有效減小推進(jìn)劑的不可用量，最終使上面級的運載能力得到提高[5-6]。

2.3 復(fù)雜布局下輸送系統(tǒng)夾氣抑制技術(shù)

相比于大型基礎(chǔ)級火箭，遠(yuǎn)征一號上面級箭上加注管及輸送管具有尺寸小、布局走向復(fù)雜、存在多處局部最高點和局部最低點及管系中的部分管段高于貯箱底部等特點，造成在加注過程中輸送系統(tǒng)內(nèi)出現(xiàn)氣液夾雜的現(xiàn)象。同時針對貯箱底部安裝的推進(jìn)劑管理裝置而言，一旦底部的篩網(wǎng)被液體浸潤，就開始起到氣液分離的作用，若后續(xù)加注的推進(jìn)劑出現(xiàn)夾雜現(xiàn)象，則液體可通過篩網(wǎng)進(jìn)入貯箱，而夾雜氣體被篩網(wǎng)攔截后無法進(jìn)入貯箱，仍留存于輸送管之中。氣體收集裝置如圖7所示。從原理性試驗收集的夾氣量來看，加注過程中輸送系統(tǒng)會殘存夾雜數(shù)百毫升量級的氣體，夾雜有氣體的推進(jìn)劑將直接威脅發(fā)動機(jī)的正常啟動和穩(wěn)定工作，存在一定的隱患和風(fēng)險。

圖5 均衡輸送原理性試驗原理圖Fig.5 Sketch of balanced supplying principe test

圖6 并聯(lián)貯箱液位高度差變化仿真計算結(jié)果Fig.6 Emulation sketch of the change of liquid height difference in parallel tank

圖7 氣體收集裝置Fig.7 Sketch of gas collecting device

為此，一方面通過加注過程原理性試驗獲取不同加注流量下氣泡在輸送系統(tǒng)內(nèi)的分布規(guī)律，進(jìn)而優(yōu)化加注流量，采用全程小流量加注方案，避免輸送系統(tǒng)的水平段管路及貯箱出口段管路在加注過程中夾雜氣泡；另一方面，在發(fā)動機(jī)主閥前設(shè)置排放閥和排放管路，在發(fā)動機(jī)每次點火前均設(shè)計排放時序，保證輸送系統(tǒng)供應(yīng)液體推進(jìn)劑，從而確保發(fā)動機(jī)系統(tǒng)點火可靠。

通過上述全程小流量加注結(jié)合發(fā)動機(jī)高空排放的措施，可以解決上面級輸送系統(tǒng)加注夾氣問題，有效降低了上面級飛行過程中發(fā)動機(jī)啟動失敗的風(fēng)險。

2.4 泵壓式發(fā)動機(jī)長時間在軌適應(yīng)性技術(shù)

為適應(yīng)上面級發(fā)射任務(wù)的需求，泵壓式發(fā)動機(jī)需要6.5 h長時間在軌工作。發(fā)動機(jī)的溫度受到深冷低溫的空間背景、太陽輻照、地球紅外輻射、地球反照等復(fù)雜的空間熱環(huán)境，以及發(fā)動機(jī)工作時自身羽流、熱輻射、關(guān)機(jī)后的熱反浸等因素的影響，熱環(huán)境條件極其惡劣、復(fù)雜，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)溫度變化劇烈[7-9]。為保證發(fā)動機(jī)正常工作，發(fā)動機(jī)主要部件對溫度控制均有嚴(yán)格要求，其典型部件的溫控范圍如表1所示。

表1 發(fā)動機(jī)典型部件控溫范圍

為此，發(fā)動機(jī)采用以被動熱控為主、主動電加熱控制為輔的熱控方案實現(xiàn)飛行過程中的熱環(huán)境控制。其主要閥門及管路的外表面均包覆多層隔熱組件，外表面膜為單面鍍鋁的聚酰亞胺薄膜。同時，針對6處溫度可能偏低的管路及推力室擴(kuò)張段采取主動電加熱的控溫措施，額定加熱功率不超過38.8 W。通過上述主動熱控、被動熱控相結(jié)合的措施，確保泵壓式發(fā)動機(jī)在軌期間各組件的溫度均處于正?？販胤秶畠?nèi)，使其能再次正常啟動及穩(wěn)定工作。

3 動力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)應(yīng)用情況

長時間在軌的動力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)已成功應(yīng)用于遠(yuǎn)征上面級，該上面級動力系統(tǒng)采用泵壓式供應(yīng)方案，具備空間二次啟動能力，在軌時間為6.5 h。發(fā)動機(jī)使用常規(guī)可貯存雙組元四氧化二氮和偏二甲肼推進(jìn)劑，采用燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)方式，屬于固定推力常規(guī)雙組元推進(jìn)劑泵壓式開式循環(huán)發(fā)動機(jī)，采用被動熱控結(jié)合主動電加熱的控溫措施。貯箱增壓采用氣瓶貯氣式常溫氦氣開式增壓方案，輸送系統(tǒng)采用基于連通管的并聯(lián)貯箱均衡輸送方案，并采用推進(jìn)劑加注全程小流量加注結(jié)合發(fā)動機(jī)高空排放的方式抑制輸送系統(tǒng)夾氣。推進(jìn)劑管理采用組合推力間歇式沉底方法結(jié)合局部蓄留推進(jìn)劑管理裝置的技術(shù)方案。

上面級歷次飛行試驗結(jié)果表明，輸送系統(tǒng)能夠提供不夾氣的液體推進(jìn)劑，為主發(fā)動機(jī)提供了良好的啟動條件，主發(fā)動機(jī)按照預(yù)定的飛行時序順利完成了變軌工作，性能參數(shù)滿足使用要求。同時并聯(lián)貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑均衡輸送，消耗不平衡現(xiàn)象得到有效抑制。此外，推進(jìn)劑管理裝置能夠?qū)崿F(xiàn)液體推進(jìn)劑低重力條件下的有效蓄留，推進(jìn)劑間歇沉底方案穩(wěn)定可靠。

因此，長時間在軌上面級動力系統(tǒng)的發(fā)動機(jī)、增壓輸送、推進(jìn)劑管理等各分系統(tǒng)工作協(xié)調(diào)、匹配，所涉及的關(guān)鍵技術(shù)均已得到突破和驗證，動力系統(tǒng)總體技術(shù)方案合理可行。

4 后續(xù)發(fā)展建議

綜合前文上面級動力系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)的分析及應(yīng)用情況，提出以下幾點發(fā)展建議[10-11]：

1)開展泵壓式發(fā)動機(jī)多次啟動技術(shù)研究。為充分發(fā)揮在軌級航天器的潛力，適應(yīng)多種軌道任務(wù)要求，后續(xù)還需繼續(xù)開展多次啟動的技術(shù)攻關(guān)。

2)開展上面級發(fā)動機(jī)可延伸噴管段技術(shù)研究。為縮小發(fā)動機(jī)噴管長度，優(yōu)化結(jié)構(gòu)布局，進(jìn)一步發(fā)揮泵壓式發(fā)動機(jī)的潛力；同時開展可搖擺式噴管研究，適應(yīng)多星部署、大質(zhì)心偏移等未來發(fā)展要求。

3)開展變推力技術(shù)研究。目前遠(yuǎn)征系列上面級尚不具備變推力能力，后續(xù)可借鑒變推力發(fā)動機(jī)的技術(shù)，逐漸發(fā)展遠(yuǎn)征上面級的變推力能力，提升其適應(yīng)未來空間任務(wù)的靈活性。

4)開展泵壓式動力系統(tǒng)姿軌控一體化方案研究。針對遠(yuǎn)征上面級多次啟動、輕質(zhì)化高性能的后續(xù)發(fā)展需求，需突破泵壓式姿軌控一體化技術(shù)，掌握泵壓式一體化氣、液供應(yīng)方法，解決多次啟動難題，優(yōu)化動力系統(tǒng)配置，提升上面級動力系統(tǒng)的綜合性能。

5)開展泵壓式動力系統(tǒng)長期在軌技術(shù)研究。遠(yuǎn)征上面級目前對動力系統(tǒng)的在軌時間要求僅為6.5 h，不能滿足后續(xù)空間拓展任務(wù)長達(dá)數(shù)月甚至數(shù)年的在軌要求。因此需提前開展長期在軌適應(yīng)性研究，適應(yīng)泵壓式發(fā)動機(jī)、增壓輸送系統(tǒng)及推進(jìn)劑管理更長時間在軌的使用需求。

6)開展在軌推進(jìn)劑剩余量測量及預(yù)報技術(shù)研究。目前遠(yuǎn)征上面級貯箱內(nèi)推進(jìn)劑剩余量無法實現(xiàn)準(zhǔn)確測量，后續(xù)還需開展推進(jìn)劑剩余量測量及預(yù)報技術(shù)，盡可能準(zhǔn)確掌握貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑剩余量情況，向用戶提供接近真實水平的推進(jìn)劑剩余量信息。

5 結(jié)論

動力系統(tǒng)是上面級的核心技術(shù)之一，其推力、比沖、啟動次數(shù)和在軌工作時間直接決定了上面級飛行任務(wù)的范圍、規(guī)模和周期。長時間在軌上面級泵壓式動力系統(tǒng)的成功研制及應(yīng)用，使上面級的綜合性能得到提升，有效拓展了上面級的應(yīng)用范圍。本文的主要研究成果如下：

1)對上面級動力系統(tǒng)選型論證過程進(jìn)行了總結(jié)分析，以泵壓式發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)的動力系統(tǒng)方案在運載能力方面占優(yōu)，因此被列為上面級動力系統(tǒng)的首選方案。

2)總結(jié)了上面級動力系統(tǒng)研制過程中涉及的長時間在軌推進(jìn)劑管理、基于連通管的并聯(lián)貯箱均衡輸送、復(fù)雜布局下輸送系統(tǒng)夾氣抑制、泵壓式發(fā)動機(jī)長時間在軌適應(yīng)性等關(guān)鍵技術(shù)的攻關(guān)情況。

3)通過多次飛行試驗的結(jié)果表明，動力系統(tǒng)涉及的關(guān)鍵技術(shù)均已得到工程突破和驗證，技術(shù)方案合理可行。

4)結(jié)合上面級后續(xù)發(fā)展需求，提出了對泵壓式動力系統(tǒng)針對多次啟動、可延伸噴管、搖擺噴管、變推力、姿軌控一體化方案、更長時間在軌適應(yīng)性、在軌推進(jìn)劑剩余量測量及預(yù)報等方面的發(fā)展建議。