艙外推進劑管路冗余電加熱技術

劉小旭,邰艷芳

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

0 引 言

火箭、衛星等飛行器中的推進劑輸送管路主要用于將貯箱中的推進劑輸送到發動機，供發動機燃燒工作，為飛行器飛行提供動力[1]。因此，確保輸送管路中的推進劑溫度范圍滿足要求，對于確保發動機正常工作，確保飛行器正常運行具有重要意義。

上面級屬于一種新型空間飛行器，是在基礎級火箭上面增加的相對獨立的一級。同衛星相比，上面級會有大軌道機動，外熱流變化更為劇烈，同基礎級火箭相比，上面級需要在軌運行達幾個小時，推進劑輸送管路會遭遇完全不同于火箭的熱環境，控溫要求更高[2,3]。本文根據上面級自身的結構及飛行特點，對上面級推進劑輸送管路的控溫方法進行了研究，提出冗余電加熱的控溫方法，并通過熱平衡試驗進行了驗證，確?？販胤秶耐瑫r兼顧了可靠性，對于保證上面級正常工作具有重要意義。

1 上面級輸送管路特點

火箭推進劑輸送管路均封閉在艙體內部，且主要在大氣層內工作，不需要經歷空間低溫環境，熱環境條件較好，在發動機工作時推進劑一直處于流動狀態，總工作時間短，依靠貯箱的熱慣性即可滿足溫度范圍。因此，火箭推進劑輸送管路不需要采取額外的控溫措施。對于衛星等空間飛行器，由于需要長時間在軌運行，發動機不工作時，推進劑處于靜置狀態，受空間冷背景影響，推進劑溫度會持續下降，為確?？販胤秶?，衛星推進劑管路一般采取包覆多層隔熱組件加主動電加熱的熱控措施。但由于衛星等空間飛行器的推進劑管路一般都處于艙內，熱環境條件較好，沿管路長度方向熱條件一致性也較好，因此，這一設計方法并不完全適用于暴露于艙外，環境條件更為復雜的上面級。

目前，國外對火箭上面級的研究較多，對比衛星的上面級的熱設計思路，其思路大體相同，管路一般都是封閉在艙內，形成了較為穩定、簡單的熱環境條件。本文研究的上面級則是中國首次開展的研究，這一上面級結構既不同于衛星，也不同于火箭，屬于開敞式結構，推進劑輸送管路完全暴露于艙外，結構形式較為復雜（見圖1），受空間復雜外熱流環境影響很大，使得管路沿長度方向溫度不均勻性很大，加之推進劑控溫要求較高，使得長時間在軌滑行時，確保輸送管路的溫度范圍和溫度均勻性面臨著很大的困難。本文提出的冗余設計思路，有效地解決了這一問題。

圖1 上面級輸送管路示意Fig.1 Sketch of Upper Stage Propellant Pipe

2 冗余主動電加熱技術方案

2.1 管路控溫要求

對于常規動力上面級，推進劑一般采用偏二甲肼和四氧化二氮，為保證發動機穩定工作，對這兩種推進劑組元的溫控范圍要求較為嚴格[4]。對于輸送推進劑的管路，溫度要求為：氧化劑（四氧化二氮）+5～+20 ℃、燃燒劑（偏二甲肼）+1～+25 ℃，啟動前輸送管內兩組元推進劑的最大溫差不大于12 ℃。若主動熱控系統出現一度故障（某一路加熱回路無法加熱或持續加熱），主發動機啟動前輸送管路內推進劑溫度可放寬至-8～+40 ℃。

2.2 管路熱控方案

輸送管路熱控設計是通過設計多層隔熱組件確保高溫工況下管路溫度不超過控溫范圍的上限（偏低溫設計），同時利用主動電加熱控制確保管路溫度在控溫范圍內。設計電加熱器功率時還需要考慮多層隔熱組件保溫性能偏差、環境（空間外熱流、艙體紅外輻射）預示偏差、主動電加熱電源電壓變化等不確定性因素，因此電加熱器功率大于管路控溫所需的平均電加熱功率。

考慮一段長度為1 m，采取包扎多層加主動電加熱控制措施的管路，假設多層包扎均勻，電加熱及外熱流均勻，管路溫度均勻，管路熱平衡方程式為[6]

式中 c為管路熱容；m為管路質量；T為管路溫度；RQ，分別為受到的艙體紅外輻射、空間外熱流（太陽輻照、地球反照及地球輻照）、相鄰管路的導熱、平均電加熱功率及輻射散熱功率；A為輻射面積，A=πDL；σ為玻爾茲曼常數。

低溫工況下，考慮穩態情況，假設無任何外熱流，也不考慮艙體紅外輻射和相鄰管路的導熱，則有：

管路溫度為

式中 L為管路長；D為外徑（含多層）；eε為多層有效發射率，eε=0.072[5]。

高溫工況下，考慮穩態情況，假設外熱流僅有太陽直接輻射（太陽常數為S），不考慮地球反照、地球紅外輻射以及艙體紅外輻射和相鄰管路的導熱，則有：

管路溫度為

式中s,eα為有效太陽吸收比，s,eα=0.01。

根據式（2）～（5）計算得出管路控溫所需的平均電加熱功率以及高低溫工況下管路的最高及最低溫度。

以上為簡化的理想計算方法，為確保設計的準確性，在初步分析的基礎上，還在熱分析軟件中建模進行了較為詳細的仿真分析。

2.3 主動電加熱設計

為實現閉環控溫，采用了電加熱主動熱控技術[7]，原理如圖2所示。

圖2 主動熱控系統示意Fig.2 Active Thermal Control System

由圖2可知，系統主要由控制器、電加熱器、溫度傳感器等組成。其中溫度傳感器用來獲取被控對象溫度變化信號，控制器將獲得的溫度信號Tc與Ta設定值比較并進行判斷后，控制加熱器的工作狀態，由電加熱器提供加熱熱量，從而達到控制被控對象溫度范圍的目的。

考慮到薄膜電加熱器結構簡單、熱慣性小、控溫精度高等特點，上面級輸送管路熱控方案設計時，采用管路外壁包覆多層加纏繞薄膜電加熱帶的方式進行主動控溫[8]。將圖1所示的輸送管路按照500 mm左右的長度進行均勻劃分，各個管段作為一個控溫回路，以確保管路溫度的均勻性。在每個管段中間粘貼熱敏電阻溫度傳感器進行閉環反饋控制。為確保飛行的可靠性，對電加熱控溫回路采取整體冗余設計，即對一個控溫管段，采用兩路完全獨立的控溫回路（包括傳感器、加熱器及控制電路）同時工作進行控溫。當某一控溫回路出現故障時，無論是無法加熱故障還是持續加熱故障，都可以通過合理設計電加熱器功率保證推進劑溫度控制在可接受的范圍內。

2.4 冗余電加熱功率設計

從上面級管路冗余電加熱設計方案可以看出，管路采用熱備份冗余電加熱設計，即正常工作時，每個控溫管段均有兩條相同功率的加熱帶同時進行加熱。這一設計存在以下兩種一度故障模式。

a）某一控溫回路無法斷電，整個上面級飛行過程中持續加熱；

b）某一控溫回路無法上電，整個上面級飛行過程中無法加熱。

為保證飛行可靠性，必須保證：a）故障模式在遇到極端高溫工況下管路溫度不超出耐溫上限，同時要保證；b）故障模式在遇到極端低溫工況下管路溫度不低于耐溫下限

按照2.2節提出的設計方法，以+40 ℃和-8 ℃分別作為高低溫工況計算的上下限溫度，利用式（2）可以計算得出所需的最大加熱功率maxP，利用式（4）可以計算得出所需的最小加熱功率minP，則最終的加熱功率P=（maxP +minP ）/2，按照這一設計方法即可得出所有加熱回路的加熱功率。根據上面級實際管路長度及走向，最終將管路劃分為22段，以其中4段為例，每一路加熱區設計如表1所示。

3 一度故障熱平衡試驗

管路加熱功率設計時，采用的是理想的輻射換熱公式，這一設計忽略了管路之間的遮擋和管路與上面級本體之間的輻射換熱，這一簡化使分析計算結果與上面級飛行結果存在一定偏差。因此，對熱平衡試驗進行了考核，所有加熱回路均在熱平衡試驗過程中進行了一度故障模擬，并根據熱平衡試驗結果對各回路加熱功率進行了修正。

3.1 試驗一度故障設計

在上面級熱平衡試驗過程中對管路電加熱回路進行了兩種一度故障狀態模擬。為確保試驗狀態能夠完全覆蓋飛行狀態，試驗一度故障設計如下。

a）在低溫工況，選取連續的7段加熱回路模擬無法加熱故障，即在試驗開始前，通過設置，使得7段冗余加熱回路中，每一段均有一路加熱回路在整個試驗工況中始終無法加熱；

b）在高溫工況，選取與低溫工況相同的連續7段加熱回路模擬持續加熱故障，即在試驗開始前，通過設置，使得 7段冗余加熱回路中，每一段均有一路加熱回路在整個試驗工況中始終保持加熱狀態。

以上故障狀態設計，充分考慮了上面級全年任意時刻發射的需求，通過在極端的高低溫工況下開展故障狀態模擬，確保了管路冗余電加熱設計對所有飛行工況的覆蓋。

3.2 試驗結果

低溫工況試驗，模擬無法加熱故障的管路溫度曲線如圖3所示。

圖3 低溫工況管路溫度曲線Fig.3 Pipe Temperature at Low Temperature Condition

高溫工況試驗，模擬持續加熱故障的管路溫度曲線如圖4所示。

圖4 高溫工況管路溫度曲線Fig.4 Pipe Temperature at High Temperature Condition

3.3 小 結

從熱平衡試驗結果可以看出，在極端高低溫工況下，即使管路冗余電加熱回路中某一路出現一度故障，仍然能夠保證管路的控溫結果滿足使用要求，說明管路主動熱控設計正確、合理，滿足飛行要求。但是通過圖4也可以看出，雖然冗余加熱回路中的一路持續加熱，但在工況后期管路溫度仍然在下降，說明管路加熱功率設計偏小。為使管路冗余電加熱設計更加優化，根據熱平衡試驗結果對上面級熱仿真分析模型進行了修正。根據修正后的模型，對各管段的加熱功率進行了優化，以確保管路控溫效果更優。以表1列出的4段管路為例，優化后的加熱區設計如表2所示。

表2 優化后管路分區及加熱設計Tab.2 Pipe Partition and Heating Design after Optimization

4 結束語

上面級對于中國屬于新型空間飛行器，構型上具有很多獨有的設計。其中，管路完全外露的特點，大大增加了熱控設計的難度，經過深入研究，提出了考慮一度故障的冗余電加熱設計思路，既保證了管路控溫范圍，又大幅度提高了設計可靠性。最終經過熱平衡試驗的考核，證明了這一設計的正確性，同時，經過幾發上面級實際飛行考核，也證明了這一設計的合理性。