双组元150 N发动机如图1所示,主要由1台推力室、2台推进剂控制电磁阀及紧固件连接而成,其中推力室由直流互击式头部和辐射冷却身部组成,身部由燃烧室和喷管组成,头部与身部通过真空电子束焊连接。发动机采用自燃推进剂组合,四氧化二氮为氧化剂,甲基肼为燃料。电磁阀开启后,氧化剂与燃料分别经由氧路和燃料路流道进入头部并从喷注孔喷出,在燃烧室内形成多股射流互相撞击、雾化与混合,并燃烧产生高温高压燃气,流经喉部后通过喷管膨胀加速喷出产生反向推力,为航天器提供轨道机动和姿态控制的力或力矩。

图1 发动机结构
Fig.1 Structure of the engine

发动机通常安装在舱体外侧,直接暴露在空间环境中,经受阳照区太阳直射炙烤和阴影区深冷环境,同时点火后燃烧室内还将产生约2 700 ℃的高温燃气,温度梯度大,冷热交变循环,因此必须安装多种热控组件才能保证150 N发动机正常工作,主要包括头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板这3种热控组件,编号依次设为A、B、C。

为了全面考察发动机在轨飞行状态下各个热控组件的影响,本试验在同一台发动机上进行,对3种热控组件开展试验。热控组件在发动机上的安装状态和温度测点分布如图2所示,测点均采用K型热电偶,测温范围为0～1 200 ℃。

图2 热控组件和温度测点分布
Fig.2 Thermal control components and distribution of temperature measurement points

热控组件A作为第一道防护措施,安装在头部法兰下表面,主要用于隔离高温燃烧室向头部的热辐射,其次还有反射太阳辐射热流、维持头部温度稳定的作用,由多层隔热材料组件和金属固定箔组成。多层隔热材料组件由单面镀铝聚酰亚胺薄膜组成,隔热材料组件用钛箔点焊固定。在距离喷管20 mm处设置温度测点θ₁,用带胶单面镀铝聚酰亚胺薄膜黏贴固定。

热控组件B作为第二道防护措施,将整个头部和电磁阀包裹起来,主要起到隔离太阳辐射热流、防护内部部件和热敏电阻等元件的作用,由双面镀铝聚酰亚胺薄膜和锦丝筛网组成,多层中心开孔直径为80 mm,多层边缘及切缝处用单面镀铝聚酰亚胺薄膜封边,锦丝搭扣带用阻燃线缝制在多层组件上。在距离喷管50、60 mm处及侧面分别设置温度测点θ₂、θ₃和θ₄,用带胶单面镀铝聚酰亚胺薄膜由内向外依次黏贴固定。

热控组件C为新增的一道防护措施。天宫空间站建造和运营阶段,天舟货运飞船飞行模式更加复杂,与核心舱形成组合体在轨飞行期间,飞船尾部阳照区域持续受到太阳照射,舱内发动机喷管外壁、法兰及电磁阀会出现温度过高的情况,遮光板的主要作用是减少太阳热流的影响。遮光板整体呈扇形结构,由1块中间板和2块侧板组成,材料为1 mm厚的铝合金2A12板材,外表面喷涂无机白漆,内表面进行黑色阳极化处理。中间板距离发动机喷管出口缩进约20 mm,可以降低喷管出口燃气热流的直接影响。此外,其中心区域开孔且两侧镂空,也利于发动机工作时散热。在侧板和中间板上设置温度测点θ_z1～θ_z4。

试验在42 km高空模拟环境热试车台上进行。试车台的蒸汽引射系统持续作用,并同步抽出喷管排出的燃气,可维持真空舱内不大于100 Pa的环境压力,减小与在轨飞行环境压力的差异,同时保证燃气在喷管内充分膨胀,准确获取用于评估发动机性能的推力数据。

试验过程中通过流量、推力和压力传感器分别监测发动机推进剂流量、真空推力F_v、氧化剂和燃料贮箱供应压力等工作参数,流量测量采用科里奥利质量流量计,精度为±0.25%,推力测量采用应变式稳态推力架,压力测量采用压阻式力传感器,测量误差均不大于0.5%。

发动机在轨飞行时,头部法兰上表面会安装热敏电阻等元件,实时监测头部温度变化并反馈至控制系统进行温度调整,获取头部真实的温度分布对在轨数据判读至关重要; 头身焊缝连接头部与身部两个重要部件,承受极端的热交变和机械应力,是影响发动机结构完整性和安全性的关键因素; 喉部温度可以反映燃烧室内燃烧稳定性。因此,头部、头身焊缝和喉部温度是表征发动机工作特性的重要温度参数,测点分布如图3所示,头部测点(温度记为θ_h1、θ_h2、θ_h3)和头身焊缝测点(温度记为θ_hb1、θ_hb2)均采用K型热电偶,喉部温度θ_t采用红外温度计监测,测温范围为600～2 100 ℃。

图3 温度测点分布
Fig.3 Distribution of temperature measurement points

试验时通过多次3 s或5 s点火工作调整推进剂贮箱供应压力参数,发动机在真空推力156 N、混合比1.65的额定工况下工作。150 N发动机通常在启动工作后200 s和600 s左右时,头身焊缝和头部温度分别达到稳定状态,此时喉部温度均已稳定。

发动机热试车程序和热控组件安装状态如表1所示。

表1 高空模拟热试车程序和热控组件安装状态
Tab.1 Hot fire test program and installation status of thermal control components

序号1、3、4、5试车程序结束后,打开试车台真空舱,观察热控组件外观形貌,并增加安装不同热控组件,布置温度测点; 其余程序均为连续点火。首先,发动机在没有安装任何热控组件的状态下进行长程稳态工作(程序1),获取推力、比冲、响应时间等性能参数以及温度分布作为基准数据,时长覆盖推进系统故障模式下单台150 N发动机需点火工作的时间; 然后安装热控组件A,模拟发动机在轨单次常用工作时长50 s程序,验证多次点火工作后的热控状态,开舱检查后进行长程稳态考核。随后,依次安装热控组件B和C进行长程稳态考核。

表2给出了发动机在不同热控组件状态下的工作性能结果。其中,真空比冲表征发动机工作性能,定义为单位质量流量推进剂产生的推力; 启动响应时间和关机响应时间基于推力测量,分别指从电磁阀接到点火指令信号至推力上升达90%稳态值的时间和从电磁阀接到关机指令信号至推力下降达10%稳态值的时间。对比结果表明:发动机真空推力、真空比冲、启动和关机响应时间均在合理的额定参数结果范围内。图4为发动机工作推力典型变化曲线,可见推力输出稳定。试车结果表明,增加头部法兰下表面热控组件、头部包覆多层隔热材料和遮光板等热控组件对发动机工作性能没有影响。

表2 发动机在不同热控组件状态下的工作性能
Tab.2 Engine performance parameters under different thermal control components

图4 发动机推力变化曲线
Fig.4 Distribution of engine thrust as a function of time

下面对发动机喉部、头部和头身焊缝典型温度参数进行展开分析。表3给出了发动机在不同热控组件状态下的温度测量结果。其中,无热控组件程序中由于头身焊缝测点松动,未采集到有效数据; 600 s工作程序括号内的数值为点火工作至200 s时对应的温度。对比可以看出,发动机喉部温度基本保持一致,表明热控组件对高温燃烧室散热没有造成影响。

表3 发动机在不同热控组件状态下的温度测量结果
Tab.3 Engine temperature measurement results under different thermal control components

图5为发动机在不同热控组件状态下头部测点温度θ_h1变化曲线,与θ_h2、θ_h3的变化趋势基本一致。可以发现,常温状态下工作时头部温度约600 s达到热平衡。发动机在开舱依次增加热控组件A、B、C后,首次工作时的头部温度上升趋势基本吻合,连续点火工作时由于初始温度存在差异,上升速率有所不同,但达到热平衡后的数值相当,且均明显低于无热控组件状态,表明头部法兰下表面热控组件起到了有效的隔热保护作用,后续安装的头部包覆多层隔热材料和遮光板对头部温度分布没有影响。结合表3中两次1 200 s点火工作测量结果,θ_h1、θ_h2、θ_h3分别降低了160、125、155 ℃,分析认为这部分热量源自高温身部向头部的热辐射,占比约30%～44%,而3个测点热平衡温度208～296 ℃的热量源自高温身部向头部的热传导。

图5 头部测点温度变化曲线
Fig.5 Distribution of head temperature as a function of time

图6为发动机在不同热控组件状态下θ_hb1头身焊缝温度测点变化曲线,与θ_hb2测点的变化趋势基本一致。可以发现,常温状态下工作时头身焊缝温度约300 s达到热平衡。发动机在开舱依次增加热控组件B、C后,工作初期头身焊缝温度上升趋势基本吻合,但是在约85 s之后,安装热控组件B状态下的发动机头身焊缝温度均升高,且从升温趋势上推断与增加热控组件C后的热平衡温度相当,这是因为多层隔热材料中心开孔直径较小,降低了焊缝位置热辐射散热效果,而遮光板中心镂空区域大,距离喷管较远,不会造成影响。结合表3中增加热控组件A后600 s和1 200 s点火工作测量结果,θ_hb1、θ_hb2测点分别升高了40、44 ℃。

图6 头身焊缝测点温度变化曲线
Fig.6 Distribution of head and body weld temperature as a function of time

下面对依次安装的热控组件上温度测点变化进行分析,以获取不同热控组件的隔热特性。图7为发动机增加头部法兰下表面热控组件后600 s工作程序中θ₁变化曲线。点火后工作至约230 s时,测点温度达到约400 ℃,然后在40 s内突跃至640 ℃,与头身焊缝温度相当,表明镀铝聚酰亚胺薄膜可耐受最高温度约为400 ℃,在高温身部的热辐射下,薄膜逐渐熔化,导致热电偶直接暴露在头身焊缝附近,发生温度突跃。

图7 头部法兰下表面热控组件测点温度变化曲线
Fig.7 Temperature distribution of thermal control components on the undersurface of head flange

图8为发动机增加头部包覆多层隔热材料后第1个200 s工作程序中温度测点变化曲线。可以看出,点火后θ₂、θ₃从常温状态开始明显上升,θ₂在80 s时达到镀铝聚酰亚胺薄膜耐受上限400 ℃,进行至100 s时达到501 ℃,由于固定测点导线的镀铝聚酰亚胺薄膜全部熔化,热电偶脱落,温度骤降,且θ₃上升速率略有增大,这是因为用于固定θ₃测点的镀铝聚酰亚胺薄膜没有熔化,对θ₂测点处的镀铝聚酰亚胺薄膜有一定程度的固定作用,当θ₂测点镀铝聚酰亚胺薄膜全部熔化时,热电偶导线受重力作用方才脱落。θ₃最高为240 ℃,位于侧面的θ₄最高仅为37 ℃,受到的热辐射影响很小。

图8 头部包覆多层隔热材料测点温度变化曲线
Fig.8 Temperature distribution of head-wrapped multilayer insulation material

图9为发动机增加遮光板后200 s和1200 s工作程序中温度测点变化曲线。从图9(a)中可以看出,200 s工作程序中,重新黏贴的θ₂测点温度从常温状态开始在70 s时即达到426 ℃,然后骤降,相较增加遮光板之前升高了100 ℃,θ₃测点温度上升速率随之明显增大,在118 s时即达到400 ℃,最高达到426 ℃,在侧面θ₄测点镀铝聚酰亚胺薄膜的辅助固定作用下,热电偶未完全脱落。增加遮光板后,用于固定θ₂测点的镀铝聚酰亚胺薄膜熔化速率和θ₃测点升温速率明显加快,表明头部法兰下表面受到的辐射热流增加。

图9 增加遮光板后测点温度变化曲线
Fig.9 Temperature distribution after the addition of a light shielding plate

从图9(b)、图9(c)中可以看出:θ_z4测点位置最靠近喷管,温升速率最大,在200 s工作程序中由于黏贴不牢而脱落,数据不作分析; θ_z1、θ_z2、θ_z3测点在发动机工作200 s时未达到热平衡,最高温度分别为76 ℃、105 ℃、250 ℃,达到热平衡后的温度分别为123 ℃、149 ℃、436 ℃。遮光板结构完整,具有足够的耐热能力。

图 10为头部法兰下表面热控组件和头部包覆多层隔热材料经历不同工作时间后的外观形貌。从图 10(a)中可以看出,发动机连续2次50 s、累计113 s工作后,由于温度未达到镀铝聚酰亚胺薄膜耐受上限,头部法兰下表面热控组件外观没有变化。从图 10(b)中可以看出,单次600 s、累计713 s工作后,镀铝聚酰亚胺薄膜全部熔化,金属固定箔表面烧黑,无烧蚀痕迹。从图 10(c)中可以看出,增加头部包覆多层隔热材料进行200 s工作程序后,多层中心开孔直径基本不变,轻微烧蚀,结构完整,但是靠近头身焊缝位置的镀铝聚酰亚胺薄膜已熔化。从图 10(d)中可以看出,增加遮光板进行200 s、1 200 s、累计2 313 s工作程序后,多层中心开孔直径基本不变,径向约20 mm区域周向一圈均发生烧蚀,特别是10 mm区域内烧蚀严重,在外力轻微触碰下即掉下碎屑,结构整体保持完整,金属固定箔完好。

试验后继续开展了寿命考核,从图 10(e)中可以看出,发动机累计稳态工作4 163 s、脉冲工作25 000次后,多层中心区域烧蚀程度加重,结构仍然保持完整,头部热平衡温度没有变化,表明热控组件仍能有效隔离高温身部的热辐射,建议增大多层中心开孔直径至100 mm以上。综合以上分析,镀铝聚酰亚胺薄膜或多层隔热材料烧蚀程度受推力室最高温度影响,超出耐受温度后烧蚀情况随高温持续时间的增加逐渐加重。

图 10 热控组件经历不同工作时间后的外观形貌
Fig.10 Appearance of thermal control components after different working time

图 11为天舟货运飞船总装测试现场。在轨飞行试验结果表明,遮光板等热控组件有效减少了太阳热流对发动机的影响,至今发动机顺利完成了天舟二号至天舟五号所有飞行任务,在轨工作稳定。

图 11 货运飞船总装测试现场
Fig.11 Cargo spacecraft assembly test site