490 N發動機高精度推力矢量保證方法

潘高偉 陳曉杰 陶炯明 江君 胡建梅 靳浩

(上海衛星工程研究所，上海 201109)

490 N發動機是我國20世紀90年代初研發的用于地球同步軌道衛星遠地點變軌的發動機，平均比沖305 s，也是現有各種高軌道衛星平臺通用的主推發動機[1-4]。由于發動機其自身結構在制造裝配及地面調校不完全精準，490 N發動機推力矢量會發生偏斜[4]。通過地面試驗可以標定出發動機推力矢量與發動機基準坐標系的偏差。同時，發動機在點火工作時產生大量的熱量并在空間環境通過輻射散熱的形式傳遞到發動機安裝支架上，導致其發生變形，進而影響發動機推力矢量。另外，在衛星研制過程中，無法保證衛星的橫向質心與發動機初始安裝的推力矢量在同一軸向上，也會導致發動機推力矢量在軌工作的偏差。

地球靜止軌道(GEO)衛星通過運載火箭發射到地球轉移軌道(GTO)，并通過490 N發動機點火提供推力轉移到GEO。如果490 N發動機推力矢量通過衛星質心，則推力不會對衛星姿態形成干擾。但由于發動機推力矢量并不都始終通過衛星質心，從而對衛星的姿態產生干擾[5]，不僅降低發動機推力矢量效用，還需要其他推力器進行衛星姿態補償，引起額外的推進劑消耗，從而降低衛星在軌工作壽命；當干擾力矩過大時，甚至會導致衛星姿態失控，造成嚴重的后果。

為了490 N發動機推力矢量能在衛星轉移軌道上發揮最大效用，減少衛星推進劑消耗，本文從490 N發動機推力矢量產生機理出發，分析影響發動機推力矢量的各項因素，重點開展了發動機良好的力學安裝環境、低變形支架和地面安裝調整等系統層面的研究，提出了490 N發動機高精度推力矢量保證的解決方法并且在風云四號(FY-4)衛星工程實現中得到了充分的驗證。

1 推力矢量產生機理及影響因素

發動機是一種熱動力裝置，發動機在點火工作中核心是兩次能量轉化過程：燃氣熱能的產生和燃氣熱能到燃氣動能的轉化[6]，其工作過程和能量轉化如圖1所示。

圖1 發動機能量轉化過程示意圖Fig.1 Engine energy conversion process schematic diagram

發動機推力矢量就是在發動機點火過程中作用在發動機內外表面作用力的合力；發動機推力做功是推進劑的內能轉變為衛星動能的一個過程。其大小主要取決于兩個方面：①發動機燃氣的質量流速和噴氣速度的乘積，是推力的主要組成部分，占總推力的90%以上；②噴管出口截面處燃氣靜壓強與外界靜壓強不一致產生，大小由兩者的壓強差和出口截面尺寸決定[6]。

發動機推力矢量的方向由多種因素影響，根據490 N發動機本身產品特點和在軌工作的空間環境，影響發動機高精度推力矢量的主要因素：①本身的制造裝配偏差；②高溫變形導致安裝偏差；③衛星研制工藝實施導致推力矢量與衛星橫向質心偏差，如圖2所示。

圖2 影響發動機推力矢量的因素Fig.2 Factors affecting engine thrust vector

2 490 N發動機高精度推力矢量保證方法

針對影響發動機推力矢量的各項因素，綜合考慮490 N發動機在軌使用環境和衛星研制各種工藝實施導致的衛星橫向質心偏差，提出了基于490 N發動機穩定安裝條件、良好機熱環境及地面調整推力矢量指向衛星質心的發動機高精度推力矢量解決方法，保證發動機推力矢量與衛星質心偏差滿足要求。

2.1 良好的力學安裝環境

490 N發動機需要隨衛星一起由運載火箭發射到轉移軌道。在此過程中，490 N發動機需要經歷嚴酷的力學環境。力學環境效應主要表現在結構的振動響應[7]。因此，490 N發動機沿衛星機械中心軸線上通過發動機支架安裝在衛星承力筒下錐段中心處，與承力筒下錐段的法蘭內壁相連。490 N發動機在承力筒位置如圖3所示。

2.2 低變形支架

490 N發動機點火過程會產生大量的熱量，并主要以輻射散熱的形式傳遞到490 N發動機支架上，使得支架結構變形。如果支架變形量過大，490 N發動機推力矢量與衛星質心偏差較大，進而引起490 N發動機推力效率下降，衛星推進劑使用增多。因此支架材料采用高溫性能較好且低熱膨脹系數的鈦合金材料(TC4)，其結構主要有接頭、連接桿、法蘭盤組件組成(見圖4)。

圖4 490 N發動機支架結構組成Fig.4 490N engine support structure composition

針對490 N發動機支架在發動機點火工作典型時長(6000 s)的溫度場分布，對490 N發動機支架進行熱變形分析，得到490 N發動機安裝面在轉移軌道的熱變形情況。熱變形分析結果如圖5～圖7所示，發動機支架安裝面中心各方向偏移量見表1。

圖5 0時刻熱變形云圖 Fig.5 Thermal deformation contour plot at time 0

圖6 3000 s時刻熱變形云圖 Fig.6 Thermal deformation contour plot at 3000s

圖7 6000 s時刻熱變形云圖Fig.7 Thermal deformation contour plot at 6000s

時刻安裝面中心偏移量/mmX向Y向Z向08.4×10-51.5×10-51.7×10-53000s-0.0190.0640.7256000s-0.0190.0730.943

2.3 地面安裝調整

發動機在組建的生產制造加工和裝配過程的機械誤差會導致發動機推力矢量與其幾何基準軸線[8]存在一定角度的偏差；衛星研制過程中，其橫向質心因為各種不確定的因素不可避免的使得490 N發動機初始安裝的軸線與衛星橫向質心存在一定偏差。這些都會引起發動機推力效率降低，因此地面安裝調整的目的就是把由發動機自身推力矢量的偏差和衛星質心橫行引起的安裝偏差進行補償，確保發動機推力矢量通過衛星質心。具體過程如下。

(1)通過熱定標后測定發動機推力矢量與其噴管軸線的角度偏差α。

(2)衛星質量特性測試后，獲取衛星的質心橫向偏差XC。

(3)通過490 N發動機支架法蘭盤橫行偏移距離d完成調整，其中d=|XC-ZC·tanα|，具體原理如圖8所示。

圖8 地面安裝調整原理圖Fig.8 Ground installation and adjustment principle diagram

3 工程實現

上述各項技術在FY-4衛星的設計和研制過程中進行了實施驗證，FY-4衛星采用中心承力筒+碳纖維隔框封閉艙體構型。在衛星490 N發動機法蘭面上設置振動監測點，監測其安裝面在力學試驗的頻率響應特性，具體頻響特性情況如圖9所示。

注：0.6gn和0.8gn為振動試驗的輸入量級。圖9 振動試驗發動機安裝面頻率響應情況Fig.9 Frequency response of vibration test engine mounting surface

經過FY-4衛星驗收級振動試驗表明：490 N發動機法蘭面測點響應范圍約1.00gn～1.48gn，符合發動機安裝法蘭面的最大響應不超過3gn的要求[8]；490 N發動機的安裝位置能為490 N發動機提供良好的力學環境。

FY-4衛星繞軸轉動慣量達到7000 kg·m2，因此由發動機支架在發動機點火期間最大變形引發的干擾力矩對衛星產生最大角速度在5.2 μrad/s,對衛星姿態影響可忽略不計，表明：支架可保證490 N發動機高精度推力矢量。通過質量特性測試和分析得出：FY-4衛星在轉移軌道衛星質心橫向偏移為X向10 mm，Y向20 mm，對490 N發動機支架法蘭面按質心對應的橫向偏移量進行調整并與衛星完成總裝和精測。

FY-4衛星于2016年12月11日零時11分在我國西昌衛星發射中心用長征三號乙運載火箭發射，并且通過490 N發動機經過5次點火變軌實現精確定點。衛星發射質量5400 kg，燃料實際裝填量3 089.2 kg，定點成功后，通過氣體注入壓力激勵法[9]，測算得出衛星燃料剩余543.7 kg，衛星變軌推進劑消耗為2 545.5 kg，比設計值減少了13.29 kg。FY-4衛星在軌飛行示意如圖10所示。

圖10 FY-4衛星在軌飛行示意圖Fig.10 Schematic diagram of FY-4 satellite flying on orbit

4 結束語

根據490 N發動機推力矢量產生的機理，本文歸納梳理了影響發動機推力矢量的各項因素，著重從490 N發動機良好的力學安裝環境、低變形支架和地面安裝調整等系統層面開展分析，研究高精度推力矢量保證方法。FY-4衛星的成功發射和精確定點表明：490 N發動機高精度推力矢量保證技術可行有效。但是，由于衛星的橫向質心隨著衛星轉移軌道貯箱內推進劑的不斷消耗而不斷變化，因此還需要進一步研究衛星在轉移軌道橫向質心的變化，以便分析出地面安裝調整中保證推力矢量的最佳偏移量。