羽流導流綜合驗證試驗技術

胡旭坤，張登攀，張奎好

(北京航天試驗技術研究所，北京 100074)

0 引言

航天器的姿態控制和軌道調整依靠姿軌控發動機來實現，姿軌控發動機排氣羽流沖擊在航天器表面，會對航天器產生作用力，對其姿態保持形成干擾力矩。羽流還會在航天器表面造成化學沉積，對元件表面造成侵蝕，會引起光學儀器、太陽能帆板等元件的性能下降，甚至失效。另外，羽流流場高溫氣體會影響航天器的整體熱平衡，同時對一些紅外敏感器造成工作干擾。隨著我國航天事業的發展，羽流問題越來越受到重視。

羽流試驗是研究真空羽流及其效應的有效手段，一般具有以下特點：

1)試驗艙具有足夠大的空間。為使排氣羽流如同在宇宙空間那樣自由膨脹，以正確測定羽流的形狀和特征，要求試驗艙的膨脹艙部分的尺寸足夠大。

2)以大抽速的內裝式深冷泵做主抽氣泵。只有泵的抽速足夠大，才能保證當發動機工作時，試驗環境的真空度滿足復現羽流在宇宙空間的自由膨脹狀況。

3)配備復雜的羽流測量系統。羽流試驗需要測量羽流流場、氣動力效應、氣動熱效應和污染效應等參數，與一般的高空模擬試驗相比，其測量參數的種類和難度大大增加。

某航天器將在地外天體起飛、上升，由于上升發動機燃氣排放空間有限，使航天器所承受的發動機羽流力、熱效應將更加明顯，且羽流場也更加復雜，對于航天器的起飛穩定性及熱防護造成直接威脅。為了驗證發動機羽流對航天器的綜合力、熱效應，驗證發動機與羽流導流裝置的相容性，考核羽流熱防護材料性能及防護效果，需要進行發動機燃氣羽流導流綜合驗證試驗工作。本次試驗發動機推力大大超出了我國現有羽流試驗設施能力，試驗難度大，任務周期緊，為此研究制定了對現有大型高空模擬試驗臺進行改造，以承擔羽流導流綜合驗證試驗的方案。

1 試驗系統組成及原理

羽流導流綜合驗證試驗系統包括真空艙、試驗件結構安裝系統、位姿調整系統、溫度控制系統、真空抽氣系統、控制系統、推進劑加注系統及測量系統等，原理框圖如圖1所示。

圖1 羽流導流綜合驗證試驗系統框圖Fig.1 Block diagram for synthetical verification test system of plume flow guidance

1.1 真空艙

該設備為一個臥式真空容器，用于真空環境的獲得及試驗件的安裝，以滿足點火過程中試驗件環境壓力要求。真空艙直筒部分直徑5 m、長15 m、容積500 m3。艙內設有液氮熱沉支撐、試驗件安裝及位姿調整系統支撐。艙上設置液氮進出艙口、液氫進出艙口、電纜進出艙口、抽空口、放氣口、觀察窗、檢查門及緊急泄壓口等法蘭接口。

1.2 試驗件結構安裝系統

該系統用于試驗驗證器、測量裝置的安裝以及結構的整體移動，同時實現主推力及羽流擾動作用力的測量，包括試驗件支架和測力板，具備各向力矩現場校驗功能。

1.3 位姿調整系統

該系統用于調整試驗驗證器的位置，從而實現航天器起飛、上升過程模擬。采用六自由度平臺作為調姿運動平臺，由上平臺、下平臺、六套作動器和控制系統等組成。利用上位機控制伺服電機的運動，實現試驗件按照試驗要求的狀態運動。

1.4 溫控系統

該系統用于使試驗件及測控設備在試驗過程中保持正常工作溫度，采用電加熱絲帶纏繞加熱溫控方式對部件局部控溫，對異型工件采用貼片進行局部控溫。

1.5 真空抽氣系統

該系統用于實現發動機點火前的極限真空要求以及點火過程中的動態真空要求。采用機械真空泵與低溫泵組合工作的方式，包括液氫熱沉、液氫供應系統、液氮熱沉、液氮供應系統、水環泵機組、滑閥泵機組、羅茨泵機組、分子泵機組、氫濃度檢測及報警系統。

1.6 控制系統

該系統用于完成羽流導流試驗中驗證器推進分系統閥門的單元控制及程序控制，并具備各路閥電流的數據采集能力。控制系統由控制臺、控制機柜、歐姆龍PLC、上位機、通訊電纜、遠程控制電纜、過艙轉接插頭、艙內對接插頭、UPS不間斷電源、直流穩壓電源、隔離放大模塊及信號隔離分配模塊等部分組成。

1.7 推進劑加注系統

該系統用于向試驗驗證器加推進劑，包括氧化劑、燃料加注系統各一套，分別由加注貯罐、放液回收罐、真空泵、稱重設備、配氣設備、廢氣處理設備、流量計、壓力表、管路、過濾器及閥門等組成。

1.8 測量系統

該系統用于發動機羽流場參數、環境及試驗件狀態參數的測量，由穩態數據采集系統、壓力前端測量系統、真空壓力前端測量系統、溫度前端測量系統、熱流前端測量系統、艙內攝錄像系統和紋影儀組成。

試驗中試驗驗證器安裝于真空艙內，可遠程控制上升發動機開關機及位姿調整裝置的運動。

試驗過程中為降低實時抽真空對發動機羽流場的影響，采取發動機點火前利用機械真空泵機組與液氮熱沉、液氫熱沉聯合對真空艙抽真空，待真空艙內壓力滿足點火條件后，關閉機械真空泵機組，然后再開始發動機點火的模式。在點火過程中，低溫熱沉系統一直處于運行狀態，對發動機燃氣進行冷凝吸附，以維持真空艙內環境壓力。

試驗點火模式有兩種：一種是靜態點火，即調整試驗驗證器的位姿至一定的距離和姿態角，然后發動機點火；另外一種是動態點火，即發動機點火的同時，采用位姿調整系統控制試驗驗證器模擬起飛過程運動特性。在整個發動機點火程中，通過部署在相應位置的熱流傳感器、壓力傳感器、熱電偶、力矩測量裝置及紋影相機等測量羽流場的力、熱特性并記錄羽流場的分布情況。

2 試驗結果

羽流導流綜合驗證試驗系統建成并通過調試后，成功完成了20次試驗點火任務。

2.1 真空艙內壓力

真空艙內壓力曲線如圖2所示。各次發動機點火真空艙初始環境壓力均低于1×10-2Pa，發動機點火0.5 s時刻艙壓低于20 Pa，熱沉對于燃氣的吸附速率達到1.18×106Pa·m3/s，全面滿足了總體部門提出的試驗過程中真空艙環境壓力要求。

2.2 試驗件結構安裝系統

通過試驗獲得了在導流裝置處于不同距離與角度下，試驗驗證器所受各向力與力矩數據。發動機推力曲線如圖3所示，試驗件結構安裝系統在發動機點火前后系統的零位一致，點火過程中，推力參數測量性能穩定，各次點火的曲線變化規律完全一致，能夠真實反應發動機點火產生的推力。發動機點火產生的軸向推力除跟隨工況的變化略有升高或降低外，推力變化趨勢一致。

圖2 真空艙內壓力曲線Fig.2 Curve of pressure in vacuum chamber

圖3 發動機推力曲線Fig.3 Curve of engine thrust

2.3 位姿調整系統

各次靜態位姿調整點火試驗，系統反饋值與參數設定值最大位移偏差為0.719 mm，角度最大偏差為0.048°，滿足位移控制精度優于1 mm，角度控制精度優于0.1°的要求。

動態位姿調整試驗，位置時間曲線如圖4所示，位置反饋值(X′)與參數設定值(X)一致。

2.4 溫控系統

各次試驗溫控系統所控制溫度穩定于設定目標溫度上下2 ℃范圍內，保證了艙內各測控設備在低溫環境下正常運行。

圖4 位置時間曲線Fig.4 Curve of position time

2.5 測量系統

測量系統獲得了試驗驗證器表面壓力分布數據、熱流密度分布數據、溫度分布數據、氧/燃噴前壓力數據、發動機室壓數據，記錄了發動機點火及羽流擴散視頻圖像，發動機燃氣流紋影圖像。測量系統在各階段試驗中工作正常，測量參數重復性好，數據真實有效，為評價發動機羽流對航天器的綜合力、熱效應提供了依據。

3 采用的關鍵技術

3.1 真空環境的獲得及保持

本次試驗要求在發動機點火前真空艙內壓力不超過1×10-2Pa，發動機點火0.5 s內真空艙內壓力低于20 Pa，發動機燃氣流量大，艙內動態真空度要求高。為達到試驗要求，首先增加液氮熱沉面積并新增液氫熱沉系統，采用低溫冷凝吸附的方法吸附點火過程中發動機排出的燃氣，提高系統極限真空度，燃燒產物中的水蒸氣、二氧化碳、一氧化碳以及氮氣迅速吸附在熱沉表面。其次擴大真空艙的容積，新增一個真空艙段，使真空艙總容積達到500 m3，從而能夠在保持低壓情況下容納不可冷凝的氫氣組分。

本次試驗發動機共點火20次，由于發動機燃氣中含有氫氣成分，液氫熱沉無法冷凝吸附，使得真空艙內壓力在發動機點火后達到1×10-2Pa以上，需將艙內熱沉復溫，將艙內氫氣置換，然后重新對真空艙抽真空，一次點火需要2～3天時間。為加快試驗進度，在真空艙上增設了分子泵抽真空系統，使得發動機一次點火后不必開艙復溫，利用分子泵抽真空系統，經2.5 h，即可使真空艙內達到低于1×10-2Pa的點火條件，大大縮短了試驗周期，節約了試驗介質。

以上措施有效保證了試驗所需真空環境條件，在國內首次將液氫熱沉應用于發動機點火的高空模擬試驗中。

3.2 羽流擾動作用力的測量

羽流擾動作用力是本次試驗的主要測量參數，由于驗證器重力全部加載在測力裝置上，羽流擾動作用力遠遠小于試驗驗證器重力，因此難以準確測量。在國內僅進行過單臺發動機的推力矢量測量，還沒有進行過艙天器整機偏轉力矩測量。為滿足測量精度要求，采取了以下措施：

1)將4個三向壓電石英力傳感器均布在試驗件的安裝平面上，構成4點支撐式壓電測力儀，具備6分力測量能力。利用4個三向力傳感器輸出的12路力信號可求解得出推力矢量力的大小、方向以及作用位置的數據。

2)選用具有較大預緊力的壓電晶體測力結構，克服試驗件及輔助部件自重造成預緊力損失問題。

3)配置軸向力校驗裝置和側向力校驗裝置，對3個方向的測力傳感器進行現場靜態標定，保證推力及力矩測量的準確性。

所研制的測量系統結構緊湊、剛性好、固有頻率高，全面滿足了羽流擾動作用力測量精度要求。

3.3 真空低溫環境下試驗驗證器運動模擬

羽流導流綜合驗證試驗過程中，為了獲得試驗驗證器在一定距離(0.2～0.6 m)、角度(0～6°)范圍內不同位置條件下的發動機羽流場力、熱效應，需要在不同相對位置條件下點火。為此研制了基于六自由度Stewart平臺模式的位姿調整系統，將試驗驗證器安裝在位姿調整系統上，利用伺服控制系統來控制伺服作動器的六自由度運動，按照試驗要求調整試驗驗證器位置，從而模擬航天器起飛、上升的動態過程。位姿調整系統配置了溫控裝置，采取了有效的絕緣措施，經調試與試驗驗證，在試驗艙內真空低溫環境下工作穩定可靠。

3.4 液氫和氫氣的安全使用

液氫熱沉安裝在真空艙內，用于冷凝吸附發動機燃氣，為保障液氫熱沉工作，配套了液氫供應系統。液氫具有低溫危險性，極易泄漏和汽化為氫氣。氫氣的可燃極限范圍寬，點火能量低，具有爆燃和爆轟危險性。液氫熱沉和液氫供應系統設計、運行中采取了以下安全措施：

1)真空艙內液氫熱沉管路全部采用焊接形式連接，避免接頭處泄漏氫氣；

2)試驗大廳電氣防爆等級提升，增加通風措施，防止氫氣聚集；

3)將試驗大廳與其他房間連通的預留電纜、推進劑液氣路、抽真空管路、擴壓器出試驗大廳洞口封堵，防止氫氣擴散至其他房間；

4)試驗大廳內真空艙兩側地面鋪設導電橡膠，入口設消靜電接地球；

5)對試驗現場氫濃度進行檢測，超限報警，及時發現險情，加以排除；

6)真空艙設吹氮氣系統和水環泵抽真空系統，當檢測到艙內氫氣大量泄露時，采用向艙內和水環泵出口管路吹氮氣和利用水環泵對真空艙抽真空的方式將艙內氫氣抽出，露天高空排放。

以上措施確保了各次調試及試驗過程操作人員及試驗設備的安全。

4 結束語

在現有大型高空模擬試驗臺基礎上通過新增試驗件結構安裝系統、位姿調整系統、溫度控制系統，改造現有真空艙系統、真空抽氣系統、控制系統、推進劑加注系統及測量系統等，解決了真空環境的獲得及保持、羽流擾動作用力的測量、真空低溫環境下試驗件的相對運動模擬、液氫和氫氣的安全使用等技術難題，建成了羽流導流綜合驗證試驗系統，為我國首個推進系統整機高空模擬試驗系統。經調試及試驗驗證，試驗系統全面滿足了總體部門提出的各項要求，通過試驗獲得了試驗驗證器所受羽流擾動力數據以及試驗驗證器表面壓力、溫度、熱流密度等參數分布情況數據，圓滿完成羽流導流綜合驗證試驗任務。

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