我國載人航天器推進系統技術發展

金廣明

(上海空間推進研究所，上海 201112)

自1992年9月21日，我國載人航天工程立項實施30年來，取得了舉世矚目的成就。神舟一號～神舟六號飛行任務圓滿成功，標志著載人航天工程第一步戰略目標順利實現；天宮一號目標飛行器、天宮二號空間實驗室、神舟七號～神舟十一號和天舟一號飛行任務圓滿成功，標志著載人航天工程第二步戰略目標順利實現；新一代載人飛船試驗船、天和核心艙、問天實驗艙、夢天實驗艙、神舟十二號～神舟十四號和天舟二號～天舟四號飛行任務圓滿成功，全面完成了空間站建造任務，標志著載人航天工程第三步戰略目標順利實現。

伴隨著載人航天工程的一步步發展，各類載人航天器推進系統從方案論證、關鍵技術攻關、初樣研制、正樣研制到飛行試驗，突破了近20項重大關鍵技術，解決了大量技術難題，成功研制了數十種、系列化、高性能、高可靠成熟產品。同時，建設和完善了各類配套基礎設施，培養了一批年輕骨干人才隊伍，推進系統研制保障能力得到大幅提升，極大地推動了航天器推進技術的快速發展。

1 載人飛船任務推進系統的發展

在載人航天工程立項啟動之前，國內對載人航天器推進系統缺乏研制經驗。除當時在研的東方紅三號衛星為長壽命、高性能雙組元統一推進系統外，其他多為單組元推進系統，無論技術上還是產品上，基本是從零開始，眾多新技術、新產品需要攻關，已有產品極為有限，遠不能適應載人飛船推進系統高性能、高可靠、高安全要求。在參考國外有限技術資料的基礎上，結合國內技術現狀、基礎條件、經濟規模及工程進度要求等實際情況，開展了多輪、多方案不斷優化論證，同步開展了關鍵技術攻關工作，逐步形成了推進系統早期技術方案。

1.1 系統方案不斷優化

1.1.1 推進劑選擇

推進劑選擇是推進系統方案確定的前提。針對不同推進劑的物理、化學性能及對系統性能影響等方面，進行了綜合比較分析。由于推進艙系統推進劑攜帶量大、發動機性能要求高，因此對6種可選雙組元推進劑組合(3種常規自燃推進劑、3種無毒非自燃推進劑)進行了全面對比分析。雖然無毒推進劑對載人航天器安全性更為有利，但存在著非自燃、液氧低溫長期貯存、脈沖工作易積碳、過氧化氫易爆炸等突出問題，尚不適合載人飛船使用。對于3種常規自燃推進劑組合，雖然國外普遍成功使用，但國內主要集中在四氧化二氮/一甲基肼常規推進劑組合上，其突出的優點是比沖性能高、一甲基肼冷卻性能優、脈沖點火性能穩定、可實現氧燃貯箱等容積設計等，且具有較好的研制技術基礎。返回艙推進子系統由于推進劑需求量小，工作時間短，繼承了國內已有的成熟應用經驗，特別是長壽命衛星無水肼單組元推進系統。對于無毒單組元推進技術，相關技術研究剛剛起步，尚不具備工程應用條件。

經過綜合對比分析，確定推進艙采用四氧化二氮/一甲基肼雙組元推進劑組合、返回艙采用單組元無水肼推進劑。

1.1.2 推進劑管理方式

貯箱的主要功能是實現推進劑貯存和空間失重環境下推進劑管理，為發動機可靠供應液體推進劑。常用貯箱主要分為非金屬貯囊式、表面張力式和金屬隔膜式3種。非金屬貯囊式具有空間失重環境液體易管理、擠出效率高和可多次使用的優點，但存在與四氧化二氮相容性差、滲透性大的突出缺點，且大裝載量貯囊抗晃動能力低，多用于裝載量少、短期貯存使用的單組元推進劑。表面張力式具有與推進劑長期相容、結構質量小、擠出效率高和可多次使用的優點，在國內外航天器上廣泛應用，但也存在液體晃動、對過載條件和大流量適應性差、并聯均衡控制困難、多貯箱并聯使用綜合擠出效率低、推進劑剩余量無法直接測量等問題。金屬隔膜式又分為膜片式和膜盒式，具有氣液可靠物理隔離、無液體晃動、與推進劑長期相容、不受過載條件和大流量約束、多貯箱并聯使用綜合擠出效率高等優點，但存在結構質量大、擠出效率略低、膜片式不可多次使用(膜片式壽命次數僅為3～5，膜盒式可多次使用)、結構形式受限(膜片式為球形，膜盒式為球柱形)、缺乏研制技術基礎的缺點。結合載人飛船推進艙貯箱僅一次正向排放工作、對液體晃動力嚴格約束及推進劑長期相容性等使用要求，經綜合對比分析，推進劑管理采用金屬膜片方案更加合理。但金屬膜片貯箱國內尚無研制經驗，為此，在推進系統論證階段提前啟動了技術攻關工作，重點開展了變壁厚、變型面金屬膜片的設計、變形仿真及制造工藝技術的攻關工作。

1.1.3 軌道控制發動機配置方案

推進艙軌道控制發動機承擔著飛船變軌、返回制動和發射段逃逸的關鍵動力，其工作可靠性對任務成敗和航天員安全影響重大，因此軌道控制發動機配置方案成為總體和推進系統優先考慮的重點。初期論證階段，從推力量級、比沖性能、配置數量、結構布局、可靠性等多方面，先后開展了3種推力量級、4種組合配置方案的對比分析，即2×5000 N，1×5000 N+2×2500 N，4×3000 N，4×2500 N。考慮到已先期在建的2500 N發動機高空模擬試車臺能力條件(最大推力不超過3000 N，試車總時間不超過3000 s)和發動機推力拉偏考核需要，最終確定采用4臺2500 N配置方案，飛船變軌及返回制動對稱2臺工作、另外2臺作為功能備份。逃逸工作時，采用4臺同時工作，總推力達到10 000 N，可滿足快速逃逸推力要求。

1.1.4 高壓氣瓶配置方案

增壓氣體總量確定后，主要從氣瓶壓力、數量、結構質量、技術成熟性、工藝穩定性、使用安全性等方面進行了綜合對比分析。考慮到載人航天器高可靠高安全性要求，選用了技術和工藝較為成熟的鈦合金金屬氣瓶方案。為提高氣體利用率、減少氣瓶數量，確定了4只32 MPa、20 L球形氣瓶配置方案。在轉初樣評審時，考慮到23 MPa、20 L鈦合金氣瓶使用更加成熟，并兼顧高壓安全性、高壓氣路閥門研制難度等，將氣瓶工作壓力從32 MPa降為23 MPa，氣瓶數量相應也由4只調整為6只。

1.1.5 推進系統總裝構型方案

考慮到推進系統總裝管路、熱控、焊裝等復雜性及簡化艙段總裝流程，推進艙、返回艙、軌道艙均采用主模塊、機組模塊設計結構，具有集成度高、對外接口簡單、艙段總裝方便等優點。

為實現推進艙主模塊結構質量減小，對主模塊的承力結構件分別對比了鋁合金金屬結構和碳纖維復合材料結構2種方案。通過滿載狀態結構分析，采用碳纖維復合材料結構方案質量可減小30%以上，剛度、強度能夠滿足飛船總體要求。推進艙推進系統主模塊實物照片如圖1所示。

圖1 推進艙推進系統主模塊Fig.1 Propulsion system for propulsion module

返回艙主模塊早期方案為敞開式“浴盆”總裝構型，“浴盆”采用復合材料結構件。因返回艙空間包絡約束苛刻，“浴盆”構型不能完全滿足空間約束要求，且模塊安裝工藝性較差，后經慎重分析，初樣總裝設計“推倒重來”，通過不斷設計改進，確定了更加緊湊的桁架構型方案，其具有集成度高、易于安裝、剛度強、包絡空間小等特點。返回艙推進系統主模塊實物照片如圖2所示。

圖2 返回艙推進系統主模塊Fig.2 Propulsion system for re-entry module

1.1.6 氣路、液路供應方案

載人飛船研制之初，確定了“一重故障工作、二重故障安全”的載人航天器設計原則。在早期論證時，結合主要故障模式，以推進系統可靠性、安全性為重點，開展了系統方案論證和設計工作。針對增壓氣路、推進劑液路和姿態控制、軌道控制發動機分組管理方式，打破常規推進系統設計理念，基于“分區管理、冗余備份、故障切換”的設計思想，對多種可能方案反復對比分析、不斷優化，合理確定了推進艙、返回艙和軌道艙三艙推進子系統設計方案：①推進艙增壓氣路采用井字形供應方案，主備氣路可橫向溝通或故障隔離；②推進艙子系統姿態控制、軌道控制發動機獨立管理，降低相互工作影響，姿態控制、軌道控制發動機按主備路完全冗余，采用×字形管理方案，可交叉溝通或故障隔離；③返回艙增壓氣路采用U字形供應方案，主備路氣瓶全冗余配置，主備路貯箱可橫向溝通或故障隔離；主備路發動機為井字形管理方案，可橫向溝通或故障隔離；④軌道艙增壓氣路采用單路增壓、部件冗余方案，主備路發動機全冗余配置、獨立管理。

1.2 關鍵技術攻關

載人航天工程實施之前，由于國內航天器任務較少，基本上沒有能夠適應載人飛船推進系統要求的現有產品，除金屬膜片貯箱、2500 N軌道控制發動機和高可靠長壽命電磁閥3項重大關鍵技術列入系統級攻關項目外，幾乎所有產品也都需要新研制或技術攻關，如大流量、高精度、長壽命減壓閥，高性能、高可靠、長壽命雙組元姿態控制發動機，大尺寸復合材料承力結構，返回艙桁架總裝結構，耐氧化劑新型雙密封管路接頭等[1]。

工程立項初期，鑒于國內空間推進系統技術儲備不足、配套基礎條件薄弱，同步啟動了2500 N軌道控制發動機高空模擬試車臺、姿態控制發動機高空模擬試車臺、推進系統全系統試車臺及相關研制、生產、總裝廠房等配套條件建設工作。其中，2500 N發動機高空模擬試車臺為國內首次建造的最大推力試車臺。

1.2.1 金屬膜片貯箱技術攻關

金屬膜片貯箱為球形鋁合金全焊接結構，內部半球形金屬膜片將貯箱內腔物理分隔為氣腔和液腔，金屬膜片采用變厚度、變曲率設計，通過膜片規律、穩定變形，將液腔推進劑擠出供應發動機工作，金屬膜片貯箱結構原理如圖3所示，膜片排放過程翻轉示意如圖4所示。其突出的特點為：①不存在夾氣排放和氣、液滲透問題，適合各類飛行過載及空間失重環境工作，且膜片變形剛性大，消除了液體空間晃動；②與多種推進劑尤其氧化劑具有良好的長期相容性，適應長壽命使用；③膜片壓差性能與推進劑排放流量不相關，可適應大范圍流量變化，有利于保證各種工況下姿態控制、軌道控制發動機入口壓力穩定；④膜片全程壓差變化特性對多貯箱并聯使用可實現推進劑充分利用，排放不均衡性不影響推進劑利用總效率；⑤基于膜片規律變形特性，通過膜片位移測量可實現各貯箱推進劑剩余量實時直接測量，為保證載人飛船安全返回提供了直接監控手段。

圖3 金屬膜片貯箱結構原理Fig.3 Structure diagram of metal diaphragm tank

圖4 膜片排放過程翻轉示意Fig.4 Diaphragm turnover process

金屬膜片貯箱為國內首次研制，通過“膜片設計→變形仿真→設計改進→再仿真→…”多輪迭代優化后，先行試制了首件縮比尺寸的膜片試驗件，進行了膜片排放原理試驗，順利實現了預期的膜片翻轉變形，初步驗證了膜片工作原理，但膜片變形的規律性、壓差穩定性和排放效率尚不理想。后經不斷設計改進，并通過多件全尺寸膜片排放試驗，獲得了預期的規律變形，但仍存在膜片壓差散布大、反復翻轉壽命次數低的問題，尤其是膜片翻轉循環(正向翻轉→反向翻轉為1次循環)壽命次數與初期預想的6次相差較多，最少僅1次，最多可達到4次。為此，在初樣研制階段，為提高膜片工作的可靠性和穩定性，進一步優化了膜片型面設計參數，改進了膜片拉伸、熱處理工藝，摸索出膜片相對硬度及硬度均勻性對膜片翻轉壽命次數、壓差散布的影響，通過膜片硬度無損檢測篩選，保證了膜片質量一致性，壓差穩定性也得到明顯提高。改進后，經多批次膜片排放試驗，翻轉壽命次數可穩定在3～5次以上，使飛行1次正向排放使用的可靠性得到了有效保證。鑒于國內設計、工藝、材料及工程研制進度因素，最終將原來確定的6次翻轉壽命指標要求調整為不少于3次。

1.2.2 2500 N軌道控制發動機技術攻關

2500 N軌道控制發動機是保證飛船變軌、返回制動和應急逃逸的關鍵動力功能部件。一旦出現故障，直接影響航天員的安全。在載人航天工程立項之前，國內研制的具有空間多次啟動、高性能、高可靠、長壽命雙組元軌道控制發動機僅有衛星490 N遠地點發動機，但與飛船2500 N軌道控制發動機推力量級相差太大。1993年2500 N軌道控制發動機設計之初，針對噴注器方案、燃燒穩定性、推力室冷卻方式等關鍵問題，反復論證后確定：首輪設計了2種直流式噴注器方案(方案Ⅰ、方案Ⅱ)，同步開展研制攻關，通過地面試車進行優選。參照衛星490 N遠地點發動機和國外同類發動機相關技術經驗，采用液相分區、陡峰式流強分布措施抑制燃燒不穩定，暫不考慮聲腔措施；考慮發動機起動/關機快速性、燃燒室結構尺度及噴管連接等因素，選擇結構較為簡單的“液膜+輻射”冷卻方式。1994年12月4日，進行了第1次地面熱試車，但點火幾秒后發動機出現燒蝕，工作過程測得振動加速度幅值達到80gn以上，突出表征為高頻燃燒不穩定現象。后來，噴注器增加了聲腔結構，至1996年年底，共成功進行了19次地面熱試車考核，有效解決了燃燒不穩定問題；同時，通過2種噴注器設計方案的熱試車結果比較，最終確定了燃燒效率更優的設計方案Ⅱ。完成發動機地面試車考核之后，1997年1月-1998年12月，相繼進行了4次高空模擬熱試車，對發動機高空起動點火、比沖、拉偏工況裕度等進行了全面考核。其中，單臺發動機累計啟動工作20次、單次連續最長點火1500 s、累計點火時間2730 s，并完成了推力、混合比拉偏工況考核，發動機全程工作正常，各項性能達到設計指標要求，喉部溫度在涂層安全范圍，全面驗證了發動機工作性能和可靠性。2500 N軌道控制發動機實物照片如圖5所示。

圖5 2500 N軌道控制發動機Fig.5 2500N orbital control engine

對于雙組元發動機燃燒穩定性問題，雖然國內外學者均進行過大量的理論和試驗研究，但是由于機理十分復雜、影響因素眾多、有效評估困難且存在一定不確定性，特別是發動機一旦出現不穩定燃燒問題，對發動機結構破壞性極大，因此一直是研制人員關注的重點。為了驗證2500 N發動機穩定性工作裕度，首次提出了脈沖槍激勵方法進行燃燒動態穩定性定量評估技術。1999年4月13日，利用1臺2500 N發動機噴注器和熱沉式燃燒室，對不同脈沖槍藥量、高低室壓工況、高低混合比工況進行了10次脈沖槍激勵地面試車，最大激勵干擾值達到6倍室壓，收斂時間僅數毫秒，遠優于國外提出的2倍室壓、16 ms收斂的穩定性判據，充分驗證了2500 N發動機燃燒動態穩定性裕度能力[2-3]。

1.2.3 長壽命、高可靠雙閥座電磁閥技術攻關

長壽命航天器姿態控制發動機脈沖工作次數一般要求上萬次至幾十萬次，不僅對推力室適應熱沖擊、涂層沖刷低損耗要求高，同時對發動機電磁閥動作壽命、密封可靠性要求也很高。一般電磁閥經過高動作次數后易出現磨損卡滯、密封泄漏等常見故障，嚴重影響航天器長期在軌工作。神舟飛船姿態控制發動機脈沖工作次數要求達萬次，對電磁閥壽命能力要求達5～10倍以上，遠高于常規運載火箭、導彈姿態控制發動機，電磁閥長壽命工作可靠性成為姿態控制發動機的關鍵技術之一。1994年，提出了長壽命、高可靠獨立雙閥芯電磁閥設計方案，實物照片如圖6所示。通過研制不斷改進，實現了百萬次可靠工作能力。

圖6 長壽命、高可靠獨立雙閥芯電磁閥Fig.6 Long-life and high-reliability dual-spool solenoid valve

1.3 可靠性安全性持續提升

1995年4月，推進系統轉入初樣研制階段后，對系統方案進行了進一步優化和完善。軌道艙推進子系統進行了簡化，同時提高了模塊總裝工藝性；返回艙推進子系統將推進劑排放電爆閥改為自鎖閥，可在返回艙著陸前關閉，消除殘余推進劑通過排放口泄漏對返回艙周邊環境的安全隱患；推進艙子系統優化了氣瓶配置數量，減少了一次性使用的電爆閥配置，并對四機2500 N發動機軌道控制機架增加了側向撐桿，解決了機架剛度低的問題。

三艙推進子系統設計方案優化后，在1996年11月-1999年6月均分別完成了3次全系統熱試車，充分考核了各子系統設計方案、工作性能和可靠性，有效支撐了神舟一號試驗船實施飛行試驗任務的決策。推進艙推進子系統全系統熱試車照片如圖7所示。

1998年11月進入正樣研制階段后，三艙推進子系統均分別繼續完成了多次全系統熱試車考核，系統可靠性進一步提升。此外，針對空間站階段飛船長期停靠和加注后長時間待命發射的任務要求，開展了推進劑加注后長期貯存專項試驗，試驗持續達10年以上，通過定期推進劑取樣化驗和姿態控制發動機點火工作，充分驗證了推進艙子系統的長期貯存性能和各組件的工作可靠性。

在載人航天工程第一步任務階段，推進系統圓滿完成了神舟一號～神舟四號4次無人飛行試驗和神舟五號～神舟六號2次載人飛行試驗任務。通過6次飛行試驗，全面驗證了推進系統各項功能、性能和工作可靠性。

通過載人航天工程第一步任務實施，突破了金屬膜片貯箱、高可靠2500 N軌道控制發動機、高可靠長壽命雙閥芯電磁閥、高精度高可靠減壓閥、長期耐四氧化二氮全氟醚橡膠密封圈等多項推進系統重大關鍵技術，掌握了高可靠高安全載人航天器推進系統設計、高集成模塊化總裝設計、推進系統熱控設計、中等推力雙組元軌道控制發動機燃燒穩定性動態評估等技術，研制了一大批可推廣應用的高性能、高可靠的系列成熟產品，為載人航天工程第二步、第三步任務實施打下了堅實基礎。

2 空間實驗室任務推進系統的發展

載人航天工程第二步任務階段，主要驗證航天員空間出艙、空間交會對接技術、航天員中期駐留和推進劑在軌補加技術。推進系統圓滿完成了神舟七號～神舟十一號載人飛船、天宮一號目標飛行器、天宮二號空間實驗室和天舟一號貨運飛船的研制及飛行試驗任務。

2.1 載人飛船推進系統可靠性安全性進一步提高

為適應交會對接任務要求，自神舟八號開始，推進艙推進子系統在保留原設計狀態的基礎上，增加了8臺120 N平移、4臺150 N反推發動機功能，其中，120 N發動機為新研制。此外，為了系統優化和可靠性改進，對閥門驅動控制、熱控管理等進行了設計改進，主要包括：①推進艙推進子系統閥門驅動控制由“主備路自動控制驅動器+手動控制驅動器”優化整合為“三機表決制一體化控制驅動器”，提高了指令接收、處理及閥門驅動控制冗余度，簡化了系統配置；②推進艙推進子系統控溫儀、遙測變換器優化整合為主備機一體化推進管理器，發動機、閥門、管路全部采用基于數字電路的自動控溫，實現了控溫回路、控溫閾值、總加熱功耗視在軌溫度情況可調、電纜網減小質量的目標；③返回艙推進子系統排氣隔離膜片改進為電爆閥，杜絕了排氣膜片非正常破裂或未破裂帶來的系統工作和排氣安全性隱患。

由于載人飛船推進系統技術狀態變化多，除新研或改進單機進行了充分試驗外，返回艙系統補充完成了液路長期貯存試驗、系統水試和1次全系統可靠性熱試車。推進艙系統補充完成了氣路長期貯存試驗、氣路故障模擬試驗和3次全系統可靠性熱試車。

通過神舟八號～神舟十號飛行試驗任務，全面驗證了載人飛船推進系統的各項功能、性能、技術狀態和可靠性，新技術、新狀態、新產品得到了充分考核，成熟度持續提升，為載人飛船長期執行空間實驗室、空間站任務奠定了可靠的產品保障。

2.2 分步驗證在軌補加關鍵技術

天宮一號目標飛行器方案論證之初，推進系統已瞄準空間站推進劑在軌補加重大關鍵技術。由于空間站推進劑在軌補加技術新、要求高、難度大，國內又缺乏研制經驗，為降低空間站研制和應用風險，提出了在載人航天工程第二步進行推進劑在軌補加技術分步飛行驗證的思想。為此，在載人航天工程第一步任務實施階段，已先行啟動了可補加金屬膜盒貯箱技術攻關工作。2006年1月，突破了金屬膜盒貯箱設計、工藝、檢測、試驗等各項關鍵技術，反復補加能力達到200次以上。金屬膜盒貯箱排放過程示意如圖8所示，金屬膜盒組件拉伸/壓縮測試狀態實物照片如圖9所示[4]。在突破金屬膜盒貯箱技術后，經多輪論證和優化，確定了基于金屬膜盒貯箱的天宮一號目標飛行器推進系統設計方案。該方案具有可兼顧補加/推進一體化功能和高性能、高可靠、長壽命的特點。通過天宮一號目標飛行器初樣、正樣階段各項試驗，充分驗證了推進系統功能、性能和工作可靠性[5]。

圖8 金屬膜盒貯箱排放過程示意Fig.8 Schematic diagram of metal membrane tank discharge process

圖9 金屬膜盒組件拉伸/壓縮測試狀態Fig.9 State of tension/compression test of metal bellows

2011年9月29日天宮一號目標飛行器成功發射后，先后與神舟八號～神舟十號載人飛船圓滿完成了3次交會對接任務，推進系統在軌工作穩定。通過飛行試驗考核，全面驗證了金屬膜盒貯箱、長壽命推進系統等技術，為天宮二號空間實驗室實施推進劑補加技術飛行驗證積累了經驗。

2.3 首次實施推進劑在軌補加技術飛行驗證

推進劑在軌補加關鍵技術除可補加金屬膜盒貯箱技術外，還包括推進/補加一體化推進系統設計、空間壓氣機、液路浮動斷接器、補加流程設計、自主安全控制、地面試驗等技術。在天宮一號目標飛行器推進系統研制之際，同步啟動了空間壓氣機、液路浮動斷接器關鍵單機技術攻關，以及天宮一號備份目標飛行器推進系統改裝實施推進劑在軌補加實施方案論證工作，確定可以通過天宮一號備份目標飛行器推進系統適應性改制后具備開展推進劑在軌補加技術飛行驗證條件，可對空間站補加系統設計方案、補加性能、補加流程及關鍵單機技術進行在軌驗證。空間實驗室、貨運飛船燃燒劑補加系統原理(氧化劑補加系統類同)如圖10所示。

圖10 空間實驗室、貨運飛船推進劑補加系統原理Fig.10 Space laboratory and cargo spaceship refueling system schematics

空間壓氣機具有技術新、要求高、難度大等特點，涉及機械結構及傳動、流體及冷卻、氣體壓縮、動靜密封、電機及控制、特種材料、特種焊接工藝等多種專業領域，國內缺乏相關技術經驗。其主要關鍵技術包括高效率壓氣機集成設計、高強度7055鋁合金機身噴射成型及加工、補償膜盒液壓油管理、大功率高負載直流無刷電機、泛塞動密封、高密度錸合金慣性輪制造、高效冷卻流道設計、異種金屬粉末成型、電機驅動控制等一系列新技術、新材料、新工藝，研制技術難度極高。

在2010年，推進系統開展了壓氣機原理樣機研制及試驗工作，初步驗證了壓氣機工作原理和補加系統抽氣回用方案的可行性。轉入工程樣機研制后，按照輕量化、小型化、高性能、高可靠、長壽命設計要求，開展了詳細設計、仿真分析、關鍵材料及關鍵工藝攻關等工作，于2012-2013年完成了壓氣機工程樣機、鑒定樣機的研制和試驗工作，先后解決了7055鋁合金機身加工易開裂、膜片疲勞壽命低、減速器齒輪疲勞斷裂、攪拌焊縫泄漏等多項技術難題。天宮二號空間實驗室任務明確后，推進系統加大了壓氣機攻關力度，通過艱苦攻關解決了相關難題。壓氣機工程樣機、鑒定樣機的各項試驗結果表明：主要性能和工作壽命達到了設計指標要求，關鍵工藝、關鍵材料狀態穩定、可控，各項關鍵技術得到有效突破。長壽命空間壓氣機實物照片如圖11所示。

圖11 長壽命空間壓氣機Fig.11 Long-life gas compressor

推進劑液路浮動斷接器是實現空間實驗室與貨運飛船推進劑補加管路自動對接、鎖緊、密封、補加、吹除及管路自動分離等功能的關鍵單機，主要關鍵技術包括插合/分離速度控制、對接偏差(橫向、角度)浮動補償設計、密封副設計、鎖緊力設計及防脫開自動安全控制、互換性設計等技術，同樣具有技術新、要求高、難度大等特點。考慮到插合/分離過程平穩、可靠控制，借鑒嫦娥三號探測器推進系統7500 N變推力發動機成熟的調節技術經驗，采用了簡單可靠、易控的步進電機驅動的電動式方案，通過驅動步進電機實現補加管路插合、鎖緊、保持及分離，可控制步進電機頻率控制插合/分離速度。與俄羅斯氣動式浮動斷接器方案相比，取消了較復雜的氣體作動及密封環節，大大降低了復雜性。電動式液路浮動斷接器實物照片如圖12所示。通過多套浮動斷接器產品研制和試驗，功能、性能、可靠性、安全性、壽命、互換性等均達到設計要求，各項關鍵技術得到有效突破。

為了確保天宮二號空間實驗室推進劑在軌補加飛行驗證成功，在壓氣機、浮動斷接器完成技術攻關后，相繼開展了補加系統性能、可靠性地面試驗，以及天宮二號與天舟一號全系統聯合補加地面試驗，完整考核天宮二號、天舟一號補加系統的工作協調性、性能和可靠性，有效保證了3次在軌補加任務圓滿成功，為空間站補加系統研制和應用打下堅實基礎。

圖12 電動式液路浮動斷接器Fig.12 Electric fluid floating coupling

2.4 貨運飛船推進/補加一體化系統設計

在天舟一號貨運飛船推進系統論證之初，為提高推進/補加功能可靠性和實現推進劑最大化利用，提出了推進/補加一體化設計理念，即補加與推進功能既可實現功能獨立又可實現功能交叉，不但提高了2種功能的互補性和系統工作可靠性，而且可使1次任務攜帶推進劑最大化利用。與俄羅斯進步號貨運飛船推進與補加各自功能完全獨立存在顯著不同。

推進/補加一體化推進系統主要關鍵技術包括：①推進/補加子系統參數匹配設計；②推進、補加同時工作的動態工作匹配性和穩定性；③受軌道周期性溫度交變影響，補加管路對接后的在軌密封檢測技術；④防推進劑管路真空吹除時“閃蒸”引起凍結問題的吹除程序設計。經天宮二號空間實驗室、天舟一號貨運飛船飛行試驗考核，對推進/補加一體化貨運飛船推進系統各項功能、性能和可靠性安全性進行了全面驗證，特別是成功進行了3次推進劑在軌補加試驗，充分驗證了在軌補加技術。

載人航天工程第二步發展戰略的實施，突破了低軌長壽命空間推進系統設計、推進劑在軌補加系統設計、金屬膜盒貯箱、長壽命空間壓氣機、電動液路浮動斷接器、大負載高速直流無刷電機驅動控制等多項重大關鍵技術，掌握了推進/補加一體化推進系統、混合比在軌調控、推進劑補加流程、高強度7055鋁合金噴射成型及加工等技術，研制了一批新型高性能、高可靠推進系統成熟產品，為空間站工程的研制積累了寶貴經驗。

3 空間站任務推進系統的發展

在空間站建造階段，通過神舟十二號～神舟十四載人飛船、天舟二號～天舟四號貨運飛船、天和核心艙、問天實驗艙、夢天實驗艙成功發射及在軌對接組裝，全面完成了空間站建造任務，轉入長期運營。

3.1 神舟飛船長期停靠對推進系統可靠性要求更高

進入空間站在軌建造和長期運營階段后，神舟載人飛船在軌飛行時間持續延長，從早期在軌1天、7天、30天、60天到180天以上，盡管載人飛船推進系統主要技術狀態保持一致，但對長期停靠期間的狀態管理和再啟動工作的可靠性帶來新的考驗。長期停靠對推進系統的主要影響有：①由于停靠空間站期間推進劑不消耗，適應組合體各種飛行模式下飛船溫度交變影響，引起貯箱內推進劑體積交替膨脹、收縮變化，進而使貯箱膜片小位移、高次數反復疲勞，其疲勞壽命問題尤為突出，需要合理優化貯箱控溫策略，以提高膜片抗疲勞能力；②受太陽照射角變化影響，部分姿態控制發動機電磁閥受曬后引起溫度上升過高，影響電磁閥動作可靠性或行程減小流阻增大問題。

從神舟八號～神舟十四多次在軌飛行數據結果看，針對長期停靠存在的突出問題，采用貯箱上調控溫閾值并收嚴控溫區間的措施，可有效控制膜片變形位移；改進姿態控制發動機機組熱控包覆狀態、增加遮陽板措施，可有效降低電磁閥受曬影響。飛行試驗結果表明，改進措施有效。

3.2 飛船自主快速交會對接對推進系統工作穩定性要求更高

為適應飛船自主快速交會對接模式，交會對接全程均需要采用恒壓工作模式，對2次軌道控制期間減壓閥小流量、零流量工作下壓力爬升控制要求更高，需要通過對減壓閥壓力爬升特性加嚴篩選。一旦出現壓力爬升過快，可能引起貯箱壓力過高甚至超壓，不但影響發動機推力的穩定性，而且發動機高推力工況工作時對可靠性非常不利。

3.3 長壽命、高可靠、高安全是空間站推進系統的突出特征

空間站三艙均要求在軌10年以上工作壽命。由于推進系統的特殊性：①推進劑具有高毒性、強腐蝕、高污染、易燃、易爆特性；②貯箱、氣瓶長期承壓工作；③管路及熱控復雜、分布廣，閥門、發動機、貯箱、氣瓶、管路間多為焊接結構。因此，推進系統不具備在軌維修、更換能力，在軌長壽命工作可靠性主要取決于系統固有能力。在空間站三艙推進系統研制之初，將長壽命、高可靠、高安全作為突出重點，從原材料、元器件、單機、系統、空間環境等多個層面，開展了針對性設計及試驗驗證工作。

3.3.1 長壽命技術

推進系統主要開展的長壽命設計及試驗工作包括：①工質長期相容性。設計上對與推進劑、全氟三乙胺(壓氣機冷卻液)、全氟聚醚油(壓氣機液壓作動油)工質接觸的金屬、非金屬材料均選用I級相容材料，并開展了各介質與材料相容性試驗、介質長期貯存試驗。通過試驗結果評定，驗證了可滿足在軌10年以上的相容能力。②長期密封性。為保證推進系統的密封可靠性，設計上按照“能焊則焊”的原則，對少量不能焊接的管路接頭(異種金屬、模塊間管路、跨艙間管路)，均采用不少于2道密封冗余結構，特別是推進劑液路管路系統，為降低氧化劑對非金屬密封件長期浸泡吸附滲透效應，與推進劑直接接觸的第1道密封采用金屬密封形式，確保推進劑長期密封可靠。③工質需用量。增壓氣體、液冷工質、液壓油均為不補加，通過工質需用量裕度設計，確保滿足10年以上工作壽命要求。④長期承壓。氣瓶、貯箱、閥門、壓氣機、發動機、管路等承壓件按長期承壓規范要求進行安全系數設計。對于在軌承受壓力循環工作的貯箱、氣瓶、壓氣機等組件，通過壽命試驗驗證其壓力循環壽命次數能力。⑤發動機工作壽命。發動機工作壽命直接影響空間站的在軌壽命。空間站三艙配置有490 N，150 N，120 N，25 N共4種雙組元發動機，通過對冷卻流量、涂層厚度等影響工作壽命的關鍵參數合理設計及壽命試車考核，確保滿足長壽命工作能力。多臺次發動機試車結果表明，穩態、脈沖壽命能力達到2～10倍以上任務要求。對于關鍵的490 N軌道控制發動機，還采取熱標優選溫度或降推力工況使用進一步提高長壽命工作裕度。特別是150 N雙組元發動機電磁閥，采用了無摩擦簧片式獨立雙閥芯設計方案，消除了摩擦式電磁閥易產生多余物、密封副對中性差的缺點，有效解決了易卡滯、易泄漏常見故障，動作壽命能力達百萬次以上。⑥在軌可維修、更換。針對易實現維修更換的部分電子單機、霍爾電推進系統開展了有限在軌維修性設計，如核心艙密封艙內推進控制驅動器、推進管理器、電機驅動器、艙外霍爾推力器、氙氣貯供模塊，可借助航天員、機械臂進行艙內或艙外維修更換，實現系統長壽命工作。⑦功能冗余、系統重構。推進系統對于在軌不可維修設備，均在部件、組件、系統上進行了充分冗余設計，可實現故障隔離、功能切換和系統重構。

3.3.2 高可靠、高安全技術

高可靠、高安全是載人航天器最突出的特征。空間站三艙推進系統從部件到單機、從單機到系統、從硬件到軟件均開展了可靠性安全性設計，主要包括：冗余設計、裕度設計、降額設計、環境適應性設計、自主故障診斷設計、供電保護設計、相容性設計、軟件安全性設計、防差錯設計、維修安全性設計、故障隔離設計等，并開展了可靠性安全性專項驗證試驗，除單機可靠性試驗外，通過全系統試車、長期貯存試驗、補加可靠性試驗、故障模擬試驗等推進系統級可靠性安全性試驗，全面驗證了系統的可靠性和安全性。

3.4 適應多狀態、多頻次高效自動補加技術

由于核心艙前后向補加、貯箱多種模式補加，以及為光學艙貯箱過路補加,狀態多，使補加模式、補加參數、補加流程、吹除流程及補加管路熱環境變得異常復雜，補加任務的復雜性和補加系統狀態的復雜性遠超過天宮二號空間實驗室。為了適應空間站長期運行期間多狀態、多頻次補加任務，需要解決飛控長期支持問題，空間站核心艙設計之初即確定了自動補加為主、地面控制為輔的設計思想，整個補加流程分階段自動化銜接，每個階段的程序采用模塊化、標準化設計，可通過上注數據實現對貨運飛船、核心艙、光學艙的補加口、階段標志、補加量、抽氣壓力、吹除時間等參數及貯箱、氣瓶、壓氣機、補加閥門進行設定，不僅提高了自動化水平，大大降低了飛控支持強度和運營成本，還提高了技術先進性、補加任務效率和補加過程的安全性。

3.5 應用高性能霍爾電推進技術

在空間站核心艙推進系統方案論證階段，盡管國內在電推進技術工程化應用上尚不完全成熟，但考慮到電推進具有突出的高比沖(達雙組元發動機5倍以上)、長壽命(可達上萬小時)、無毒無污染、易于空間維修等特點，為補償空間站10年在軌運行期間大氣阻力對軌道的衰減，采用電推進軌道維持相比常規化學推進可節省大量推進劑補給，具有十分可觀的效益。基于當時國內電推進技術水平，經充分論證，核心艙選擇了技術相對成熟、結構簡單、比推力高、推力密度大、工作電壓低、可靠性高的霍爾電推進方案，并采用了可在軌更換設計，通過貨運飛船上行運輸能力，對工作壽命終止的霍爾推力器、氙氣耗盡的貯供模塊實現在軌更換，可持續保持電推進系統長期在軌使用。霍爾推力器工作及結構原理如圖13所示[6]。

圖13 霍爾推力器工作及結構原理Fig.13 Working and structure schematic diagram of Hall thrusters

核心艙霍爾電推進系統主要配置了4臺可更換80 mN霍爾推力器、2只可更換氙氣貯供模塊、1臺電推進控制器、4臺電源處理器及若干閥門、傳感器、加熱器、管路等，其中霍爾推力器、氙氣貯供模塊具備艙外在軌維修能力。

核心艙霍爾電推進系統主要關鍵技術包括：長壽命高可靠霍爾推力器技術、適應機械臂在軌自動更換的氙氣貯供模塊技術、氙氣壓力控制與調節技術、氙氣流量分配與控制技術等。

3.5.1 長壽命高可靠霍爾推力器技術

電推進系統推力器工作壽命一般可達數千小時至上萬小時。由于推力器工作溫度高、工作電壓高、等離子體速度高、壽命長等特點，對材料選擇、制造工藝、結構設計、熱設計、絕緣設計、磁場設計等要求很高，普遍存在點火不成功、熄火、絕緣失效、放電室燒蝕、羽流消蝕、等離子體振蕩加劇、濺射沉積等常見影響可靠性、壽命問題。80 mN霍爾推力器研制過程中，通過不斷改進設計，空心陰極壽命達到10 000 h以上，推力器工作壽命達到8000 h以上。80 mN霍爾推力器實物及放電工作照片見圖14。

圖14 空間站80 mN霍爾推力器實物及放電工作Fig.14 An 80mN Hall thruster of space station and its operation

3.5.2 氙氣貯供模塊在軌更換技術

采用機械臂可實現氙氣貯供模塊在軌維修更換。維修更換過程包括安裝和拆除，拆除基本為安裝的逆過程。通過維修性設計，可完成氙氣貯供模塊的機械臂抓取鎖緊、橫向或徑向移動、沿靶標靠近、適配器導向對接、主被動端連接鎖緊(氣路、電路自動對接)、機械臂解鎖分離等過程。機械臂更換除路徑規劃、視覺伺服控制關鍵技術外，還包括適配器主被動端機構、氣路管路浮動對接鎖緊、電連接器浮動對接鎖緊等關鍵技術。通過地面模擬對接試驗，驗證了各種工況下機械臂與氙氣貯供模塊全過程工作的協調性、功能、性能和可靠性。可在軌更換氙氣貯供模塊及被動端適配器結構示意如圖15所示。

圖15 可在軌更換氙氣貯供模塊及被動端適配器結構示意Fig.15 Structure diagram of replaceable xenon storage and supply module and passive end adapter

3.5.3 壓力控制與調節技術

由于電推進的推力器工作對入口壓力控制精度要求較為嚴格，采用了壓力自反饋的Bang-Bang控制策略。通過控制閥門的開關循環控制，保持緩沖容器壓力在規定的工作范圍之內，實現對目標預設壓力值的精確控制。為提高壓力測量和控制的可靠性，對壓力測量信號采用“3取2”自動仲裁表決機制。另外，目標預設壓力、上下限壓力均可根據在軌點火測試結果進行調整。

3.5.4 流量分配與控制技術

微流量控制是電推進系統的關鍵技術之一。流量分配與控制用于對各推力器總流量及每臺推力器陽極和陰極分支流量進行分配和精確調控，以保持推力器穩定點火和調控多臺推力器之間的性能均衡。流量分配和精確調控方式通過各支路的熱調節閥實現，根據氣體流量與溫度的物理性能關系，通過控制熱調節閥的加熱溫度進而實現調節流量。由于推力器屬于微氣體流量工作，對流量調控精度要求很高，傳統的液體推進流量調控方式不能適應，核心艙電推進采用激光刻蝕微流道分配器實現熱調節閥功能。通過冷態、熱態試驗，驗證了流量分配器的性能和調節能力，為推力器在軌工況調節提供試驗數據依據。

3.6 應用新技術實現光學艙更高要求

光學艙在軌工作要求不少于10年。由于光學艙150 N軌道控制發動機推力相對較小，對150 N,120 N,25 N發動機壽命指標要求更高。與空間站、貨運飛船發動機壽命指標相比，光學艙三種發動機穩態、脈沖工作壽命達到4～10倍以上。根據以往發動機壽命試車考核情況，發動機壽命能力不能滿足光學艙指標要求，主要是受涂層壽命能力所限，為此，結合新一代硅化鉬涂層多年攻關結果，研制之初提出了硅化鉬涂層發動機設計方案，通過多臺次發動機試車考核驗證，壽命能力大幅提高，可達到光學艙發動機任務壽命指標3倍以上，有效確保了發動機長壽命問題。25 N/150 N硅化鉬涂層推力室實物照片如圖16所示。

圖16 25 N/150 N 硅化鉬涂層推力室Fig.16 25N/150N molybdenum silicide coated thrust chamber

與空間站核心艙功能類似，光學艙推進系統具備停靠空間站核心艙進行推進劑在軌補加功能。為適應光學艙長期共軌獨立飛行、短期停靠補加任務特點，針對光學艙主動端浮動斷接器橡膠密封圈長期暴露在空間環境下的壽命問題，設計了具有開合保護機構的浮動斷接器。開合保護機構結構原理如圖17所示，浮動斷接器結構原理如圖18所示。光學艙獨立飛行期間，開合保護機構為關閉保護狀態，可有效保護密封圈免受紫外照射、空間碎片撞擊、高低溫交變等空間環境影響。光學艙停靠空間站補加工作前，開合保護機構為打開狀態，推進劑補加管實現正常插合、補加及分離功能。

圖17 開合保護機構結構原理Fig.17 Structure schematic diagram of open-close protection mechanism

圖18 浮動斷接器結構原理Fig.18 Structure schematic diagram of floating coupling

空間站工程的實施，突破了長壽命高可靠推進劑在軌自動補加、空間可維修電推進系統、長壽命霍爾推力器、長壽命硅化鉬涂層發動機、微小型復雜機構等多項重大關鍵技術，掌握了可補加推進系統設計、標準化模塊化自主補加流程設計、推進系統自主故障診斷與切換控制設計、電推進在軌維修更換設計、微流量分配與調控、硅化鉬涂層制備工藝及硅化度評定準則等技術，研制了霍爾推力器、硅化鉬涂層發動機、新型管路密封接頭、微流量閥門等成熟產品，拓展了空間推進系統應用領域。

4 載人航天器推進系統技術展望

綜合分析國內外載人航天的發展，成功研制了以近地軌道為主的多個載人航天器，主要有：俄羅斯聯盟載人飛船、進步貨運飛船，中國神舟載人飛船、天舟貨運飛船，美國載人龍飛船和貨運龍飛船、天鵝座貨運飛船、航天飛機，歐洲自動轉移飛行器(ATV)貨運飛船，日本H-2轉移飛行器(HTV)貨運飛船；蘇聯禮炮號、和平號空間站，以美國為主的“國際空間站”(ISS)，中國天宮空間站。近地載人航天器的各項技術已日益成熟。自20世紀六七十年代美國阿波羅登月工程成功之后，近60年來，世界主要航天國家圍繞無人、載人深空探測的研究活動從未停止，紛紛啟動了月球探測、火星探測、小行星探測等深空探測計劃，尤其在無人深空探測方面，不斷取得了新成就。隨著中國天宮載人空間站工程、嫦娥無人探月工程、天問無人探火工程任務的成功實施，可以相信：以載人月球探測為新起點的載人深空探測任務將成為中國載人航天未來發展的必然趨勢。

與近地載人航天工程相比，載人月球探測工程任務的復雜性、風險性及難度更大，對各類載人航天器的要求更高。同樣，航天器推進系統將面臨更多、更新的關鍵技術需要突破和掌握，如高性能、高可靠、長壽命推進系統技術，自主健康管理技術，基于表面張力貯箱和壓氣機的閉式推進劑補加技術，高性能、高可靠軌道控制發動機技術，深度調節變推力發動機技術，輕質、大容量新型貯箱技術，無毒單組元發動機技術[7]，可重復使用推進系統技術，高精度推進劑剩余量測量技術，適應復雜月面環境推進系統的熱管理技術等。

5 結束語

伴隨載人航天工程30年發展歷程，推進系統在技術、產品、人才、基礎設施等綜合能力上也得到了快速發展。高可靠高安全載人飛船、長壽命高可靠空間站、推進/補加一體化貨運飛船、無毒單組元推進、空間可維修電推進等推進系統技術，已達到或超過國際同類先進水平；突破和掌握了推進劑空間補加、無毒單組元發動機、長壽命霍爾推力器、長壽命硅化鉬涂層發動機等核心技術；取得了一大批具有自主知識產權的創新成果；大量成熟產品已得到推廣應用。推進系統隨著總體能力的提升，必將在空間站長期運營、載人深空探測及其他航天領域持續發揮更大的作用，推進技術的發展也將從“跟跑”、“并跑”向“領跑”不斷跨越。

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