空间实验室490 N发动机热控设计

2018-07-12王爱华陈阳春丁卫华

火箭推进 2018年3期

王爱华，陈阳春，丁卫华

(1.上海空间推进研究所，上海201112；2．上海空间发动机工程技术研究中心，上海201112)

0　引言

空间实验室轨控发动机为卫星用一代490 N发动机[1-5]的改型设计，均采用2台490 N发动机同时工作进行轨道控制[6]。应用于卫星的一代490 N发动机头部的加热器为铠装加热丝，存在高温绝缘性能差、常温绝缘阻值容易在受潮后下降、安装性能差、电能利用率低等缺点[7]。490 N发动机工作时间加长后，头部温度升高，需暂时停机以保护发动机相关组件。针对上述问题，对490 N发动机热控进行优化和改进，利用仿真分析和试验进行验证。

1　空间实验室490 N发动机热控设计

空间实验室490 N轨控发动机在舱体上的布局如图1所示，图中A1和A2为发动机编号。该发动机热控采用以自动控温的主动电加热为主的方式，辅助以隔热垫片、多层隔热材料等被动热控措施的热控方案。发动机头部法兰采用新型片式加热器，发动机阀门采用聚酰亚胺薄膜型加热片，发动机管路采用聚酰亚胺薄膜型加热带。控温指标如下：①阀门温度为0～60 ℃；②点火前发动机头部温度不低于0 ℃。

图1　490 N发动机布局Fig.1　Layout of 490 N engine

1.1　发动机头部法兰加热方法

为改进头部铠装加热丝的不足之处，提高加热器的性能、可靠性以及安装性，提出了片式加热器加热方法[7]，如图2所示，新型片式加热器为双圆弧平板状。

图2　490 N发动机头部上的加热器Fig.2　Heater on the head of 490 N engine

1.2　被动热控措施

490 N头部法兰盘上新型片式加热器安装在喷管一侧，外面用20单元揉皱的双面镀铝聚酰亚胺薄膜多层隔热材料包覆，并用钛箔压住，再通过钛箔条点焊方式将钛箔固定在法兰盘上。测温传感器安装于法兰盘阀门一侧。发动机安装法兰与机架安装面采用5 mm厚酚醛树脂层压布板作为隔热垫片。

管路和阀门上，在安装好相应的加热器和温度传感器后，在外面用5单元聚脂薄膜和涤纶丝网构成的多层包覆。

1.3　加热功率和控温回路设计

对发动机头部及电磁阀的温度分布进行仿真时，假定发轨控发动机的安装底板及舱内的最低温度为-10℃，发动机喷管辐射的空间环境温度为4 K[8]，未考虑发动机及机组所受的外热流影响，依据发动机真实尺寸建模，490 N轨控发动机头部主加热片功率为20.0 W，单个电磁阀加热片功率为1.0 W，分析结果见图3和图4。

图3　490 N发动机头部仿真温度 Fig.3　Simulation temperature of 490 N engine head

图4　490 N发动机电磁阀仿真温度Fig.4　Simulation temperature of solenoid valves of 490 N engine

从图3和图4可以看出：头部温度范围为0.9～35.4 ℃、电磁阀温度范围为12.2～17.5℃。仿真表明，加热功率可以满足要求，保证发动机在点火前头部和阀门温度超过0 ℃。

每台490 N发动机头部加热共有3个加热回路，1个是主加热回路，功率为20.0 W；另一个是备份加热回路，功率为10.0 W；第3个是遥控强制加热回路，功率为10.0 W。2台发动机阀门上的薄膜式加热片构成主备两个加热回路，每个加热回路的功率4.0 W，含4个控温传感器。

1.4　控温策略

发动机头部和阀门上的加热回路(头部的2路强制加热回路除外)由推进管理器根据三控温点(T1,T2,T3)进行自动控温，这里T1≤T2≤T3。当加热回路中的最低温度控温点的温度低于T3時，主加热回路打开，否则关闭主加热回路，在短控温周期内(2 s)要对控温测点温度巡检一次；当加热回路中的最低控温点的温度低于T2時，则备加热回路打开，否则关闭备加热回路，在短控温周期内，要对控温测点温度巡检一次；当加热回路中的最低控温点的温度低于T1时，同时打开主备加热回路，并且在长控温周期(30 s)内，要对控温测点温度巡检一次。强制加热回路可在主备回路失效時，发动机工作前30 min时刻由遥控指令打开，在发动机工作前5 min时刻关闭，以保证在主备控温回路失控的意外情况下，仍具备加热手段。

1.5　耐温能力评估及发动机的关机策略

热敏电阻耐温上限为350 ℃。热敏电阻引线为镀银导线AF46-200 0.22，其绝缘层耐温上限为250 ℃。

发动机头部安装的新型片式加热器的额定工作温度范围为-20～300 ℃。温度交变鉴定试验能承受最高温度为350 ℃。该加热器采用金属螺栓固定安装在头部法兰盘的扇形安装槽内。加热器引线为Fy1-2型聚酰亚胺薄膜导线，可经受不超过250 ℃的环境温度。

热敏电阻和新型片式加热器的外引线焊接方式为绕焊，焊点保护方式为双层2 751玻璃纤维套管加聚酰亚胺薄膜缠绕包覆，焊点不与头部法兰盘直接接触。热敏电阻引线固定于相邻的发动机阀门上或者与阀门相连的导管上。

490 N发动机头部法兰盘外包覆20单元揉皱的单面镀铝聚酰亚胺薄膜，通过钛带与钛箔和法兰盘的点焊将多层及钛箔固定于法兰盘上。聚酰亚胺薄膜长期使用温度范围为-196～+250 ℃，短期使用温度范围为不大于400 ℃(30 min内为短期)。隔热垫片采用酚醛层压布板，其耐温上限为250℃。

星用490 N发动机在轨运行情况表明，头部温度在250 ℃时发动机仍能够长时间正常工作。因此，250 ℃对发动机自身的工作性能(推力、比冲、流量、混合比等)和可靠性无影响。如图1所示，空间实验室变轨机架上共有2台490 N发动机，机架为杆系结构，通过8根直径20 mm壁厚2 mm的6A02铝合金杆支撑2台发动机所在的平面。假定当发动机工作时铝合金杆支撑杆的温度也达到250 ℃。计算表明，在250 ℃时支撑杆应力约为0.23 MPa，经查支撑杆在250 ℃下的屈服极限为127 MPa，前者为后者的1.8‰。因此，机架具有足够的结构性能裕度保证发动机的有效支撑。

基于发动机及其热控组件的耐温能力，制定发动机的关机策略为“当490 N发动机头部温度达到250 ℃时发动机停机”。

2　飞行试验验证

2016年9月进行了空间实验室的飞行试验。图5～图6给出了三轴对地在轨测试阶段达到热平衡后，490 N发动机未工作，发动机头部、阀门温度测点在3个周期内的温度变化情况。图中DTz157和TTb113为A1发动机头部温度测点，前者为MF61，后者为MF51；DTz166和TTb114为A2发动机头部温度测点，同样前者为MF61，后者为MF51。DTz91、92分别为A1发动机燃阀和氧阀温度；DTz115、116分别为A2发动机燃阀和氧阀温度。490 N发动机头部温度可控制在15～30 ℃范围内；490 N发动机阀门温度可控制在19～22 ℃范围内。在三轴对地姿态下，加热回路的占空比为0，各测点温度呈现和轨道周期同频率的周期性变化。

图7～图8给出了发动机未工作，连续偏航姿态下达到热平衡时，发动机发动机头部、阀门温度测点在3个周期内的温度变化。由于490 N发动机所在的资源舱尾部始终无太阳热流入射，发动机各部位温度不断下降，触发加热回路启动。在控温点为(4，8，8)情况下，头部温度可控制在5.05～9.71 ℃，主备加热回路均启动，占空比为0.094，平均加热功率为3.05 W。阀门温度可控制在16.55～21.38 ℃，此时阀门加热回路占空比为0.179，阀门加热回路平均加热功率约为1.4 W。

图5　三轴对地姿态下490 N发动机头部温度Fig.5　Head temperature of 490 N engine under the attitude of three-axis earth oriented

图6　三轴对地姿态下490 N发动机阀门温度Fig.6　Valve temperature of 490 N engine under the attitude of three-axis earth oriented

图7　连续偏航姿态下490 N发动机头部温度Fig.7　Head temperature of 490 N engine under continuous yawing attitude

图9给出了第13圈变轨490 N发动机工作时，头部温度传感器下传的数据，发动机开机时长为438.994 s。A1发动机头部温度TTb113最大值为152.11 ℃，DTz157最大值为148.19 ℃。A2发动机头部温度TTb114最大值为136.12 ℃，DTz166最大值为169 ℃。温度传感器DTz157和DTz166均有两个峰值，第一个峰值是由于发动机工作前30 min遥控强制加热回路启动所致，此处峰值达到79.85 ℃。温度传感器TTb113和TTb114没有明显的双峰是因为其与加热器距离较远所致。测温数据表明，轨控发动机的加热功率具有较充足的裕度，测温传感器能有效监测发动机温度。飞行试验数据验证了490 N发动机热控设计的有效性和正确性。