空間站150 N發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)機(jī)組點(diǎn)火溫度特性試驗(yàn)研究

陳銳達(dá)，吳凌峰，徐 輝，關(guān) 亮，湯建華

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

0 引言

空間站推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及其可靠性直接影響航天器飛行任務(wù)的成敗，推進(jìn)系統(tǒng)配置的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)主要功能是實(shí)現(xiàn)航天器俯仰、偏航、滾動(dòng)等飛行姿態(tài)的調(diào)整［1］。為了提高推進(jìn)系統(tǒng)的可靠性，通常將2～4 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在同一個(gè)機(jī)組上相互備份，增加冗余設(shè)計(jì)，并由不同的輸送管路供應(yīng)推進(jìn)劑［2-3］。為了有利于推進(jìn)劑輸送管路的總裝布局和推力沖量方向的精準(zhǔn)控制，同一多機(jī)機(jī)組上發(fā)動(dòng)機(jī)安裝距離往往很近，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)產(chǎn)生的高溫輻射熱流會(huì)相互影響，因此準(zhǔn)確掌握空間站多機(jī)機(jī)組上發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作溫度特性對其在軌使用可靠性至關(guān)重要。

迄今為止，已有一些學(xué)者對多機(jī)機(jī)組的溫度特性進(jìn)行了研究。程惠爾等［4］研究了四對角噴管復(fù)雜幾何體系輻射角系數(shù)的計(jì)算方法，評估了發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)高溫噴管外向輻射交換引起的集合效應(yīng)影響。XIAO 等［5］以四機(jī)并聯(lián)空間發(fā)動(dòng)機(jī)為模型，計(jì)算了發(fā)動(dòng)機(jī)羽流相互作用及其對回流的影響。Ebrahimi［6］計(jì)算了均布的4 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的流場分布。王雁鳴等［7］對多噴管發(fā)動(dòng)機(jī)在低空同時(shí)點(diǎn)火時(shí)的尾焰流場和紅外輻射特性進(jìn)行了研究。喬野等［8-9］對多噴管液體火箭動(dòng)力系統(tǒng)尾焰輻射特性、流場特性進(jìn)行了分析，得到了出口尾焰相互作用區(qū)域和邊界區(qū)域。從以上文獻(xiàn)結(jié)果可以看出，目前研究主要針對多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)熱輻射或噴管尾焰的相互影響，關(guān)于單機(jī)點(diǎn)火對相鄰不點(diǎn)火分機(jī)影響的分析較少。

此外，空間環(huán)境中發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室本體直接暴露在航天器艙外，面對太空深冷環(huán)境和自身點(diǎn)火時(shí)產(chǎn)生的高溫，機(jī)組和機(jī)架上采取的熱控保護(hù)措施至關(guān)重要［10-13］。陳陽春等［14-15］研究了空間站核心艙雙機(jī)俯仰機(jī)組和單機(jī)軌控機(jī)組的熱控設(shè)計(jì)，預(yù)測了受太陽照射和背陰環(huán)境下的頭部法蘭、電磁閥溫度。劉海娃［16］對載人飛船四機(jī)軌控機(jī)組在連續(xù)偏航飛行模式下的高溫工況和無外熱流的低溫工況進(jìn)行了熱分析。趙訓(xùn)友等［17］設(shè)計(jì)并在軌驗(yàn)證了火星環(huán)繞器單個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)頭部加熱器控溫策略，將電磁閥溫度控制在合理水平。韓崇巍等［18］針對衛(wèi)星用490 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的高溫?zé)嵊绊?，采取了多?xiàng)隔熱措施，對其周邊的重要結(jié)構(gòu)件進(jìn)行了熱控優(yōu)化設(shè)計(jì)。目前研究鮮有關(guān)于熱控組件在單機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火工況下的熱分析。發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組和機(jī)架上的熱控組件一方面必須保證推進(jìn)劑處于正常的工作溫度范圍；另一方面電磁閥內(nèi)閥芯運(yùn)動(dòng)部件為塑料材質(zhì)，長時(shí)間受熱或者經(jīng)推進(jìn)劑特別是氧化劑的浸泡后會(huì)發(fā)生溶脹，存在打不開的風(fēng)險(xiǎn)［19-20］。因此，必須通過單機(jī)點(diǎn)火和雙機(jī)點(diǎn)火熱試車驗(yàn)證熱控設(shè)計(jì)的有效性。

目前對雙機(jī)機(jī)組上單機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火工作溫度特性的研究較少，本文對空間站150 N 發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)機(jī)組開展了高空模擬熱試車研究，分別考察了機(jī)組不包覆熱控組件和包覆時(shí)熱控組件時(shí)單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火、雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火對發(fā)動(dòng)機(jī)工作的影響，為分析發(fā)動(dòng)機(jī)在軌使用的可靠性和熱控設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)支撐。

1 試驗(yàn)對象與方案

1.1 試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)

150 N 發(fā)動(dòng)機(jī)由1 臺(tái)推力室和2 臺(tái)推進(jìn)劑控制閥通過緊固件連接而成，外形結(jié)構(gòu)如圖1 所示。發(fā)動(dòng)機(jī)采用四氧化二氮與甲基肼的自燃推進(jìn)劑組合，推進(jìn)劑在燃燒室內(nèi)撞擊混合燃燒，形成高溫燃?xì)?，流?jīng)喉部在噴管延伸段內(nèi)膨脹后從出口噴出，噴管出口外徑為122 mm，法蘭安裝面至噴管出口距離為233 mm。氧化劑路電磁閥安裝軸線與發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線重合，燃料路電磁閥安裝軸線與之呈斜向45°夾角，分別控制氧化劑和燃料的流動(dòng)，通過上、下閥芯的運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)流道開啟和關(guān)閉，完成發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)和關(guān)機(jī)，圖1 中給出了距離頭部法蘭最近的下閥芯位置。測壓管嘴內(nèi)部通道與燃燒室連通，用于監(jiān)測燃燒室壓力變化。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)外形Fig.1 Schematic of the engine structure

1.2 試驗(yàn)機(jī)組狀態(tài)

發(fā)動(dòng)機(jī)頭部法蘭、喉部和推進(jìn)劑控制閥溫度是表征發(fā)動(dòng)機(jī)工作特征的重要參數(shù)。頭部溫度測點(diǎn)位置如圖2 所示，2 個(gè)測點(diǎn)代號分別為Th1、Th2，均采用接觸式T 型熱電偶測量，量程為-100～400 ℃。

圖2 頭部溫度測點(diǎn)位置Fig.2 Positions of the head temperature measuring points

雙機(jī)機(jī)組結(jié)構(gòu)外形和溫度測點(diǎn)分布如圖3 所示，2 臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)嵌入雙機(jī)機(jī)架。雙機(jī)中心軸線相距180 mm，噴管出口最小間距為60 mm，喉部最小間距為160 mm。受試車臺(tái)上機(jī)架安裝空間限制，下方A 分機(jī)的測壓管嘴在試驗(yàn)前已用堵頭堵焊。推進(jìn)劑控制閥溫度測點(diǎn)設(shè)置在下閥芯位置，代號分別為Tvo、Tvf，均采用接觸式T 型熱電偶測量。燃燒室喉部位置熱流密度最大，采用雙色紅外溫度計(jì)對喉部溫度進(jìn)行監(jiān)測，代號為Tt，量程為600～2 100 ℃。溫度測量誤差均不大于2%，采樣頻率為100 Hz。2 臺(tái)分機(jī)測點(diǎn)代號以角標(biāo)A、B 區(qū)分。

圖3 雙機(jī)機(jī)組結(jié)構(gòu)外形和溫度測點(diǎn)分布Fig.3 Twin-engine cluster structure and the temperature measuring points

為了保證在軌低溫環(huán)境下的加熱效果，同時(shí)防止高溫燃燒室熱傳導(dǎo)、輻射導(dǎo)致頭部和電磁閥溫度過高，降低電磁閥閥芯非金屬材料受熱膨脹后堵塞推進(jìn)劑流道的風(fēng)險(xiǎn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)頭部法蘭下表面包覆20 單元揉皺的雙面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，表面采用低吸發(fā)比的亞胺面，電磁閥包覆10 單元的鍍鋁聚脂薄膜，表面采用低功耗、高吸發(fā)比的鍍鋁面，與在軌飛行狀態(tài)保持一致。包覆熱控組件的雙機(jī)機(jī)組外觀如圖4 所示，機(jī)架表面進(jìn)行黑色陽極化處理，外側(cè)包覆20 單元多層隔熱材料組件，表面覆蓋一層白色防原子氧外用阻燃布。

圖4 包覆熱控組件的雙機(jī)機(jī)組Fig.4 Appearance of the twin-engine cluster with the thermal control components

1.3 試驗(yàn)系統(tǒng)

150 N 雙機(jī)機(jī)組試驗(yàn)在42 km 高空模擬試車臺(tái)上進(jìn)行，試驗(yàn)系統(tǒng)原理如圖5 所示，包括推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、雙機(jī)機(jī)組、測控系統(tǒng)和蒸汽引射系統(tǒng)。真空艙內(nèi)環(huán)境壓力不大于200 Pa，以模擬空間真空工作環(huán)境。為了簡化管路布局，2 臺(tái)分機(jī)的氧化劑和燃料分別由同一條輸送管路供應(yīng)，在電磁閥前通過三通組件分流，壓力傳感器安裝在三通組件前的主管路上。

圖5 雙機(jī)機(jī)組高空模擬熱試車系統(tǒng)Fig.5 Schematic of the high-altitude simulation hot fire test system with the twin-engine cluster

雙機(jī)機(jī)組安裝中心軸線無法與推力架軸線平齊，因此試驗(yàn)過程中不測量推力，通過壓力、流量傳感器分別監(jiān)測燃燒室壓力（Pc）、氧化劑和燃料路質(zhì)量流量等工作參數(shù)，壓力測量采用壓阻式力傳感器，流量測量采用科里奧利質(zhì)量流量計(jì)，測量誤差均不大于0.5%，采樣頻率為1 kHz。

1.4 試驗(yàn)方案

發(fā)動(dòng)機(jī)在額定燃燒室壓力0.80 MPa、混合比1.65 下工作，對應(yīng)額定推力為150 N，根據(jù)參試發(fā)動(dòng)機(jī)的工作特性，推力在一定變化范圍內(nèi)與燃燒室壓力、推進(jìn)劑總流量呈良好的線性關(guān)系，試驗(yàn)過程中依據(jù)B 分機(jī)的燃燒室壓力和推進(jìn)劑流量調(diào)整試驗(yàn)參數(shù)至額定工況。首先進(jìn)行單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火試驗(yàn)，獲取發(fā)動(dòng)機(jī)的流量和溫度特性；然后保持推進(jìn)劑的輸送壓力不變，2 臺(tái)分機(jī)同時(shí)點(diǎn)火，驗(yàn)證熱影響。

試驗(yàn)程序和機(jī)架熱控狀態(tài)見表1。在機(jī)架沒有包覆熱控組件的狀態(tài)下，B 分機(jī)連續(xù)點(diǎn)火3 次，驗(yàn)證多次連續(xù)工作產(chǎn)生的影響，然后散熱至常溫后，B 分機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火，A、B 分機(jī)再同時(shí)點(diǎn)火驗(yàn)證熱影響，單次點(diǎn)火時(shí)長均為300 s，再進(jìn)行B 分機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火2 000 s 長程試驗(yàn)程序驗(yàn)證，驗(yàn)證結(jié)束后立即打開雙機(jī)電磁閥將推進(jìn)劑吹除排凈，測試電磁閥對以上工況的適應(yīng)性。打開真空艙，包覆機(jī)架熱控，然后進(jìn)行B 分機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火，A、B 分機(jī)再同時(shí)點(diǎn)火驗(yàn)證熱影響。

表1 試驗(yàn)程序和機(jī)架熱控狀態(tài)Tab.1 Test procedure and frame thermal control component status

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火

B 分機(jī)單獨(dú)連續(xù)3 次點(diǎn)火300 s，工作一致性良好，典型參數(shù)變化如圖6 所示。其中，圖例“1-TvoB”中的“1”為表1 中的程序代號，代表對應(yīng)的試驗(yàn)工況，本文圖例均按此規(guī)則命名。點(diǎn)火過程中推進(jìn)劑流量和燃燒室壓力變化平穩(wěn)，實(shí)測燃燒室壓力均值為0.80 MPa，喉部位置在點(diǎn)火約25 s 內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定溫度1 075 ℃。點(diǎn)火初期電磁閥通道內(nèi)有推進(jìn)劑流動(dòng)帶走熱量，測點(diǎn)溫度出現(xiàn)小幅下降，約25 s 后受燃燒室高溫輻射和熱傳導(dǎo)作用，電磁閥溫度逐漸上升。氧化劑路電磁閥由于安裝方向與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線相同，受到的熱烘烤影響較小，溫度上升幅值在2 ℃以內(nèi)，而斜向安裝的燃料路電磁閥受熱面積大，因此溫度上升趨勢相對較為明顯，上升幅值在10 ℃以內(nèi)，并趨向平穩(wěn)，后邊試車程序起始溫度比前一程序結(jié)束時(shí)溫度高的原因是發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后，燃燒室殘留熱量向頭部熱反浸導(dǎo)熱。

圖6 點(diǎn)火發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)變化曲線Fig.6 Variations of the working parameters of the ignited engine

B 分機(jī)單獨(dú)連續(xù)3 次300 s 點(diǎn)火時(shí)，不點(diǎn)火的A分機(jī)頭部和電磁閥測點(diǎn)溫度變化如圖7 所示。由圖7 可知，A 分機(jī)頭部和電磁閥測點(diǎn)溫度持續(xù)升高，連續(xù)點(diǎn)火后溫度近似線性上升，表明B 分機(jī)點(diǎn)火時(shí)燃燒室高溫輻射會(huì)對相鄰分機(jī)產(chǎn)生烘烤作用。不點(diǎn)火分機(jī)頭部2 個(gè)測點(diǎn)平均溫升速率為0.11 ℃/s，2 測點(diǎn)升速速率相當(dāng)；氧化劑和燃料路電磁閥測點(diǎn)平均溫升速率分別為0.030 ℃/s 和0.047 ℃/s，最大上升幅值為19 ℃。A 分機(jī)喉部溫度未達(dá)到紅外傳感器測量下限值600 ℃。

圖7 不點(diǎn)火發(fā)動(dòng)機(jī)溫度變化曲線Fig.7 Variations of the non-ignited engine temperature

程序6 中B 分機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火2 000 s 時(shí)，各項(xiàng)工作參數(shù)變化平穩(wěn)。點(diǎn)火的B 分機(jī)與不點(diǎn)火的A 分機(jī)頭部和電磁閥測點(diǎn)溫度變化對比曲線如圖8 所示。

圖8 不點(diǎn)火與點(diǎn)火發(fā)動(dòng)機(jī)溫度變化對比曲線Fig.8 Comparison between the non-ignited and ignited engine temperatures

B 分機(jī)頭部溫度約600 s 達(dá)到熱平衡，穩(wěn)定溫度約386 ℃，氧化劑路電磁閥溫度基本穩(wěn)定在約33 ℃，燃料路電磁閥溫度上升緩慢。不點(diǎn)火的A分機(jī)受烘烤影響，頭部2 個(gè)測點(diǎn)平均溫升速率為0.035 ℃/s，計(jì)算區(qū)間從極小值開始至爬升段結(jié)束，后文中計(jì)算均采用此規(guī)則。氧化劑路電磁閥溫度從50 ℃上升至116 ℃，燃料路電磁閥溫度從46 ℃上升至131 ℃，平均溫升速率分別為0.033 ℃/s 和0.043 ℃/s，與300 s 試車程序下相當(dāng)，最大上升幅值達(dá)到85 ℃，表明長時(shí)間穩(wěn)態(tài)點(diǎn)火會(huì)持續(xù)對不點(diǎn)火分機(jī)產(chǎn)生烘烤影響，造成溫度持續(xù)升高。A 分機(jī)喉部溫度未達(dá)到紅外傳感器測量下限值600 ℃。試車程序結(jié)束后對推進(jìn)劑進(jìn)行吹除排凈，雙機(jī)電磁閥可以正常打開和關(guān)閉。

2.2 雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火

如圖9 所示，給出了程序4 單分機(jī)點(diǎn)火與程序5雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)B 分機(jī)的燃燒室壓力和喉部溫度對比曲線。由圖9 可知，雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)B 分機(jī)相較單獨(dú)點(diǎn)火時(shí)的工作參數(shù)基本沒有變化，且全程保持平穩(wěn)，燃燒室壓力均為0.80 MPa，雙機(jī)喉部穩(wěn)定溫度分別為1 112 ℃、1 105 ℃，表明雙機(jī)點(diǎn)火時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能穩(wěn)定，可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的推力輸出功能，喉部位置沒有受到相鄰分機(jī)點(diǎn)火熱烘烤的影響。

圖9 雙機(jī)點(diǎn)火與單分機(jī)點(diǎn)火工作參數(shù)對比曲線Fig.9 Comparison between the working parameters for the twin-engine cluster and single engine

續(xù)圖9 雙機(jī)點(diǎn)火與單分機(jī)點(diǎn)火工作參數(shù)對比曲線Continued fig.9 Comparison between the working parameters for the twin-engine cluster and single engine

如圖10 所示，給出了B 分機(jī)兩路電磁閥測點(diǎn)溫度在程序4 單獨(dú)點(diǎn)火與程序5 雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)的對比曲線。由圖10 可知，B 分機(jī)在兩次點(diǎn)火程序中氧化劑路電磁閥溫度穩(wěn)定后數(shù)值相當(dāng)，表明基本上沒有受到相鄰分機(jī)點(diǎn)火熱烘烤的影響，熱量主要來自自身高溫燃燒室熱傳導(dǎo)。B 分機(jī)燃料路電磁閥在單獨(dú)點(diǎn)火和雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)的溫升速率分別為0.034 ℃/s、0.052 ℃/s，由于燃料路電磁閥空間布局上處于雙機(jī)的中間位置，斜向安裝受熱面積大，雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)會(huì)明顯受到相鄰分機(jī)的熱烘烤影響，相鄰分機(jī)熱烘烤對其產(chǎn)生的溫升速率為0.018 ℃/s，占總溫升速率的比例約35%。

圖10 雙機(jī)點(diǎn)火與單分機(jī)點(diǎn)火電磁閥溫度曲線Fig.10 Curves of the solenoid valve temperatures of the ignited twin-engine cluster and single engine

2.3 機(jī)架熱控組件的影響

為了考察機(jī)架熱控組件的影響，B 分機(jī)分別在機(jī)架有無包覆熱控組件的狀態(tài)下進(jìn)行了程序4 和程序7 的單獨(dú)點(diǎn)火對比試驗(yàn)，如圖11 所示，給出了B 分機(jī)單獨(dú)點(diǎn)火時(shí)不點(diǎn)火的A 分機(jī)電磁閥溫度變化對比曲線。由圖11 可知，程序4 中機(jī)架未包覆熱控組件時(shí)，不點(diǎn)火的A 分機(jī)兩路電磁閥溫度不斷受熱升高；程序7 中機(jī)架包覆熱控組件后，不點(diǎn)火的A 分機(jī)氧化劑和燃料兩路電磁閥溫度全程保持恒定，表明基本沒有受到點(diǎn)火分機(jī)的烘烤影響，機(jī)架熱控起到了良好的隔熱效果。

圖11 包覆熱控組件前后不點(diǎn)火分機(jī)電磁閥溫度曲線Fig.11 Temperature curves of the non-ignited engine solenoid valves before and after coating thermal control components

3 結(jié)束語

通過對雙組元150 N 發(fā)動(dòng)機(jī)雙機(jī)機(jī)組開展高空模擬熱試車，考察了單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火、雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火，以及機(jī)組機(jī)架包覆熱控組件對發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能和溫度特性的影響。在本文試驗(yàn)條件下，得到以下結(jié)論：

1）單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火會(huì)對不點(diǎn)火分機(jī)的電磁閥產(chǎn)生烘烤作用，連續(xù)點(diǎn)火后溫度近似線性上升。受烘烤分機(jī)的氧化劑、燃料路電磁閥測點(diǎn)平均最大溫升速率分別為0.033 ℃/s 和0.047 ℃/s。

2）單個(gè)分機(jī)點(diǎn)火或者雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)工作參數(shù)變化平穩(wěn)，性能一致，中心軸線間距180 mm 的燃燒室喉部溫度不會(huì)受到相鄰分機(jī)點(diǎn)火熱烘烤的影響。

3）雙機(jī)同時(shí)點(diǎn)火時(shí)，氧化劑路電磁閥基本不會(huì)受到相鄰分機(jī)的熱烘烤影響，熱量主要來自自身高溫燃燒室熱傳導(dǎo)傳遞，斜向45°安裝的燃料路電磁閥會(huì)明顯受到相鄰分機(jī)的熱烘烤影響，相鄰分機(jī)熱烘烤對其產(chǎn)生的溫升速率為0.018 ℃/s，占總溫升速率的比例約35%。

4）機(jī)架包覆熱控組件后，不點(diǎn)火分機(jī)的氧化劑和燃料兩路電磁閥基本不會(huì)受到點(diǎn)火分機(jī)的烘烤影響，機(jī)架熱控可以起到良好的隔熱效果。