神舟七号飞船伴星液氨闪蒸射流推进技术

魏 青，李永策

（上海空间推进研究所，上海200233）

1 引言

微小卫星是人造卫星发展领域的一个重要分支，由于微小卫星的功能相对简单，单独的一颗微小卫星在工程应用上的价值不高。如果利用微小卫星进行编队飞行或组成星座，以替代常规的大卫星，在成本、性能、可靠性等方面都将具有较大的优势，因此，编队飞行或星座联网将是微小卫星工程应用的主要方向。

要实现微小卫星的编队飞行和星座间的位置保持，就要求微小卫星具有一定的机动能力，这就对推进系统在微小卫星上的应用提出了要求。

由于微小卫星自身重量、体积、功耗以及成本的限制，目前可应用于微小卫星的推进方案，尤其对于总重在50kg级以下的微小卫星，基本局限于常规的冷气推进。冷气推进方案由于其结构简单、可靠，在微小卫星中应用十分广泛。但是冷气推进方案的劣势在于密度比冲很低，即使是采用高压贮存推进工质以降低贮存所需的容积，密度比冲提高的也不多。

为克服冷气推进贮存密度较低的缺陷，英国Surrey大学和上海空间推进研究所在一些试验性的卫星上采用了液化气推进方案[1，2]，利用液化气（丙烷、氨等）常温下可加压液化的特点，将液化气液化贮存，需要工作时，通过加热使之汽化，最后以冷气方式工作。这样既具有了冷气推进简单的优点，又由于通过推进工质的液化贮存，在不高的贮存压力下，提高了贮存密度，从而提高了密度比冲。

但是这种液化气推进方案的工作模式也有着一定的局限性，由于推进工质由液态转化为气态，需要较大的加热功率。以500mN推力，1000Ns/kg比冲的液氨推力器为例，在1s内，喷射出的气体量为0.5g，液氨（20℃）蒸发补充这0.5g气体，需要的热量是588J，也即只有588W的加热器才可以提供这个热量，这种功率是微小卫星难以满足的。此外由于液化气推进工质的饱和蒸汽压随温度变化十分急剧，在0℃和20℃时，其饱和蒸汽压由0.43MPa上升到0.86MPa[3]，这直接影响了推力器最终推力。因此这种液化气推进模式（下文将其称之为“液化气冷气推进模式”）只适用于短时工作或可以小功率充分预加热以及对推力精度要求不高的场合。

神舟七号飞船伴星同样采用了液化气推进方案，但有别于上述的液化气冷气推进模式，而是采用了一种全新的液化气闪蒸射流推进模式。

2 神舟七号飞船伴星推进方案

神舟七号飞船伴星是一颗微小卫星，其任务之一是对飞船的留轨舱进行绕飞，实现以留轨舱为中心4km×8km的椭圆绕飞。

在伴飞任务中，留轨舱处于无动力飞行状态，必须根据地面对留轨舱测得的轨道实时制定伴星的轨道机动策略，这一方面要求伴星推进系统必须提供非常精确的推力冲量，另一方面也意味着推进系统没有充分的预加热时间。因此液化气冷气推进模式不能满足此种任务要求。

通过对任务需求的分析，综合性能、安全、可靠等因素，最终采用了一种新型的液化气推进工作模式，将液氨直接从推力器喷射，利用液氨的闪蒸特性，在真空环境下，液氨在喷管中快速蒸发汽化，最终以气液两相流的状态喷射出去，从而产生推力。这种模式称之为“液化气闪蒸射流推进模式”。

伴星推进系统的原理图见图1。系统采用了两个1.2L贮箱贮存推进剂液氨，贮箱下游设置了过滤器和自锁阀，配置一台推力器，推力轴线通过卫星质心，以提供轨道控制冲量。模块上还设置了一个压力传感器用于测量贮箱的压力，两个温度传感器分别用于测量贮箱出口温度和推力器入口温度，以监测整个模块的工作情况。

图1 神舟七号飞船伴星推进系统原理图

3 液化气两种工作模式对比分析

液化气冷气推进模式的工作原理可简化至图2，将其简单的处理为一个绝热系统，在推力器不工作时，贮箱内气液处于平衡状态。

图2 液化气冷气推进模式工作原理

推力器开机，气体被喷射出去，贮箱内压力迅速下降，液体的蒸发速率提高（Q=k·（Ps-P），Q为蒸发速率，k为蒸发系数，Ps为饱和蒸汽压，P为贮箱压力），当液体的蒸发速率等于通过推力器喷射出去的流量时，贮箱内便达到了一个新的平衡点。随着液体的蒸发，推进剂温度的逐渐下降，平衡点也随之下降，这表现为平衡的压力在逐步降低，但降低的速率远小于推力器开启瞬间压力下降速率。

推力器关机后，贮箱压力开始上升，随着压力的上升，当压力P=Ps时，蒸发速率Q=0，此时达一个新的平衡点。

利用图3所示的试验设施，测得了在此种工作模式下，贮箱内压力随推力器工作的变化曲线（见图4中细实线）。贮箱的起始温度为14℃，贮箱压力在推力器开启时，有一个陡降过程（从0.60MPa到0.52MPa），此过程大概在10s左右，此后，推力器的工作压力呈缓慢下降趋势，在后续的90s工作时，从0.52MPa下降到0.42MPa。

液化气闪蒸射流推进模式的工作原理可简化成图5。推力器开机，贮箱内的氨以液态的形式流出，随着液体的流出，气体所占的体积逐渐增加。对于处于平衡状态的液化气，温度恒定时，气态所占体积在15%～85%的范围内，其压力不会改变。这使得在温度恒定的情况下，冷气推力器所产生的推力基本保持恒定。

图3 冷气推进模式试验系统原理图

图4 两种推进模式下贮箱压力变化曲线

图5 闪蒸射流推进模式工作原理

同样利用图3的试验系统，将推力器的进口管路和出气管断开，直接与出液管连接。

图4中的虚线是此种模式下贮箱内压力随推力器工作时间的变化曲线，推力器持续工作100s，其压力下降不超过0.02MPa。图6是推力数据，图7是各个测温点的温度变化情况。

液化气冷气推进模式下由于推进工质以纯气态喷出，其比冲高于液化气闪蒸射流推进模式下的比冲（以气液混合方式）。利用同一推力器，在上述两种模式下进行高空试车，以测量推力器的推力和比冲。表1列出了上述两种模式下的推进性能。

图6 推力变化情况

图7 各测温点变化情况

表1 冷气推进模式和闪蒸射流模式推进性能对比

4 液氨的闪蒸射流过程分析

闪蒸是指液体激烈的蒸发过程，当液体温度高于其所处压力下的饱和蒸汽温度时（此种液体称之为过热液体），其处于热不平衡状态，必须通过蒸发以释放过热量，这种蒸发过程是非常激烈的。文献[4]对水的闪蒸研究表明，过热度越高，闪蒸越激烈，液体内部的温度变化也越大。

在孤立系统中，闪蒸是利用液体本身的显热来提供蒸发所需的潜热，即通过一部分液体自身的温度降低产生的热量使另一部分液体蒸发汽化。这样的情况下，由于不需要外部的加热，对于功率需求可以降到最低。

对于200km高度的真空环境而言，环境压力所对应的液氨饱和温度接近了液氨的冰点，即-77℃，而卫星内部的温度大致在0～20℃范围，也就意味着液氨闪蒸的过热度可以达到77℃以上，这可以使得液氨的闪蒸十分剧烈。

下文通过能量方程以及结合试验数据对推力器的闪蒸性能进行分析。推力器简化为图8，截面1为推力器的入口，此截面为全液体，截面2为喷管出口，此截面为气液混合态。

图8 推力器简化图

根据伯努利方程，在绝热情况下，忽略重力，对于无粘性的可压缩流体：

其中：h为比焓（J/kg）；V为速度（m/s）。因此对于截面1和截面2，有：

其中，β为喷出的气体占总的喷出量的质量比例；t1、t2为截面1与截面2处的温度。

在闪蒸射流推进模式下，测得的比冲为343m/s，该比冲是液体和气体混合的综合比冲。即：

此外，液氨和气氨的比焓h（t）和h′（t）均是t的单调函数。

边界条件按如下确立：

截面1：相对于截面2中气体的流速，V1可忽略不计，即V1≈0；在t1=10℃时，液氨的比焓h（10℃）=245873 J/kg。

截面2：气体的排气速度V2可直接用全气态测得的比冲代替：即V2’=1108m/s；液体的排放速度V2相对于V2’是个小量，因此可认为：V2=0。

因此，根据上述等式，可以求得：β=9.6%，t2=-32℃。

在喷管的出口处，测得的最低温度为-69.2℃，这比计算的理论值低，主要是闪蒸会在液体内部形成一个温度梯度，从液体表面到内部，其温度是逐步升高的。而利用能量守恒计算得到的闪蒸后的温度是一个平均温度。

需要指出的是：尽管在喷管的出口处，气体推进剂的质量只占了9.6%，由于气体的比容是液体比容的836倍（在-32℃下，液氨的比容为0.00146m3/kg，气氨的比容为1.22 m3/kg），因此其气体推进剂的体积占了98.9%。

由此可见，采用液化气闪蒸射流推进模式，液氨在喷射过程中闪蒸汽化，大约总流量的9.6%以气态方式喷射出去，整个液体温度下降了42℃（由截面1的10℃降到了截面2的-32℃）。

5 飞行验证情况

在伴星对飞船留轨舱的伴飞过程中，推进系统应用液化气闪蒸射流推进模式，共进行8次工作，最终成功地完成了伴飞任务。根据推进工作时间长度20s以上的卫星测定轨反算出的推力和地面高空试车测量得到推力值相比较，两者的偏差仅在5%左右[5]。在伴飞任务结束两个月后，卫星还进行了接近飞船留轨舱试验，推进系统工作了12次，后续又进行了推进剂排空试验，推进系统工作8次。

表2列出可伴星推进系统前20次工作数据。从数据判断，在推力器第17次工作时，其入口处开始出现气液混合现象，此时推进剂已经消耗了75.3%。

表2 推进系统的飞行验证数据

6 结论

液化气闪蒸射流推进技术首次在神舟七号飞船伴星任务中取得了圆满成功。相对于冷气推进而言，液化气闪蒸射流推进模式具有密度比冲高、系统功耗低、结构更为简单等优点，是一种比较适合于微小卫星的推进方案。 ◇

［1］Gibbon D，Paul M.The use of Liquefied Gases in Small Satellite Propulsion Systems.AIAA2001-3246.

［2］Weiqing.The Research and Realization of Liquefied Gas Propulsion Technology.InternationalSymposium on Space Propulsion 2004，Shanghai：August，2004.

［3］NIST.http://webbook.nist.gov/chemistry accessed on Nov.1 2010.

［4］郭迎利，邓炜，严俊杰，等.初始条件对瞬态闪蒸过程的影响.工程热物理学报2008.8.

［5］魏青，郭尚群.闪蒸射流推进的应用.火箭推进，2010.6.