轻质化高性能中室压推进系统助力天问一号实现首次火星探测任务

何壮睿，卫 佳

(中国航天科技集团有限公司上海空间推进研究所，上海 201112)

天问一号首次火星探测任务通过一次发射实现火星环绕、着陆和巡视三项工作目标，开展火星全球性、综合性的环绕探测，以及在火星表面开展区域性的巡视探测。这是一次中国航天史上深空探测的重要里程碑。

本次任务的火星探测器系统由环绕探测器和着陆巡视器组成。环绕探测器只在火星的轨道上飞行，相当于火星的卫星。着陆巡视器则真正进入到火星的大气层，并在火星表面着陆。中室压推进系统是着陆巡视器的动力减速装置(图1)。

图1 着陆巡视器推进系统

中室压推进系统为着陆巡视器在滑行段、进入火星大气后的气动减速段和伞系减速段，提供精确姿控推力。在距离火星表面约1.2 km的动力下降和悬停避障段，大推力工作模式完成主减速。在距离火星表面约100 m时，提供连续可调的轴向推力和强劲的横向平移推力，为着陆巡视器进行悬停避障后找到最优着陆点，并确认最终着陆位置后实施缓速下降。在多台发动机的共同作用下，着陆下降速度从约95 m/s降至约1.5 m/s，助力天问一号，圆满完成了任务。

1 任务分析

火星探测器由“长征五号”运载火箭发射至近地点高度200 km的双曲线轨道。探测器与运载火箭分离后，经过深空机动和中途修正，在近火点处实施制动，实现火星捕获。着陆巡视器与环绕探测器分离后，进入火星大气，通过气动减速段、降落伞减速段、动力减速段和着陆缓冲段，软着陆于火星表面。着陆巡视器推进系统主要工作在动力减速段。

火星着陆器推进系统工作时间短，从与环绕器分离开始工作到着陆火星，推进分系统增压后工作时间约为5 h，其中动力下降段工作过程约80 s，动力下降段推进系统工作程序、工作模式及要求最为复杂，对发动机和系统工作也最严酷。短时间(80 s)内推进剂大流量排放时对并联贮箱排放均衡性3%控制要求、贮箱适应着陆器侧向过载工作、液体晃动、贮箱消耗末期大流量排放防漩等，对贮箱推进剂管理装置适应性、短时间大流量排放时系统排放均衡性等设计要求均较高。

火星着陆器复杂工作模式可能导致推进系统不能正常工作，且目前对这类不确定因素的分析、试验等手段不够成熟，需在设计方案上尽量予以规避。

2 方案分析

火星着陆巡视器推进分系统方案在考虑继承性的同时，结合任务需求开展创新。系统的高压气路选用了成熟的35 MPa空间动力系统方案，论证中主要围绕发动机室压和轨控发动机选型。

方案论证的基本出发点是“借鉴月球软着陆技术，继承我国嫦娥三号着陆器GNC系统已有的动力减速方式”。但是经过分析论证，鉴于现有重量、舱内布局等方面的限制，无法配置嫦娥三号的7500 N变推力发动机，需要采用多发动机组合分段控制的方式实现着陆巡视器主减速、悬停、避障和缓速下降。经论证，以“3000 N发动机+8台490 N发动机(兼顾轨控和姿控)”的分系统配置，推进剂供给方案相应选择“适合于3000 N发动机和490 N发动机的恒压式方案”，此方案可提供最大推力约为6720 N，可实现最小推力约为0～3920 N，该方案可以满足总体任务需求，且经初步构型设计和发动机、贮箱等大部件合理布局，满足气动外形包络约束。该方案优点主要体现在均采用探月工程已研制的成熟发动机，系统继承性较好。但是，该系统的系统干重较重，发动机尺寸较大，对着陆巡视器进入舱的布局要求较高，且对继承原嫦娥三号的动力下降策略和控制品质有一定影响。

经过进一步的方案深化论证和关键技术攻关，总体组织开展系统方案优化设计和分系统深化设计的多轮迭代工作，对推进分系统方案设计也相应产生了一些需求变化，主要包括：

(1)原论证的弹道式进入方案对系统裕度较低，对着陆下降过程的安全实施风险较大；进入方案需采用弹道-升力控方案，即要求着陆巡视器需具备较强的姿态控制能力。在方案设计中，调整了姿控推力器的配置，增加了相应的姿控推力器配套，同时还需在进入舱背罩上开孔，以满足进入段推力器的工作需求。

(2)气动特性分析和结构分系统、控制分系统方案设计的深入，探测器的整体规模进一步缩小，纵向质心控制要求提高(满足亚跨稳定性)，3000 N和490 N的发动机的包络问题更加突出，不建议采用。

综上，推力器配套增加导致了系统干重增加，推力器布局和背罩开孔尤为困难，需要发动机进一步调整，比冲等关键性能下降，推进剂消耗增多。

为解决上述问题，推进分系统提出提高室压的方式降低发动机包络尺寸，提高发动机性能，降低系统干重，同时也解决进入舱背罩开孔尺寸过大的难题。经论证，提出了着陆巡视器中室压推进系统方案，可更好地满足任务需求，具有推力裕度大、发动机结构紧凑、发动机比冲高、系统重量轻的优点。

探测器总体单位和推进分系统承研单位经过一年多的方案深化研究工作，对推进分系统方案进行多要素比较，通过对发动机配置、最大推力和悬停推力任务满足度、系统干重、推进剂需求量、轨控发动机比冲、峰值功耗需求、继承性等综合分析，确定采用中室压推进分系统方案。在此方案中，需要进行轻质化、长寿命和中室压变推力的关键技术攻关。

3 关键技术

针对中室压系统面临的发动机热流密度大，发动机喷注器、涂层、隔热设计难度加大，燃烧不稳定抑制难度加大问题，完成了新型中室压7500 N变推力发动机的攻关，优化了液膜冷却推进剂量、改进喷注器中心筒材料，提高热裕度；优化了推进剂充填时序、发动机头部增设热阻，降低了中心组件结构热负荷，实现7500 N发动机的可靠二次热启动。相比传统方案减重量约20 kg，7500 N变推力发动机长度减少63%，实现了着陆巡视器的轻质化和小型化。首次在航天器领域发动机身部采用硅化钼涂层体系，使250 N发动机长时耐温能力由常规涂层体系的1450 ℃提高到1500 ℃，提高了250 N发动机工作可靠性。

针对中室压系统在发动机开关机时系统水击压力大的问题，提出了在推进系统中液路管路、发动机入口、压力传感器入口等部位增设节流装置的新措施，满足了推进系统推进剂混合比控制、并联贮箱均衡排放控制的要求，提高了组件对水击环境的适应性。

针对中室压条件下变推力条件负载增加的问题，推力调节采用“3 ms-2 ms-1 ms升频启动控制策略”，克服了电机驱动与转子振动耦合现象，提高了电机控制力矩裕度。

金属膜片贮箱常规使用的壳体材料的比强度相对较低，小直径贮箱使用复合材料缠绕方案也无现实意义，针对中室压条件下推进剂贮箱承受高工作压力带来的结构质量大的问题，首次将喷射成型的高强度铝合金材料用于贮箱的承压壳体，并采用铝合金壳体贮箱搅拌摩擦焊新工艺，解决了高强度铝合金壳体球形贮箱制造及在热熔焊接过程晶粒快速长大、力学性能急剧下降的焊接难题，实现了贮箱轻质化的要求，与常规贮箱方案相比，贮箱减重20%。