曹 偉，王 睿，陳 劍，魏彥祥，金廣明，劉 鋒

（上?？臻g推進(jìn)研究所,上海201112）

0 引言

嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在整器測試過程中，軌控管路出現(xiàn)了一段時間的負(fù)壓現(xiàn)象。為了查找負(fù)壓現(xiàn)象出現(xiàn)的原因，推進(jìn)系統(tǒng)按照故障樹方法開展了分析工作，并基于故障樹分析結(jié)論，進(jìn)行了一系列試驗驗證工作，最終確認(rèn)了負(fù)壓出現(xiàn)的機(jī)理，并針對飛行試驗進(jìn)行了影響分析。

1 現(xiàn)象及描述

嫦娥三號推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在出所前測試及北京交付前檢漏工作時（2012年5月26日）所有壓力傳感器常壓輸出均正常，且數(shù)據(jù)穩(wěn)定。推進(jìn)系統(tǒng)交付總體后，參加整器階段測試時，軌控管路壓力傳感器P7出現(xiàn)過一段時間（2012年8月31日～2012年10月17日）壓力偏低的現(xiàn)象（遙測由常壓輸出電壓值0.36 V下跳2～3個分層值到0.32～0.30 V），2012年10月17日，推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行噴氣極性測試后，系統(tǒng)恢復(fù)為常壓狀態(tài)，此時P7壓力傳感器恢復(fù)到正常常壓輸出值。P7壓力傳感器安裝于推進(jìn)系統(tǒng)燃料軌控路，其上游為軌控路自鎖閥，下游為7 500 N發(fā)動機(jī)斷流閥，參加整器階段測試時，測試介質(zhì)為氦氣，上游的軌控路自鎖閥和下游的7 500 N發(fā)動機(jī)斷流閥均為關(guān)閉狀態(tài)。

2 試驗驗證情況

基于故障樹分析結(jié)論，推進(jìn)系統(tǒng)策劃了單機(jī)級、系統(tǒng)級的多項專項驗證試驗。通過各項驗證試驗來進(jìn)一步分析P7壓力傳感器遙測輸出偏低現(xiàn)象的可能原因。

2.1 單機(jī)級驗證試驗

2.1.1 單機(jī)常壓范圍壓力標(biāo)定

為了進(jìn)一步驗證傳感器在常壓范圍內(nèi)輸出的穩(wěn)定性，采用裝器同批次的產(chǎn)品進(jìn)行常壓范圍下的壓力標(biāo)定試驗，常壓標(biāo)定范圍為50～140 kPa，每隔10 kPa一個分層值進(jìn)行壓力標(biāo)定，正向、負(fù)向壓力各標(biāo)定三次。圖1給出了各傳感器在試驗工況下的變化趨勢。由數(shù)據(jù)圖形可以得知，壓力傳感器在常壓范圍內(nèi)遙測數(shù)據(jù)變化規(guī)律、一致性好，可以證明在常壓范圍內(nèi)壓力傳感器的遙測輸出穩(wěn)定，可以排除在常壓范圍內(nèi)壓力不穩(wěn)定的特性。

針對P7壓力傳感器常壓輸出壓力偏低的現(xiàn)象，推進(jìn)系統(tǒng)以P7壓力傳感器遙測偏低作為頂事件，按照故障樹方法開展了分析工作。通過故障樹分析得出以下結(jié)論：

1)需要通過專項試驗進(jìn)一步來排除系統(tǒng)上存在負(fù)壓的可能性；

2)需要通過專項試驗來進(jìn)一步證明壓力傳感器敏感芯體受多余物的影響作用；

3)需要通過各試驗中傳感器的常壓輸出值來摸索其漂移量，進(jìn)一步定位該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因；

4)需要進(jìn)一步通過試驗來證明，壓力傳感器符合溫度與壓力成正比的物理特性。試驗驗證情況基于故障樹分析結(jié)論，策劃了推進(jìn)系統(tǒng)單機(jī)級、系統(tǒng)級的多項專項驗證試驗。通過各項驗證試驗來進(jìn)一步分析P7壓力傳感器遙測輸出偏低現(xiàn)象的可能原因。

圖1 單機(jī)級常壓范圍壓力標(biāo)定數(shù)據(jù)比對圖Fig.1 Comparison schematic of single stage pressure calibrating data within atmospheric pressure range

2.1.2 壓力傳感器解剖試驗

為了驗證同批次壓力傳感器生產(chǎn)過程中存在因多余物影響而導(dǎo)致遙測偏低的可能性，選用與裝器同批次的產(chǎn)品進(jìn)行解剖試驗，解剖同批次產(chǎn)品試驗結(jié)果可以證明：該批次產(chǎn)品生產(chǎn)過程嚴(yán)格受控，生產(chǎn)過程中存在多余物的概率較小，且多余物影響壓力敏感芯體模式與P7壓力傳感器遙測偏低后又恢復(fù)的現(xiàn)象不符，因此可以排除壓力敏感芯片和芯體存在多余物帶來的故障模式。

2.1.3 常壓狀態(tài)下氦氣保壓試驗

為了驗證壓力傳感器在長期氦氣環(huán)境下，壓力輸出值會偏低的可能性，從裝器同批次產(chǎn)品中抽取了7件產(chǎn)品進(jìn)行了常壓氦氣保壓試驗。試驗時用氦氣對傳感器的常壓環(huán)境進(jìn)行置換，經(jīng)過幾次置換后，傳感器對氦氣常壓環(huán)境進(jìn)行保壓測量，整個保壓時間維持7天。試驗結(jié)果表明：壓力傳感器可以適應(yīng)氦氣環(huán)境，不存在氦氣滲入敏感芯體內(nèi)部而影響產(chǎn)品輸出的可能性。

2.2 分系統(tǒng)級驗證試驗

2.2.1 整器常壓上下附近壓力標(biāo)定試驗

為了驗證裝器壓力傳感器在常壓上下附近的輸出穩(wěn)定性，在整器狀態(tài)下完成了壓力傳感器在0.05～0.15 MPa低壓區(qū)間的10次壓力標(biāo)定工作，標(biāo)定的壓力間隔為0.01 MPa。壓力傳感器低壓標(biāo)定曲線見圖2，在負(fù)壓向正壓、正壓向負(fù)壓的各次工況下，各壓力傳感器遙測輸出變化規(guī)律一致性好，壓力傳感器在常壓上下附近穩(wěn)定性較好，可排除常壓范圍內(nèi)輸出不穩(wěn)定問題。

圖2 壓力傳感器低壓標(biāo)定曲線Fig.2 Low pressure calibrating curve of pressure sensor

2.2.2 系統(tǒng)放氣試驗

為了摸索嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)放氣過程中軌控管路出現(xiàn)負(fù)壓的可能性，進(jìn)行了三輪系統(tǒng)放氣試驗，分別模擬系統(tǒng)正常氣密檢查結(jié)束后放氣工況（氮?dú)猓?、極限放氣速度工況（氮?dú)猓O限放氣速度工況（氦氣）下，軌控管路出現(xiàn)負(fù)壓的可能性。三輪系統(tǒng)放氣試驗過程壓力變化曲線見圖3，不管氦氣還是氮?dú)?，即便在極限放氣速度情況下，軌控管路都未出現(xiàn)負(fù)壓的狀態(tài)。因此，嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)放氣過程中，軌控管路不會出現(xiàn)負(fù)壓情況。

圖3 系統(tǒng)放氣試驗壓力變化匯總Fig.3 Pressure curves in system exhaust test

2.2.3 溫度試驗

為驗證壓力傳感器受溫度影響而導(dǎo)致壓力偏低的物理特性，模擬真實產(chǎn)品的軌控燃料管路進(jìn)行了溫度試驗。從試驗數(shù)據(jù)可知，封閉管路內(nèi)氣體壓力隨環(huán)境溫度變化而變化，變化規(guī)律符合熱力學(xué)特性，即溫度升高壓力上升，溫度降低壓力下降，從28℃降至10℃，壓力傳感器輸出電壓值降低約10 mV。而要達(dá)到P7壓力傳感器輸出值偏低的程度，溫度變化最大約110℃，實際產(chǎn)品不存在這種溫度變化工況，可排除壓力傳感器受溫度影響因素。

2.2.4 整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗

為驗證裝器壓力傳感器在工作壓力環(huán)境下，遙測輸出的正確性，在正樣交付的嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)品上進(jìn)行了整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗，系統(tǒng)充壓2.0 MPa后保壓監(jiān)測1 h，試驗數(shù)據(jù)見圖4。在整個試驗過程中，推進(jìn)系統(tǒng)各路壓力傳感器變化規(guī)律一致性好，和地面壓力數(shù)顯儀參數(shù)比對數(shù)據(jù)一致；2 MPa壓力環(huán)境下保壓1 h的數(shù)據(jù)波動是由于系統(tǒng)壓力穩(wěn)定及充氣后溫度下降后所導(dǎo)致的，而當(dāng)系統(tǒng)壓力及溫度穩(wěn)定后，壓力傳感器遙測輸出也隨即穩(wěn)定。由此可知，嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)裝器壓力傳感器在工作壓力范圍內(nèi)的遙測輸出值正確，一致性好。

圖4 整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗數(shù)據(jù)曲線Fig.4 Pressure curves of pressure calibrating test within the whole working pressure range

2.2.5 整器軌控管路常壓溝通試驗

2012年12月15日，推進(jìn)系統(tǒng)采用純氦氣完成整器工作范圍壓力標(biāo)定試驗后，軌控管路P7和P8壓力傳感器遙測電壓值為常壓狀態(tài)0.36 V，之后保持不變。2013年1月18日，整器力學(xué)試驗前加電測試時，發(fā)現(xiàn)軌控管路P7和P8壓力傳感器遙測電壓輸出值均下跳一個分層值到0.34 V。為驗證推進(jìn)系統(tǒng)在純氦氣環(huán)境狀態(tài)下，長期存儲后產(chǎn)生負(fù)壓的可能性，進(jìn)行了整器軌控管路常壓溝通試驗。如圖1所示，先進(jìn)行軌控燃路常壓溝通測試，打開P7壓力傳感器上游一個軌控自鎖閥LV2，溝通隔離膜片PL1至軌控自鎖閥LV4之間的軌控燃料管路，P7壓力傳感器遙測電壓輸出值仍然維持在0.34 V；打開P7壓力傳感器上游另一個軌控自鎖閥LV4，溝通隔離膜片PL1至隔離膜片PL3之間的軌控燃料管路，P7壓力傳感器遙測電壓輸出值發(fā)生跳變現(xiàn)象，在0.34～0.36 V之間跳變；將軌控燃料管路測試口CS3口打開，將軌控燃路與大氣常壓相溝通，P7壓力傳感器遙測電壓輸出值穩(wěn)定在0.36 V。之后進(jìn)行軌控氧化劑管路常壓溝通測試，P8壓力傳感器遙測電壓輸出值的變化情況與燃料路相同。

根據(jù)整器軌控管路常壓溝通試驗結(jié)果，以軌控燃路為例，根據(jù)軌控燃料管路各部分的管路容積和軌控自鎖閥打開前的管路壓力情況，通過理論計算進(jìn)一步驗證系統(tǒng)內(nèi)壓力變化情況。計算輸入如下：

1)隔離膜片PL1到軌控自鎖閥LV2容積0.215 L，初始壓力0.1 MPa；

2)隔離膜片PL3到軌控自鎖閥LV4容積0.199 L，初始壓力0.1 MPa；

3)軌控自鎖閥LV2到LV4容積0.440 L，初始壓力0.084 1 MPa（對應(yīng)電壓0.34 V）。

通過計算得知，軌控自鎖閥LV2打開后，軌控燃路壓力計算值為0.089 3 MPa（對應(yīng)電壓0.34 V），與整器軌控管路常壓溝通試驗時，軌控自鎖閥LV2打開后P7壓力傳感器的遙測值一致；而當(dāng)軌控自鎖閥LV4打開后，軌控燃路壓力計算值變化為0.096 3 MPa（對應(yīng)電壓0.36 V），與整器軌控管路常壓溝通試驗時，軌控自鎖閥LV4打開后P7壓力傳感器的遙測電壓值跳變到0.36 V相一致。

整器軌控管路常壓溝通試驗情況與計算分析結(jié)果表明：在進(jìn)行軌控管路與常壓溝通前，軌控路存在負(fù)壓，P7和P8壓力傳感器的遙測值為系統(tǒng)內(nèi)的真實壓力情況。

3 機(jī)理分析

在嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)檢漏放氣后，推進(jìn)管路內(nèi)存儲的是純氦氣。由于軌控管路里氦氣濃度高（外界大氣中幾乎無氦氣，主要為氮?dú)狻⒀鯕獾瘸煞?，平均分子量?9），而軌控管路內(nèi)氦氣的分子量較?。ǚ肿恿繛?）?；诜肿訑U(kuò)散理論，在常壓、常溫條件（本系統(tǒng)即符合此條件）及擴(kuò)散微通道平均直徑（或稱為微小毛細(xì)通道）遠(yuǎn)小于分子自由程情況下（實際氦氣擴(kuò)散通道主要從下游7 500 N發(fā)動機(jī)斷流閥向外界擴(kuò)散，而斷流閥內(nèi)漏水平約在10-5～10-6Pa·m3/s，可視等同于微通道），氦氣分子會通過斷流閥微通道向外擴(kuò)散（由于存在濃度梯度）。同樣地，理論上外界空氣也會向管路內(nèi)分子擴(kuò)散，但由于外界空氣為自由無限空間，且空氣平均分子量較大，向管路內(nèi)擴(kuò)散受斷流閥微通道壁面阻力影響更大，形成管路內(nèi)氦氣向外界大氣環(huán)境更易擴(kuò)散而外界空氣向管路內(nèi)擴(kuò)散不易的擴(kuò)散機(jī)理。對于微通道平均直徑遠(yuǎn)小于分子自由程條件下，分子擴(kuò)散理論同時也表明，擴(kuò)散過程以分子間相互碰撞、分子與微通道壁面碰撞為特征。因此，向外擴(kuò)散出去的歷程較慢（與實際現(xiàn)象接近，即經(jīng)歷近兩個月后才發(fā)現(xiàn)壓力略有降低）。

分子擴(kuò)散理論量化描述：對于A，B兩種氣體組分，兩者之間為微通道，A氣體向B氣體擴(kuò)散的速率JA為：

式中：DAB為氣體A向氣體B的擴(kuò)散系數(shù)；CA為氣體A的濃度；X為擴(kuò)散通道方向的物理距離；負(fù)號為擴(kuò)散后濃度下降。

上述公式表明，擴(kuò)散速率與擴(kuò)散系數(shù)DAB成正比，而擴(kuò)散系數(shù)DAB與氣體分子量、溫度、微通道平均直徑有關(guān)，具體關(guān)系為：

式中：T為絕對溫度；mA為氣體A的分子量；γ為微通道平均直徑。

從上述公式可以看出，擴(kuò)散系數(shù)與氣體分子量成反比，即分子量越小，擴(kuò)散系數(shù)越大，對應(yīng)擴(kuò)散速率也越大。氦氣與空氣相比，相同條件下，氦氣的擴(kuò)散系數(shù)是空氣的2.7倍，擴(kuò)散速率亦約為2.7倍。

分子擴(kuò)散理論表明：對于嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)軌控推進(jìn)劑管路，檢漏時采用純氦氣工質(zhì)，結(jié)束后放氣至大氣壓力，與外界大氣壓力平衡，經(jīng)過一段時間后（約2個月），出現(xiàn)管路內(nèi)壓力低于外界大氣壓的現(xiàn)象，此現(xiàn)象非壓力不平衡所致，而是管路內(nèi)氦氣分子通過斷流閥微通道緩慢擴(kuò)散出去所形成，其現(xiàn)象與分子擴(kuò)散理論規(guī)律一致。

經(jīng)分析，嫦娥三號推進(jìn)系統(tǒng)軌控推進(jìn)劑管路出現(xiàn)壓力下降而姿控推進(jìn)劑管路內(nèi)壓力未出現(xiàn)下降的原因為：1）軌控管路下游為7 500 N發(fā)動機(jī)斷流閥，密封處口徑大，可擴(kuò)散的微通道面積大，易于擴(kuò)散，而姿控推力器（150 N，10 N）口徑小得多，對單個閥門來說，姿控閥門難以擴(kuò)散；2）軌控路斷流閥為單閥座、單道密封結(jié)構(gòu)，而姿控路推力器閥門均為雙閥座、雙道密封結(jié)構(gòu)，姿控推力器閥門內(nèi)漏率水平優(yōu)于斷流閥1個數(shù)量級（常壓下可能更高），即使氦氣可通過姿控推力器閥門分子擴(kuò)散，但因二道閥座，實際擴(kuò)散量幾乎可以忽略；3）軌控路自鎖閥下游管路容積小于姿控路自鎖閥下游容積，在姿控推力器閥門擴(kuò)散速率幾乎可以忽略的情況下，姿控管路氦氣向外擴(kuò)散后使得壓力傳感器產(chǎn)生可識別的變化程度，也幾乎不可能。

4 飛行試驗影響分析

在嫦娥三號探測器執(zhí)行任務(wù)期間，推進(jìn)軌控管路內(nèi)的介質(zhì)是液體推進(jìn)劑，不存在氣體擴(kuò)散的機(jī)理。而在系統(tǒng)工作過程中，7 500 N發(fā)動機(jī)斷流閥上游存在壓力，使得斷流閥密封性更好（上游壓力越高，密封效果越好），對飛行試驗無影響，可以滿足飛行任務(wù)。

5 結(jié)論

嫦娥三號著陸器推進(jìn)系統(tǒng)正樣產(chǎn)品在整器測試過程中，軌控推進(jìn)劑管路出現(xiàn)的負(fù)壓現(xiàn)象是由于氦氣長期存儲在推進(jìn)劑管路中，存在氦分子緩慢擴(kuò)散現(xiàn)象，導(dǎo)致管路內(nèi)壓力逐步減小產(chǎn)生負(fù)壓。該現(xiàn)象與分子擴(kuò)散理論的機(jī)理和規(guī)律相符，為系統(tǒng)正常固有現(xiàn)象，對飛行試驗無影響。

[1]王平利,王志偉.無定形PET中小分子擴(kuò)散系數(shù)的分子動力學(xué)模擬[J].化工學(xué)報,2009(08)：49-54.

[2]孫煒,陳中,黃素逸.模型流體擴(kuò)散系數(shù)與溫度關(guān)系的分子動力學(xué)模擬[J].武漢化工學(xué)院學(xué)報,2005(04)3-6.

[3]霍瑞霞,劉俊,楊曉峰,等.分子在ITQ-3分子篩窄孔道內(nèi)擴(kuò)散的過渡態(tài)理論模型[J].高等學(xué)?；瘜W(xué)學(xué)報,2010(07)：159-163.

[4]劉立鳳,趙亮.分子在分子篩上擴(kuò)散行為的分子模擬研究進(jìn)展[J].化工進(jìn)展,2011(07)：21-30.

[5]劉中民,鄭祿彬,陳國權(quán),等.與濃度相關(guān)的擴(kuò)散系數(shù)D_t的求取[J].中國科學(xué)B輯,1995(07)：34-39.

[6]王文蘭,黃永.分子擴(kuò)散測定方法的研究進(jìn)展[J].化學(xué)工程師,2008(05)：41-43.

[7]劉娟芳,曾丹苓.擴(kuò)散系數(shù)的分子動力學(xué)模擬[J].工程熱物理學(xué)報,2006(03)：15-17.

[8]宋海華,尹小勇.模擬擴(kuò)散系數(shù)的分子動力學(xué)方法[J].化學(xué)物理學(xué)報,2005(05)：81-85.

[9]秦星,張秉堅.微孔隙中流體擴(kuò)散系數(shù)分子動力學(xué)模擬的并行算法研究[J].計算機(jī)與應(yīng)用化學(xué),2005(02)：7-12.

[10]劉迎春,王琦,呂玲紅.微孔中簡單流體擴(kuò)散行為的分子動力學(xué)模擬研究[J].高等學(xué)校化學(xué)學(xué)報,2004(05)：119-122.

[11]秦星,張秉堅.微孔中簡單流體混合物擴(kuò)散系數(shù)的分子動力學(xué)模擬與關(guān)聯(lián)[J].化學(xué)物理學(xué)報,2003(06)：37-41.