陳陽(yáng)春，李世恭，胡承云

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

0 引言

空間站屬于大型且十分復(fù)雜的長(zhǎng)期載人航天器，與短期載人航天器及一般的衛(wèi)星相比，其設(shè)計(jì)理念和關(guān)注的重點(diǎn)不盡相同。推進(jìn)系統(tǒng)作為航天器的主動(dòng)力系統(tǒng)，其可靠性直接關(guān)系到任務(wù)的成敗。推進(jìn)系統(tǒng)所攜帶的姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)是決定航天器能否完成各項(xiàng)任務(wù)的關(guān)鍵組件，其主要的功能是實(shí)現(xiàn)航天飛行器空間姿態(tài)的調(diào)整、軌道轉(zhuǎn)移等。發(fā)動(dòng)機(jī)能否按程序正常點(diǎn)火是發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作最基本的前提，同時(shí)，保證推進(jìn)劑處于正常工作溫度范圍是發(fā)動(dòng)機(jī)正常點(diǎn)火的基本條件。空間站核心艙推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)動(dòng)機(jī)均布置在艙外，面對(duì)太空深冷環(huán)境，必須采取一定的熱控措施才能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前所需要的溫度。和以往飛船系列軌控機(jī)不同，核心艙軌控機(jī)組安裝位置特別，熱控設(shè)計(jì)要求更高，且要求長(zhǎng)壽命、輕量化。

國(guó)內(nèi)外未見學(xué)者對(duì)軌控機(jī)組熱控設(shè)計(jì)作深入研究。肖澤娟等以一臺(tái)10 N單組元發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，通過仿真和地面試驗(yàn)相結(jié)合的方法，獲得了推進(jìn)劑在流過噴注器中的降溫規(guī)律。徐繁榮等運(yùn)用數(shù)值仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證相結(jié)合的方法，得到了符合任務(wù)指標(biāo)的發(fā)動(dòng)機(jī)熱控方案。孫冰等對(duì)單組元發(fā)動(dòng)機(jī)熱回浸現(xiàn)象作了理論分析。韓崇巍等針對(duì)第二代490 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火而導(dǎo)致其周邊重要結(jié)構(gòu)件溫度偏高的問題，重新對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)周邊結(jié)構(gòu)件的熱控進(jìn)行了設(shè)計(jì)。王愛華等采用新型片式加熱器實(shí)現(xiàn)對(duì)490 N發(fā)動(dòng)機(jī)頭部加熱方法的改進(jìn)。張忠利運(yùn)用仿真與試驗(yàn)相結(jié)合的方法，對(duì)某運(yùn)載型號(hào)發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程進(jìn)行了研究。方磊等先后分別用二維傳熱計(jì)算程序、CFD軟件仿真分析了采用再生冷卻方式工作的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的傳熱特性。劉海娃等運(yùn)用I-DEAS/TMG軟件對(duì)HAN基無毒單組元發(fā)動(dòng)機(jī)熱控方案進(jìn)行了仿真計(jì)算和真空熱試驗(yàn)，獲得了發(fā)動(dòng)機(jī)重要部位的溫度數(shù)據(jù)。劉昌國(guó)等為獲得300 N單組元發(fā)動(dòng)機(jī)在低溫下的工作特性以及影響發(fā)動(dòng)機(jī)在低溫環(huán)境下工作性能的主要因素，開展了試驗(yàn)研究。

空間站核心艙推進(jìn)系統(tǒng)包含4個(gè)軌控機(jī)組，受包絡(luò)限制，每個(gè)軌控機(jī)組下陷安裝到資源艙小凹艙內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)喉部及燃燒室受艙壁遮擋。同時(shí)，空間站各種構(gòu)型、飛行姿態(tài)及受曬環(huán)境也給電磁閥高溫防護(hù)提出了適應(yīng)性更高、更廣的要求。

成熟可靠的熱分析模型是驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)、在軌溫度預(yù)示和故障處理的可靠手段，特別是對(duì)長(zhǎng)壽命的航天器而言尤為重要。針對(duì)軌控機(jī)組低溫下的加熱以及高溫下電磁閥的熱防護(hù)，在模型校核的基礎(chǔ)上，對(duì)軌控機(jī)組在軌各種飛行階段可能面臨的高、低溫工況進(jìn)行了仿真分析，在長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)原則下確定了機(jī)組的主動(dòng)和被動(dòng)熱控方案，得到了該設(shè)計(jì)狀態(tài)下軌控機(jī)組低溫和高溫工況可能的溫度數(shù)據(jù)。計(jì)算結(jié)果得到在軌飛行驗(yàn)證，為后續(xù)任務(wù)的圓滿完成提供保障。

1 研究方法

1.1 技術(shù)指標(biāo)

空間站核心艙飛行任務(wù)對(duì)軌控機(jī)組的指標(biāo)要求為:

1)點(diǎn)火前發(fā)動(dòng)機(jī)頭部溫度不低于0 ℃；

2)發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥溫控制在4～60 ℃；

3)在軌工作時(shí)間15 a。

1.2 模型描述

與以往飛船系列軌控機(jī)組集中安裝在艙體尾部不同，空間站核心艙軌控機(jī)組受包絡(luò)限制，每個(gè)軌控機(jī)組下陷安裝到資源艙小凹艙內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)喉部及燃燒室受艙壁遮擋，不利于高溫工況下的散熱，給防熱設(shè)計(jì)帶來了困難。圖1為核心艙軌控機(jī)組安裝圖，圖2為以往飛船系列軌控機(jī)組安裝圖。經(jīng)分析，其特殊的空間位置決定了軌控機(jī)組不同的被動(dòng)包覆設(shè)計(jì)：取消頭部多層面膜，維持鈦合金的表面狀態(tài)；機(jī)架均不包覆多層；遵循輕量化原則，電磁閥多層反射屏采用0.006 mm的鍍鋁聚酯薄膜。

圖1 核心艙軌控機(jī)組

圖2 以往飛船系列軌控機(jī)組

結(jié)構(gòu)改進(jìn)后的軌控機(jī)組通過一厚為9 mm的酚醛層壓布板隔熱墊片安裝至機(jī)架上，機(jī)架連同凹艙安裝至艙壁。建立如圖3所示物理模型，包括軌控發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)架、絎條、小凹艙、隔熱墊片、艙壁及其多層組件。

圖3 物理模型

機(jī)架做了黑色陽(yáng)極化處理，發(fā)動(dòng)機(jī)附近的艙壁外側(cè)包覆高溫隔熱屏，面膜為高硅氧布；其他區(qū)域包覆低溫多層，面膜為一層白色防原子氧外用阻燃布。凹艙表面包覆了厚約8 mm的高溫隔熱屏，面膜為高硅氧布。在不影響計(jì)算結(jié)果的前提下，逐一對(duì)模型各部分進(jìn)行簡(jiǎn)化：

1)發(fā)動(dòng)機(jī)及機(jī)組機(jī)架的圓角、倒角直線化；

2)忽略機(jī)架的螺栓、螺釘；

3)忽略頭部結(jié)構(gòu)中小孔的影響；

4)艙壁多層以軟件自帶殼單元形式體現(xiàn)；

5)艙壁用一方框來模擬。

根據(jù)上述簡(jiǎn)化，采用Delaunay方法，對(duì)計(jì)算區(qū)域采用基于有限元網(wǎng)格的控制體積法進(jìn)行離散。分別對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)頭部、電磁閥、機(jī)架、絎條、隔熱墊及艙壁進(jìn)行離散并逐一建立四面體網(wǎng)格，體網(wǎng)格數(shù)分別為459個(gè)、384個(gè)、648個(gè)、836個(gè)、154個(gè)、3 464個(gè)。忽略隔熱墊片與環(huán)境的輻射換熱，分別對(duì)推力室(含噴管、喉部、燃燒室)外表面、頭部上表面、電磁閥表面、艙壁內(nèi)外表面、凹槽表面、機(jī)架表面逐一建立三角形面網(wǎng)格單元，面網(wǎng)格數(shù)分別為1 931個(gè)、104個(gè)、234個(gè)、6 224個(gè)、2 014個(gè)、251個(gè)。圖4為離散后的軌控機(jī)組模型。

圖4 有限元模型

1.3 計(jì)算方法

TMG集成在美國(guó)公司SARC的I-DEAS中，兼具建模、熱輻射分析和熱網(wǎng)絡(luò)求解等一體化功能，對(duì)于求解航天器在軌溫度場(chǎng)非常方便快捷。

1.3.1 控制方程

在上述模型的基礎(chǔ)上，利用I-DEAS TMG，采用節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)法計(jì)算軌控機(jī)組在極端低溫工況(始終背陽(yáng))所需要的加熱功率以及在極端高溫工況(機(jī)組最大面積受太陽(yáng)持續(xù)照射)時(shí)的最高溫度。

機(jī)組在任務(wù)期間，與外界的傳熱只有輻射換熱和導(dǎo)熱。對(duì)于熱網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)，其控制方程為

(1)

式中：,為節(jié)點(diǎn)與節(jié)點(diǎn)之間的導(dǎo)熱系數(shù)；,為節(jié)點(diǎn)與節(jié)點(diǎn)之間的輻射系數(shù)；為節(jié)點(diǎn)內(nèi)熱源和所吸收的外熱流之總和；為斯蒂芬—玻爾茲曼常數(shù)；為節(jié)點(diǎn)的熱容。等號(hào)左邊表示源項(xiàng)，即流入熱量與自身發(fā)熱量之和；右邊表示存儲(chǔ)項(xiàng)。

傳導(dǎo)熱網(wǎng)絡(luò)系數(shù),的通用計(jì)算式為

(2)

式中下標(biāo)表示與導(dǎo)熱相關(guān)的參數(shù)。

節(jié)點(diǎn)間輻射網(wǎng)絡(luò)傳熱系數(shù),通用計(jì)算式為

,=,

(3)

式中：為節(jié)點(diǎn)表面積；為節(jié)點(diǎn)表面發(fā)射率；,為表面對(duì)表面的輻射交換系數(shù)。

1.3.2 計(jì)算方法

1)采用穩(wěn)態(tài)模型計(jì)算；

2)采用共軛梯度(conjugate gradient)方法求解熱傳導(dǎo)；

3)采用奧本海姆(Oppeheim)方法計(jì)算輻射換熱。

1.3.3 邊界條件

1)艙壁：-10～40 ℃。以此溫度上、下限分別作為軌控機(jī)組高溫工況、低溫工況的輸入。

2)空間背景溫度取-269 ℃。

3)采用穩(wěn)態(tài)模型進(jìn)行分析。

4)太陽(yáng)常數(shù)取極大值1 414 W/m。

5)受曬因子取1。

6)全輻射設(shè)置。

2 結(jié)果與討論

2.1 仿真結(jié)果

2.1.1 計(jì)算正確性校核

利用貨船尾部正推機(jī)組在太陽(yáng)角分別為65°和45°兩種工況下的飛行數(shù)據(jù)來驗(yàn)證本文所采用的計(jì)算方法、參數(shù)設(shè)置及網(wǎng)格尺寸計(jì)算結(jié)果的正確性。圖5為太陽(yáng)角65°時(shí)的溫度云圖，對(duì)應(yīng)的電磁閥溫度范圍為70～73 ℃。兩種太陽(yáng)角的仿真結(jié)果和飛行數(shù)據(jù)對(duì)比見表1，計(jì)算結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)吻合性好。核心艙軌控機(jī)組仿真計(jì)算采用與之相同的計(jì)算方法、參數(shù)設(shè)置和網(wǎng)格尺寸。

圖5 太陽(yáng)角65°對(duì)應(yīng)的溫度云圖

表1 計(jì)算結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)比對(duì)

2.1.2 極端低溫工況

當(dāng)軌控機(jī)組無任何外熱流時(shí)，即為機(jī)組的極端低溫工況。有推進(jìn)劑流道的部位為發(fā)動(dòng)機(jī)頭部及電磁閥，在深冷環(huán)境，需要采取主動(dòng)熱控措施才能保證其溫度。圖6給出了頭部加熱功率20 W、每個(gè)電磁閥加熱功率1 W以及艙壁定溫-10 ℃前提下頭部和電磁閥溫度云圖。由圖6(a)可以看出頭部有推進(jìn)劑流道的部位平衡溫度范圍為23.2～42.4 ℃；由圖6(b)可以看出電磁閥溫度范圍為32.5～42.5 ℃。極端低溫工況的計(jì)算結(jié)果分析表明，該功率組合能滿足在軌任意飛行姿態(tài)下，頭部溫度不低于0 ℃、電磁閥不低于4 ℃的溫度要求。由于采用自動(dòng)控溫，當(dāng)溫度加熱至?？攸c(diǎn)溫度時(shí)，加熱器隨即斷開，不存在發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)加熱功率下一直加熱至42 ℃的情況。

圖6 低溫工況下溫度云圖

針對(duì)核心艙軌控機(jī)組的安裝特點(diǎn)及長(zhǎng)壽命等使用要求，為保證其頭部及電磁閥在不同的構(gòu)型及姿態(tài)下均溫度適中，和以往飛船系列所有軌控機(jī)組設(shè)計(jì)成一個(gè)熱控回路不同，核心艙每個(gè)軌控機(jī)組頭部和電磁閥獨(dú)立成一個(gè)控制回路。該設(shè)計(jì)能保證空間站核心艙任意構(gòu)型任意飛行姿態(tài)下，軌控機(jī)組頭部和電磁閥溫度水平適中。

2.1.3 極端高溫工況

當(dāng)軌控機(jī)組長(zhǎng)期處于太陽(yáng)照射時(shí)，即為該機(jī)組高溫工況。在艙壁定溫40 ℃前提下，首先計(jì)算了太陽(yáng)角為65°時(shí)，機(jī)組頭部及電磁閥穩(wěn)態(tài)溫度分布。平衡后的溫度見圖7，由圖7(a)可以看出頭部溫度范圍為50.3～59.3 ℃；由圖7(b)可以看出電磁閥溫度范圍為53.0～56.6 ℃，此工況下，電磁閥最高溫度為56.6 ℃，滿足低于60 ℃的指標(biāo)要求。

圖7 65°太陽(yáng)入射角對(duì)應(yīng)的穩(wěn)態(tài)溫度分布云圖

此外，還計(jì)算了不同太陽(yáng)入射角對(duì)應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)溫度。圖8為軌控機(jī)組電磁閥溫度隨太陽(yáng)角變化曲線。由圖8可以看出，電磁閥溫度隨著太陽(yáng)照射角的增大出現(xiàn)先升高再降低的趨勢(shì)，最高溫度出現(xiàn)在58°，此時(shí)整個(gè)機(jī)組受照面積最大，對(duì)應(yīng)的電磁閥溫度范圍為54.3～57.9 ℃。在模型校核的基礎(chǔ)上，受曬因子取1且太陽(yáng)熱流、照射面積都取最惡劣條件的情況下，電磁閥溫度滿足不高于60 ℃溫度上限要求。表2為軌控機(jī)組電磁閥、頭部、噴管在不同太陽(yáng)角下對(duì)應(yīng)的溫度匯總。

表2 不同太陽(yáng)角對(duì)應(yīng)的軌控機(jī)組溫度

圖8 電磁閥溫度隨太陽(yáng)角變化

實(shí)際上，空間站受曬因子最大為0.853。因此，補(bǔ)充計(jì)算了受曬因子為0.853，太陽(yáng)熱流和機(jī)組受照面積仍包絡(luò)實(shí)際在軌最惡劣工況時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)溫度分布。得到電磁閥溫度范圍為49.1～52.5 ℃，在計(jì)算模型和參數(shù)設(shè)置正確性得到校核的前提下，分析認(rèn)為實(shí)際在軌受太陽(yáng)照射時(shí)，電磁閥溫度不高于52.5 ℃。

2.2 在軌飛行情況

目前核心艙已在軌一年，經(jīng)歷各種飛行階段及姿態(tài)，涵蓋了低溫工況和高溫工況。在機(jī)組長(zhǎng)期處于背陽(yáng)面期間，機(jī)組加熱器在自動(dòng)控溫模式下啟動(dòng)加熱，軌控機(jī)組頭部溫度最低為9.2 ℃，如圖9所示；電磁閥溫度最低為6.8 ℃，如圖10所示。

圖9 低溫工況頭部飛行數(shù)據(jù)

圖10 低溫工況電磁閥飛行數(shù)據(jù)

在頭部加熱功率20 W，每個(gè)電磁閥加熱功率1 W的設(shè)計(jì)狀態(tài)下，2.1.2節(jié)的仿真結(jié)果(頭部平衡溫度23.2～42.4 ℃，電磁閥平衡溫度53.0～56.6 ℃)是基于穩(wěn)態(tài)設(shè)置下得到的，即占空比為1的常加熱設(shè)置。而實(shí)際飛行期間，受整艙功耗、溫度均衡性等要求限制，軌控機(jī)組按控溫策略自動(dòng)控溫，控溫閾值設(shè)定為4～12 ℃，即當(dāng)溫度低于4 ℃時(shí)，加熱器啟動(dòng)加熱，當(dāng)溫度高于12 ℃時(shí)，加熱器停止加熱。低溫工況期間，軌控機(jī)組頭部及電磁閥加熱回路占空比約0.3，按占空比數(shù)值推算，若實(shí)際飛行為常加熱狀態(tài)，電磁閥和頭部溫度將高于40 ℃，因此，仿真結(jié)果和實(shí)際飛行得到的溫度有偏差的原因?yàn)槎呒訜崮Ｊ讲煌?，仿真是常加熱的結(jié)果，目的為說明核心艙軌控機(jī)組設(shè)計(jì)的熱控措施能滿足其任務(wù)期間極端低溫工況的溫度需求。實(shí)際飛行為有占空比(類似脈沖式的)自動(dòng)控溫結(jié)果。仿真和飛行結(jié)果表明，軌控機(jī)組熱控設(shè)計(jì)能保證機(jī)組在低溫工況下溫度滿足指標(biāo)要求。由于每個(gè)機(jī)組頭部的電磁閥獨(dú)立成回路，不存在同回路內(nèi)不同軌控機(jī)組溫差較大的現(xiàn)象。

偏航慣性飛行姿態(tài)對(duì)軌控機(jī)組而言為高溫工況，此期間，機(jī)組受太陽(yáng)長(zhǎng)期照射，機(jī)組加熱器在自動(dòng)控溫模式下停止加熱，機(jī)組受太陽(yáng)照射影響各部位溫度升高。圖11為高溫工況期間，軌控機(jī)組頭部溫度曲線，最高溫度56.5 ℃，與計(jì)算結(jié)果較吻合；圖12為該工況下對(duì)應(yīng)的電磁閥溫度曲線，最高溫度為35.0 ℃，滿足低于60 ℃的指標(biāo)要求，且離上限的余量較大，與計(jì)算值上限即52.5 ℃有一定偏差的原因在于電磁閥在艙內(nèi)受溫度環(huán)境的影響較大。

圖11 高溫工況頭部飛行數(shù)據(jù)

圖12 高溫工況電磁閥飛行數(shù)據(jù)

仿真計(jì)算設(shè)置包絡(luò)了在軌可能出現(xiàn)的極端高溫工況，即按艙內(nèi)環(huán)境及艙壁溫度定溫40 ℃作為輸入，加之噴管因?yàn)樘?yáng)照射溫度升高導(dǎo)熱至電磁閥，電磁閥計(jì)算溫度必高于40 ℃，計(jì)算值53.0～56.6 ℃是可信的。而實(shí)際飛行溫度低于40 ℃，說明艙壁或艙內(nèi)環(huán)境溫度比設(shè)定值40 ℃要低。頭部暴露于艙外，其溫度不受設(shè)定的艙內(nèi)環(huán)境影響，只跟艙壁溫度及空間外熱流有關(guān)。因此，頭部和電磁閥計(jì)算結(jié)果與飛行數(shù)據(jù)吻合程度不一致的原因?yàn)槎呶恢貌煌瑢?dǎo)致其受艙內(nèi)環(huán)境及艙壁溫度的影響程度不同。電磁閥在高、低溫工況下均保持適中的溫度水平為核心艙后續(xù)飛行任務(wù)的圓滿完成提供保障。

綜上，無論低溫還是高溫工況，軌控機(jī)組熱控設(shè)計(jì)保證了有推進(jìn)劑流道的頭部及電磁閥處于適中的溫度水平，熱控設(shè)計(jì)得到了飛行驗(yàn)證。

3 結(jié)論

2)噴管受太陽(yáng)照射面積越大，頭部及電磁閥溫度越高，在太陽(yáng)角58°時(shí)，噴管受照面積最大。

3)頭部設(shè)計(jì)功率20 W、每個(gè)電磁閥設(shè)計(jì)功率1 W的主動(dòng)熱控措施能保證軌控機(jī)組在極端低溫工況下電磁閥溫度不低于6.8 ℃，滿足不低于0 ℃要求。

4)取消發(fā)動(dòng)機(jī)頭部多層面膜，維持鈦合金的表面狀態(tài)，機(jī)架不包覆多層的被動(dòng)防熱設(shè)計(jì)保證了軌控機(jī)組在極端高溫工況下溫度不超40 ℃，有利于保障電磁閥的可靠性。