嫦娥四號探測器推進系統設計特點與驗證

魏彥祥 郭尚群 趙京 曹偉 許映喬

(1 上海空間推進研究所，上海空間發動機工程技術研究中心，上海 201112)

(2 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

嫦娥四號探測器在2018年12月8日從西昌衛星發射中心發射，2019年1月3日在月球背面成功軟著陸，隨后開展了月面勘查和科學探測，探測任務取得了圓滿成功。嫦娥四號探測器推進系統為探測器提供地月轉移軌道飛行、環月軌道飛行和動力下降飛行過程的姿態控制和軌道控制推力，為探測器月球捕獲減速和軟著陸月球背面提供精準推力。推進系統從探測器入軌開始到軟著陸月面，全程輸出高精度的推力，為嫦娥四號任務圓滿成功提供了重要保證。

根據嫦娥三號探測器飛行試驗結果和技術發展，嫦娥四號探測器推進系統在發動機推力精確控制和精確變推力控制等方面進行了優化設計[1-2]，這些設計技術獲得了地面試驗和在軌飛行的充分驗證，可用于其他航天器。

1 推進系統設計

1.1 總體設計方案

嫦娥四號探測器采用雙組元推進劑恒壓擠壓式姿態、軌道統一控制推進系統，由氣瓶、貯箱和發動機等組件組成。探測器采用“十字”隔板構型，4只推進劑貯箱對稱布置在“十字”隔板之間，1臺變推力發動機位于中心，2只氣瓶位于側板外側，姿態控制發動機分布在外部斜面板上。貯箱采用兩端固定方式，底端與過渡承力板以法蘭方式軸向固定，頂端采用3根側拉桿與“十字”隔板徑向固定，氣瓶采用底支架和箍帶方式安裝，氣液路管路、閥門、總裝通類等沿總體“十字”隔板和底板布置。

1臺7500 N變推力發動機為探測器提供近月制動及著陸下降過程中變軌、減速、懸停的軌道控制推力，16臺150 N推力器和12臺10 N推力器分為2個功能相同的分支，為探測器在軌飛行和著陸下降過程提供姿態控制推力，為中途修正、環月軌道調整、環月降軌提供軌道控制推力。嫦娥四號探測器推進系統的系統原理和結構構型如圖1所示。

圖1 推進系統的系統原理和結構構型

1.2 功能組成

嫦娥四號探測器推進系統分為氦氣增壓部分、推進劑輸送部分、推進劑利用部分和驅動控制電路部分4個功能模塊。其中：氦氣增壓部分由氣瓶、電爆閥、減壓閥、氣路自鎖閥、安全閥及管路等組成，提供貯箱工作時的擠壓氣體。推進劑輸送部分由貯箱、液路自鎖閥及管路等組成，用于貯存和供應發動機工作時所需的推進劑。推進劑利用部分由7500 N變推力發動機、150 N推力器及10 N推力器組成，提供探測器飛行過程軌道控制和姿態控制的動力。驅動控制電路部分由推進線路盒和推進配電盒組成，接收控制系統的指令，驅動推進系統的閥門、電機等負載運動，并采集遙測參數。

1.3 工作模式

嫦娥四號探測器飛行分為5個階段，推進系統對應不同的工作模式。

(1)發射段：推進系統在適應各種力學環境的同時，按照飛行程序要求完成推進閥門(包括電磁閥和自鎖閥)加電和姿態控制管路真空排氣。

(2)地月轉移軌道飛行段：器箭分離后推進系統首先進行貯箱增壓和姿態控制管路充填，建立姿態控制推力器的工作狀態，姿態控制推力器點火工作完成消初偏。推進系統完成軌道控制管路真空排氣和軌道控制管路充填，建立探測器軌道控制工作狀態。推進系統使用8臺150 N推力器進行1次中途修正軌道調整，然后在12月12日7500 N發動機點火工作323 s，完成減速近月制動，探測器被月球成功捕獲，準確進入200 km×400 km的環月軌道。

(3)環月飛行段：推進系統在環月飛行段完成環月軌道調整和環月降軌工作，使用150 N推力器完成變軌。此后，探測器準確進入15 km×100 km的環月軌道，為動力下降作好準備。

(4)動力下降段：7500 N發動機先在額定推力7500 N工況下點火工作進行主減速，接著以變推力模式連續工作，依次完成快速調整段、接近段、懸停段、避障段和緩速下降段工作，動力下降687 s后在月球背面軟著陸。

(5)月面工作段：探測器在月面著陸后，推進系統采用4臺150 N推力器點火工作進行推進劑鈍化。推進劑鈍化完成后打開推進系統的氣路鈍化電爆閥，排空氣瓶和貯箱內的氦氣，完成全部鈍化工作。鈍化后推進系統完成全部飛行任務，最后完成斷電處理。

2 推進系統設計特點分析

嫦娥四號探測器推進系統充分繼承了嫦娥三號探測器推進系統的成熟技術和成熟方案，同時根據嫦娥三號探測器飛行試驗過程和技術發展，進行了優化和改進設計，具有如下特點。

2.1 發動機推力精確控制和高精度變推力設計

因為月球背面地形崎嶇，布滿高山和撞擊坑，為實現嫦娥四號探測器精準著陸月面，推進系統必須提供精確的控制推力和高精度的變推力輸出。為此，推進系統設計采用減壓閥高精度調試、飛行產品管路系統地面測試和流阻調節、7500 N發動機地面熱標、飛行參數和地面參數聯合仿真等方法，以提供高精度的發動機裝訂推力[3-4]。

推進系統7500 N變推力發動機進行動力下降過程的推力控制，通過精準變推力調節實現探測器精準著陸月面。7500 N發動機的變推力輸出，使用步進電機調節實現。步進電機控制策略在嫦娥三號的基礎上進行了優化，提高了變推力控制的精度和可靠性[5-7]。步進電機采用128 ms控制周期，每個控制周期電機最多運動120步，每步運動時間1 ms。步進電機在1000 Hz的驅動頻率下，其轉子在最小啟動間隔時間內還處于振蕩區，因轉子自身慣量產生的動態啟動附加轉矩影響，步進電機存在因驅動轉矩不足而失步的風險。為提高步進電機轉動的可靠性，需要提高步進電機的啟動輸出轉矩，可采用提高步進電機供電電壓、升頻啟動控制、更換輸出力矩更大電機等方法。綜合考慮時間、經費、硬件改動最小等因素，推進系統采用“3-2-1”升頻啟動設計策略，即步進電機啟動頻率越低，輸出轉矩越大。每個控制周期走第1步時電流保持3 ms，走第2步時電流保持2 ms，從第3步起每步時長為1 ms。

2.2 軌道控制管路超壓管理設計

為保證推進系統可靠密封，在非變軌期間7500 N發動機上游的軌道控制管理閥門保持關閉狀態。由于在飛行過程中太陽照射角度變化和7500 N發動機工作后熱反侵等影響因素，封閉的軌道控制管路壓強會隨溫度變化而升高或下降。為使壓強在允許的安全范圍內，要控制軌道控制管路的壓強爬升范圍。嫦娥三號探測器推進系統采取的技術途徑為：在測控弧段內遙控開閥泄壓，在非測控弧段通過延時指令開閥泄壓。此方法存在飛控工作量大、對測控依賴性強、閥門動作次數多等缺點。為解決上述問題，嫦娥四號探測器推進系統采用“熱控管理和自主泄壓”的冗余方法。軌道控制管路充填或7500 N發動機點火工作結束后，打開軌道控制管路管理閥門同時進行軌道控制管路加熱，加熱到設定溫度閾值后調低管路溫度閾值并關閉軌道控制管理閥門。此后，軌道控制管路壓強自主管理程序使能，軌道控制管路壓強超壓后自主開閥泄壓。其軌道控制管路超壓管理流程見圖2。

圖2 軌道控制管路超壓管理流程

2.3 月面高可靠推進劑鈍化設計

嫦娥四號探測器著陸到月面后剩余一定量的推進劑，氣瓶、貯箱也處于帶壓工作狀態。在月面長期工作期間，經受月晝、月夜交替的高低溫環境，存在安全風險，需要對剩余推進劑和增壓氣體進行排出鈍化處理[8]。在推進劑鈍化過程中，遙測信息和鈍化指令都通過中繼衛星轉發，都有延時，因此，鈍化方案要適應中繼轉發模式，同時為保證安全要具備容錯能力。

考慮中繼延時影響，嫦娥四號探測器推進系統采用長時鈍化和短時鈍化結合使用的鈍化方案。首先采用長時鈍化策略(10 min，5 min，2 min)，當氧化劑路或燃料路的4個壓強遙測有2個下降到1.6 MPa時，關閉鈍化發動機，改用短時鈍化策略(50 s，10 s，5 s)；當氧化劑路或燃料路的4個壓強遙測有2個下降到(1.40±0.05)MPa時，關閉鈍化發動機，推進劑鈍化結束。這樣既解決了中繼延時對鈍化的影響，也規避了中繼通信故障可能給鈍化帶來的各種風險。推進劑鈍化流程如圖3所示。

圖3 推進劑鈍化流程

2.4 氣瓶在軌提高裕度設計

根據嫦娥三號探測器在軌飛行數據分析，動力下降過程由于7500 N發動機連續大流量工作，氣瓶內氣體快速消耗，導致氣瓶溫度快速下降，著陸后氣瓶最低溫度-34 ℃，接近氣瓶的驗收試驗溫度-35 ℃。嫦娥四號探測器推進系統通過研制期間氣路系統真空放氣專項試驗，制定了動力下降前提高氣瓶裕度的方案，即動力下降前調高氣瓶的控溫閾值，對氣瓶加熱，氣瓶溫度提高到22 ℃。

2.5 發動機量化極性測試設計

發動機極性是推進系統的關鍵特性之一，目前其主要測試方法是目視、耳聽、手摸，存在測試不量化、記錄難追溯、易漏判和誤判的風險。嫦娥三號探測器推進系統極性測試采用物理噴氣的方式，再通過目視、耳聽、手摸的方式確認結果。嫦娥四號探測器推進系統采用發動機量化極性測試設計，把氣體壓強信號和氣流聲音信號轉化成電信號，實現了發動機極性測試量化，測試數據可記錄和可追溯。

3 試驗驗證

在嫦娥四號探測器飛行過程中，推進系統全程輸出了精確的姿態控制推力和軌道控制推力。在探測器著陸月面后，推進系統在中繼模式下可靠、安全地完成了剩余推進劑和增壓氣體的鈍化工作。推進系統的各項功能和性能通過在軌飛行進行了全面驗證。

3.1 推力精確控制和高精度變推力驗證

1)推力精確控制在軌驗證

在嫦娥四號探測器飛行過程中，推進系統進行了6次變軌，其中4次變軌使用8臺150 N推力器，2次變軌使用7500 N發動機，詳見表1。在變軌工作過程中，7500 N發動機推力偏差最大0.5%，150 N推力器推力偏差最大2.1%，均遠優于2.0%和5.0%的指標要求，驗證了推進系統推力精確控制設計的正確性。

表1 嫦娥四號探測器變軌工況

2)高精度變推力驗證

嫦娥四號探測器推進系統在變推力控制策略上進行了優化設計，在研制過程中，推進系統通過步進電機測試臺測試、推進系統與控制系統聯試、推進線路盒與7500 N發動機聯合熱試車，對步進電機驅動方案進行了充分驗證。

推進線路盒與7500 N發動機聯合熱試車過程的燃燒室壓強與電機步數見圖4，圖中7500 N發動機燃燒室壓強與電機步數的變化規律一致，證明7500 N發動機與推進線路盒工作協調，變推力工作可靠。嫦娥四號探測器動力下降過程的變推力調節曲線見圖5，圖中變推力曲線與預期一致，證明嫦娥四號探測器飛行過程變推力調節控制正確,保證了嫦娥四號探測器的精準著陸。

圖5 嫦娥四號探測器動力下降過程推力曲線

3.2 軌道控制管路超壓管理方法在軌驗證

1)軌道控制管路充填后超壓管理在軌驗證

2018年12月8日，推進系統完成軌道控制管路推進劑充填后，在12：59開始實施軌道控制管路超壓管理，提高軌道控制管路控溫閾值對軌道控制管路實施加熱，13：55完成軌道控制管路加熱后關閉軌道控制管路管理閥，然后將軌道控制管路設置為超壓自主管理方式，隨后軌道控制管路壓強開始逐漸下降并趨于穩定。到12月12日近月制動前，軌道控制管路保持低壓狀態，未出現超壓現象，在軌驗證了此管路加熱管理壓強方法的有效性。

在推進劑充填完成后，軌道控制管路的溫度和壓強在加熱前后的變化過程見圖6和圖7，圖中ZTMR173和ZTMR174分別為氧化劑路和燃料路軌道控制管路溫度，ZTMT007和ZTMT008分別為軌道控制發動機燃料閥入口壓強和氧化劑閥入口壓強。圖6中軌道控制管路溫度在加熱過程中升高，關閉加熱器后軌道控制管路溫度緩慢下降。隨著軌道控制管路溫度下降，圖7中軌道控制管路的壓強也相應下降，并保持低壓狀態。

圖6 第1次加熱過程中軌道控制管路溫度變化

圖7 第1次加熱過程中軌道控制管路壓強變化

2)近月制動后軌道控制管路超壓管理在軌驗證

2018年12月12日16：39：25，嫦娥四號探測器進行了近月制動，7500 N發動機工作323.55 s后關機，隨后推進系統再次進行了軌道控制管路超壓管理，近月制動后軌道控制管路壓強變化見圖8，溫度變化見圖9。

圖8 近月制動后軌道控制管路壓強變化

圖9 近月制動后軌道控制管路溫度變化

圖8中，7500 N發動機工作后關閉大流量自鎖閥，軌道控制管路壓強ZTMT007和ZTMT008開始爬升，處于超壓自主管理模式，期間氧化劑路進行了1次開閥自主泄壓。17：45，打開大流量自鎖閥，對軌道控制管路加熱，加熱期間ZTMT007和ZTMT008維持不變。軌道控制管路加熱到溫度閾值后，關閉大流量自鎖閥，ZTMT007和ZTMT008逐漸下降并趨于穩定。到動力下降前，軌道控制管路保持低壓狀態，氧化劑路和燃料路均沒有出現超壓現象。

圖9中，7500 N發動機關機后軌道控制管路的溫度緩慢升高，在實施軌道控制管路加熱后溫度升高速率增加，加熱到設定溫度關閉加熱器后，ZTMR173和ZTMR174逐漸下降。近月制動后的軌道控制管路超壓管理過程，既驗證了推進系統加熱管理壓強的方法，也驗證了超壓自主管理方法，證明軌道控制管路超壓管理設計合理、正確，減少了大流量自鎖閥泄壓動作次數，提高了推進系統的可靠性。

3.3 推進劑鈍化方案在軌驗證

2019年1月3日，嫦娥四號探測器著陸到月球背面后，12：01，推進系統開始進行月面鈍化工作。4臺150 N推力器連續工作了9 min，之后又分別進行2次50 s和4次10 s的短時鈍化。當燃料姿態控制管路壓強降低到1.45 MPa時，150 N推力器關機，推進劑鈍化完成。12：33，打開氣路鈍化電爆閥，對氣瓶和貯箱內的氦氣進行排空，12：59，完成全部鈍化工作。

推進劑鈍化過程中貯箱出口壓強和姿態控制管路壓強的變化見圖10和圖11。其中：ZTMT003，ZTMT004，ZTMT005，ZTMT006分別為燃料箱1、氧化劑箱1、燃料箱2和氧化劑箱2的出口壓強；ZTMT009，ZTMT010分別為姿態控制1路燃料和氧化劑供應管路壓強，ZTMT011，ZTMT012分別為姿態控制2路燃料和氧化劑供應管路壓強。在推進劑鈍化過程，圖10中的燃料貯箱壓強和圖11燃料姿態控制管路壓強先同步下降到1.45 MPa，滿足推進劑鈍化完成判據后關閉鈍化發動機。鈍化結束時，圖10和圖11中的貯箱出口壓強和姿態控制管路壓強均降低到約為0。這是國內首次在地外天體及中繼通信模式下可靠、安全地完成剩余推進劑鈍化處理。

圖10 鈍化過程貯箱出口壓強變化

圖11 鈍化過程姿態控制管路壓強變化

3.4 氣瓶在軌提高裕度設計方案在軌驗證

2018年12月31日，動力下降前推進系統調高了氣瓶的控溫閾值：主份加熱器閾值為25～27 ℃，備份加熱器閾值為23～27 ℃，氣瓶溫度由10～11 ℃升高到動力下降前的22～23 ℃。動力下降過程氣瓶的壓強和溫度變化見圖12和圖13，圖中，ZTMR078和ZTMR079分別為氣瓶1外壁溫1和外壁溫2，ZTMR080和ZTMR081分別為氣瓶2外壁溫1和外壁溫2。圖12給出了動力下降過程氣瓶壓強的變化情況，氣瓶壓強由23.3 MPa下降到7.7 MPa。圖13給出了動力下降過程氣瓶溫度的變化情況，氣瓶溫度由22～23 ℃下降到-19.96～-31.91 ℃。動力下降結束，氣瓶壓強為7.7 MPa、滿足推進系統減壓閥正常工作要求，氣瓶最低溫度為-31.91 ℃、高于嫦娥三號探測器的-34 ℃，驗證了在軌提高氣瓶溫度裕度的方案正確、有效。

圖12 動力下降過程氣瓶壓強變化

圖13 動力下降過程氣瓶溫度變化

3.5 發動機量化極性測試驗證

嫦娥四號探測器推進系統采用物理噴氣的方法進行極性測試，通過量化極性設備采集噴氣流量信號和聲音信號，轉化成電信號并記錄，以確認姿態控制發動機、變推力軌道控制發動機、步進電機和自鎖閥極性的正確性。圖14給出了推進系統全部28臺姿態控制發動機在A1分機極性測試時的極性信號，A1～A6、B1～B6、C1～C8、D1～D8為分機號，縱坐標極性信號1為開，0為關)，A1分機極性測試時采集到A1分機為開狀態(信號為1)、其他分機為關狀態(信號為0)，與實際狀態一致。

嫦娥四號探測器飛行過程，推進系統的姿態控制和軌道控制功能執行正確，在軌驗證了發動機的量化極性測試正確、有效。

圖14 推進系統姿態控制發動機極性

4 結束語

嫦娥四號探測器推進系統在充分繼承嫦娥三號探測器的技術方案基礎上進行了多項優化設計。通過地面試驗和嫦娥四號探測器在軌飛行試驗，證明推進系統設計正確，各項技術指標均滿足任務要求。推進系統采用的發動機量化極性測試技術實現了發動機極性測試量化、可記錄，解決了發動機極性測試難追溯、易漏判和誤判的困難。氣瓶在軌提高裕度設計在不改變系統硬件配置的前提下，實現了提高氣瓶裕度的目的。軌道控制管路超壓管理設計，既解決了管路超壓的安全性問題，又減少了自鎖閥的動作次數，提高了推進系統的可靠性。發動機推力和變推力精確控制，為探測器精準著陸月面提供了推力保證。中繼模式下的鈍化技術，在國內首次完成了地外天體、中繼通信模式下可靠、安全的鈍化工作。推進系統取得的各項技術成果，可為其他航天器提供參考。