某航天器发动机机组热分析及在轨应用研究

刘海娃，袁肖肖，汤建华

（1.上海空间推进研究所，上海201112；2上海空间发动机工程技术研究中心，上海201112）

1 引言

中国某航天器各发动机机组单独或者组合完成轨道转移和轨道姿态调整保持工作，其中各发动机机组采取了多种热控手段，来保证其在整个飞行过程中各组件在合理的温度范围内。热分析在热控设计中占有非常重要的地位，大部分的热控方案都需要通过热分析得到验证后才可转入下步工作，而修正后的热模型还可用于在轨预示、评估等工作。热分析有着热试验无法比拟的高效、灵活和经济的优点，因此得到国内外研究学者和工程技术人员的高度重视。

闫波等［1］为了获得太阳辐射对深空探测小推力液体火箭发动机结构热特性的影响，对在轨运行液体火箭发动机推力室热环境进行了分析，在ANSYSWorkbench环境下引入APDL语言，建立其三维稳态热分析有限元模型，得出发动机不工作时发动机接受太阳辐射面温度远高于发动机工作时的温度，太阳辐射对模型的非均匀性影响较大，但未对发动机安装到机组后的温度进行分析。卢威等［2］建立了飞船外热流分析模型，计算出了不同飞行姿态和模式下的外热流，分析得到外热流变化规律，得出极端外热流工况，结果表明，当姿态为三轴稳定时，外热流随受晒因子增大而增加。David［3］建立了NuSTAR航天器的热模型，并用在轨数据进行了修正，可以更好地预示在轨热性能。Benjamin等［4］对ARIANE 5 Midlife Evolution（A5ME）低温上面级进行了热控研究、热分析以及试验，并对热模型进行修正，最后形成了结合飞行位置以及姿态的热控方案，适应长期在轨需要。

成熟可靠的热分析模型是验证热设计、在轨温度预示和故障处理的可靠手段［5］。对发动机机组热分析来说，现有研究多数采用建立单台发动机机组或发动机，并施加固定方向热流的方法，忽略了机组周边结构对其热影响、安装面温度受到机组本身对其的影响以及轨道外热流的周期变化，虽然模型简单求解速度快，但在温度准确度以及在轨温度实时预示上都存在着不足。未来航天器在轨工作模式更加多变，需要总结出一个有效的热模型适用于不同热控状态和工况，用来可靠预示在轨温度，以便为该航天器任务期间多变工况下维护以及决策提供依据，同时总结出外环境以及系统本身对温度的影响至关重要。

本文以某航天器推进系统发动机机组作为研究对象，采用IDEAS软件建立有限元模型，对该发动机机组在轨飞行工况下进行计算，并对热模型进行修正，而后与飞行数据进行比较和分析。该热模型可应用预示其他工况的机组温度，可为该航天器推进系统机组热控设计、后续飞行任务新工况下机组的温度适应性分析以及飞控决策的提供依据。

2 热模型建立

2.1 发动机B机组位置和热控状态

某航天器推进分系统较复杂，组件众多，而发动机机组是推进分系统的核心部分，所有组件工作的最终目的为发动机可以按设定程序完成工作。其尾部共1个A机组和4个B机组，其中B机组在舱体尾部沿周向分布，处于I、II、III和IV象限。每个B机组包含2台B发动机和2台C发动机，因此，尾部B机组总包含8台B发动机（代号为B1～B8），8台C发动机（代号为C1～C8）。

对各机组采用主动控温和被动热包覆相结合的热控措施：发动机部分采用电加热以及多层隔热材料相结合的热控方法；各机组机架部分外部采用多层隔热材料进行包覆。本文只对发动机B机组进行热分析，其中将A机组的4个发动机喷管对B机组的影响考虑进去，而对A机组本身的温度场不做在轨验证分析。

2.2 热模型

采用IDEAS软件建立有限元模型进行热分析计算。其中简化模型是数值分析的必要步骤之一［6］，具有多个组件的系统热分析中，要确认和挑选出需要分析的区域和组件，以及对其有明显热影响的结构，另外需构建航天器不同区域的多节点热分析模型［7］。有限元模型将各组件分别划分网格［8］，见图1。根据该航天器在轨实际情况，分为设定边界温度（机组安装面舱壁温度是热控重要的输入条件之一［9］）、热耦合、辐射、热流等条件。

3 三轴对地姿态下热分析与验证

3.1 瞬态热分析

航天器设定为三轴对地姿态，轨道设置与在轨条件相同，由于航天器前期还处于变轨阶段，所在轨道有所变化，因此对入轨后13天中发动机B机组进行了热分析；以上设置条件自动施加在有限元模型中，有限元模型轨道示意图见图2。软件根据边界条件计算轨道周期内的瞬态温度。

图1 B机组有限元模型Fig.1 Finite elementmodel of B thruster unit

图2 有限元模型轨道示意图Fig.2 Orbit used in thermal analysis

在一个轨道周期内设置等时间间隔的12个计算时间点，可以得到对应时间点的瞬态温度场。由于部分组件被外部组件遮挡，包括B机组发动机的电磁阀，瞬态温度云图这里只截取外部可见部分，时间点取温度水平达到稳定的某天中的一个轨道周期内的点，B机组热分析温度云图见图3。

图3表示尾部机组在轨道运行过程中阳照区域的2个时间节点（入阳照区第2和第4个时间点）对应的瞬态温度云图，箭头方向表示航天器在轨的运行方向，太阳入射方向为贯穿地球的直线方向。

图3 尾部机组轨道周期内的温度云图Fig.3 Temperature nephogram of the thruster units w ithin an orbit period

由于地球和太阳的辐射作用，温度分布存在一定的不均衡性［10］，在每个轨道周期内分为阳照和阴影2种不同的热环境，当航天器运行至阳照区域时，根据不同的位置接受不同程度的太阳辐照，这里跟太阳入射角和航天器的飞行姿态有关，随着航天器在阳照区飞行，各组件温度将逐渐上升。从图3中可以得出，入轨第2个时间点对应的温度情况：由于太阳光从前舱方向入射，对尾部机组来说舱壁遮挡了大部分的太阳光，其中B机组靠近舱壁的一台B发动机喷管完全不受舱壁的遮挡，其表面的太阳吸发比值较高，因此，这台发动机喷管温度最高，为89.7℃。入轨第4个时间点对应的温度情况：此时太阳入射到尾部大部分区域，这时各组件表面温度的太阳吸收发射比占主要影响因素，所有组件中高温隔热屏表面太阳吸收发射比最大，因此温度值和响应也最高且快，最高温度为325℃，而高温隔热屏部分区域受到A发动机大喷管的遮挡，这部分区域温度相对较低，在150℃左右的温度水平，发动机喷管的温度水平在100℃的温度水平上。而当该航天器运行到轨道周期内的阴影区域时，由于没有太阳辐照的影响，大部分受到深冷宇宙空间的影响，温度都处于一个相对低温的水平上。

如外热流条件相同条件下，机组温度受接收的太阳热流（可能会受到周边结构遮挡）、结构的热辐射以及外太空热沉影响，接收和散发的热量与机组安装的位置有很大的关系。从图3可得，机组内的B5、B6发动机位于航天器的尾部区域，周边为舱壁和大发动机，虽然其一定程度上遮挡了入射的太阳光，由于周边结构高温对发动机造成热影响，并且阻碍发动机散热，因此温度较高。而其中的C5和C6发动机受到了舱壁较多遮挡，其温度较低，以其发动机头部为例，最高温度为22℃。因此，在制定热控方案时，应密切关注不同机组的位置差别，根据其特点进行差异化热控设计。

3.2 在轨温度验证

热分析计算温度结果是指其热分析模型已经过实验后修正［11］，其中利用一定的修正方法［12-14］完成后才能视为有效并应用于其他工况在轨温度预示。经过多轮的模型结构、边界条件、材料物性等修改，根据该航天器不同位置的B机组上所布置的温度测点，选取了8个温度点作为在轨温度验证的监测点，机组在轨温度在一个运行周期内变化比较剧烈，在不同周期之间变化相对比较平稳，因此可以选取在轨运行13天中每天1个轨道周期内最高温度和最低温度值，进行在轨和仿真计算温度分析比对，比对情况见图4～图11。

图4 B5发动机头部（监测点1）温度在轨验证图Fig.4 On-orbit validation of oxidant valve simulation temperature in B5 thruster（Temperature sensor 1）

图5 B6发动机头部（监测点2）温度在轨验证图Fig.5 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B6 thruster（Tem perature sensor 2）

从图中可以看出：

1）在轨实测温度与热分析温度相差最大为5.5℃，出现在C6发动机氧阀表面最高温度处。低于4℃的误差占总样本的85.2%，总体而言，热分析数据与在轨实测温度吻合良好。

图6 C5发动机头部（监测点3）温度在轨验证图Fig.6 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C5 thruster（Tem perature sensor 3）

图7 C6发动机头部（监测点4）温度在轨验证图Fig.7 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C6 thruster（Tem perature sensor 4）

图8 B5发动机氧阀（监测点5）温度在轨验证图Fig.8 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B5 thruster（Tem perature sensor 5）

2）图4～图7为发动机头部温度比对情况，热分析数据与在轨实测温度最大误差为6℃，在轨温度变化幅度明显高于仿真计算值。

图9 B6发动机氧阀（监测点6）温度在轨验证图Fig.9 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in B6 thruster（Tem perature sensor 6）

图10 C5发动机氧阀（监测点7）温度在轨验证图Fig.10 On-orbit validation of oxidant valve simulation tem perature in C5 thruster（Tem perature sensor 7）

图11 C6发动机氧阀（监测点8）温度在轨验证图Fig.11 On-orbit validation of oxidant valve simulation temperature in C6 thruster（Temperature sensor 8）

3）从图8～图11可得，发动机氧阀热分析数据与在轨实测温度偏差相对较大，而且热分析中温度水平随着时间逐渐降低，而实际在轨周期温度水平基本平稳，二者变化趋势不一致，这主要是受主动加热的影响（见3.3节4）分析）。

4）从图4～图11中可以得到，在轨运行过程中的13天同一个位置的温度变化（可参看不同时间周期最高温度点）并不大，温差最大为3℃。

5）虽然在轨飞行中，太阳光与轨道之间的夹角（太阳角）是不断变化的，同种飞行姿态下，接收到的太阳热流有所不同。而该航天器以三轴对地姿态飞行，太阳光线入射机组的角度不断变化，对B机组来说，没有同一位置持续受同一高量级太阳热流的影响，热效应综合下来对机组各位置影响相当，监测点1～8温度都保持在10℃～25℃，对B机组各零件来说，为比较适宜的工作温度。

因此，该航天器三轴对地姿态时为机组提供比较适宜的热环境，对其在轨温度保持有利。

3.3 误差原因分析

通过对在轨温度数据与热分析数据进行比对，两者存在着一定的误差：

1）模型选取参数的误差。有限元模型的参数主要为材料的物理性质。材料的物理性质大部分都是准确的，但镀铝薄膜的发射率和太阳吸收率等参数受到实际环境以及时间等会有一定的变化，而这个是不可控的，理论值会与实际值有一定的偏差。

2）边界条件选取的误差。边界条件在该限元模型中主要指温度边界。舱壁上机组安装面的定温边界，该值取该位置附近舱壁上的几个温度测点所测温度的平均值，舱壁上的温度测点不是准确地位于热分析中安装面上，因此温度边界存在一定的误差。

3）设置太阳热流的误差。在该软件中设置的太阳热流，只能根据某天某一时刻得到一个值，然后应用到有限元模型中，而实际在轨运行中为太阳热流是连续变化的。

4）控温回路对温度的影响。根据在轨轨道参数，对应计算出的太阳热流随着时间呈下降趋势，导致热分析中的温度水平下降。而实际在轨飞行过程中温度监测点的温度受到了加热控温回路启控的影响，保持在稳定的温度水平上，因此和热分析结果形成了一定的差异。

4 热模型在轨高温工况下应用

4.1 高温工况1下热控适应性设计验证

为了适应高温工况1的热环境，对该机组进行了热控再设计，通过改变部分热控措施来满足产品本身的温度使用要求。图12为B机组所处I象限时，在高温工况1下B2发动机氧阀瞬态计算温度情况。

图12 高温工况1下B2发动机氧阀瞬态温度图Fig.12 Transient tem perature of oxidant valve in B2 thruster under high tem perature case 1

由于该航天器围绕地球运行过程中，每绕地球一圈，均经过了阴影区和阳照区，因此温度在每个运行周期随着热环境的变化呈现周期变化，如图12所示。在12个运行周期后，每个周期的温度达到了平衡，一个周期内温度在54～61℃之间波动，在轨处于58～62℃之间变化，因此，可认为该位置瞬态温度得到了在轨验证。

将该热模型分别应用于舱体尾部I、II和III象限，所得对应位置发动机氧阀和头部稳态温度，与在轨温度进行了对比，具体情况见表1。由于IV象限B机组温度和II象限基本一致，因此其温度情况不列入表1中。由表1可知：

1）B机组内氧阀和头部温度水平，在轨从高到低顺序为I、II和III象限，计算值规律与之相同。

2）对于单个B机组，最高温度值出现在B发动机头部以及氧阀位置。比较不同象限B机组温度情况，最高温度出现在I象限B机组，其中B2头部在轨温度为59℃，计算值为61℃，两者相差2℃，B2氧阀在轨温度为60℃，计算值为59℃，误差为1℃。其他象限B发动机氧阀和头部温度计算误差均在5℃以内。

3）C发动机的头部以及氧阀与B发动机相比，温度水平最低，由于其与舱壁最近，处于热量传导的低温下游，因此其温度较其他组件略低。

4）误差除I象限C发动机位置为8～9℃之外，其余都在5℃以内。

5）经过热控适应性设计后，通过计算氧阀和头部满足了产品本身的温度要求，并且得到了在轨飞行的验证。

因此，该热模型可以为热设计提供依据，并在这个过程中起到了非常关键的作用。

表1 高温工况1下B机组稳态温度验证情况Table 1 Verification of steady tem perature of thruster unit B under high tem perature case 1

4.2 高温工况2不同太阳角下温度预示

航天器在轨飞行过程中，除了受到飞行姿态、轨道参数等影响，其温度与太阳入射角有着很大的关系，图13为一年中该航天器所经历的太阳角［15］情况。

图13 太阳入射角β变化情况［15］Fig.13 Changes of solar incident angleβ［15］

从图13可得，太阳入射角每天都在变化。受晒因子也随之改变，直接影响机组的温度水平。用软件来计算每1°甚至更小角度间隔变化带来的温度变化情况，意味着非常大的计算量。因此，选择合适的太阳角计算间隔，这里β角在-65°～-45°范围内按照每5°一个间隔来计算温度，高温工况2下，B机组各氧阀温度与太阳角变化情况见图14。

图14 B机组氧阀温度太阳入射角（β角）变化情况Fig.14 Temperature changes of oxidant valves w ith angleβin thruster unit B

从图14可知：

1）B4氧阀温度水平最高，C2氧阀温度水平最低，β角为-65°时，其温度分别为50℃和23℃；

2）随着太阳入射角变小，同一氧阀温度随之下降；

3）根据所得氧阀温度拟合温度-太阳角曲线，如需要得到其他太阳角下温度，直接从该曲线中获取，例如B4氧阀在β为-62.5°时，从曲线中可得其温度为47℃。当然，如选取的太阳角间隔越小，所得曲线越接近实际情况，根据工程需要选择合适的太阳入射角间隔，计算所得误差认为可接受即可。

5 结论

1）系统级的模型根据其位置以及特点进行有效简化，可以大大减低运算规模和提高运算效率。

2）B机组热分析与在轨温度的误差分析得出算术平均偏差和标准偏差均小于3℃，认为热分析得到了在轨飞行的验证，有限元模型有效并且合理。

3）影响发动机机组的温度影响因素众多，在工程应用上，航天器的运行轨道、飞行姿态以及机组安装位置在热控设计时应引起重点关注。

4）热模型经过修正后，应用于不同热控状态、位置以及工况下可解决实际在轨热控方面的难题。

5）应用热模型预示了B机组氧阀在轨不同太阳入射角下的温度，可为飞行任务中的决策提供依据。