陳銳達，吳凌峰，徐 輝，關(guān) 亮，湯建華

（1.上?？臻g推進研究所，上海 201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術(shù)研究中心，上海 201112）

0 引言

空間站推進系統(tǒng)的設(shè)計及其可靠性直接影響航天器飛行任務(wù)的成敗，推進系統(tǒng)配置的姿控發(fā)動機主要功能是實現(xiàn)航天器俯仰、偏航、滾動等飛行姿態(tài)的調(diào)整［1］。為了提高推進系統(tǒng)的可靠性，通常將2～4 臺發(fā)動機安裝在同一個機組上相互備份，增加冗余設(shè)計，并由不同的輸送管路供應推進劑［2-3］。為了有利于推進劑輸送管路的總裝布局和推力沖量方向的精準控制，同一多機機組上發(fā)動機安裝距離往往很近，發(fā)動機點火時產(chǎn)生的高溫輻射熱流會相互影響，因此準確掌握空間站多機機組上發(fā)動機點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，已有一些學者對多機機組的溫度特性進行了研究。程惠爾等［4］研究了四對角噴管復雜幾何體系輻射角系數(shù)的計算方法，評估了發(fā)動機同時點火時高溫噴管外向輻射交換引起的集合效應影響。XIAO 等［5］以四機并聯(lián)空間發(fā)動機為模型，計算了發(fā)動機羽流相互作用及其對回流的影響。Ebrahimi［6］計算了均布的4 臺發(fā)動機點火時的流場分布。王雁鳴等［7］對多噴管發(fā)動機在低空同時點火時的尾焰流場和紅外輻射特性進行了研究。喬野等［8-9］對多噴管液體火箭動力系統(tǒng)尾焰輻射特性、流場特性進行了分析，得到了出口尾焰相互作用區(qū)域和邊界區(qū)域。從以上文獻結(jié)果可以看出，目前研究主要針對多臺發(fā)動機同時點火時熱輻射或噴管尾焰的相互影響，關(guān)于單機點火對相鄰不點火分機影響的分析較少。

此外，空間環(huán)境中發(fā)動機燃燒室本體直接暴露在航天器艙外，面對太空深冷環(huán)境和自身點火時產(chǎn)生的高溫，機組和機架上采取的熱控保護措施至關(guān)重要［10-13］。陳陽春等［14-15］研究了空間站核心艙雙機俯仰機組和單機軌控機組的熱控設(shè)計，預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］對載人飛船四機軌控機組在連續(xù)偏航飛行模式下的高溫工況和無外熱流的低溫工況進行了熱分析。趙訓友等［17］設(shè)計并在軌驗證了火星環(huán)繞器單個發(fā)動機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)動機點火時的高溫熱影響，采取了多項隔熱措施，對其周邊的重要結(jié)構(gòu)件進行了熱控優(yōu)化設(shè)計。目前研究鮮有關(guān)于熱控組件在單機單獨點火工況下的熱分析。發(fā)動機機組和機架上的熱控組件一方面必須保證推進劑處于正常的工作溫度范圍；另一方面電磁閥內(nèi)閥芯運動部件為塑料材質(zhì)，長時間受熱或者經(jīng)推進劑特別是氧化劑的浸泡后會發(fā)生溶脹，存在打不開的風險［19-20］。因此，必須通過單機點火和雙機點火熱試車驗證熱控設(shè)計的有效性。

目前對雙機機組上單機單獨點火工作溫度特性的研究較少，本文對空間站150 N 發(fā)動機雙機機組開展了高空模擬熱試車研究，分別考察了機組不包覆熱控組件和包覆時熱控組件時單個分機點火、雙機同時點火對發(fā)動機工作的影響，為分析發(fā)動機在軌使用的可靠性和熱控設(shè)計提供試驗支撐。

1 試驗對象與方案

1.1 試驗發(fā)動機

150 N 發(fā)動機由1 臺推力室和2 臺推進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)動機采用四氧化二氮與甲基肼的自燃推進劑組合，推進劑在燃燒室內(nèi)撞擊混合燃燒，形成高溫燃氣，流經(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)動機中心軸線重合，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，通過上、下閥芯的運動實現(xiàn)流道開啟和關(guān)閉，完成發(fā)動機的啟動和關(guān)機，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)動機結(jié)構(gòu)外形Fig.1 Schematic of the engine structure

1.2 試驗機組狀態(tài)

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

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

雙機機組結(jié)構(gòu)外形和溫度測點分布如圖3 所示，2 臺發(fā)動機嵌入雙機機架。雙機中心軸線相距180 mm，噴管出口最小間距為60 mm，喉部最小間距為160 mm。受試車臺上機架安裝空間限制，下方A 分機的測壓管嘴在試驗前已用堵頭堵焊。推進劑控制閥溫度測點設(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對喉部溫度進行監(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 臺分機測點代號以角標A、B 區(qū)分。

圖3 雙機機組結(jié)構(gòu)外形和溫度測點分布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，同時防止高溫燃燒室熱傳導、輻射導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劑流道的風險，在發(fā)動機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機組外觀如圖4 所示，機架表面進行黑色陽極化處理，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機組Fig.4 Appearance of the twin-engine cluster with the thermal control components

1.3 試驗系統(tǒng)

150 N 雙機機組試驗在42 km 高空模擬試車臺上進行，試驗系統(tǒng)原理如圖5 所示，包括推進劑供應系統(tǒng)、雙機機組、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 臺分機的氧化劑和燃料分別由同一條輸送管路供應，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 雙機機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

雙機機組安裝中心軸線無法與推力架軸線平齊，因此試驗過程中不測量推力，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，測量誤差均不大于0.5%，采樣頻率為1 kHz。

1.4 試驗方案

發(fā)動機在額定燃燒室壓力0.80 MPa、混合比1.65 下工作，對應額定推力為150 N，根據(jù)參試發(fā)動機的工作特性，推力在一定變化范圍內(nèi)與燃燒室壓力、推進劑總流量呈良好的線性關(guān)系，試驗過程中依據(jù)B 分機的燃燒室壓力和推進劑流量調(diào)整試驗參數(shù)至額定工況。首先進行單個分機點火試驗，獲取發(fā)動機的流量和溫度特性；然后保持推進劑的輸送壓力不變，2 臺分機同時點火，驗證熱影響。

試驗程序和機架熱控狀態(tài)見表1。在機架沒有包覆熱控組件的狀態(tài)下，B 分機連續(xù)點火3 次，驗證多次連續(xù)工作產(chǎn)生的影響，然后散熱至常溫后，B 分機單獨點火，A、B 分機再同時點火驗證熱影響，單次點火時長均為300 s，再進行B 分機單獨點火2 000 s 長程試驗程序驗證，驗證結(jié)束后立即打開雙機電磁閥將推進劑吹除排凈，測試電磁閥對以上工況的適應性。打開真空艙，包覆機架熱控，然后進行B 分機單獨點火，A、B 分機再同時點火驗證熱影響。

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

2 試驗結(jié)果分析

2.1 單個分機點火

B 分機單獨連續(xù)3 次點火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，代表對應的試驗工況，本文圖例均按此規(guī)則命名。點火過程中推進劑流量和燃燒室壓力變化平穩(wěn)，實測燃燒室壓力均值為0.80 MPa，喉部位置在點火約25 s 內(nèi)達到穩(wěn)定溫度1 075 ℃。點火初期電磁閥通道內(nèi)有推進劑流動帶走熱量，測點溫度出現(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)動機軸線相同，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)束時溫度高的原因是發(fā)動機關(guān)機后，燃燒室殘留熱量向頭部熱反浸導熱。

圖6 點火發(fā)動機工作參數(shù)變化曲線Fig.6 Variations of the working parameters of the ignited engine

B 分機單獨連續(xù)3 次300 s 點火時，不點火的A分機頭部和電磁閥測點溫度變化如圖7 所示。由圖7 可知，A 分機頭部和電磁閥測點溫度持續(xù)升高，連續(xù)點火后溫度近似線性上升，表明B 分機點火時燃燒室高溫輻射會對相鄰分機產(chǎn)生烘烤作用。不點火分機頭部2 個測點平均溫升速率為0.11 ℃/s，2 測點升速速率相當；氧化劑和燃料路電磁閥測點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 分機喉部溫度未達到紅外傳感器測量下限值600 ℃。

圖7 不點火發(fā)動機溫度變化曲線Fig.7 Variations of the non-ignited engine temperature

程序6 中B 分機單獨點火2 000 s 時，各項工作參數(shù)變化平穩(wěn)。點火的B 分機與不點火的A 分機頭部和電磁閥測點溫度變化對比曲線如圖8 所示。

圖8 不點火與點火發(fā)動機溫度變化對比曲線Fig.8 Comparison between the non-ignited and ignited engine temperatures

B 分機頭部溫度約600 s 達到熱平衡，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。不點火的A分機受烘烤影響，頭部2 個測點平均溫升速率為0.035 ℃/s，計算區(qū)間從極小值開始至爬升段結(jié)束，后文中計算均采用此規(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，最大上升幅值達到85 ℃，表明長時間穩(wěn)態(tài)點火會持續(xù)對不點火分機產(chǎn)生烘烤影響，造成溫度持續(xù)升高。A 分機喉部溫度未達到紅外傳感器測量下限值600 ℃。試車程序結(jié)束后對推進劑進行吹除排凈，雙機電磁閥可以正常打開和關(guān)閉。

2.2 雙機同時點火

如圖9 所示，給出了程序4 單分機點火與程序5雙機同時點火時B 分機的燃燒室壓力和喉部溫度對比曲線。由圖9 可知，雙機同時點火時B 分機相較單獨點火時的工作參數(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，雙機喉部穩(wěn)定溫度分別為1 112 ℃、1 105 ℃，表明雙機點火時發(fā)動機工作性能穩(wěn)定，可以實現(xiàn)穩(wěn)定的推力輸出功能，喉部位置沒有受到相鄰分機點火熱烘烤的影響。

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

續(xù)圖9 雙機點火與單分機點火工作參數(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 分機兩路電磁閥測點溫度在程序4 單獨點火與程序5 雙機同時點火時的對比曲線。由圖10 可知，B 分機在兩次點火程序中氧化劑路電磁閥溫度穩(wěn)定后數(shù)值相當，表明基本上沒有受到相鄰分機點火熱烘烤的影響，熱量主要來自自身高溫燃燒室熱傳導。B 分機燃料路電磁閥在單獨點火和雙機同時點火時的溫升速率分別為0.034 ℃/s、0.052 ℃/s，由于燃料路電磁閥空間布局上處于雙機的中間位置，斜向安裝受熱面積大，雙機同時點火時會明顯受到相鄰分機的熱烘烤影響，相鄰分機熱烘烤對其產(chǎn)生的溫升速率為0.018 ℃/s，占總溫升速率的比例約35%。

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

2.3 機架熱控組件的影響

為了考察機架熱控組件的影響，B 分機分別在機架有無包覆熱控組件的狀態(tài)下進行了程序4 和程序7 的單獨點火對比試驗，如圖11 所示，給出了B 分機單獨點火時不點火的A 分機電磁閥溫度變化對比曲線。由圖11 可知，程序4 中機架未包覆熱控組件時，不點火的A 分機兩路電磁閥溫度不斷受熱升高；程序7 中機架包覆熱控組件后，不點火的A 分機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火分機的烘烤影響，機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火分機電磁閥溫度曲線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)動機雙機機組開展高空模擬熱試車，考察了單個分機點火、雙機同時點火，以及機組機架包覆熱控組件對發(fā)動機工作性能和溫度特性的影響。在本文試驗條件下，得到以下結(jié)論：

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

2）單個分機點火或者雙機同時點火時，發(fā)動機工作參數(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受到相鄰分機點火熱烘烤的影響。

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

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