葉勝，寧靜，陳陽春

上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機(jī)熱控設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

葉勝1，2，寧靜1，2，陳陽春1，2

（1.上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112；2.上?？臻g發(fā)動機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海 201112）

針對上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機(jī)溫度需求，設(shè)計(jì)了發(fā)動機(jī)熱控方案，建立了25、5 000 N發(fā)動機(jī)熱仿真模型，確定了各發(fā)動機(jī)加熱功率及被動包覆方式，解決了加熱器尺寸小、電阻值密度大以及熱控組件安裝方式難等問題，上面級發(fā)動機(jī)隨整箭進(jìn)行了熱試驗(yàn)驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。驗(yàn)證結(jié)果表明：25 N發(fā)動機(jī)法蘭和5 000 N發(fā)動機(jī)殼體溫度均在5 ℃以上，發(fā)動機(jī)溫度水平和加熱功耗均滿足系統(tǒng)要求，驗(yàn)證了熱控設(shè)計(jì)的有效性，可為類似發(fā)動機(jī)熱控研制提供一定參考。

上面級；發(fā)動機(jī)熱控；數(shù)值計(jì)算；熱試驗(yàn)；在軌驗(yàn)證

0　引言

上面級是在常規(guī)的基礎(chǔ)級運(yùn)載火箭上增加獨(dú)立的1級或多級飛行器，能夠獨(dú)立地將載荷送入預(yù)定軌道，可實(shí)現(xiàn)一箭多星等任務(wù)［1-3］。各國都在積極研制新型的上面級。美國研制有半人馬座系列、太陽能軌道轉(zhuǎn)移飛行器等型號，俄羅斯研制有Breeze-M、Fregat等型號，歐空局研制有EPS系列［4-7］。我國目前已實(shí)現(xiàn)首飛的型號有遠(yuǎn)征1號、遠(yuǎn)征1A號、遠(yuǎn)征2號、遠(yuǎn)征3號等［8-9］。上面級飛行姿態(tài)由所配置發(fā)動機(jī)控制，是上面級的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。其中，遠(yuǎn)征3號采用可搖擺的5 000 N再生冷卻發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌控，啟動次數(shù)可達(dá)20次以上。同時還配備了12臺25 N雙元發(fā)動機(jī)用于姿態(tài)控制。遠(yuǎn)征3號上面級在軌短期任務(wù)不超過48 h，長期任務(wù)為3個月。發(fā)動機(jī)處于真空深冷環(huán)境中，其溫度逐漸降低。為了保證發(fā)動機(jī)正常工作的溫度需求，需要對其進(jìn)行熱控設(shè)計(jì)。

本文針對遠(yuǎn)征3號上面級動力系統(tǒng)5 000 N再生冷卻發(fā)動機(jī)和25 N雙元發(fā)動機(jī)所處熱環(huán)境，進(jìn)行了熱控方案設(shè)計(jì)。經(jīng)過熱仿真計(jì)算確定了發(fā)動機(jī)的加熱功率，并給出了熱控包覆方案。最終通過地面真空熱試驗(yàn)和在軌飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了熱控措施正確性。

1　發(fā)動機(jī)熱控設(shè)計(jì)

1.1　任務(wù)分析

動力系統(tǒng)為上面級飛行器提供軌道機(jī)動、姿態(tài)控制等所需的沖量，配備了1臺再生冷卻5 000 N發(fā)動機(jī)和12臺25 N雙元發(fā)動機(jī)，其中每3臺25 N發(fā)動機(jī)組成1個姿控機(jī)組，共4個姿控機(jī)組。

上面級在軌工作期間，所處軌道傾角0°～90°、軌道高度200～2 000 km、在軌運(yùn)行時間最長不小于3個月。在真空深冷環(huán)境中，發(fā)動機(jī)通過導(dǎo)熱和輻射進(jìn)行散熱［10］。低溫環(huán)境下，推進(jìn)劑容易凍結(jié)，影響發(fā)動機(jī)正常工作。因此，需要對發(fā)動機(jī)進(jìn)行熱控設(shè)計(jì)，保證其工作的溫度需求。

1.2　5 000 N發(fā)動機(jī)熱控設(shè)計(jì)

5 000 N發(fā)動機(jī)為再生冷卻發(fā)動機(jī)，其頭部和身部均布置推進(jìn)劑流道，點(diǎn)火前需保證殼體溫度在0 ℃以上［11-13］。

1）主動熱控設(shè)計(jì)?？紤]發(fā)動機(jī)外型結(jié)構(gòu)，采用在發(fā)動機(jī)壁面安裝鎧裝型加熱絲的方式進(jìn)行溫度補(bǔ)償。分為4個加熱區(qū)域：發(fā)動機(jī)頭部、再生冷卻身部1、再生冷卻身部2和再生冷卻噴管段。由于 5 000 N發(fā)動機(jī)工作時，再生冷卻身部溫度高于100 ℃，因此測控溫選用MF51型熱敏電阻傳感器，實(shí)現(xiàn)對各加熱區(qū)域通斷控制的功能，MF51熱敏電阻位于發(fā)動機(jī)殼體未安裝加熱絲部位。

2）被動熱控設(shè)計(jì)。在發(fā)動機(jī)外包覆1層不銹鋼箔片，并粘貼1層鍍鋁面朝外的鍍鋁聚酰亞胺薄膜以減少熱輻射散失。發(fā)動機(jī)具體熱控布置，如圖1所示。

圖1　5 000 N發(fā)動機(jī)熱控組件布置

1.3　25 N發(fā)動機(jī)熱控設(shè)計(jì)

25 N發(fā)動機(jī)為雙元發(fā)動機(jī)，推進(jìn)劑流道貫穿大、小法蘭，需保證推進(jìn)劑流道溫度在0 ℃以上。

1）主動熱控設(shè)計(jì)。發(fā)動機(jī)大法蘭安裝鎧裝型片式加熱器，小法蘭安裝鎧裝型頭部加熱器，實(shí)現(xiàn)溫度補(bǔ)償［14-15］。由于25 N發(fā)動機(jī)尺寸較小，且小法蘭所需加熱功率低。因此需研制新型加熱器，解決加熱器尺寸小、電阻值密度大且難以安裝的問題。本文研制了一種新型鎧裝加熱器：加熱段尺寸小于 35 mm×6 mm×8 mm，加熱器阻值密度大于 350 Ω/cm3，可采用螺栓與法蘭連接固定。MF61型熱敏電阻具有較好的互換性，25 N發(fā)動機(jī)法蘭采用MF61熱敏電阻進(jìn)行低溫段控溫，對法蘭加熱器通斷實(shí)現(xiàn)控制。采用MF51進(jìn)行高溫段測溫。MF61熱敏電阻位置如圖2所示；MF51熱敏電阻位置在小法蘭另一側(cè)，與MF61對稱分布。每個機(jī)組的3臺發(fā)動機(jī)加熱器并成1個加熱回路，由MF61熱敏電阻控溫。

2）被動熱控設(shè)計(jì)。加熱器一側(cè)用中溫多層組件“20單元揉皺單面鍍鋁聚酰亞胺多層隔熱材料”包覆，阻擋熱量以輻射方式向太空散失。多層表面狀態(tài)為亞胺面朝外的鍍鋁聚酰亞胺薄膜。發(fā)動機(jī)與支架安裝面之間，采用酚醛層壓布板隔熱，墊片厚度不小于5 mm。發(fā)動機(jī)具體熱控布置如圖2所示。

圖2　25 N發(fā)動機(jī)熱控組件布置

2　熱仿真計(jì)算

2.1　數(shù)學(xué)模型及邊界條件

1）數(shù)學(xué)模型

選取SIMPLE算法，能量方程如下：

2）邊界條件

邊界條件設(shè)置如下：真空深冷環(huán)境，無對流，環(huán)境溫度為4 K；發(fā)動機(jī)安裝邊界取最惡劣工況，設(shè)定-45 ℃；5 000 N發(fā)動機(jī)壁面設(shè)置輻射邊界條件，半球輻射率取0.10；25 N發(fā)動機(jī)壁面設(shè)置輻射邊界條件，半球輻射率取0.85；25 N發(fā)動機(jī)法蘭多層隔熱組件設(shè)置輻射邊界條件，半球輻射率為0.65。

2.2　5 000 N發(fā)動機(jī)熱計(jì)算

對5 000 N發(fā)動機(jī)模型進(jìn)行簡化，建模過程中忽略倒角、螺釘?shù)燃?xì)節(jié)因素，并劃分網(wǎng)格，生成 6.4萬個網(wǎng)格，如圖3所示。

圖3　5 000 N發(fā)動機(jī)模型網(wǎng)格劃分

對加熱功率進(jìn)行摸底，分4個工況展開了計(jì)算，分別為40、60、80和100 W。計(jì)算結(jié)果見表1。經(jīng)對比，工況3的功率設(shè)置較為合理；在工況3加溫平衡后，身部平均溫度約20 ℃，可以保證推進(jìn)劑在0 ℃以上，且有較大的溫度裕度。

表1　5 000 N發(fā)動機(jī)熱仿真結(jié)果

工況3中，5 000 N發(fā)動機(jī)溫度云圖如圖4所示，為便于查看，僅顯示發(fā)動機(jī)頭部和身部穩(wěn)態(tài)溫度場。由圖可知，發(fā)動機(jī)頭部溫度范圍為307～318 K （34～45 ℃），身部加熱部位溫度范圍為290～314 K （17～41 ℃），再生冷卻噴管段溫度范圍為276～307 K （3～34 ℃）。滿足法蘭溫度大于0 ℃指標(biāo)要求。低溫出現(xiàn)在再生冷卻噴管段與噴管延伸段相接觸部位，是因?yàn)閲姽苎由於蜗蛲廨椛?，溫度較低。

圖4　5 000 N發(fā)動機(jī)溫度云圖

2.3　25 N發(fā)動機(jī)熱計(jì)算

對25 N發(fā)動機(jī)模型進(jìn)行簡化，建模過程中忽略倒角、螺釘?shù)燃?xì)節(jié)因素，并劃分網(wǎng)格，生成30萬個網(wǎng)格，如圖5所示。

圖5　25 N發(fā)動機(jī)模型網(wǎng)格劃分

對加熱功率進(jìn)行摸底，按照大法蘭單獨(dú)加熱、小法蘭單獨(dú)加熱和大小法蘭同時加熱3個工況展開了計(jì)算，加熱功率設(shè)置和計(jì)算結(jié)果見表2。對比3種工況，法蘭流道溫度均在0 ℃以上。工況1中，大法蘭單獨(dú)加熱時，小法蘭處流道距離加熱器較遠(yuǎn)，最低溫度為3 ℃，裕度較小。工況2中，小法蘭單獨(dú)加熱時，加熱功率越大，距離加熱器近的部位溫度將越高，4.5 W的加熱功率可以使流道溫度滿足要求；由于大小法蘭間有支架隔熱，而大法蘭與電磁閥直接接觸，大法蘭溫度受電磁閥影響更大，因此大法蘭溫度需要電磁閥保證，不利于控溫的獨(dú)立性。工況3中，大小法蘭同時加熱，流道溫度比較適中，且有較大的溫度裕度。

表2　25 N發(fā)動機(jī)熱仿真結(jié)果

工況3中，25 N發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)溫度計(jì)算結(jié)果如圖6所示。電磁閥根部溫度與大法蘭盤中心溫度接近為318～328 K （45～55 ℃）；大法蘭紅色高溫部位是加熱器安裝處，藍(lán)色低溫部位是安裝面，大部分溫度穩(wěn)定于310～330 K （36～56 ℃）；推進(jìn)劑流道的支架溫度范圍為290～310 K （17～37 ℃）；支架末端小法蘭溫度為277～296 K （4～23 ℃），支架末端小法蘭液體腔道處的溫度為289～296 K （16～23 ℃）。滿足法蘭流道溫度大于0 ℃指標(biāo)要求。

圖6　25 N發(fā)動機(jī)溫度云圖

3　試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1　地面真空熱試驗(yàn)

為驗(yàn)證加熱功率的符合性，并對溫度場進(jìn)行摸底，動力系統(tǒng)參加了整箭真空熱試驗(yàn)。試驗(yàn)分為高低溫工況，整個試驗(yàn)期間，動力系統(tǒng)不進(jìn)行點(diǎn)火工作。發(fā)動機(jī)采用自動控溫功能進(jìn)行溫度補(bǔ)償，主份加熱回路控溫點(diǎn)設(shè)置為：啟控溫度5 ℃，停控溫度10 ℃。

熱試驗(yàn)期間，5 000 N發(fā)動機(jī)和25 N機(jī)組發(fā)動機(jī)的溫度曲線如圖7所示。5 000 N發(fā)動機(jī)溫度在6～16 ℃內(nèi)周期性變化，其中再生冷卻噴管段由于傳導(dǎo)散熱，溫度下降較快，導(dǎo)致加熱回路開啟頻繁。發(fā)動機(jī)身部溫度波動較小，頭部和噴管由于導(dǎo)熱的原因，溫度波動相對較大。

25 N發(fā)動機(jī)組成的三機(jī)機(jī)組分別安裝在4個象限位置，法蘭溫度為5～14 ℃，各機(jī)組溫度均呈周期性變化，且控溫周期接近，約30 min。整個熱試驗(yàn)中，動力系統(tǒng)總峰值功耗不超過50 W，滿足功率限制要求。

圖7　熱試驗(yàn)發(fā)動機(jī)溫度曲線

3.2　飛行試驗(yàn)

2018年12月，上面級Y1箭進(jìn)行了首次飛行試驗(yàn)，歷時約4 h。飛行期間，各發(fā)動機(jī)控溫良好，溫度均在適當(dāng)?shù)姆秶鷥?nèi)。5 000 N再生冷卻發(fā)動機(jī)在軌溫度，如圖8所示。發(fā)射后初始階段（0～ 3 000 s），發(fā)動機(jī)維持在15 ℃左右。隨后發(fā)動機(jī)進(jìn)行點(diǎn)火工作，由于熱返浸，發(fā)動機(jī)整體溫度上升；發(fā)動機(jī)工作過程中，再生冷卻身部溫度最高，其次是發(fā)動機(jī)頭部，再生冷卻噴管段溫度相對最低；發(fā)動機(jī)在軌工作過程中，再生冷卻段溫度最高不超過130 ℃。

圖8　5 000 N再生冷卻發(fā)動機(jī)在軌溫度

25 N發(fā)動機(jī)機(jī)組在軌溫度如圖9所示。P1～P4分機(jī)為滾動主份發(fā)動機(jī)，起飛后進(jìn)行姿態(tài)控制。發(fā)動機(jī)點(diǎn)火工作，由于熱返浸作用，法蘭維持在較高溫度水平，溫度高于控溫閥值，加熱回路未啟動；整個飛行過程中，法蘭溫度最高不超過45 ℃。P5～P8分機(jī)為滾動備份機(jī)組，發(fā)動機(jī)全程未點(diǎn)火；加熱器按照自動控溫程序工作，法蘭溫度在 5～35 ℃；分機(jī)溫度差異是由于所處位置不同，接受的太陽輻射強(qiáng)度不同導(dǎo)致的。其中，P6發(fā)動機(jī)法蘭溫度水平最低，但是最低溫度仍高于5 ℃，可以看到控溫性能有效。P9～P12分機(jī)為正推發(fā)動機(jī)，法蘭溫度在14～58 ℃，發(fā)動機(jī)工作后，熱返浸作用致使法蘭溫度高于啟控溫度，加熱回路未開啟，根據(jù)法蘭溫度變化的趨勢，可以判斷發(fā)動機(jī)在軌正常開啟或關(guān)閉。根據(jù)12臺發(fā)動機(jī)在軌工作情況，可以得出25 N發(fā)動機(jī)法蘭熱返浸溫度不高于60 ℃，滿足發(fā)動機(jī)安全工作溫度范圍。

圖9　25 N在軌飛行試驗(yàn)發(fā)動機(jī)溫度曲線

4　結(jié)束語

本文研究了上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機(jī)熱控特性，借助熱仿真軟件，對25、5 000 N發(fā)動機(jī)進(jìn)行了熱分析計(jì)算，獲得了發(fā)動機(jī)最優(yōu)加熱功率和相應(yīng)的被動包覆方式；動力系統(tǒng)熱控先后經(jīng)過了地面真空熱試驗(yàn)和在軌飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證，發(fā)動機(jī)推進(jìn)劑流道均可以保證在5 ℃以上；獲得了在軌工作過程中，25 N發(fā)動機(jī)法蘭和5 000 N發(fā)動機(jī)身部溫度范圍，可為類似發(fā)動機(jī)研制提供依據(jù)。由于Y1箭飛行任務(wù)時間為4 h，熱控設(shè)計(jì)方案還需后續(xù)3個月長期任務(wù)的進(jìn)一步考核驗(yàn)證。

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Thermal Control Design and Verification for Upper Stage Power System Engine

YESheng1，2， NINGJing1，2， CHENYangchun1，2

（1.Shanghai Institute of Space Propulsion， Shanghai 201112， China； 2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine， Shanghai 201112， China）

In view of the temperature requirements of upper power system engine， a thermal control scheme is designed， a thermal simulation model for 25 N and 5 000 N engines is established， and the scheme of heating power and passive coating is determined， which solves the problems of small heater size， high resistance density， and difficult installation of thermal control components. The upper stage engine system is verified by thermal tests and flight tests along with the whole rocket. The results show that the temperatures of the 25 N engine flange and 5 000 N engine shell are above 5 ℃， and the temperature level and heating power of engine both meet the requirements of the system， which verifies the effectiveness of the engine thermal control design. The results can provide some references for the development of similar engine thermal control.

upper stage； engine thermal control； numerical calculation； thermal test； on-orbit verification

2020?09?02；

2020?10?21

上海市空間發(fā)動機(jī)工程技術(shù)研究中心項(xiàng)目（17DI2280800）

葉勝（1987—），男，碩士，工程師，主要研究方向?yàn)楹教炱魍七M(jìn)系統(tǒng)熱控。

V 434

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.019