上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機熱控設計及驗證

葉勝，寧靜，陳陽春

上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機熱控設計及驗證

葉勝1，2，寧靜1，2，陳陽春1，2

（1.上?？臻g推進研究所，上海 201112；2.上?？臻g發(fā)動機工程技術研究中心，上海 201112）

針對上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機溫度需求，設計了發(fā)動機熱控方案，建立了25、5 000 N發(fā)動機熱仿真模型，確定了各發(fā)動機加熱功率及被動包覆方式，解決了加熱器尺寸小、電阻值密度大以及熱控組件安裝方式難等問題，上面級發(fā)動機隨整箭進行了熱試驗驗證和飛行試驗驗證。驗證結果表明：25 N發(fā)動機法蘭和5 000 N發(fā)動機殼體溫度均在5 ℃以上，發(fā)動機溫度水平和加熱功耗均滿足系統(tǒng)要求，驗證了熱控設計的有效性，可為類似發(fā)動機熱控研制提供一定參考。

上面級；發(fā)動機熱控；數(shù)值計算；熱試驗；在軌驗證

0　引言

上面級是在常規(guī)的基礎級運載火箭上增加獨立的1級或多級飛行器，能夠獨立地將載荷送入預定軌道，可實現(xiàn)一箭多星等任務［1-3］。各國都在積極研制新型的上面級。美國研制有半人馬座系列、太陽能軌道轉移飛行器等型號，俄羅斯研制有Breeze-M、Fregat等型號，歐空局研制有EPS系列［4-7］。我國目前已實現(xiàn)首飛的型號有遠征1號、遠征1A號、遠征2號、遠征3號等［8-9］。上面級飛行姿態(tài)由所配置發(fā)動機控制，是上面級的一項關鍵技術。其中，遠征3號采用可搖擺的5 000 N再生冷卻發(fā)動機進行軌控，啟動次數(shù)可達20次以上。同時還配備了12臺25 N雙元發(fā)動機用于姿態(tài)控制。遠征3號上面級在軌短期任務不超過48 h，長期任務為3個月。發(fā)動機處于真空深冷環(huán)境中，其溫度逐漸降低。為了保證發(fā)動機正常工作的溫度需求，需要對其進行熱控設計。

本文針對遠征3號上面級動力系統(tǒng)5 000 N再生冷卻發(fā)動機和25 N雙元發(fā)動機所處熱環(huán)境，進行了熱控方案設計。經(jīng)過熱仿真計算確定了發(fā)動機的加熱功率，并給出了熱控包覆方案。最終通過地面真空熱試驗和在軌飛行試驗，驗證了熱控措施正確性。

1　發(fā)動機熱控設計

1.1　任務分析

動力系統(tǒng)為上面級飛行器提供軌道機動、姿態(tài)控制等所需的沖量，配備了1臺再生冷卻5 000 N發(fā)動機和12臺25 N雙元發(fā)動機，其中每3臺25 N發(fā)動機組成1個姿控機組，共4個姿控機組。

上面級在軌工作期間，所處軌道傾角0°～90°、軌道高度200～2 000 km、在軌運行時間最長不小于3個月。在真空深冷環(huán)境中，發(fā)動機通過導熱和輻射進行散熱［10］。低溫環(huán)境下，推進劑容易凍結，影響發(fā)動機正常工作。因此，需要對發(fā)動機進行熱控設計，保證其工作的溫度需求。

1.2　5 000 N發(fā)動機熱控設計

5 000 N發(fā)動機為再生冷卻發(fā)動機，其頭部和身部均布置推進劑流道，點火前需保證殼體溫度在0 ℃以上［11-13］。

1）主動熱控設計?？紤]發(fā)動機外型結構，采用在發(fā)動機壁面安裝鎧裝型加熱絲的方式進行溫度補償。分為4個加熱區(qū)域：發(fā)動機頭部、再生冷卻身部1、再生冷卻身部2和再生冷卻噴管段。由于 5 000 N發(fā)動機工作時，再生冷卻身部溫度高于100 ℃，因此測控溫選用MF51型熱敏電阻傳感器，實現(xiàn)對各加熱區(qū)域通斷控制的功能，MF51熱敏電阻位于發(fā)動機殼體未安裝加熱絲部位。

2）被動熱控設計。在發(fā)動機外包覆1層不銹鋼箔片，并粘貼1層鍍鋁面朝外的鍍鋁聚酰亞胺薄膜以減少熱輻射散失。發(fā)動機具體熱控布置，如圖1所示。

圖1　5 000 N發(fā)動機熱控組件布置

1.3　25 N發(fā)動機熱控設計

25 N發(fā)動機為雙元發(fā)動機，推進劑流道貫穿大、小法蘭，需保證推進劑流道溫度在0 ℃以上。

1）主動熱控設計。發(fā)動機大法蘭安裝鎧裝型片式加熱器，小法蘭安裝鎧裝型頭部加熱器，實現(xiàn)溫度補償［14-15］。由于25 N發(fā)動機尺寸較小，且小法蘭所需加熱功率低。因此需研制新型加熱器，解決加熱器尺寸小、電阻值密度大且難以安裝的問題。本文研制了一種新型鎧裝加熱器：加熱段尺寸小于 35 mm×6 mm×8 mm，加熱器阻值密度大于 350 Ω/cm3，可采用螺栓與法蘭連接固定。MF61型熱敏電阻具有較好的互換性，25 N發(fā)動機法蘭采用MF61熱敏電阻進行低溫段控溫，對法蘭加熱器通斷實現(xiàn)控制。采用MF51進行高溫段測溫。MF61熱敏電阻位置如圖2所示；MF51熱敏電阻位置在小法蘭另一側，與MF61對稱分布。每個機組的3臺發(fā)動機加熱器并成1個加熱回路，由MF61熱敏電阻控溫。

2）被動熱控設計。加熱器一側用中溫多層組件“20單元揉皺單面鍍鋁聚酰亞胺多層隔熱材料”包覆，阻擋熱量以輻射方式向太空散失。多層表面狀態(tài)為亞胺面朝外的鍍鋁聚酰亞胺薄膜。發(fā)動機與支架安裝面之間，采用酚醛層壓布板隔熱，墊片厚度不小于5 mm。發(fā)動機具體熱控布置如圖2所示。

圖2　25 N發(fā)動機熱控組件布置

2　熱仿真計算

2.1　數(shù)學模型及邊界條件

1）數(shù)學模型

選取SIMPLE算法，能量方程如下：

2）邊界條件

邊界條件設置如下：真空深冷環(huán)境，無對流，環(huán)境溫度為4 K；發(fā)動機安裝邊界取最惡劣工況，設定-45 ℃；5 000 N發(fā)動機壁面設置輻射邊界條件，半球輻射率取0.10；25 N發(fā)動機壁面設置輻射邊界條件，半球輻射率取0.85；25 N發(fā)動機法蘭多層隔熱組件設置輻射邊界條件，半球輻射率為0.65。

2.2　5 000 N發(fā)動機熱計算

對5 000 N發(fā)動機模型進行簡化，建模過程中忽略倒角、螺釘?shù)燃毠?jié)因素，并劃分網(wǎng)格，生成 6.4萬個網(wǎng)格，如圖3所示。

圖3　5 000 N發(fā)動機模型網(wǎng)格劃分

對加熱功率進行摸底，分4個工況展開了計算，分別為40、60、80和100 W。計算結果見表1。經(jīng)對比，工況3的功率設置較為合理；在工況3加溫平衡后，身部平均溫度約20 ℃，可以保證推進劑在0 ℃以上，且有較大的溫度裕度。

表1　5 000 N發(fā)動機熱仿真結果

工況3中，5 000 N發(fā)動機溫度云圖如圖4所示，為便于查看，僅顯示發(fā)動機頭部和身部穩(wěn)態(tài)溫度場。由圖可知，發(fā)動機頭部溫度范圍為307～318 K （34～45 ℃），身部加熱部位溫度范圍為290～314 K （17～41 ℃），再生冷卻噴管段溫度范圍為276～307 K （3～34 ℃）。滿足法蘭溫度大于0 ℃指標要求。低溫出現(xiàn)在再生冷卻噴管段與噴管延伸段相接觸部位，是因為噴管延伸段向外輻射，溫度較低。

圖4　5 000 N發(fā)動機溫度云圖

2.3　25 N發(fā)動機熱計算

對25 N發(fā)動機模型進行簡化，建模過程中忽略倒角、螺釘?shù)燃毠?jié)因素，并劃分網(wǎng)格，生成30萬個網(wǎng)格，如圖5所示。

圖5　25 N發(fā)動機模型網(wǎng)格劃分

對加熱功率進行摸底，按照大法蘭單獨加熱、小法蘭單獨加熱和大小法蘭同時加熱3個工況展開了計算，加熱功率設置和計算結果見表2。對比3種工況，法蘭流道溫度均在0 ℃以上。工況1中，大法蘭單獨加熱時，小法蘭處流道距離加熱器較遠，最低溫度為3 ℃，裕度較小。工況2中，小法蘭單獨加熱時，加熱功率越大，距離加熱器近的部位溫度將越高，4.5 W的加熱功率可以使流道溫度滿足要求；由于大小法蘭間有支架隔熱，而大法蘭與電磁閥直接接觸，大法蘭溫度受電磁閥影響更大，因此大法蘭溫度需要電磁閥保證，不利于控溫的獨立性。工況3中，大小法蘭同時加熱，流道溫度比較適中，且有較大的溫度裕度。

表2　25 N發(fā)動機熱仿真結果

工況3中，25 N發(fā)動機穩(wěn)態(tài)溫度計算結果如圖6所示。電磁閥根部溫度與大法蘭盤中心溫度接近為318～328 K （45～55 ℃）；大法蘭紅色高溫部位是加熱器安裝處，藍色低溫部位是安裝面，大部分溫度穩(wěn)定于310～330 K （36～56 ℃）；推進劑流道的支架溫度范圍為290～310 K （17～37 ℃）；支架末端小法蘭溫度為277～296 K （4～23 ℃），支架末端小法蘭液體腔道處的溫度為289～296 K （16～23 ℃）。滿足法蘭流道溫度大于0 ℃指標要求。

圖6　25 N發(fā)動機溫度云圖

3　試驗驗證

3.1　地面真空熱試驗

為驗證加熱功率的符合性，并對溫度場進行摸底，動力系統(tǒng)參加了整箭真空熱試驗。試驗分為高低溫工況，整個試驗期間，動力系統(tǒng)不進行點火工作。發(fā)動機采用自動控溫功能進行溫度補償，主份加熱回路控溫點設置為：啟控溫度5 ℃，停控溫度10 ℃。

熱試驗期間，5 000 N發(fā)動機和25 N機組發(fā)動機的溫度曲線如圖7所示。5 000 N發(fā)動機溫度在6～16 ℃內周期性變化，其中再生冷卻噴管段由于傳導散熱，溫度下降較快，導致加熱回路開啟頻繁。發(fā)動機身部溫度波動較小，頭部和噴管由于導熱的原因，溫度波動相對較大。

25 N發(fā)動機組成的三機機組分別安裝在4個象限位置，法蘭溫度為5～14 ℃，各機組溫度均呈周期性變化，且控溫周期接近，約30 min。整個熱試驗中，動力系統(tǒng)總峰值功耗不超過50 W，滿足功率限制要求。

圖7　熱試驗發(fā)動機溫度曲線

3.2　飛行試驗

2018年12月，上面級Y1箭進行了首次飛行試驗，歷時約4 h。飛行期間，各發(fā)動機控溫良好，溫度均在適當?shù)姆秶鷥取? 000 N再生冷卻發(fā)動機在軌溫度，如圖8所示。發(fā)射后初始階段（0～ 3 000 s），發(fā)動機維持在15 ℃左右。隨后發(fā)動機進行點火工作，由于熱返浸，發(fā)動機整體溫度上升；發(fā)動機工作過程中，再生冷卻身部溫度最高，其次是發(fā)動機頭部，再生冷卻噴管段溫度相對最低；發(fā)動機在軌工作過程中，再生冷卻段溫度最高不超過130 ℃。

圖8　5 000 N再生冷卻發(fā)動機在軌溫度

25 N發(fā)動機機組在軌溫度如圖9所示。P1～P4分機為滾動主份發(fā)動機，起飛后進行姿態(tài)控制。發(fā)動機點火工作，由于熱返浸作用，法蘭維持在較高溫度水平，溫度高于控溫閥值，加熱回路未啟動；整個飛行過程中，法蘭溫度最高不超過45 ℃。P5～P8分機為滾動備份機組，發(fā)動機全程未點火；加熱器按照自動控溫程序工作，法蘭溫度在 5～35 ℃；分機溫度差異是由于所處位置不同，接受的太陽輻射強度不同導致的。其中，P6發(fā)動機法蘭溫度水平最低，但是最低溫度仍高于5 ℃，可以看到控溫性能有效。P9～P12分機為正推發(fā)動機，法蘭溫度在14～58 ℃，發(fā)動機工作后，熱返浸作用致使法蘭溫度高于啟控溫度，加熱回路未開啟，根據(jù)法蘭溫度變化的趨勢，可以判斷發(fā)動機在軌正常開啟或關閉。根據(jù)12臺發(fā)動機在軌工作情況，可以得出25 N發(fā)動機法蘭熱返浸溫度不高于60 ℃，滿足發(fā)動機安全工作溫度范圍。

圖9　25 N在軌飛行試驗發(fā)動機溫度曲線

4　結束語

本文研究了上面級動力系統(tǒng)發(fā)動機熱控特性，借助熱仿真軟件，對25、5 000 N發(fā)動機進行了熱分析計算，獲得了發(fā)動機最優(yōu)加熱功率和相應的被動包覆方式；動力系統(tǒng)熱控先后經(jīng)過了地面真空熱試驗和在軌飛行試驗的驗證，發(fā)動機推進劑流道均可以保證在5 ℃以上；獲得了在軌工作過程中，25 N發(fā)動機法蘭和5 000 N發(fā)動機身部溫度范圍，可為類似發(fā)動機研制提供依據(jù)。由于Y1箭飛行任務時間為4 h，熱控設計方案還需后續(xù)3個月長期任務的進一步考核驗證。

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Thermal Control Design and Verification for Upper Stage Power System Engine

YESheng1，2， NINGJing1，2， CHENYangchun1，2

（1.Shanghai Institute of Space Propulsion， Shanghai 201112， China； 2.Shanghai Engineering Research Center of Space Engine， Shanghai 201112， China）

In view of the temperature requirements of upper power system engine， a thermal control scheme is designed， a thermal simulation model for 25 N and 5 000 N engines is established， and the scheme of heating power and passive coating is determined， which solves the problems of small heater size， high resistance density， and difficult installation of thermal control components. The upper stage engine system is verified by thermal tests and flight tests along with the whole rocket. The results show that the temperatures of the 25 N engine flange and 5 000 N engine shell are above 5 ℃， and the temperature level and heating power of engine both meet the requirements of the system， which verifies the effectiveness of the engine thermal control design. The results can provide some references for the development of similar engine thermal control.

upper stage； engine thermal control； numerical calculation； thermal test； on-orbit verification

2020?09?02；

2020?10?21

上海市空間發(fā)動機工程技術研究中心項目（17DI2280800）

葉勝（1987—），男，碩士，工程師，主要研究方向為航天器推進系統(tǒng)熱控。

V 434

A

10.19328/j.cnki.2096?8655.2022.04.019