航天電液伺服機構熱真空試驗技術研究

盧紅影，姜慶義，趙志強，王 劍，楊朋海

（北京精密機電控制設備研究所，北京，100076）

0 引 言

運載火箭推力矢量控制（Thrust Vector Control，TVC）由伺服機構搖擺發動機實現。中國現役運載火箭大多數采用閥控電液伺服機構（簡稱“伺服機構”），通常安裝在各級尾艙段，隨著飛行高度的增加，伺服機構遭受真空環境壓力、發動機熱流輻射和全箭振動等共同耦合的工作環境作用。真空環境對伺服機構的影響是多方面的，有真空狀態引起的真空效應，也有基于真空環境并與其它環境共同引起的協同效應[1]，直接影響伺服機構的熱交換性能、電氣性能、機械性能、材料性能和潤滑性能等。

火箭飛行過程中，伺服機構內部高速直線運動副和旋轉摩擦副致使液壓油溫升劇烈，同時受到二級主發動機和游動發動機回流而引起的 25 kW/m2級強熱流的長時作用，致使彈性元件、油液粘性以及密封件等性能下降，因此對伺服機構在熱真空試驗環境下的熱分析，以及開展精準的熱設計成為影響伺服機構可靠性的關鍵因素。

本文以一種現役運載火箭配套二級伺服機構為研究對象，對其熱真空環境試驗方法和性能影響因素進行研究，驗證伺服機構熱模型的準確性及考核其防護層的隔熱效果，確定最優的熱防護方案。

1 伺服機構工作原理

伺服機構是火箭姿態控制的執行機構，在整個火箭姿態控制的回路中，慣性器件敏感出火箭的飛行軌跡，通過箭上計算機與預裝程序姿態比較，誤差信號經伺服放大器功率放大為伺服閥驅動電流，伺服閥將此電信號轉換為流量與其成正比的高壓油驅動作動器活塞運動，從而擺動發動機噴管。作動器上位移傳感器將位移信號反饋給伺服放大器，與輸入端信號進行比較，由此構成了閉環位置控制系統，如圖1所示。

圖1 伺服機構在控制系統中的位置Fig.1 Position in Control System

伺服機構與主發動機和游動發動機安裝在尾艙段，如圖2所示。

圖2 伺服機構在火箭上的安裝位置Fig.2 Assembly Position in Launch Vehicle

伺服機構中永磁直流電動機（簡稱“電機”）為液壓泵提供驅動扭矩，利用永磁磁極進行勵磁，通過換向器和電刷的配合來實現外部電路與電樞繞組電路的連接，通以電流的電樞繞組在永磁磁極產生的氣隙磁場中產生電磁轉矩，驅動電樞旋轉，從而輸出機械能，實現機電能量的轉換，其結構示意如圖3所示。

圖3 永磁直流電動機結構Fig.3 Structure of Permanent Magnet DC Motor

通過對永磁直流電動機失效模式與影響分析（Failure Mode and Effects Analysis，FMEA）可知，電刷組件在真空環境下易產生放電打火現象，可能導致電刷組件燒毀，使伺服機構失去動力，火箭飛行姿態失控，衛星無法精確入軌。因此電刷組件的性能決定了永磁直流電動機適應熱真空試驗條件的能力。

2 熱真空試驗技術

熱真空技術是真空科學、低溫技術、傳熱學與航天技術密切相關的學科，熱真空設備則是這4項技術融合的試驗設施。

熱真空試驗設備是在地面上模擬太空環境，如高真空、空間冷黑的熱沉或太陽輻射的環境模擬試驗設備[2,3]。運載火箭、人造衛星、載人飛船、空間站以及宇宙探測器和航天飛機等各種空間飛行器通常都需進行熱真空試驗。宇宙真空是理想的潔凈真空，這時氣體分子的熱傳導可以忽略，只有熱輻射。

伺服機構熱真空試驗就是將試驗件置于熱真空試驗設備中，由試驗設備提供模擬的空間環境（包括真空度和熱流等），在真空條件下，通過熱浸、冷浸形成溫度循環并保持一定時間，試驗件通電工作，通過測試儀監測其工作性能，觀察其真空放電和微放電現象，考核其在真空熱流工況下耐熱特性的試驗。

試驗條件一般包括：熱流密度、真空度和持續時間。

熱流密度是指單位時間內通過單位等溫面積的熱流量，輻射熱流密度的表達式為

容易發生真空放電和微放電的壓力范圍分別為0.1~1000 Pa和0.01~6.65 Pa，通常伺服機構熱真空試驗范圍定為：0.01~1000 Pa。

熱真空試驗時間根據主發動機和游動發動機工作時間確定。

3 熱防護技術

伺服機構為抵御發動機強熱流作用，通常將伺服機構與熱流進行隔離防護。常用的隔熱防護層由一定厚度的硅橡膠織物和聚酰亞胺鍍鋁薄膜組成。鍍鋁薄膜具有較高的輻射反射率，可將大部分（約 80%）的輻射熱量反射出去，硅橡膠材料具有較低的導熱系數，可在內外表面形成一定的溫度差，從而起到隔熱效果。這樣，經過防護層的反射和吸收，到達伺服機構外表面的熱量大大減少，使其溫升得到有效控制。

根據防護層與伺服機構是否接觸，分為懸掛式和接觸式兩種情況。本文所指為接觸式的防護層，硅橡膠層內側與伺服機構之間隔著一層鍍鋁薄膜，鍍鋁薄膜與伺服機構接觸。由于鍍鋁薄膜厚度很小，其對熱量的吸收可忽略，故近似認為其溫度與硅橡膠層內側溫度相同。此時防護層對伺服機構的熱負載體現為接觸換熱，即防護層內表面對伺服機構外表面的接觸換熱，計算式為[4]

式中Qj為防護層內表面對伺服機構外表面的接觸換熱量，W；Rj為接觸熱阻，W/℃；Tf為防護層內側絕對溫度，K；Ts為伺服機構外壁絕對溫度，K。

4 熱真空試驗方法

4.1 熱真空試驗條件

熱真空試驗條件如下：

a）熱流條件不小于25 kW/m2，在無遮擋情況下，熱流垂直照射到試驗件表面處；b）試驗前壓力小于10-2Pa；c）加熱階段壓力不大于8 Pa；d）加熱持續時間不少于 600 s；e）采用熱流傳感器和溫度傳感器監測熱流和試驗件各測點溫度；f）采取熱防護措施與飛行狀態一致。

4.2 熱真空試驗流程

選取驗收合格的試驗件按照圖4所制定的試驗流程進行熱真空試驗。

圖4 熱真空試驗流程Fig.4 Flow of Thermal Vacuum Test

4.3 熱真空防護措施

根據試驗條件，分析對熱流承受能力差的電連接器、蓄壓器、試驗件底面等采用高溫絕熱帶、金屬箍帶以及軍用硅橡膠涂覆織物和無堿玻璃纖維帶（稱為隔熱裙）等進行熱防護包覆，如圖5所示。

圖5 試驗件熱防護狀態Fig.5 Thermal Protection of Test Specimen

4.4 溫度測量

根據熱流分布特點，針對重點關注環節如永磁直流電動機殼體、碳刷和插座等處設置溫度測點，分別為：T1，T2和T3，監測熱真空環境下，包覆熱防護層后對溫度敏感部件的溫度曲線，評估試驗件環境適應性，如圖6所示。

圖6 電機的溫度測點位置Fig.6 Temperature Measuring Position

試驗件在真空艙內的試驗狀態如圖7所示。

圖7 試驗件在真空艙內的試驗狀態Fig.7 Test specimen in Vacuum Capsule

4.5 熱真空試驗及結果評估

試驗件進行熱真空試驗過程中，通過測試儀發送指令信號和采集性能監測參數（如油面和壓力值以及電機電流和供電電壓等）。在600 s試驗時間內，電機的最高溫度為156 ℃，試驗件工作正常，如圖8所示。

圖8 試驗溫度變化曲線Fig.8 Temperature Variation Curve

試驗結束后將試驗件從真空艙內取出，性能復測后進行分解檢查，包括永磁直流電動機（測量電機絕緣電阻，彈簧壓力，電刷高度，鎖緊螺母擰緊力矩以及電刷、電樞和換向器表面氧化膜情況）以及彈性元件和密封件等。重點對永磁直流電動機電機刷架進行分解檢查，其外觀完好，未出現真空打火痕跡。結果表明，以下設計措施可有效杜絕永磁直流同步電動機真空放電現象發生：

a）設計高性能電刷；b）充分磨合電刷與換向器接觸面積，其值不小于90%；c）電刷高度不小于理論值；d）彈簧材料選高溫合金；e）壓緊裝置結構設計裕度足夠大，并按規定擰緊力矩值進行裝配。

根據試驗結果最終制定如圖9所示伺服機構熱防護措施。該種防護措施經過長征系列百發以上火箭飛行試驗考核，飛行可靠度達98%以上。

圖9 箭上熱防護狀態Fig.9 Thermal Protection Status in Launch Vehicle

5 結 論

電液伺服機構對熱真空耦合環境的適應性直接影響其使用性能，本文對其熱真空試驗技術進行研究，制定地面熱真空試驗方案模擬實際飛行工況。結果表明：通過制定合理可行的電液伺服機構熱防護措施和永磁直流同步電動機杜絕真空放電現象發生的設計措施，能夠確?；鸺煽匡w行。