月面高溫下推力器可靠性試驗

于杭健，彭兢，舒燕，趙京，蔣凡

1. 中國空間技術研究院，北京 100094 2. 上海空間推進研究所，上海 201112

1 引言

在航天工程中考慮的月球環境，通常指月球著陸器、月球巡視器、月球上升器等探測器在月面上所遭遇的各種自然環境，包括太陽電磁輻射、熱輻射、月球真空大氣、月面地形地貌等[1-2]。月球表面復雜的熱環境，可使探測器處于深冷或深熱環境中，對航天器正常工作產生很大影響[3-5]。

嫦娥五號(CE-5)探測器著陸上升組合體著陸于月球北緯43°±2°、西經59°±10°的位置，月面太陽高度角30°～50°，落月后組合體在月面工作約48 h，將經歷月面復雜的熱輻射環境，經分析發現，組合體在月面工作過程中，上升器受太陽照射一側，推力器噴管受太陽輻射及月表紅外的共同影響，同時對空輻射角系數較小，導致推力器電磁閥溫度持續升高，120 N推力器電磁閥最高溫度可達到約110℃，與電磁閥連接的推進管路的最高溫度約100℃。電磁閥在高溫與氧化劑強氧化性環境條件下，閥芯產生溶脹效應，堵死或者減小閥芯運動行程，導致推力器穩態與脈沖工作性能下降甚至推力器無法正常可靠工作。此外，推進劑管路內的氧化劑在100℃高溫條件下發生汽化反應，當汽化后的氧化劑與正常狀態的燃料結合后，將發生不穩定燃燒，影響推力器正常的工作性能[6]。因此，上升器月面起飛垂直上升的姿態控制將因推力器工作性能的改變受到影響，甚至將導致垂直上升段姿控無法正常完成，上升器存在失控的風險。

對于推力器在高溫和強氧化性條件下性能降低的問題，國外做過一些研究工作,提出特氟倫密封圈長期暴露在高溫氧化劑中會產生溶脹和變形，導致推力器流量變小，未詳細公開研究的過程及詳細的結果[7]。推力器工作性能變化對航天器在月面起飛上升姿態控制的影響，尚未查閱到國內外相關的研究工作。目前研究工作是在一定認知基礎上，結合具體航天器任務，解決實際科技工程中推力器應用的難題。因此，開展月面高溫下推力器可靠性試驗研究具有一定的創新性，并且對CE-5重大科技專項任務的順利完成具有重要的支撐作用。

文章形成了一套解決電磁閥高溫問題的試驗方法及在軌應用方法，解決了推進劑汽化及電磁閥閥芯溶脹效應帶來的推力器工作性能改變對起飛上升任務的影響，圓滿完成了嫦娥五號上升器月面起飛上升任務，對于后續在高溫條件下推力器工作的火星探測、小行星及彗星探測等任務具有一定的指導意義。

2 問題分析

CE-5上升器月面起飛垂直上升的目標是脫離著陸器上升到安全高度，通過安裝于上升器器表的120 N推力器和10 N推力器組合完成噴氣姿態控制，校正飛行姿態的偏斜。在俯仰和偏航控制通道，在控制力矩小于120 N推力器單分支提供的姿控力矩條件下，進行120 N單分支推力器脈寬調制；在控制力矩不小于120 N推力器單分支提供的姿控力矩條件下，進行120 N雙分支推力器的脈寬調制。若120 N推力器工作性能達不到額定工作性能，將導致上升器月面垂直上升段姿控無法正常完成[8]。

正如前文所述，組合體在月面工作過程中，120 N推力器噴管受太陽輻射及月表紅外的共同影響，導致電磁閥及推進管路溫度水平偏高，電磁閥及推進管路的溫度主要取決于噴管的溫度水平，而噴管的溫度主要受組合體姿態及月面太陽高度角、方位角的影響，而且不同推力器的極端高溫工況并不出現在同一時刻及同一姿態。在組合各種姿態及太陽高度角、方位角情況下，推力器電磁閥溫度結果如表1所示，從表中可以看出，上升器受到照射一側4臺120 N推力器月面極端高溫均超過100℃，推力器電磁閥最高溫度達到105.2℃。

據國外的研究結果表明，推力器電磁閥閥芯的密封材料氟塑料在高溫和氧化性條件下會產生溶脹和變形效應，導致推力器流量降低，推力變小。另外，氧化劑與氟塑料的相容性與溫度有密切的關系，在室溫或50℃以下時，氧化劑與氟塑料相容性較好，隨著溫度升高，氧化劑滲透到非金屬材料中，造成非金屬材料分子鍵破壞，發生溶脹、軟化現象。通過氟塑料試片及電磁閥閥芯部件在120℃浸泡24 h后，發生了材料膨脹現象，而且在溫度恢復至常溫后，材料的膨脹效應降低，即材料有恢復最初狀態的趨勢。溶脹效應并非僅因熱變形所致，由于氟塑料的分子鍵已發生了破壞，是一種綜合作用效應。目前國內相關領域對于電磁閥閥芯材料氟塑料在高溫氧化劑下的相容性和推力器工作性能的變化還缺乏深入的認識，因此有必要開展相關試驗對CE-5上升器120 N推力器的高溫適應性進行分析及研究。

表1 組合體不同位姿狀態下推力器極端溫度水平

3 試驗設計與驗證

針對高溫和氧化劑強氧化性條件下120 N推力器穩態與脈沖工作性能下降，甚至推力器無法正常可靠工作的風險，首先需要確認目前配置的FMD200-2電磁閥行程是否可以滿足高溫條件下使用的需求。在無法滿足使用需求的情況下，研究多少行程的電磁閥可以滿足高溫條件下使用的需求，即研究溫度與電磁閥行程的關系。然后，行程滿足條件的電磁閥組裝成推力器后，推力器的工作性能需要在高空模擬環境中進行驗證。最后，上升器在軌起飛前設計了高溫排氣程序，增加系統的可靠性與健壯性。

3.1 推力器可靠設計與驗證

為了研究溫度與電磁閥閥芯行程的關系，確保推力器性能可靠，確定了電磁閥可靠性增長與可靠性驗證相結合的可靠性試驗設計方法[9]，從電磁閥與推力器兩個層面開展可靠性試驗設計及驗證。在電磁閥層面，首先通過可靠性試驗驗證FMD200-2電磁閥的溫度適應性，研究溫度與可正常開啟電磁閥閥芯行程的關系。在FMD200-2電磁閥無法滿足任務高溫條件的情況下，通過設計改進采用行程滿足溫度條件的FMD200-11電磁閥，進一步通過可靠性試驗驗證FMD200-11電磁閥的溫度適應性，使推進系統可靠性獲得增長。在推力器層面，通過FMD200-11電磁閥行程拉偏、溫度環境拉偏開展高空模擬熱試車可靠性驗證考核驗證。最終，通過電磁閥飛行產品批抽檢試驗及高空模擬熱試車考核，驗證飛行產品的可靠性。

電磁閥可靠性增長試驗針對暴露高溫條件下FMD200-2電磁閥無法開啟或者流量下降的問題，研究FMD200-2電磁閥在確定閥門行程下可以正常開啟的最高溫度條件；在將FMD200-2電磁閥設計改進為FMD200-11電磁閥后，研究電磁閥開關特性與實際使用溫度或拉偏溫度環境的關系；設計了4輪電磁閥氧化劑高溫開啟試驗，確定電磁閥開關特性與溫度、保溫時間及閥門行程之間的關系。

1)第1輪試驗研究FMD200-2電磁閥開關特性與溫度環境的關系。FMD200-2電磁閥行程范圍為0.17～0.27 mm，覆蓋產品最小行程和最大行程。溫度從閥門常規鑒定溫度70℃開始，每工況遞增10℃直至110℃，然后每工況遞減10℃至初始溫度70℃。第1輪試驗結果表明，隨著溫度的上升，閥門能打開的最小行程逐步增大，FMD200-2電磁閥設計行程范圍內在高溫110℃均已無法開啟。

2)第2輪試驗設計改變電磁閥技術狀態，研究FMD200-11電磁閥開關特性與溫度環境的關系。其中在120℃和135℃保溫時間按照任務實際使用的48 h進行驗證。FMD200-11電磁閥行程為0.33～0.38 mm，覆蓋產品最小行程。閥門溫度從70℃開始，每工況遞增10℃或15℃至135℃，然后每工況遞減10℃或15℃至初始溫度70℃。第2輪試驗結果表明，FMD200-11電磁閥在高溫135℃可正常開啟。

3)第3輪試驗設計環境拉偏考核驗證，研究FMD200-11電磁閥開關特性與拉偏溫度環境的關系。電磁閥行程為0.35 mm，為產品最小行程，閥門溫度控制與第2輪試驗一致，在120℃和135℃保溫時間按照72 h進行拉偏考核。第3輪結果表明，FMD200-11電磁閥最小行程在120℃和135℃保溫72 h可正常開啟。

4)第4輪試驗進一步全面考核驗證，研究FMD200-11電磁閥開關特性與溫度環境的關系。電磁閥行程覆蓋最小行程和最大行程，閥門溫度為120℃/135℃兩種工況。通過第4輪試驗進一步表明，FMD200-11電磁閥在120℃和135℃高溫條件下可正常開啟。

通過4輪可靠性試驗發現：FMD200-2電磁閥有效行程小于0.27 mm、溫度高于120℃時，推力器氧化劑路電磁閥存在無法打開的風險；FMD200-11電磁閥有效行程大于0.35 mm、溫度高于120℃時，氧化劑路電磁閥均正常打開。電磁閥高溫狀態后恢復到常溫的測試情況和試驗后的行程復測結果表明：由高溫和強氧化性環境引起的閥芯行程變化是可逆的，當溫度降低到常溫時，電磁閥行程將向初始狀態恢復。因此當推力器處于高溫環境時，一旦電磁閥正常開啟，隨著推力器的點火工作，當低溫氧化劑逐漸補充上來，電磁閥的溫度會逐步降低并恢復到正常狀態。

除了研究氧化劑電磁閥開關特性與溫度環境關系外，設計了電磁閥燃料高溫開啟試驗，覆蓋閥門行程范圍及工作溫度環境范圍，研究在月面高溫條件下，燃料路電磁閥開關特性與溫度環境、保溫時間的關系。試驗結果表明，電磁閥閥芯氟塑料在高溫燃料中未發現有明顯的溶脹，FMD200-2閥門在燃料135℃情況下可以正常工作。

電磁閥可靠的情況下，推力器的性能將成為下一步研究的重點。在電磁閥可靠性增長分析研究基礎上，通過設計120 N推力器(配置FMD200-11電磁閥)在高溫120℃和135℃不同環境條件及不同保溫時長下研究推力器穩態及脈沖工作性能，綜合考慮到電磁閥行程約束，設計了3輪高空模擬熱試車，獲取120 N推力器穩態和脈沖工作的各項性能。具體性能數據在本文第4節中具體分析。具體電磁閥及推力器可靠性增長試驗流程設計如圖1所示。

圖1 電磁閥及推力器可靠性增長試驗流程Fig.1 Flow chart of solenoid valve and thruster reliability growth test

可靠性批抽檢及驗證試驗方面，通過同批次電磁閥驗收試驗，驗證該批次閥門滿足設計指標的要求。通過抽取一定數量電磁閥開展批抽檢試驗，驗證鑒定量級試驗條件下，電磁閥性能滿足設計指標要求。通過開展高溫氧化劑電磁閥開啟可靠性試驗及高空模擬熱試車，驗證電磁閥及推力器可靠性設計有效，性能指標滿足設計要求，證明同批次電磁閥未因生產過程中各種因素影響可靠性，確認該批電磁閥及推力器可靠性滿足任務飛行要求。具體電磁閥及推力器可靠性驗證試驗流程設計如圖2所示。

圖2 電磁閥及推力器可靠性驗證試驗流程Fig.2 Flow chart of solenoid valve and thruster reliability verification test

3.2 高溫排氣設計與驗證

電磁閥在高溫條件下可以可靠開啟，推力器的工作性能得到了驗證，如果能將推進管路內汽化的推進劑排出，將進一步增強系統的可靠性與健壯性，因此，設計了高溫排氣程序并開展了試驗驗證。

根據推力器的組成和工作原理分析可以得出，電磁閥在高溫下可以正常開啟的情況下，影響推力器工作性能的主要是推進劑在高溫下的狀態。當推進劑溫度高于90℃時，氧化劑存在汽化的現象，當汽化后的氧化劑與正常狀態的燃料甲基肼混合時，將產生不穩定的燃燒效應，推力器的工作性能將發生下降。但隨著推力器的持續工作，電磁閥的溫度隨供應的推進劑溫度降低，其狀態將逐漸恢復到常溫時的狀態。因此，為了減小月面高溫條件下推力器工作性能變化對起飛姿態控制的影響，開展了高溫排氣設計。并且設計了一輪高空模擬熱試車，獲取月面高溫條件下上升器排氣程序及排氣后推力器的脈沖工作性能。

CE-5上升器月面起飛前，地面根據120 N推力器氧化劑入口管路溫度遙測判斷是否需要執行排氣操作，當溫度高于80℃時，說明氧化劑已存在汽化的可能性，由地面控制推力器以脈沖形式工作，排出管路中汽化的推進劑，確保上升器起飛前，推力器脈沖工作性能滿足使用要求。

地面高溫排氣程序可靠性試驗設計及驗證方面，推力器分別在120℃和135℃溫度環境下，對應保溫時長72 h和36 h條件下，設計了“長脈寬排氣+典型脈寬檢驗”的試驗方法，依次通過5組128 ms脈寬進行排氣。排氣后緊接著開展10組40 ms典型脈寬檢驗排氣后推力器的脈沖工作性能，來檢驗高溫排氣的效果。之后，通過30 ms /40 ms/70 ms/108 ms脈寬檢驗推力器脈沖工作性能。在120℃溫度條件下，推力器進行5組128 ms脈寬排氣后40 ms脈寬性能如圖3所示，推力器進行7組128 ms脈寬排氣后40 ms脈寬性能如圖4所示。

圖3 推力器進行5組128 ms脈寬排氣后40 ms脈寬性能Fig.3 The 40 ms pulse width performance after thruster performed 5 sets of 128 ms pulse width exhaust

圖4 推力器進行7組128 ms脈寬排氣后40 ms脈寬性能Fig.4 The 40 ms pulse width performance after thruster performed 7 sets of 128 ms pulse width exhaust

通過可靠性試驗，從圖3和圖4中可以總結出在120℃溫度條件下：5組128 ms程序、5個40 ms脈寬程序后，脈沖推力基本穩定；而7組128 ms程序、2個40 ms脈寬程序后，脈沖推力基本穩定。因此經分析認為7組128 ms排氣程序后，推進管路內汽化的推進劑基本排凈，經推力器排氣程序后，推力器工作性能可以滿足起飛姿態控制的需求。

4 結果分析

4.1 推力器性能分析

下面主要針對上文中推力器高空模擬熱試車點火結果進行分析，對推力器的工作性能進行評價。推力器的性能分為穩態工作性能和脈沖工作性能。

推力器穩態工作方面，通過10 s穩態點火工作的結果可以總結出，在高溫120℃/135℃環境狀態下，120 N推力器的真空推力相比常溫條件下點火變化低于1.5%。高溫狀態下點火推力器真空比沖相比常溫條件下點火變化低于1.5%。經分析認為，高溫下推力器點火的推力、比沖等穩態性能均滿足對推力器性能指標的要求，與常溫條件下推力器點火的推力、比沖性能的差異由試驗測量、產品差異等因素造成，但開啟/關機響應特性中，高溫條件下推力器開機響應時間T90明顯延長，相比常溫條件下延長約10倍，而關機響應時間T10基本不變。

推力器脈沖工作方面，在135℃、120℃、105℃、90℃和80℃高溫條件下，推力器均可實現脈沖模式工作，推力器脈沖沖量值與溫度條件、脈寬大小相關。同樣脈寬大小情況下，溫度越低，推力器脈沖沖量值越接近常溫條件下脈沖沖量值。80℃高溫條件下，各種脈寬下脈沖沖量約占常溫脈沖沖量的90%；135℃高溫條件下，40 ms脈寬的脈沖沖量約占常溫脈沖沖量60%。同等高溫條件情況下，推力器不同脈寬的脈沖沖量存在差異。脈寬越小，高溫條件下脈沖沖量與常溫脈沖相比差值越大；脈寬越寬，高溫條件下脈沖沖量越接近常溫沖量值。70 ms脈寬情況下：80℃高溫條件下，脈沖沖量約占常溫脈沖沖量的92%；135℃高溫條件下，約占62%。不同高溫條件下，推力器各類脈沖沖量及占常溫脈沖沖量的比值如圖5和圖6所示。經仿真分析認為，推力器脈沖工作性能可以滿足上升器起飛上升姿態控制的使用要求。

圖5 高溫條件下不同脈寬的脈沖沖量Fig.5 Impulse of different pulse widths at high temperature

圖6 高溫條件下不同脈寬沖量占常溫沖量的比值Fig.6 Ratio of impulse of different pulse width at high temperature to impulse of normal temperature

4.2 系統可靠性評估

針對月面高溫條件下，推力器脈沖沖量降低，可能影響上升器月面起飛姿態控制的問題，開展月面起飛推進系統可靠性評估。首先，基于高溫條件下小樣本推力器可靠性試驗結果，結合前期推力器試驗樣本數據，計算推力器可靠度，然后根據起飛任務對推進系統工作狀態要求，計算起飛狀態下推進系統的可靠度。

推力器的制造和試驗成本非常高，導致型號研制過程中可承受的試驗子樣數量有限，另外受到研制周期的影響，因此推力器可靠性及壽命試驗無法長時間進行。在月面高溫條件下推力器可靠性試驗中，除了額定工況試驗外，還在溫度拉偏等惡劣工況下進行可靠性試驗。因此，將不同試驗工況下的數據進行綜合開發利用，來有效提高推力器可靠性評估的精度[10-11]。由于推力器在高溫工況下更容易發生失效，因此可以認為，若推力器在較為惡劣工況下經歷一定的試驗量級后沒有發生失效，則其在額定工況下經歷相同試驗量級則不會發生失效。利用該信息轉換原則，可以將高溫工況下未失效數據轉換成額定工況下未失效數據，從而增加額定工況下試驗信息量。

推力器屬于機電設備，失效率并非恒值，壽命符合威布爾分布[12]，失效分布密度函數為：

式中：m為形狀參數；δ為尺度參數，又稱特征壽命；η為位置參數，又稱保證壽命。

因高溫下推力器工作一開始就有可能失效，因此δ=0，三參數威布爾分布變為雙參數威布爾分布。推力器失效模式為燃燒室或者喉部燒壞，美國波音公司通過對大量威布爾分布試驗數據的統計分析，建議m=2.5。下面繼續討論雙參數威布爾分布下推力器可靠性估計問題。當推力器可靠性試驗連續成功時，設試驗截尾時間為t1

(1)

(2)

式中：γ為置信度；n為推力器數量；t0為規定任務時間；tR為試驗截止時間，即可靠壽命。高溫環境下推力器壽命試驗匯總情況見表2，推力器均未發生失效，因此可以將表2中脈沖壽命的結果作為子樣開展可靠性評估[14-16]。

表2 推力器壽命試驗結果(高溫工況)

經分析計算，根據式(1)(2)，推力器在置信水平為60%的可靠性單側置信下限為：

結合月面起飛過程中對推進系統的任務及工作模式要求，推進系統可靠性模型為串聯模型，如圖7所示。

圖7 月面起飛推進系統可靠性模型Fig.7 Reliablity model of lunar take-off propulsion system

經分析計算，推進系統可靠度為0.988 3，可以滿足起飛上升任務的要求。

5 結論

針對月面高溫環境下CE-5上升器存在無法正常完成起飛姿態控制的問題，通過設計電磁閥可靠性增長及推力器可靠性驗證試驗，證明了閥芯溶脹與溫度存在關系，電磁閥行程大于0.35 mm，溫度高于120℃時，推力器可以正常開啟。高溫條件下，推力器穩態工作開機響應時間延長，關機響應時間基本不變。推力器脈沖工作，溫度越高推力器脈沖沖量值越低，80℃條件下，脈沖沖量約占常溫脈沖沖量的90%，135℃條件下，占比約占60%。

研究表明，推力器穩態及脈沖工作性能滿足使用要求，通過月面高溫排氣程序設計，使系統可靠性與健壯性更佳。本文研究思路和方法有助于從機理上探尋推力器工作性能與使用環境的關系，解決高溫環境下推力器可靠工作的問題，對后續火星探測推力器面臨長期高溫問題、小行星及彗星探測面臨的高低溫交變等環境均具有一定的指導意義。