航天电液伺服机构热真空试验技术研究

卢红影，姜庆义，赵志强，王 剑，杨朋海

（北京精密机电控制设备研究所，北京，100076）

0 引 言

运载火箭推力矢量控制（Thrust Vector Control，TVC）由伺服机构摇摆发动机实现。中国现役运载火箭大多数采用阀控电液伺服机构（简称“伺服机构”），通常安装在各级尾舱段，随着飞行高度的增加，伺服机构遭受真空环境压力、发动机热流辐射和全箭振动等共同耦合的工作环境作用。真空环境对伺服机构的影响是多方面的，有真空状态引起的真空效应，也有基于真空环境并与其它环境共同引起的协同效应[1]，直接影响伺服机构的热交换性能、电气性能、机械性能、材料性能和润滑性能等。

火箭飞行过程中，伺服机构内部高速直线运动副和旋转摩擦副致使液压油温升剧烈，同时受到二级主发动机和游动发动机回流而引起的 25 kW/m2级强热流的长时作用，致使弹性元件、油液粘性以及密封件等性能下降，因此对伺服机构在热真空试验环境下的热分析，以及开展精准的热设计成为影响伺服机构可靠性的关键因素。

本文以一种现役运载火箭配套二级伺服机构为研究对象，对其热真空环境试验方法和性能影响因素进行研究，验证伺服机构热模型的准确性及考核其防护层的隔热效果，确定最优的热防护方案。

1 伺服机构工作原理

伺服机构是火箭姿态控制的执行机构，在整个火箭姿态控制的回路中，惯性器件敏感出火箭的飞行轨迹，通过箭上计算机与预装程序姿态比较，误差信号经伺服放大器功率放大为伺服阀驱动电流，伺服阀将此电信号转换为流量与其成正比的高压油驱动作动器活塞运动，从而摆动发动机喷管。作动器上位移传感器将位移信号反馈给伺服放大器，与输入端信号进行比较，由此构成了闭环位置控制系统，如图1所示。

图1 伺服机构在控制系统中的位置Fig.1 Position in Control System

伺服机构与主发动机和游动发动机安装在尾舱段，如图2所示。

图2 伺服机构在火箭上的安装位置Fig.2 Assembly Position in Launch Vehicle

伺服机构中永磁直流电动机（简称“电机”）为液压泵提供驱动扭矩，利用永磁磁极进行励磁，通过换向器和电刷的配合来实现外部电路与电枢绕组电路的连接，通以电流的电枢绕组在永磁磁极产生的气隙磁场中产生电磁转矩，驱动电枢旋转，从而输出机械能，实现机电能量的转换，其结构示意如图3所示。

图3 永磁直流电动机结构Fig.3 Structure of Permanent Magnet DC Motor

通过对永磁直流电动机失效模式与影响分析（Failure Mode and Effects Analysis，FMEA）可知，电刷组件在真空环境下易产生放电打火现象，可能导致电刷组件烧毁，使伺服机构失去动力，火箭飞行姿态失控，卫星无法精确入轨。因此电刷组件的性能决定了永磁直流电动机适应热真空试验条件的能力。

2 热真空试验技术

热真空技术是真空科学、低温技术、传热学与航天技术密切相关的学科，热真空设备则是这4项技术融合的试验设施。

热真空试验设备是在地面上模拟太空环境，如高真空、空间冷黑的热沉或太阳辐射的环境模拟试验设备[2,3]。运载火箭、人造卫星、载人飞船、空间站以及宇宙探测器和航天飞机等各种空间飞行器通常都需进行热真空试验。宇宙真空是理想的洁净真空，这时气体分子的热传导可以忽略，只有热辐射。

伺服机构热真空试验就是将试验件置于热真空试验设备中，由试验设备提供模拟的空间环境（包括真空度和热流等），在真空条件下，通过热浸、冷浸形成温度循环并保持一定时间，试验件通电工作，通过测试仪监测其工作性能，观察其真空放电和微放电现象，考核其在真空热流工况下耐热特性的试验。

试验条件一般包括：热流密度、真空度和持续时间。

热流密度是指单位时间内通过单位等温面积的热流量，辐射热流密度的表达式为

容易发生真空放电和微放电的压力范围分别为0.1~1000 Pa和0.01~6.65 Pa，通常伺服机构热真空试验范围定为：0.01~1000 Pa。

热真空试验时间根据主发动机和游动发动机工作时间确定。

3 热防护技术

伺服机构为抵御发动机强热流作用，通常将伺服机构与热流进行隔离防护。常用的隔热防护层由一定厚度的硅橡胶织物和聚酰亚胺镀铝薄膜组成。镀铝薄膜具有较高的辐射反射率，可将大部分（约 80%）的辐射热量反射出去，硅橡胶材料具有较低的导热系数，可在内外表面形成一定的温度差，从而起到隔热效果。这样，经过防护层的反射和吸收，到达伺服机构外表面的热量大大减少，使其温升得到有效控制。

根据防护层与伺服机构是否接触，分为悬挂式和接触式两种情况。本文所指为接触式的防护层，硅橡胶层内侧与伺服机构之间隔着一层镀铝薄膜，镀铝薄膜与伺服机构接触。由于镀铝薄膜厚度很小，其对热量的吸收可忽略，故近似认为其温度与硅橡胶层内侧温度相同。此时防护层对伺服机构的热负载体现为接触换热，即防护层内表面对伺服机构外表面的接触换热，计算式为[4]

式中Qj为防护层内表面对伺服机构外表面的接触换热量，W；Rj为接触热阻，W/℃；Tf为防护层内侧绝对温度，K；Ts为伺服机构外壁绝对温度，K。

4 热真空试验方法

4.1 热真空试验条件

热真空试验条件如下：

a）热流条件不小于25 kW/m2，在无遮挡情况下，热流垂直照射到试验件表面处；b）试验前压力小于10-2Pa；c）加热阶段压力不大于8 Pa；d）加热持续时间不少于 600 s；e）采用热流传感器和温度传感器监测热流和试验件各测点温度；f）采取热防护措施与飞行状态一致。

4.2 热真空试验流程

选取验收合格的试验件按照图4所制定的试验流程进行热真空试验。

图4 热真空试验流程Fig.4 Flow of Thermal Vacuum Test

4.3 热真空防护措施

根据试验条件，分析对热流承受能力差的电连接器、蓄压器、试验件底面等采用高温绝热带、金属箍带以及军用硅橡胶涂覆织物和无碱玻璃纤维带（称为隔热裙）等进行热防护包覆，如图5所示。

图5 试验件热防护状态Fig.5 Thermal Protection of Test Specimen

4.4 温度测量

根据热流分布特点，针对重点关注环节如永磁直流电动机壳体、碳刷和插座等处设置温度测点，分别为：T1，T2和T3，监测热真空环境下，包覆热防护层后对温度敏感部件的温度曲线，评估试验件环境适应性，如图6所示。

图6 电机的温度测点位置Fig.6 Temperature Measuring Position

试验件在真空舱内的试验状态如图7所示。

图7 试验件在真空舱内的试验状态Fig.7 Test specimen in Vacuum Capsule

4.5 热真空试验及结果评估

试验件进行热真空试验过程中，通过测试仪发送指令信号和采集性能监测参数（如油面和压力值以及电机电流和供电电压等）。在600 s试验时间内，电机的最高温度为156 ℃，试验件工作正常，如图8所示。

图8 试验温度变化曲线Fig.8 Temperature Variation Curve

试验结束后将试验件从真空舱内取出，性能复测后进行分解检查，包括永磁直流电动机（测量电机绝缘电阻，弹簧压力，电刷高度，锁紧螺母拧紧力矩以及电刷、电枢和换向器表面氧化膜情况）以及弹性元件和密封件等。重点对永磁直流电动机电机刷架进行分解检查，其外观完好，未出现真空打火痕迹。结果表明，以下设计措施可有效杜绝永磁直流同步电动机真空放电现象发生：

a）设计高性能电刷；b）充分磨合电刷与换向器接触面积，其值不小于90%；c）电刷高度不小于理论值；d）弹簧材料选高温合金；e）压紧装置结构设计裕度足够大，并按规定拧紧力矩值进行装配。

根据试验结果最终制定如图9所示伺服机构热防护措施。该种防护措施经过长征系列百发以上火箭飞行试验考核，飞行可靠度达98%以上。

图9 箭上热防护状态Fig.9 Thermal Protection Status in Launch Vehicle

5 结 论

电液伺服机构对热真空耦合环境的适应性直接影响其使用性能，本文对其热真空试验技术进行研究，制定地面热真空试验方案模拟实际飞行工况。结果表明：通过制定合理可行的电液伺服机构热防护措施和永磁直流同步电动机杜绝真空放电现象发生的设计措施，能够确保火箭可靠飞行。