大推力发动机在轨羽流热效应监测与反演方法

马巨印 张有为 陈建新 宋馨 李庆辉

(1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)(2 北京卫星环境工程研究所，北京 100094)

月球着陆器在变轨或动力下降过程中，需要大推力发动机点火工作。连续长时间点火、大推力长时间的真空羽流热，将对发动机周边的设备、机构及结构产生较大的羽流热效应。例如，嫦娥四号着陆器安装了一台7500 N发动机，它在近月制动及动力下降时点火工作，其工作时的羽流热效应会对周围舱板及设备产生较大影响。目前，大推力羽流热防护设计的主要依据是理论计算与试验数据拟合后的羽流值结果，需要通过经验设计、仿真分析模型、试验验证相互多次迭代完成，由于理论计算存在较大的不确定性和试验条件难以模拟，结果偏差过大[1-8]。为此，本文提出大推力发动机羽流热效应监测与反演方法，以嫦娥四号探测器在轨羽流监测装置实测数据为基础，进行了分析及反演，得到了相对准确的在轨羽流热效应值，可为后续航天器大推力发动机的热防护设计及优化提供技术支持。

1 羽流热效应监测与反演方法

多数月球着陆器一般都需要使用大推力发动机进行轨道控制[9]，在大推力发动机周边高温热防护区域要选择适当的位置安装羽流热效应监测装置，在发动机点火工作时能获得一组温度随时间变化的曲线，再利用这组曲线反演得到发动机羽流值。而监测装置温度变化除了受发动机羽流影响外，还受到外热流的影响，包括太阳辐射、月球红外辐射、月面反照，反演过程中都需要考虑。反演过程中一个难点是羽流热效应监测装置的热容量很难准确测量。要解决这个问题，可以先采用标定法得到监测装置的热容量，再进行发动机羽流热效应值反演。标定过程采用环月轨道上的外热流进行，即认为轨道外热流为已知的标准值(环月轨道外热流设置已经过嫦娥二号、嫦娥三号、嫦娥四号等多个探测器验证，采用该外热流设置计算太阳翼温度，预示值与在轨遥测值误差不大于5 ℃，表明该外热流设置准确度较高)。

监测装置换热关系如图1所示，监测装置为多种材料组合，包括敏感面(含温度传感器及硅橡胶)、隔热层、固定结构。根据敏感面的能量平衡关系可得到本文方法的基本方程为

(1)

式中：cP，m，T分别为敏感面的等效热容、质量和温度；t为时间；Q1为敏感面吸收的空间外热流；Q2为探测器发射的红外热流被敏感面吸收部分；Q3为敏感面吸收的发动机羽流热流；Q4为敏感面与装置其他结构传导热流，由于隔热层存在，一般可忽略；敏感面向外辐射热流Q5=εσAT4，其中，ε为敏感片的发射率，σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量，A为敏感面面积。

由于式(1)中的温度和部分热流量为非线性量，为了高效计算，可以通过建立着陆器、发动机和监测装置的反演热分析模型(见图2)，进行迭代计算。对于一定轨道的反演热分析模型，Q1和Q2在模型中为已知量。

环月周期性稳定阶段，遥测可得到的敏感面温度T1(t)，发动机未点火，Q3为0，利用反演热分析模型可以标定监测装置敏感面的等效热容；发动机点火阶段，热分析模型中探测器姿态按在轨状态设置，遥测得到敏感面温度T2(t)，将标定的敏感面等效热容赋予反演热分析模型，利用反演热分析模型可以计算发动机给予敏感面的羽流热流Q3。

最后得到的羽流热效应值即为反演结果，可用于月球着陆器大推力发动机的热防护设计及优化。

图1 监测装置换热示意

图2 热分析模型示意

2 实例验证

羽流热效应监测与反演方法在嫦娥四号探测器上进行了应用与验证，在探测器的着陆腿面向发动机侧安装了羽流监测装置，通过在轨飞行获得了实测数据，通过修正整器热分析模型并进行迭代，最终反演出在轨羽流热效应数据。

2.1 热分析模型

将本文提出的方法应用于嫦娥四号探测器，采用Thermal Desktop热分析软件，按整器外轮廓建立热分析模型，模型中包括探测器构型、7500 N发动机、着陆缓冲机构、羽流监测装置等；月表温度根据已有研究数据设置[10]；建立探测器环月飞行的轨道、动力下降轨道，并根据嫦娥四号探测器在轨遥测参数修正热分析模型，修正结果见图3。

图3 用于羽流反演的热分析示意

2.2 羽流热效应监测装置

为监测嫦娥四号着陆器7500 N发动机在轨工作时的羽流热效应值，为其设计了能够适应400 ℃宽温区、对400 kW/m2短时超高羽流热效应进行监测的监测装置(见图4)，它主要包括以下2个部分。

(1)敏感面：即羽流接收表面，其作用为吸收大推力发动机的羽流后转化为自身温度的变化。为增加敏感面的灵敏度，敏感面的厚度应尽量薄，一般控制在50～100 μm。另外，敏感面需要有一定力学强度来对温度传感器起到固定作用，故选择不锈钢箔作为敏感面。温度传感器紧贴敏感面内侧，用硅橡胶辅助固定，采用在敏感面外捆扎的方式压紧固定，直接感知敏感面温度的变化。

(2)隔热层：敏感面温度升高后即会向周围传热，会对测量结果产生影响。为准确测量羽流值，需要使羽流热尽可能全部转化为敏感器的温升，减少敏感面对周围的传热，因此采用多层隔热组件进行隔热。

监测装置安装在受7500 N发动机影响较明显的着陆缓冲机构上，如图5所示。敏感面面向7500 N发动机的一侧喷涂了耐高温抗氧化涂层；敏感面覆盖在温度传感器上，采用不锈钢丝在温度传感器两侧进行捆扎；隔热层采用双面镀铝聚酰亚胺膜叠合而成。

为了提高监测装置对温度的敏感度，监测装置的热容量要尽可能小。在着陆缓冲机构上先包覆隔热层，测温用的温度传感器粘贴在隔热层外表面，如图6所示；然后测温点外面再包覆一层带有高温抗氧化涂层的不锈钢箔，测温点两侧用不锈钢丝捆扎，确保不锈钢箔与测温点接触。

图4 监测装置结构

图5 监测装置安装位置

图6 温度传感器粘贴状态

2.3 在轨监测结果及分析

嫦娥四号着陆器环月过程及动力下降过程中，羽流热效应监测装置温度变化如图7(环月段)和图8(动力下降段)所示。根据已有研究数据[11]，在环月段羽流热效应监测装置所处位置的外热流波动幅度为(0～1100)W/m2，外热流变化曲线如图9所示。从图7(环月)可以看出，监测装置对外热流的变化非常敏感，在一个环月周期内温度波动达到116 ℃，表明该监测装置温度波动随外热流变化明显，测量结果可用于发动机羽流热效应的监测和反演。

图8 在轨动力下降段监测装置处温度

图9 监测装置处外热流变化

在热分析模型中，把轨道外热流代入模型，将监测装置的热容量进行多次修正并迭代，使热分析模型计算得到环月轨道上监测装置的温度与在轨遥测数据一致，热分析计算得到监测装置环月段温度曲线如图10所示，标定得到监测装置的热容量为2.52 J/(kg·K)。

在标定得到监测装置的热容量后，在热分析模型中多次修正在监测装置上施加的发动机羽流值并迭代，使动力下降过程中监测装置温度与在轨遥测一致，反演得到的监测装置温度与在轨实测数据最大误差为5%，如图11所示，得到监测装置吸收的发动机羽流值为905 W/m2，监测装置的发射率为0.83(地面实测值)，计算得出动力下降过程中7500 N发动机工作时，到达监测装置表面的发动机羽流值为1090 W/m2。后续月球着陆器发动机热防护设计可借鉴此值进行详细设计及优化。

图10 环月段监测装置处温度(计算值)

图11 反演得到的监测装置处温度

3 结束语

本文提出了一种大推力发动机在轨羽流热效应监测与反演方法，通过对嫦娥四号着陆器在轨大推力发动机羽流热效应的监测及温度数据分析，利用环月段温度数据标定得到监测装置的热容量，修正整器热分析模型，得到与在轨遥测一致的温度后，经过反演得到相对准确的大推力发动机在轨真实羽流热效应数据。本文方法可为深空探测及载人登月等使用的大推力发动机羽流防护设计及优化提供支持，提升大推力发动机的热防护设计水平。