神舟七號飛船伴星液氨閃蒸射流推進技術

魏 青，李永策

（上?？臻g推進研究所，上海200233）

1 引言

微小衛星是人造衛星發展領域的一個重要分支，由于微小衛星的功能相對簡單，單獨的一顆微小衛星在工程應用上的價值不高。如果利用微小衛星進行編隊飛行或組成星座，以替代常規的大衛星，在成本、性能、可靠性等方面都將具有較大的優勢，因此，編隊飛行或星座聯網將是微小衛星工程應用的主要方向。

要實現微小衛星的編隊飛行和星座間的位置保持，就要求微小衛星具有一定的機動能力，這就對推進系統在微小衛星上的應用提出了要求。

由于微小衛星自身重量、體積、功耗以及成本的限制，目前可應用于微小衛星的推進方案，尤其對于總重在50kg級以下的微小衛星，基本局限于常規的冷氣推進。冷氣推進方案由于其結構簡單、可靠，在微小衛星中應用十分廣泛。但是冷氣推進方案的劣勢在于密度比沖很低，即使是采用高壓貯存推進工質以降低貯存所需的容積，密度比沖提高的也不多。

為克服冷氣推進貯存密度較低的缺陷，英國Surrey大學和上海空間推進研究所在一些試驗性的衛星上采用了液化氣推進方案[1，2]，利用液化氣（丙烷、氨等）常溫下可加壓液化的特點，將液化氣液化貯存，需要工作時，通過加熱使之汽化，最后以冷氣方式工作。這樣既具有了冷氣推進簡單的優點，又由于通過推進工質的液化貯存，在不高的貯存壓力下，提高了貯存密度，從而提高了密度比沖。

但是這種液化氣推進方案的工作模式也有著一定的局限性，由于推進工質由液態轉化為氣態，需要較大的加熱功率。以500mN推力，1000Ns/kg比沖的液氨推力器為例，在1s內，噴射出的氣體量為0.5g，液氨（20℃）蒸發補充這0.5g氣體，需要的熱量是588J，也即只有588W的加熱器才可以提供這個熱量，這種功率是微小衛星難以滿足的。此外由于液化氣推進工質的飽和蒸汽壓隨溫度變化十分急劇，在0℃和20℃時，其飽和蒸汽壓由0.43MPa上升到0.86MPa[3]，這直接影響了推力器最終推力。因此這種液化氣推進模式（下文將其稱之為“液化氣冷氣推進模式”）只適用于短時工作或可以小功率充分預加熱以及對推力精度要求不高的場合。

神舟七號飛船伴星同樣采用了液化氣推進方案，但有別于上述的液化氣冷氣推進模式，而是采用了一種全新的液化氣閃蒸射流推進模式。

2 神舟七號飛船伴星推進方案

神舟七號飛船伴星是一顆微小衛星，其任務之一是對飛船的留軌艙進行繞飛，實現以留軌艙為中心4km×8km的橢圓繞飛。

在伴飛任務中，留軌艙處于無動力飛行狀態，必須根據地面對留軌艙測得的軌道實時制定伴星的軌道機動策略，這一方面要求伴星推進系統必須提供非常精確的推力沖量，另一方面也意味著推進系統沒有充分的預加熱時間。因此液化氣冷氣推進模式不能滿足此種任務要求。

通過對任務需求的分析，綜合性能、安全、可靠等因素，最終采用了一種新型的液化氣推進工作模式，將液氨直接從推力器噴射，利用液氨的閃蒸特性，在真空環境下，液氨在噴管中快速蒸發汽化，最終以氣液兩相流的狀態噴射出去，從而產生推力。這種模式稱之為“液化氣閃蒸射流推進模式”。

伴星推進系統的原理圖見圖1。系統采用了兩個1.2L貯箱貯存推進劑液氨，貯箱下游設置了過濾器和自鎖閥，配置一臺推力器，推力軸線通過衛星質心，以提供軌道控制沖量。模塊上還設置了一個壓力傳感器用于測量貯箱的壓力，兩個溫度傳感器分別用于測量貯箱出口溫度和推力器入口溫度，以監測整個模塊的工作情況。

圖1 神舟七號飛船伴星推進系統原理圖

3 液化氣兩種工作模式對比分析

液化氣冷氣推進模式的工作原理可簡化至圖2，將其簡單的處理為一個絕熱系統，在推力器不工作時，貯箱內氣液處于平衡狀態。

圖2 液化氣冷氣推進模式工作原理

推力器開機，氣體被噴射出去，貯箱內壓力迅速下降，液體的蒸發速率提高（Q=k·（Ps-P），Q為蒸發速率，k為蒸發系數，Ps為飽和蒸汽壓，P為貯箱壓力），當液體的蒸發速率等于通過推力器噴射出去的流量時，貯箱內便達到了一個新的平衡點。隨著液體的蒸發，推進劑溫度的逐漸下降，平衡點也隨之下降，這表現為平衡的壓力在逐步降低，但降低的速率遠小于推力器開啟瞬間壓力下降速率。

推力器關機后，貯箱壓力開始上升，隨著壓力的上升，當壓力P=Ps時，蒸發速率Q=0，此時達一個新的平衡點。

利用圖3所示的試驗設施，測得了在此種工作模式下，貯箱內壓力隨推力器工作的變化曲線（見圖4中細實線）。貯箱的起始溫度為14℃，貯箱壓力在推力器開啟時，有一個陡降過程（從0.60MPa到0.52MPa），此過程大概在10s左右，此后，推力器的工作壓力呈緩慢下降趨勢，在后續的90s工作時，從0.52MPa下降到0.42MPa。

液化氣閃蒸射流推進模式的工作原理可簡化成圖5。推力器開機，貯箱內的氨以液態的形式流出，隨著液體的流出，氣體所占的體積逐漸增加。對于處于平衡狀態的液化氣，溫度恒定時，氣態所占體積在15%～85%的范圍內，其壓力不會改變。這使得在溫度恒定的情況下，冷氣推力器所產生的推力基本保持恒定。

圖3 冷氣推進模式試驗系統原理圖

圖4 兩種推進模式下貯箱壓力變化曲線

圖5 閃蒸射流推進模式工作原理

同樣利用圖3的試驗系統，將推力器的進口管路和出氣管斷開，直接與出液管連接。

圖4中的虛線是此種模式下貯箱內壓力隨推力器工作時間的變化曲線，推力器持續工作100s，其壓力下降不超過0.02MPa。圖6是推力數據，圖7是各個測溫點的溫度變化情況。

液化氣冷氣推進模式下由于推進工質以純氣態噴出，其比沖高于液化氣閃蒸射流推進模式下的比沖（以氣液混合方式）。利用同一推力器，在上述兩種模式下進行高空試車，以測量推力器的推力和比沖。表1列出了上述兩種模式下的推進性能。

圖6 推力變化情況

圖7 各測溫點變化情況

表1 冷氣推進模式和閃蒸射流模式推進性能對比

4 液氨的閃蒸射流過程分析

閃蒸是指液體激烈的蒸發過程，當液體溫度高于其所處壓力下的飽和蒸汽溫度時（此種液體稱之為過熱液體），其處于熱不平衡狀態，必須通過蒸發以釋放過熱量，這種蒸發過程是非常激烈的。文獻[4]對水的閃蒸研究表明，過熱度越高，閃蒸越激烈，液體內部的溫度變化也越大。

在孤立系統中，閃蒸是利用液體本身的顯熱來提供蒸發所需的潛熱，即通過一部分液體自身的溫度降低產生的熱量使另一部分液體蒸發汽化。這樣的情況下，由于不需要外部的加熱，對于功率需求可以降到最低。

對于200km高度的真空環境而言，環境壓力所對應的液氨飽和溫度接近了液氨的冰點，即-77℃，而衛星內部的溫度大致在0～20℃范圍，也就意味著液氨閃蒸的過熱度可以達到77℃以上，這可以使得液氨的閃蒸十分劇烈。

下文通過能量方程以及結合試驗數據對推力器的閃蒸性能進行分析。推力器簡化為圖8，截面1為推力器的入口，此截面為全液體，截面2為噴管出口，此截面為氣液混合態。

圖8 推力器簡化圖

根據伯努利方程，在絕熱情況下，忽略重力，對于無粘性的可壓縮流體：

其中：h為比焓（J/kg）；V為速度（m/s）。因此對于截面1和截面2，有：

其中，β為噴出的氣體占總的噴出量的質量比例；t1、t2為截面1與截面2處的溫度。

在閃蒸射流推進模式下，測得的比沖為343m/s，該比沖是液體和氣體混合的綜合比沖。即：

此外，液氨和氣氨的比焓h（t）和h′（t）均是t的單調函數。

邊界條件按如下確立：

截面1：相對于截面2中氣體的流速，V1可忽略不計，即V1≈0；在t1=10℃時，液氨的比焓h（10℃）=245873 J/kg。

截面2：氣體的排氣速度V2可直接用全氣態測得的比沖代替：即V2’=1108m/s；液體的排放速度V2相對于V2’是個小量，因此可認為：V2=0。

因此，根據上述等式，可以求得：β=9.6%，t2=-32℃。

在噴管的出口處，測得的最低溫度為-69.2℃，這比計算的理論值低，主要是閃蒸會在液體內部形成一個溫度梯度，從液體表面到內部，其溫度是逐步升高的。而利用能量守恒計算得到的閃蒸后的溫度是一個平均溫度。

需要指出的是：盡管在噴管的出口處，氣體推進劑的質量只占了9.6%，由于氣體的比容是液體比容的836倍（在-32℃下，液氨的比容為0.00146m3/kg，氣氨的比容為1.22 m3/kg），因此其氣體推進劑的體積占了98.9%。

由此可見，采用液化氣閃蒸射流推進模式，液氨在噴射過程中閃蒸汽化，大約總流量的9.6%以氣態方式噴射出去，整個液體溫度下降了42℃（由截面1的10℃降到了截面2的-32℃）。

5 飛行驗證情況

在伴星對飛船留軌艙的伴飛過程中，推進系統應用液化氣閃蒸射流推進模式，共進行8次工作，最終成功地完成了伴飛任務。根據推進工作時間長度20s以上的衛星測定軌反算出的推力和地面高空試車測量得到推力值相比較，兩者的偏差僅在5%左右[5]。在伴飛任務結束兩個月后，衛星還進行了接近飛船留軌艙試驗，推進系統工作了12次，后續又進行了推進劑排空試驗，推進系統工作8次。

表2列出可伴星推進系統前20次工作數據。從數據判斷，在推力器第17次工作時，其入口處開始出現氣液混合現象，此時推進劑已經消耗了75.3%。

表2 推進系統的飛行驗證數據

6 結論

液化氣閃蒸射流推進技術首次在神舟七號飛船伴星任務中取得了圓滿成功。相對于冷氣推進而言，液化氣閃蒸射流推進模式具有密度比沖高、系統功耗低、結構更為簡單等優點，是一種比較適合于微小衛星的推進方案。 ◇

［1］Gibbon D，Paul M.The use of Liquefied Gases in Small Satellite Propulsion Systems.AIAA2001-3246.

［2］Weiqing.The Research and Realization of Liquefied Gas Propulsion Technology.InternationalSymposium on Space Propulsion 2004，Shanghai：August，2004.

［3］NIST.http://webbook.nist.gov/chemistry accessed on Nov.1 2010.

［4］郭迎利，鄧煒，嚴俊杰，等.初始條件對瞬態閃蒸過程的影響.工程熱物理學報2008.8.

［5］魏青，郭尚群.閃蒸射流推進的應用.火箭推進，2010.6.