推进剂管路内负压形成机理研究

2015-12-16魏彦祥金广明

火箭推进 2015年4期

曹伟，王睿，陈剑，魏彦祥，金广明，刘锋

（上海空间推进研究所,上海201112）

0 引言

嫦娥三号着陆器推进系统正样产品在整器测试过程中，轨控管路出现了一段时间的负压现象。为了查找负压现象出现的原因，推进系统按照故障树方法开展了分析工作，并基于故障树分析结论，进行了一系列试验验证工作，最终确认了负压出现的机理，并针对飞行试验进行了影响分析。

1 现象及描述

嫦娥三号推进系统正样产品在出所前测试及北京交付前检漏工作时（2012年5月26日）所有压力传感器常压输出均正常，且数据稳定。推进系统交付总体后，参加整器阶段测试时，轨控管路压力传感器P7出现过一段时间（2012年8月31日～2012年10月17日）压力偏低的现象（遥测由常压输出电压值0.36 V下跳2～3个分层值到0.32～0.30 V），2012年10月17日，推进系统进行喷气极性测试后，系统恢复为常压状态，此时P7压力传感器恢复到正常常压输出值。P7压力传感器安装于推进系统燃料轨控路，其上游为轨控路自锁阀，下游为7 500 N发动机断流阀，参加整器阶段测试时，测试介质为氦气，上游的轨控路自锁阀和下游的7 500 N发动机断流阀均为关闭状态。

2 试验验证情况

基于故障树分析结论，推进系统策划了单机级、系统级的多项专项验证试验。通过各项验证试验来进一步分析P7压力传感器遥测输出偏低现象的可能原因。

2.1 单机级验证试验

2.1.1 单机常压范围压力标定

为了进一步验证传感器在常压范围内输出的稳定性，采用装器同批次的产品进行常压范围下的压力标定试验，常压标定范围为50～140 kPa，每隔10 kPa一个分层值进行压力标定，正向、负向压力各标定三次。图1给出了各传感器在试验工况下的变化趋势。由数据图形可以得知，压力传感器在常压范围内遥测数据变化规律、一致性好，可以证明在常压范围内压力传感器的遥测输出稳定，可以排除在常压范围内压力不稳定的特性。

针对P7压力传感器常压输出压力偏低的现象，推进系统以P7压力传感器遥测偏低作为顶事件，按照故障树方法开展了分析工作。通过故障树分析得出以下结论：

1)需要通过专项试验进一步来排除系统上存在负压的可能性；

2)需要通过专项试验来进一步证明压力传感器敏感芯体受多余物的影响作用；

3)需要通过各试验中传感器的常压输出值来摸索其漂移量，进一步定位该现象产生的原因；

4)需要进一步通过试验来证明，压力传感器符合温度与压力成正比的物理特性。试验验证情况基于故障树分析结论，策划了推进系统单机级、系统级的多项专项验证试验。通过各项验证试验来进一步分析P7压力传感器遥测输出偏低现象的可能原因。

图1 单机级常压范围压力标定数据比对图Fig.1 Comparison schematic of single stage pressure calibrating data within atmospheric pressure range

2.1.2 压力传感器解剖试验

为了验证同批次压力传感器生产过程中存在因多余物影响而导致遥测偏低的可能性，选用与装器同批次的产品进行解剖试验，解剖同批次产品试验结果可以证明：该批次产品生产过程严格受控，生产过程中存在多余物的概率较小，且多余物影响压力敏感芯体模式与P7压力传感器遥测偏低后又恢复的现象不符，因此可以排除压力敏感芯片和芯体存在多余物带来的故障模式。

2.1.3 常压状态下氦气保压试验

为了验证压力传感器在长期氦气环境下，压力输出值会偏低的可能性，从装器同批次产品中抽取了7件产品进行了常压氦气保压试验。试验时用氦气对传感器的常压环境进行置换，经过几次置换后，传感器对氦气常压环境进行保压测量，整个保压时间维持7天。试验结果表明：压力传感器可以适应氦气环境，不存在氦气渗入敏感芯体内部而影响产品输出的可能性。

2.2 分系统级验证试验

2.2.1 整器常压上下附近压力标定试验

为了验证装器压力传感器在常压上下附近的输出稳定性，在整器状态下完成了压力传感器在0.05～0.15 MPa低压区间的10次压力标定工作，标定的压力间隔为0.01 MPa。压力传感器低压标定曲线见图2，在负压向正压、正压向负压的各次工况下，各压力传感器遥测输出变化规律一致性好，压力传感器在常压上下附近稳定性较好，可排除常压范围内输出不稳定问题。

图2 压力传感器低压标定曲线Fig.2 Low pressure calibrating curve of pressure sensor

2.2.2 系统放气试验

为了摸索嫦娥三号着陆器推进系统放气过程中轨控管路出现负压的可能性，进行了三轮系统放气试验，分别模拟系统正常气密检查结束后放气工况（氮气）、极限放气速度工况（氮气）、极限放气速度工况（氦气）下，轨控管路出现负压的可能性。三轮系统放气试验过程压力变化曲线见图3，不管氦气还是氮气，即便在极限放气速度情况下，轨控管路都未出现负压的状态。因此，嫦娥三号着陆器推进系统放气过程中，轨控管路不会出现负压情况。

图3 系统放气试验压力变化汇总Fig.3 Pressure curves in system exhaust test

2.2.3 温度试验

为验证压力传感器受温度影响而导致压力偏低的物理特性，模拟真实产品的轨控燃料管路进行了温度试验。从试验数据可知，封闭管路内气体压力随环境温度变化而变化，变化规律符合热力学特性，即温度升高压力上升，温度降低压力下降，从28℃降至10℃，压力传感器输出电压值降低约10 mV。而要达到P7压力传感器输出值偏低的程度，温度变化最大约110℃，实际产品不存在这种温度变化工况，可排除压力传感器受温度影响因素。

2.2.4 整器工作范围压力标定试验

为验证装器压力传感器在工作压力环境下，遥测输出的正确性，在正样交付的嫦娥三号着陆器推进系统产品上进行了整器工作范围压力标定试验，系统充压2.0 MPa后保压监测1 h，试验数据见图4。在整个试验过程中，推进系统各路压力传感器变化规律一致性好，和地面压力数显仪参数比对数据一致；2 MPa压力环境下保压1 h的数据波动是由于系统压力稳定及充气后温度下降后所导致的，而当系统压力及温度稳定后，压力传感器遥测输出也随即稳定。由此可知，嫦娥三号着陆器推进系统装器压力传感器在工作压力范围内的遥测输出值正确，一致性好。

图4 整器工作范围压力标定试验数据曲线Fig.4 Pressure curves of pressure calibrating test within the whole working pressure range

2.2.5 整器轨控管路常压沟通试验

2012年12月15日，推进系统采用纯氦气完成整器工作范围压力标定试验后，轨控管路P7和P8压力传感器遥测电压值为常压状态0.36 V，之后保持不变。2013年1月18日，整器力学试验前加电测试时，发现轨控管路P7和P8压力传感器遥测电压输出值均下跳一个分层值到0.34 V。为验证推进系统在纯氦气环境状态下，长期存储后产生负压的可能性，进行了整器轨控管路常压沟通试验。如图1所示，先进行轨控燃路常压沟通测试，打开P7压力传感器上游一个轨控自锁阀LV2，沟通隔离膜片PL1至轨控自锁阀LV4之间的轨控燃料管路，P7压力传感器遥测电压输出值仍然维持在0.34 V；打开P7压力传感器上游另一个轨控自锁阀LV4，沟通隔离膜片PL1至隔离膜片PL3之间的轨控燃料管路，P7压力传感器遥测电压输出值发生跳变现象，在0.34～0.36 V之间跳变；将轨控燃料管路测试口CS3口打开，将轨控燃路与大气常压相沟通，P7压力传感器遥测电压输出值稳定在0.36 V。之后进行轨控氧化剂管路常压沟通测试，P8压力传感器遥测电压输出值的变化情况与燃料路相同。

根据整器轨控管路常压沟通试验结果，以轨控燃路为例，根据轨控燃料管路各部分的管路容积和轨控自锁阀打开前的管路压力情况，通过理论计算进一步验证系统内压力变化情况。计算输入如下：

1)隔离膜片PL1到轨控自锁阀LV2容积0.215 L，初始压力0.1 MPa；

2)隔离膜片PL3到轨控自锁阀LV4容积0.199 L，初始压力0.1 MPa；

3)轨控自锁阀LV2到LV4容积0.440 L，初始压力0.084 1 MPa（对应电压0.34 V）。

通过计算得知，轨控自锁阀LV2打开后，轨控燃路压力计算值为0.089 3 MPa（对应电压0.34 V），与整器轨控管路常压沟通试验时，轨控自锁阀LV2打开后P7压力传感器的遥测值一致；而当轨控自锁阀LV4打开后，轨控燃路压力计算值变化为0.096 3 MPa（对应电压0.36 V），与整器轨控管路常压沟通试验时，轨控自锁阀LV4打开后P7压力传感器的遥测电压值跳变到0.36 V相一致。

整器轨控管路常压沟通试验情况与计算分析结果表明：在进行轨控管路与常压沟通前，轨控路存在负压，P7和P8压力传感器的遥测值为系统内的真实压力情况。

3 机理分析

在嫦娥三号着陆器推进系统检漏放气后，推进管路内存储的是纯氦气。由于轨控管路里氦气浓度高（外界大气中几乎无氦气，主要为氮气、氧气等成分，平均分子量为29），而轨控管路内氦气的分子量较小（分子量为4）。基于分子扩散理论，在常压、常温条件（本系统即符合此条件）及扩散微通道平均直径（或称为微小毛细通道）远小于分子自由程情况下（实际氦气扩散通道主要从下游7 500 N发动机断流阀向外界扩散，而断流阀内漏水平约在10-5～10-6Pa·m3/s，可视等同于微通道），氦气分子会通过断流阀微通道向外扩散（由于存在浓度梯度）。同样地，理论上外界空气也会向管路内分子扩散，但由于外界空气为自由无限空间，且空气平均分子量较大，向管路内扩散受断流阀微通道壁面阻力影响更大，形成管路内氦气向外界大气环境更易扩散而外界空气向管路内扩散不易的扩散机理。对于微通道平均直径远小于分子自由程条件下，分子扩散理论同时也表明，扩散过程以分子间相互碰撞、分子与微通道壁面碰撞为特征。因此，向外扩散出去的历程较慢（与实际现象接近，即经历近两个月后才发现压力略有降低）。

分子扩散理论量化描述：对于A，B两种气体组分，两者之间为微通道，A气体向B气体扩散的速率JA为：

式中：DAB为气体A向气体B的扩散系数；CA为气体A的浓度；X为扩散通道方向的物理距离；负号为扩散后浓度下降。

上述公式表明，扩散速率与扩散系数DAB成正比，而扩散系数DAB与气体分子量、温度、微通道平均直径有关，具体关系为：

式中：T为绝对温度；mA为气体A的分子量；γ为微通道平均直径。

从上述公式可以看出，扩散系数与气体分子量成反比，即分子量越小，扩散系数越大，对应扩散速率也越大。氦气与空气相比，相同条件下，氦气的扩散系数是空气的2.7倍，扩散速率亦约为2.7倍。

分子扩散理论表明：对于嫦娥三号着陆器推进系统轨控推进剂管路，检漏时采用纯氦气工质，结束后放气至大气压力，与外界大气压力平衡，经过一段时间后（约2个月），出现管路内压力低于外界大气压的现象，此现象非压力不平衡所致，而是管路内氦气分子通过断流阀微通道缓慢扩散出去所形成，其现象与分子扩散理论规律一致。

经分析，嫦娥三号推进系统轨控推进剂管路出现压力下降而姿控推进剂管路内压力未出现下降的原因为：1）轨控管路下游为7 500 N发动机断流阀，密封处口径大，可扩散的微通道面积大，易于扩散，而姿控推力器（150 N，10 N）口径小得多，对单个阀门来说，姿控阀门难以扩散；2）轨控路断流阀为单阀座、单道密封结构，而姿控路推力器阀门均为双阀座、双道密封结构，姿控推力器阀门内漏率水平优于断流阀1个数量级（常压下可能更高），即使氦气可通过姿控推力器阀门分子扩散，但因二道阀座，实际扩散量几乎可以忽略；3）轨控路自锁阀下游管路容积小于姿控路自锁阀下游容积，在姿控推力器阀门扩散速率几乎可以忽略的情况下，姿控管路氦气向外扩散后使得压力传感器产生可识别的变化程度，也几乎不可能。