大推力發動機在軌羽流熱效應監測與反演方法

馬巨印 張有為 陳建新 宋馨 李慶輝

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)(2 北京衛星環境工程研究所，北京 100094)

月球著陸器在變軌或動力下降過程中，需要大推力發動機點火工作。連續長時間點火、大推力長時間的真空羽流熱，將對發動機周邊的設備、機構及結構產生較大的羽流熱效應。例如，嫦娥四號著陸器安裝了一臺7500 N發動機，它在近月制動及動力下降時點火工作，其工作時的羽流熱效應會對周圍艙板及設備產生較大影響。目前，大推力羽流熱防護設計的主要依據是理論計算與試驗數據擬合后的羽流值結果，需要通過經驗設計、仿真分析模型、試驗驗證相互多次迭代完成，由于理論計算存在較大的不確定性和試驗條件難以模擬，結果偏差過大[1-8]。為此，本文提出大推力發動機羽流熱效應監測與反演方法，以嫦娥四號探測器在軌羽流監測裝置實測數據為基礎，進行了分析及反演，得到了相對準確的在軌羽流熱效應值，可為后續航天器大推力發動機的熱防護設計及優化提供技術支持。

1 羽流熱效應監測與反演方法

多數月球著陸器一般都需要使用大推力發動機進行軌道控制[9]，在大推力發動機周邊高溫熱防護區域要選擇適當的位置安裝羽流熱效應監測裝置，在發動機點火工作時能獲得一組溫度隨時間變化的曲線，再利用這組曲線反演得到發動機羽流值。而監測裝置溫度變化除了受發動機羽流影響外，還受到外熱流的影響，包括太陽輻射、月球紅外輻射、月面反照，反演過程中都需要考慮。反演過程中一個難點是羽流熱效應監測裝置的熱容量很難準確測量。要解決這個問題，可以先采用標定法得到監測裝置的熱容量，再進行發動機羽流熱效應值反演。標定過程采用環月軌道上的外熱流進行，即認為軌道外熱流為已知的標準值(環月軌道外熱流設置已經過嫦娥二號、嫦娥三號、嫦娥四號等多個探測器驗證，采用該外熱流設置計算太陽翼溫度，預示值與在軌遙測值誤差不大于5 ℃，表明該外熱流設置準確度較高)。

監測裝置換熱關系如圖1所示，監測裝置為多種材料組合，包括敏感面(含溫度傳感器及硅橡膠)、隔熱層、固定結構。根據敏感面的能量平衡關系可得到本文方法的基本方程為

(1)

式中：cP，m，T分別為敏感面的等效熱容、質量和溫度；t為時間；Q1為敏感面吸收的空間外熱流；Q2為探測器發射的紅外熱流被敏感面吸收部分；Q3為敏感面吸收的發動機羽流熱流；Q4為敏感面與裝置其他結構傳導熱流，由于隔熱層存在，一般可忽略；敏感面向外輻射熱流Q5=εσAT4，其中，ε為敏感片的發射率，σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量，A為敏感面面積。

由于式(1)中的溫度和部分熱流量為非線性量，為了高效計算，可以通過建立著陸器、發動機和監測裝置的反演熱分析模型(見圖2)，進行迭代計算。對于一定軌道的反演熱分析模型，Q1和Q2在模型中為已知量。

環月周期性穩定階段，遙測可得到的敏感面溫度T1(t)，發動機未點火，Q3為0，利用反演熱分析模型可以標定監測裝置敏感面的等效熱容；發動機點火階段，熱分析模型中探測器姿態按在軌狀態設置，遙測得到敏感面溫度T2(t)，將標定的敏感面等效熱容賦予反演熱分析模型，利用反演熱分析模型可以計算發動機給予敏感面的羽流熱流Q3。

最后得到的羽流熱效應值即為反演結果，可用于月球著陸器大推力發動機的熱防護設計及優化。

圖1 監測裝置換熱示意

圖2 熱分析模型示意

2 實例驗證

羽流熱效應監測與反演方法在嫦娥四號探測器上進行了應用與驗證，在探測器的著陸腿面向發動機側安裝了羽流監測裝置，通過在軌飛行獲得了實測數據，通過修正整器熱分析模型并進行迭代，最終反演出在軌羽流熱效應數據。

2.1 熱分析模型

將本文提出的方法應用于嫦娥四號探測器，采用Thermal Desktop熱分析軟件，按整器外輪廓建立熱分析模型，模型中包括探測器構型、7500 N發動機、著陸緩沖機構、羽流監測裝置等；月表溫度根據已有研究數據設置[10]；建立探測器環月飛行的軌道、動力下降軌道，并根據嫦娥四號探測器在軌遙測參數修正熱分析模型，修正結果見圖3。

圖3 用于羽流反演的熱分析示意

2.2 羽流熱效應監測裝置

為監測嫦娥四號著陸器7500 N發動機在軌工作時的羽流熱效應值，為其設計了能夠適應400 ℃寬溫區、對400 kW/m2短時超高羽流熱效應進行監測的監測裝置(見圖4)，它主要包括以下2個部分。

(1)敏感面：即羽流接收表面，其作用為吸收大推力發動機的羽流后轉化為自身溫度的變化。為增加敏感面的靈敏度，敏感面的厚度應盡量薄，一般控制在50～100 μm。另外，敏感面需要有一定力學強度來對溫度傳感器起到固定作用，故選擇不銹鋼箔作為敏感面。溫度傳感器緊貼敏感面內側，用硅橡膠輔助固定，采用在敏感面外捆扎的方式壓緊固定，直接感知敏感面溫度的變化。

(2)隔熱層：敏感面溫度升高后即會向周圍傳熱，會對測量結果產生影響。為準確測量羽流值，需要使羽流熱盡可能全部轉化為敏感器的溫升，減少敏感面對周圍的傳熱，因此采用多層隔熱組件進行隔熱。

監測裝置安裝在受7500 N發動機影響較明顯的著陸緩沖機構上，如圖5所示。敏感面面向7500 N發動機的一側噴涂了耐高溫抗氧化涂層；敏感面覆蓋在溫度傳感器上，采用不銹鋼絲在溫度傳感器兩側進行捆扎；隔熱層采用雙面鍍鋁聚酰亞胺膜疊合而成。

為了提高監測裝置對溫度的敏感度，監測裝置的熱容量要盡可能小。在著陸緩沖機構上先包覆隔熱層，測溫用的溫度傳感器粘貼在隔熱層外表面，如圖6所示；然后測溫點外面再包覆一層帶有高溫抗氧化涂層的不銹鋼箔，測溫點兩側用不銹鋼絲捆扎，確保不銹鋼箔與測溫點接觸。

圖4 監測裝置結構

圖5 監測裝置安裝位置

圖6 溫度傳感器粘貼狀態

2.3 在軌監測結果及分析

嫦娥四號著陸器環月過程及動力下降過程中，羽流熱效應監測裝置溫度變化如圖7(環月段)和圖8(動力下降段)所示。根據已有研究數據[11]，在環月段羽流熱效應監測裝置所處位置的外熱流波動幅度為(0～1100)W/m2，外熱流變化曲線如圖9所示。從圖7(環月)可以看出，監測裝置對外熱流的變化非常敏感，在一個環月周期內溫度波動達到116 ℃，表明該監測裝置溫度波動隨外熱流變化明顯，測量結果可用于發動機羽流熱效應的監測和反演。

圖8 在軌動力下降段監測裝置處溫度

圖9 監測裝置處外熱流變化

在熱分析模型中，把軌道外熱流代入模型，將監測裝置的熱容量進行多次修正并迭代，使熱分析模型計算得到環月軌道上監測裝置的溫度與在軌遙測數據一致，熱分析計算得到監測裝置環月段溫度曲線如圖10所示，標定得到監測裝置的熱容量為2.52 J/(kg·K)。

在標定得到監測裝置的熱容量后，在熱分析模型中多次修正在監測裝置上施加的發動機羽流值并迭代，使動力下降過程中監測裝置溫度與在軌遙測一致，反演得到的監測裝置溫度與在軌實測數據最大誤差為5%，如圖11所示，得到監測裝置吸收的發動機羽流值為905 W/m2，監測裝置的發射率為0.83(地面實測值)，計算得出動力下降過程中7500 N發動機工作時，到達監測裝置表面的發動機羽流值為1090 W/m2。后續月球著陸器發動機熱防護設計可借鑒此值進行詳細設計及優化。

圖10 環月段監測裝置處溫度(計算值)

圖11 反演得到的監測裝置處溫度

3 結束語

本文提出了一種大推力發動機在軌羽流熱效應監測與反演方法，通過對嫦娥四號著陸器在軌大推力發動機羽流熱效應的監測及溫度數據分析，利用環月段溫度數據標定得到監測裝置的熱容量，修正整器熱分析模型，得到與在軌遙測一致的溫度后，經過反演得到相對準確的大推力發動機在軌真實羽流熱效應數據。本文方法可為深空探測及載人登月等使用的大推力發動機羽流防護設計及優化提供支持，提升大推力發動機的熱防護設計水平。