何壯睿，衛(wèi) 佳

(中國(guó)航天科技集團(tuán)有限公司上?？臻g推進(jìn)研究所，上海 201112)

天問(wèn)一號(hào)首次火星探測(cè)任務(wù)通過(guò)一次發(fā)射實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞、著陸和巡視三項(xiàng)工作目標(biāo)，開(kāi)展火星全球性、綜合性的環(huán)繞探測(cè)，以及在火星表面開(kāi)展區(qū)域性的巡視探測(cè)。這是一次中國(guó)航天史上深空探測(cè)的重要里程碑。

本次任務(wù)的火星探測(cè)器系統(tǒng)由環(huán)繞探測(cè)器和著陸巡視器組成。環(huán)繞探測(cè)器只在火星的軌道上飛行，相當(dāng)于火星的衛(wèi)星。著陸巡視器則真正進(jìn)入到火星的大氣層，并在火星表面著陸。中室壓推進(jìn)系統(tǒng)是著陸巡視器的動(dòng)力減速裝置(圖1)。

圖1 著陸巡視器推進(jìn)系統(tǒng)

中室壓推進(jìn)系統(tǒng)為著陸巡視器在滑行段、進(jìn)入火星大氣后的氣動(dòng)減速段和傘系減速段，提供精確姿控推力。在距離火星表面約1.2 km的動(dòng)力下降和懸停避障段，大推力工作模式完成主減速。在距離火星表面約100 m時(shí)，提供連續(xù)可調(diào)的軸向推力和強(qiáng)勁的橫向平移推力，為著陸巡視器進(jìn)行懸停避障后找到最優(yōu)著陸點(diǎn)，并確認(rèn)最終著陸位置后實(shí)施緩速下降。在多臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的共同作用下，著陸下降速度從約95 m/s降至約1.5 m/s，助力天問(wèn)一號(hào)，圓滿(mǎn)完成了任務(wù)。

1 任務(wù)分析

火星探測(cè)器由“長(zhǎng)征五號(hào)”運(yùn)載火箭發(fā)射至近地點(diǎn)高度200 km的雙曲線(xiàn)軌道。探測(cè)器與運(yùn)載火箭分離后，經(jīng)過(guò)深空機(jī)動(dòng)和中途修正，在近火點(diǎn)處實(shí)施制動(dòng)，實(shí)現(xiàn)火星捕獲。著陸巡視器與環(huán)繞探測(cè)器分離后，進(jìn)入火星大氣，通過(guò)氣動(dòng)減速段、降落傘減速段、動(dòng)力減速段和著陸緩沖段，軟著陸于火星表面。著陸巡視器推進(jìn)系統(tǒng)主要工作在動(dòng)力減速段。

火星著陸器推進(jìn)系統(tǒng)工作時(shí)間短，從與環(huán)繞器分離開(kāi)始工作到著陸火星，推進(jìn)分系統(tǒng)增壓后工作時(shí)間約為5 h，其中動(dòng)力下降段工作過(guò)程約80 s，動(dòng)力下降段推進(jìn)系統(tǒng)工作程序、工作模式及要求最為復(fù)雜，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)和系統(tǒng)工作也最嚴(yán)酷。短時(shí)間(80 s)內(nèi)推進(jìn)劑大流量排放時(shí)對(duì)并聯(lián)貯箱排放均衡性3%控制要求、貯箱適應(yīng)著陸器側(cè)向過(guò)載工作、液體晃動(dòng)、貯箱消耗末期大流量排放防漩等，對(duì)貯箱推進(jìn)劑管理裝置適應(yīng)性、短時(shí)間大流量排放時(shí)系統(tǒng)排放均衡性等設(shè)計(jì)要求均較高。

火星著陸器復(fù)雜工作模式可能導(dǎo)致推進(jìn)系統(tǒng)不能正常工作，且目前對(duì)這類(lèi)不確定因素的分析、試驗(yàn)等手段不夠成熟，需在設(shè)計(jì)方案上盡量予以規(guī)避。

2 方案分析

火星著陸巡視器推進(jìn)分系統(tǒng)方案在考慮繼承性的同時(shí)，結(jié)合任務(wù)需求開(kāi)展創(chuàng)新。系統(tǒng)的高壓氣路選用了成熟的35 MPa空間動(dòng)力系統(tǒng)方案，論證中主要圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)室壓和軌控發(fā)動(dòng)機(jī)選型。

方案論證的基本出發(fā)點(diǎn)是“借鑒月球軟著陸技術(shù)，繼承我國(guó)嫦娥三號(hào)著陸器GNC系統(tǒng)已有的動(dòng)力減速方式”。但是經(jīng)過(guò)分析論證，鑒于現(xiàn)有重量、艙內(nèi)布局等方面的限制，無(wú)法配置嫦娥三號(hào)的7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)，需要采用多發(fā)動(dòng)機(jī)組合分段控制的方式實(shí)現(xiàn)著陸巡視器主減速、懸停、避障和緩速下降。經(jīng)論證，以“3000 N發(fā)動(dòng)機(jī)+8臺(tái)490 N發(fā)動(dòng)機(jī)(兼顧軌控和姿控)”的分系統(tǒng)配置，推進(jìn)劑供給方案相應(yīng)選擇“適合于3000 N發(fā)動(dòng)機(jī)和490 N發(fā)動(dòng)機(jī)的恒壓式方案”，此方案可提供最大推力約為6720 N，可實(shí)現(xiàn)最小推力約為0～3920 N，該方案可以滿(mǎn)足總體任務(wù)需求，且經(jīng)初步構(gòu)型設(shè)計(jì)和發(fā)動(dòng)機(jī)、貯箱等大部件合理布局，滿(mǎn)足氣動(dòng)外形包絡(luò)約束。該方案優(yōu)點(diǎn)主要體現(xiàn)在均采用探月工程已研制的成熟發(fā)動(dòng)機(jī)，系統(tǒng)繼承性較好。但是，該系統(tǒng)的系統(tǒng)干重較重，發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸較大，對(duì)著陸巡視器進(jìn)入艙的布局要求較高，且對(duì)繼承原嫦娥三號(hào)的動(dòng)力下降策略和控制品質(zhì)有一定影響。

經(jīng)過(guò)進(jìn)一步的方案深化論證和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)，總體組織開(kāi)展系統(tǒng)方案優(yōu)化設(shè)計(jì)和分系統(tǒng)深化設(shè)計(jì)的多輪迭代工作，對(duì)推進(jìn)分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)也相應(yīng)產(chǎn)生了一些需求變化，主要包括：

(1)原論證的彈道式進(jìn)入方案對(duì)系統(tǒng)裕度較低，對(duì)著陸下降過(guò)程的安全實(shí)施風(fēng)險(xiǎn)較大；進(jìn)入方案需采用彈道-升力控方案，即要求著陸巡視器需具備較強(qiáng)的姿態(tài)控制能力。在方案設(shè)計(jì)中，調(diào)整了姿控推力器的配置，增加了相應(yīng)的姿控推力器配套，同時(shí)還需在進(jìn)入艙背罩上開(kāi)孔，以滿(mǎn)足進(jìn)入段推力器的工作需求。

(2)氣動(dòng)特性分析和結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)、控制分系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)的深入，探測(cè)器的整體規(guī)模進(jìn)一步縮小，縱向質(zhì)心控制要求提高(滿(mǎn)足亞跨穩(wěn)定性)，3000 N和490 N的發(fā)動(dòng)機(jī)的包絡(luò)問(wèn)題更加突出，不建議采用。

綜上，推力器配套增加導(dǎo)致了系統(tǒng)干重增加，推力器布局和背罩開(kāi)孔尤為困難，需要發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)一步調(diào)整，比沖等關(guān)鍵性能下降，推進(jìn)劑消耗增多。

為解決上述問(wèn)題，推進(jìn)分系統(tǒng)提出提高室壓的方式降低發(fā)動(dòng)機(jī)包絡(luò)尺寸，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能，降低系統(tǒng)干重，同時(shí)也解決進(jìn)入艙背罩開(kāi)孔尺寸過(guò)大的難題。經(jīng)論證，提出了著陸巡視器中室壓推進(jìn)系統(tǒng)方案，可更好地滿(mǎn)足任務(wù)需求，具有推力裕度大、發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)緊湊、發(fā)動(dòng)機(jī)比沖高、系統(tǒng)重量輕的優(yōu)點(diǎn)。

探測(cè)器總體單位和推進(jìn)分系統(tǒng)承研單位經(jīng)過(guò)一年多的方案深化研究工作，對(duì)推進(jìn)分系統(tǒng)方案進(jìn)行多要素比較，通過(guò)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)配置、最大推力和懸停推力任務(wù)滿(mǎn)足度、系統(tǒng)干重、推進(jìn)劑需求量、軌控發(fā)動(dòng)機(jī)比沖、峰值功耗需求、繼承性等綜合分析，確定采用中室壓推進(jìn)分系統(tǒng)方案。在此方案中，需要進(jìn)行輕質(zhì)化、長(zhǎng)壽命和中室壓變推力的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。

3 關(guān)鍵技術(shù)

針對(duì)中室壓系統(tǒng)面臨的發(fā)動(dòng)機(jī)熱流密度大，發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器、涂層、隔熱設(shè)計(jì)難度加大，燃燒不穩(wěn)定抑制難度加大問(wèn)題，完成了新型中室壓7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)的攻關(guān)，優(yōu)化了液膜冷卻推進(jìn)劑量、改進(jìn)噴注器中心筒材料，提高熱裕度；優(yōu)化了推進(jìn)劑充填時(shí)序、發(fā)動(dòng)機(jī)頭部增設(shè)熱阻，降低了中心組件結(jié)構(gòu)熱負(fù)荷，實(shí)現(xiàn)7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠二次熱啟動(dòng)。相比傳統(tǒng)方案減重量約20 kg，7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)度減少63%，實(shí)現(xiàn)了著陸巡視器的輕質(zhì)化和小型化。首次在航天器領(lǐng)域發(fā)動(dòng)機(jī)身部采用硅化鉬涂層體系，使250 N發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)耐溫能力由常規(guī)涂層體系的1450 ℃提高到1500 ℃，提高了250 N發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性。

針對(duì)中室壓系統(tǒng)在發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)關(guān)機(jī)時(shí)系統(tǒng)水擊壓力大的問(wèn)題，提出了在推進(jìn)系統(tǒng)中液路管路、發(fā)動(dòng)機(jī)入口、壓力傳感器入口等部位增設(shè)節(jié)流裝置的新措施，滿(mǎn)足了推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)劑混合比控制、并聯(lián)貯箱均衡排放控制的要求，提高了組件對(duì)水擊環(huán)境的適應(yīng)性。

針對(duì)中室壓條件下變推力條件負(fù)載增加的問(wèn)題，推力調(diào)節(jié)采用“3 ms-2 ms-1 ms升頻啟動(dòng)控制策略”，克服了電機(jī)驅(qū)動(dòng)與轉(zhuǎn)子振動(dòng)耦合現(xiàn)象，提高了電機(jī)控制力矩裕度。

金屬膜片貯箱常規(guī)使用的殼體材料的比強(qiáng)度相對(duì)較低，小直徑貯箱使用復(fù)合材料纏繞方案也無(wú)現(xiàn)實(shí)意義，針對(duì)中室壓條件下推進(jìn)劑貯箱承受高工作壓力帶來(lái)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量大的問(wèn)題，首次將噴射成型的高強(qiáng)度鋁合金材料用于貯箱的承壓殼體，并采用鋁合金殼體貯箱攪拌摩擦焊新工藝，解決了高強(qiáng)度鋁合金殼體球形貯箱制造及在熱熔焊接過(guò)程晶粒快速長(zhǎng)大、力學(xué)性能急劇下降的焊接難題，實(shí)現(xiàn)了貯箱輕質(zhì)化的要求，與常規(guī)貯箱方案相比，貯箱減重20%。