空間站核心艙軌控機組熱設計及飛行驗證

陳陽春，李世恭，胡承云

(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)

0 引言

空間站屬于大型且十分復雜的長期載人航天器，與短期載人航天器及一般的衛星相比，其設計理念和關注的重點不盡相同。推進系統作為航天器的主動力系統，其可靠性直接關系到任務的成敗。推進系統所攜帶的姿軌控發動機是決定航天器能否完成各項任務的關鍵組件，其主要的功能是實現航天飛行器空間姿態的調整、軌道轉移等。發動機能否按程序正常點火是發動機正常工作最基本的前提，同時，保證推進劑處于正常工作溫度范圍是發動機正常點火的基本條件。空間站核心艙推進系統發動機均布置在艙外，面對太空深冷環境，必須采取一定的熱控措施才能滿足發動機點火前所需要的溫度。和以往飛船系列軌控機不同，核心艙軌控機組安裝位置特別，熱控設計要求更高，且要求長壽命、輕量化。

國內外未見學者對軌控機組熱控設計作深入研究。肖澤娟等以一臺10 N單組元發動機為研究對象，通過仿真和地面試驗相結合的方法，獲得了推進劑在流過噴注器中的降溫規律。徐繁榮等運用數值仿真與試驗驗證相結合的方法，得到了符合任務指標的發動機熱控方案。孫冰等對單組元發動機熱回浸現象作了理論分析。韓崇巍等針對第二代490 N發動機點火而導致其周邊重要結構件溫度偏高的問題，重新對發動機周邊結構件的熱控進行了設計。王愛華等采用新型片式加熱器實現對490 N發動機頭部加熱方法的改進。張忠利運用仿真與試驗相結合的方法，對某運載型號發動機工作過程進行了研究。方磊等先后分別用二維傳熱計算程序、CFD軟件仿真分析了采用再生冷卻方式工作的姿控發動機推力室的傳熱特性。劉海娃等運用I-DEAS/TMG軟件對HAN基無毒單組元發動機熱控方案進行了仿真計算和真空熱試驗，獲得了發動機重要部位的溫度數據。劉昌國等為獲得300 N單組元發動機在低溫下的工作特性以及影響發動機在低溫環境下工作性能的主要因素，開展了試驗研究。

空間站核心艙推進系統包含4個軌控機組，受包絡限制，每個軌控機組下陷安裝到資源艙小凹艙內，發動機喉部及燃燒室受艙壁遮擋。同時，空間站各種構型、飛行姿態及受曬環境也給電磁閥高溫防護提出了適應性更高、更廣的要求。

成熟可靠的熱分析模型是驗證熱設計、在軌溫度預示和故障處理的可靠手段，特別是對長壽命的航天器而言尤為重要。針對軌控機組低溫下的加熱以及高溫下電磁閥的熱防護，在模型校核的基礎上，對軌控機組在軌各種飛行階段可能面臨的高、低溫工況進行了仿真分析，在長壽命設計原則下確定了機組的主動和被動熱控方案，得到了該設計狀態下軌控機組低溫和高溫工況可能的溫度數據。計算結果得到在軌飛行驗證，為后續任務的圓滿完成提供保障。

1 研究方法

1.1 技術指標

空間站核心艙飛行任務對軌控機組的指標要求為:

1)點火前發動機頭部溫度不低于0 ℃；

2)發動機電磁閥溫控制在4～60 ℃；

3)在軌工作時間15 a。

1.2 模型描述

與以往飛船系列軌控機組集中安裝在艙體尾部不同，空間站核心艙軌控機組受包絡限制，每個軌控機組下陷安裝到資源艙小凹艙內，發動機喉部及燃燒室受艙壁遮擋，不利于高溫工況下的散熱，給防熱設計帶來了困難。圖1為核心艙軌控機組安裝圖，圖2為以往飛船系列軌控機組安裝圖。經分析，其特殊的空間位置決定了軌控機組不同的被動包覆設計：取消頭部多層面膜，維持鈦合金的表面狀態；機架均不包覆多層；遵循輕量化原則，電磁閥多層反射屏采用0.006 mm的鍍鋁聚酯薄膜。

圖1 核心艙軌控機組

圖2 以往飛船系列軌控機組

結構改進后的軌控機組通過一厚為9 mm的酚醛層壓布板隔熱墊片安裝至機架上，機架連同凹艙安裝至艙壁。建立如圖3所示物理模型，包括軌控發動機、機架、絎條、小凹艙、隔熱墊片、艙壁及其多層組件。

圖3 物理模型

機架做了黑色陽極化處理，發動機附近的艙壁外側包覆高溫隔熱屏，面膜為高硅氧布；其他區域包覆低溫多層，面膜為一層白色防原子氧外用阻燃布。凹艙表面包覆了厚約8 mm的高溫隔熱屏，面膜為高硅氧布。在不影響計算結果的前提下，逐一對模型各部分進行簡化：

1)發動機及機組機架的圓角、倒角直線化；

2)忽略機架的螺栓、螺釘；

3)忽略頭部結構中小孔的影響；

4)艙壁多層以軟件自帶殼單元形式體現；

5)艙壁用一方框來模擬。

根據上述簡化，采用Delaunay方法，對計算區域采用基于有限元網格的控制體積法進行離散。分別對發動機頭部、電磁閥、機架、絎條、隔熱墊及艙壁進行離散并逐一建立四面體網格，體網格數分別為459個、384個、648個、836個、154個、3 464個。忽略隔熱墊片與環境的輻射換熱，分別對推力室(含噴管、喉部、燃燒室)外表面、頭部上表面、電磁閥表面、艙壁內外表面、凹槽表面、機架表面逐一建立三角形面網格單元，面網格數分別為1 931個、104個、234個、6 224個、2 014個、251個。圖4為離散后的軌控機組模型。

圖4 有限元模型

1.3 計算方法

TMG集成在美國公司SARC的I-DEAS中，兼具建模、熱輻射分析和熱網絡求解等一體化功能，對于求解航天器在軌溫度場非常方便快捷。

1.3.1 控制方程

在上述模型的基礎上，利用I-DEAS TMG，采用節點熱網絡法計算軌控機組在極端低溫工況(始終背陽)所需要的加熱功率以及在極端高溫工況(機組最大面積受太陽持續照射)時的最高溫度。

機組在任務期間，與外界的傳熱只有輻射換熱和導熱。對于熱網絡節點，其控制方程為

(1)

式中：,為節點與節點之間的導熱系數；,為節點與節點之間的輻射系數；為節點內熱源和所吸收的外熱流之總和；為斯蒂芬—玻爾茲曼常數；為節點的熱容。等號左邊表示源項，即流入熱量與自身發熱量之和；右邊表示存儲項。

傳導熱網絡系數,的通用計算式為

(2)

式中下標表示與導熱相關的參數。

節點間輻射網絡傳熱系數,通用計算式為

,=,

(3)

式中：為節點表面積；為節點表面發射率；,為表面對表面的輻射交換系數。

1.3.2 計算方法

1)采用穩態模型計算；

2)采用共軛梯度(conjugate gradient)方法求解熱傳導；

3)采用奧本海姆(Oppeheim)方法計算輻射換熱。

1.3.3 邊界條件

1)艙壁：-10～40 ℃。以此溫度上、下限分別作為軌控機組高溫工況、低溫工況的輸入。

2)空間背景溫度取-269 ℃。

3)采用穩態模型進行分析。

4)太陽常數取極大值1 414 W/m。

5)受曬因子取1。

6)全輻射設置。

2 結果與討論

2.1 仿真結果

2.1.1 計算正確性校核

利用貨船尾部正推機組在太陽角分別為65°和45°兩種工況下的飛行數據來驗證本文所采用的計算方法、參數設置及網格尺寸計算結果的正確性。圖5為太陽角65°時的溫度云圖，對應的電磁閥溫度范圍為70～73 ℃。兩種太陽角的仿真結果和飛行數據對比見表1，計算結果與飛行數據吻合性好。核心艙軌控機組仿真計算采用與之相同的計算方法、參數設置和網格尺寸。

圖5 太陽角65°對應的溫度云圖

表1 計算結果與飛行數據比對

2.1.2 極端低溫工況

當軌控機組無任何外熱流時，即為機組的極端低溫工況。有推進劑流道的部位為發動機頭部及電磁閥，在深冷環境，需要采取主動熱控措施才能保證其溫度。圖6給出了頭部加熱功率20 W、每個電磁閥加熱功率1 W以及艙壁定溫-10 ℃前提下頭部和電磁閥溫度云圖。由圖6(a)可以看出頭部有推進劑流道的部位平衡溫度范圍為23.2～42.4 ℃；由圖6(b)可以看出電磁閥溫度范圍為32.5～42.5 ℃。極端低溫工況的計算結果分析表明，該功率組合能滿足在軌任意飛行姿態下，頭部溫度不低于0 ℃、電磁閥不低于4 ℃的溫度要求。由于采用自動控溫，當溫度加熱至停控點溫度時，加熱器隨即斷開，不存在發動機在設計加熱功率下一直加熱至42 ℃的情況。

圖6 低溫工況下溫度云圖

針對核心艙軌控機組的安裝特點及長壽命等使用要求，為保證其頭部及電磁閥在不同的構型及姿態下均溫度適中，和以往飛船系列所有軌控機組設計成一個熱控回路不同，核心艙每個軌控機組頭部和電磁閥獨立成一個控制回路。該設計能保證空間站核心艙任意構型任意飛行姿態下，軌控機組頭部和電磁閥溫度水平適中。

2.1.3 極端高溫工況

當軌控機組長期處于太陽照射時，即為該機組高溫工況。在艙壁定溫40 ℃前提下，首先計算了太陽角為65°時，機組頭部及電磁閥穩態溫度分布。平衡后的溫度見圖7，由圖7(a)可以看出頭部溫度范圍為50.3～59.3 ℃；由圖7(b)可以看出電磁閥溫度范圍為53.0～56.6 ℃，此工況下，電磁閥最高溫度為56.6 ℃，滿足低于60 ℃的指標要求。

圖7 65°太陽入射角對應的穩態溫度分布云圖

此外，還計算了不同太陽入射角對應的發動機溫度。圖8為軌控機組電磁閥溫度隨太陽角變化曲線。由圖8可以看出，電磁閥溫度隨著太陽照射角的增大出現先升高再降低的趨勢，最高溫度出現在58°，此時整個機組受照面積最大，對應的電磁閥溫度范圍為54.3～57.9 ℃。在模型校核的基礎上，受曬因子取1且太陽熱流、照射面積都取最惡劣條件的情況下，電磁閥溫度滿足不高于60 ℃溫度上限要求。表2為軌控機組電磁閥、頭部、噴管在不同太陽角下對應的溫度匯總。

表2 不同太陽角對應的軌控機組溫度

圖8 電磁閥溫度隨太陽角變化

實際上，空間站受曬因子最大為0.853。因此，補充計算了受曬因子為0.853，太陽熱流和機組受照面積仍包絡實際在軌最惡劣工況時發動機溫度分布。得到電磁閥溫度范圍為49.1～52.5 ℃，在計算模型和參數設置正確性得到校核的前提下，分析認為實際在軌受太陽照射時，電磁閥溫度不高于52.5 ℃。

2.2 在軌飛行情況

目前核心艙已在軌一年，經歷各種飛行階段及姿態，涵蓋了低溫工況和高溫工況。在機組長期處于背陽面期間，機組加熱器在自動控溫模式下啟動加熱，軌控機組頭部溫度最低為9.2 ℃，如圖9所示；電磁閥溫度最低為6.8 ℃，如圖10所示。

圖9 低溫工況頭部飛行數據

圖10 低溫工況電磁閥飛行數據

在頭部加熱功率20 W，每個電磁閥加熱功率1 W的設計狀態下，2.1.2節的仿真結果(頭部平衡溫度23.2～42.4 ℃，電磁閥平衡溫度53.0～56.6 ℃)是基于穩態設置下得到的，即占空比為1的常加熱設置。而實際飛行期間，受整艙功耗、溫度均衡性等要求限制，軌控機組按控溫策略自動控溫，控溫閾值設定為4～12 ℃，即當溫度低于4 ℃時，加熱器啟動加熱，當溫度高于12 ℃時，加熱器停止加熱。低溫工況期間，軌控機組頭部及電磁閥加熱回路占空比約0.3，按占空比數值推算，若實際飛行為常加熱狀態，電磁閥和頭部溫度將高于40 ℃，因此，仿真結果和實際飛行得到的溫度有偏差的原因為二者加熱模式不同，仿真是常加熱的結果，目的為說明核心艙軌控機組設計的熱控措施能滿足其任務期間極端低溫工況的溫度需求。實際飛行為有占空比(類似脈沖式的)自動控溫結果。仿真和飛行結果表明，軌控機組熱控設計能保證機組在低溫工況下溫度滿足指標要求。由于每個機組頭部的電磁閥獨立成回路，不存在同回路內不同軌控機組溫差較大的現象。

偏航慣性飛行姿態對軌控機組而言為高溫工況，此期間，機組受太陽長期照射，機組加熱器在自動控溫模式下停止加熱，機組受太陽照射影響各部位溫度升高。圖11為高溫工況期間，軌控機組頭部溫度曲線，最高溫度56.5 ℃，與計算結果較吻合；圖12為該工況下對應的電磁閥溫度曲線，最高溫度為35.0 ℃，滿足低于60 ℃的指標要求，且離上限的余量較大，與計算值上限即52.5 ℃有一定偏差的原因在于電磁閥在艙內受溫度環境的影響較大。

圖11 高溫工況頭部飛行數據

圖12 高溫工況電磁閥飛行數據

仿真計算設置包絡了在軌可能出現的極端高溫工況，即按艙內環境及艙壁溫度定溫40 ℃作為輸入，加之噴管因為太陽照射溫度升高導熱至電磁閥，電磁閥計算溫度必高于40 ℃，計算值53.0～56.6 ℃是可信的。而實際飛行溫度低于40 ℃，說明艙壁或艙內環境溫度比設定值40 ℃要低。頭部暴露于艙外，其溫度不受設定的艙內環境影響，只跟艙壁溫度及空間外熱流有關。因此，頭部和電磁閥計算結果與飛行數據吻合程度不一致的原因為二者位置不同導致其受艙內環境及艙壁溫度的影響程度不同。電磁閥在高、低溫工況下均保持適中的溫度水平為核心艙后續飛行任務的圓滿完成提供保障。

綜上，無論低溫還是高溫工況，軌控機組熱控設計保證了有推進劑流道的頭部及電磁閥處于適中的溫度水平，熱控設計得到了飛行驗證。

3 結論

2)噴管受太陽照射面積越大，頭部及電磁閥溫度越高，在太陽角58°時，噴管受照面積最大。

3)頭部設計功率20 W、每個電磁閥設計功率1 W的主動熱控措施能保證軌控機組在極端低溫工況下電磁閥溫度不低于6.8 ℃，滿足不低于0 ℃要求。

4)取消發動機頭部多層面膜，維持鈦合金的表面狀態，機架不包覆多層的被動防熱設計保證了軌控機組在極端高溫工況下溫度不超40 ℃，有利于保障電磁閥的可靠性。