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远地点发动机

远地点发动机是用于使人造地球卫星在过渡轨道远地点上获得所需冲量的火箭发动机。它能使卫星从有一定倾角的大椭圆过渡轨道转入赤道平面内的近圆形准同步轨道。 [1]

固体推进剂远地点发动机用于自旋稳定的卫星,为提高卫星的转动惯量,燃烧室的外形通常近似球形。这种发动机的结构简单,工作可靠。液体推进剂远地点发动机的冲量偏差比较小、能够多次起动、入轨精度也高,可以根据任务要求改变冲量大小和发动机工作时间,使用与姿态控制发动机相同的推进剂和推进剂供应系统。 [1]

液体远地点发动机于70年代中期首先在“交响乐”号通信卫星上应用。这台发动机使用的推进剂是四氧化二氮和混肼50,真空推力为400牛(约40公斤力),比冲达300秒。 [1]

一般的远地点发动机,如图图1所示,呈球形或亚球形结构。理由是,为提高发动机的性能必须减少它的结构质量。发动机是一种压力容器(内压50kgf/cm2),对内压来说,球

的体积最小,重量最轻。远地点发动机由球形壳体、内面上的衬里、装填的推进剂、排棘燃气的喷嘴和点火用的点火器构成。 [2]

1.发动机外壳

发动机外壳(简称外壳,燃烧室)使用碳素纤维增强塑料(CFRP)、卡普纶玻璃纤维增强塑料(FRP)或钛合金(Ti-6A1-4Va)。因为这些材料的比强度(平均单位质量的强度)都比钢大,且能减轻外壳的重量。但是,这些材料都是历史很短的新材料,在制造、加工、可靠性等方面,不一定有充分的实际效果,而且价格昂贵。

2.衬里

衬里介于外壳和推进剂之间,完成外壳与推进剂之间的粘接任务。推进剂与金属和FRP的粘接性不怎么好。若外壳和衬里之间出现剥离,火焰烧到那里会把外壳烧毁,使发动机破坏。如果衬里与推进剂之间有剥离,火焰烧到那里,提高了推进剂燃烧面积的设计值,由于内压升压异常,发动机破坏。因此,衬里对外壳有防热作用。

衬里材料是在乙烯、丙烯、脱甲基、单体(EPDM)中混入石棉,使之交联硬化而成,因为它的耐热性能好,所以最近被采用了。 [2]

3.推进刑

作为推进剂用的粘接剂,由于采用了能增加粒子成分的末端羟基化聚丁二烯(HTPB),粘接剂可减少到11w%。

氧化剂使用过氯酸铵粒子,金属粉末用铝。这些粒子的粒径,从数微米到数百微米,要使绝大多数粒子的粒度分布合理。也有其他高性能的氧化剂,因为产生强毒性气体不能用。 [2]

4.喷管

远地点发动机是在真空环境下工作,因此,能最大限度地把推进剂的燃烧能转变为速度能,喷出的气体速度高,为了提高比推力,可加大喷管面积比(喷管出口面积/喷管喉部面积)。喷管喉部面积取决于推进剂燃烧面积、燃烧速度和燃烧压力,为了加大喷管面积,就要增大喷管出口面积。但是,在这种情况下,喷管本身变大,因而也增大了喷管质量,使发动机的质量比下降,只能与比推力向上的效果相抵消。为了减轻喷管重量,采用比强度(平均单位质量的强度)高的CFRP和在高温下比强度、热冲击强度高的碳/碳复合材料(C/C)最有效果。 [2]

C/C是把CFRP的塑料粘合料用电炉烧结,炭化后的产物,不是原先在喷管喉部使用的石墨状脆的东西,是可以钉钉子的碳素纤维增强陶瓷(CFRC),可以制造出极轻量化的喷管。但是CFRP和C/C都是新材料,历史短,它的可靠性还有不充分的地方。例如1984年2月`从航天飞机(STS-10)上发射静止卫星时使用的上面级发动机连续地出现故障,推测其原因可能是由C/C喷管制造缺陷造成的。 [2]

远地点发动机是卫星的一部分。对于自旋稳定的圆柱体,要求它的轴向和径向惯性矩之比近于1.1。因此,远地点发动机大都做成球形或短圆柱形。又由于远地点发动机在36000km高空工作,要求它有较高的性能。

远地点发动机既然是卫星的一部分,就要求它有较高比冲和质量比。目前我们采用的中能推进剂(HTPB),其比冲为2834Ns/kg(喷管扩张比AR=45)。若采用四组元推进剂,比冲可达2863Ns/kg,此值与美国星系列发动机比冲在同一水平。在壳体材料方面.我们采用了玻璃纤维/环氧树酯复合材料,发动机质量比达到λ=0.880.895。若采用更先进的芳纶纤维,质量比可提高到λ=0.9以上。 [3]

固体推进剂远地点发动机的工作特点是一次点火,准确入轨#星上肼推进系统是为了修正日、月摄动对卫星位置的影响,其推力很小。假如远地点发动机的推力不准,引起轨道偏差,那将是无法弥补的。因此,要求远地点发动机的总冲精度很高,偏差不大于1%。对推力偏心的要求也很严格。由于我们严格控制了推进剂配方组分,采用减量法控制药重。因此,多次发射中测控中心给出的速度增量遥测数据表明.实际总冲精度满足偏差不大于1%的要求。困难主要在于地面试车中总冲测量精度还达不到上述要求。 [3]

卫星和运载火箭造价很高,任何一个分系统的失败都会给发射带来极大损失。由于远地点发动机是在太空工作的,因此它要经受运载火箭发射时的振动环境的影响、地球范阿伦粒子辐射带的影响、自旋对发动机内弹道的影响,以及高真空对点火可靠性的影响等,在发动机研制过程中,必须安排地面旋转试车、高空模拟试车、静力试验、振动和冲击试验,以及高真空度密封试验和射线辐照试验等。20年的研制经验证明,由于试验工作充分,我院研制的远地点发动机具有很高的可靠性。 [3]

远地点发动机分固体燃料发动机和液体燃料发动机两种。到20世纪80年代为止,除了法德合作研制的“交响乐”通信卫星是用双组元液体燃料发动机外,其它已发射的静止通信卫星和试验广播卫星的远地点发动机都是采用固体燃料发动机。固体燃料发动机通常由燃烧室,药柱(推进剂)、喷管、点火器和安全装置构成。远地点发动机装在卫星内部,它所带的燃料重量几乎同星体重量相等。概述图表示出“国际通信卫星-Ⅲ”。的固体燃料远地点发动机外形和结构。

固体燃料发动机的特点是结构简单,工作可靠、性能良好,使用方便,并有较高的质量比,因此得到广泛:的应用。其缺点是比冲较低,总冲偏差较大、只能一次起动及推力不能调节等。根据目前的水平,比冲一般可以达到290秒左右,欧洲空间局研制的“轨道试验卫星”已经做到296秒;总冲偏差约为1%左右。质量比是指发动机燃料重量与整个发动机重量之比,目前已达0.93-0.94。比冲和质量比是标志发动机性能的重要指标,提高发动机性能,就会增加有效载荷,提高入轨精度。 [4]

液体燃料发动机用作卫星在远地点变轨的动力装置,其特点是:比冲较高,一般可超过300秒;总冲偏差很小,为0.1%左右,因此,可大大提高入轨精度,减少轨道修正用的燃料量;推力可以调节,能多次起动,灵活性较好;轴向与横向转动惯量比可根据稳定性要求做得比较大些,调整也容易等等。因此,对于一定运载能力的火箭来说,卫星采用液体燃料远地点发动机,可增加有效载荷,提高入轨精度。但是,液体燃料发动机需要专用的燃料贮箱和燃料输送系统,结构复杂,可靠性较差;尤其是对于自旋稳定卫星或者三轴稳定卫星在转移轨道自旋稳定阶段,卫星晃动引起液体燃料晃动比较大,因此需要设法解决燃料晃动对姿态稳定性的影响。综上所述,由于液体燃料发动机有其独特的优点,所以近年来有些国家对这种发动机非常重视,进行了大量研究试验工作,并首次成功地用于“交响乐”通信卫星;但是,与固体燃料发动机相比,还有不少的技术问题需要研究解决。 [4]

不管是自旋稳定卫星还是三轴稳定卫星,在转移轨道阶段都是采用自旋稳定,以保证远地点发动机点火姿态符合要求,减小推力方向偏差所产生的影响。因此,在远地点发动机点火之前,卫星必须调整姿态,使自旋轴进动到远地点发动机点火时所要求的方位,姿态偏差不大于1'。 [4]

人造卫星的轨道,按照它的不同目的,有各种各样。例如,广播卫星选择静止轨道最合适。所谓静止轨道是指在地球赤道上空约36000公里处的圆形轨道,在这个轨道气的卫星环绕地球运行一圈需要24小时,从地球上看这个卫星是在天空的一点上静止的,(即地球的自转运动和卫星在轨道上的运动同步),所以称之为静止轨道。 [2]

为了使卫星进入静止轨道,:首先将其发射到离地面300公里左右高度圆形轨道附近的近地轨道上,从这里再向转移轨道过渡。人们把这个椭圆轨道上离地球最近的点称为近地点,离地球最远的点称为远地点。从近地轨道向转移轨道转移卫星时,在近地点必须给卫星加速,这个加速叫近地点起动。从转移轨道向静止轨道过渡时,在远地点上需要1.8km/s的加速度,而把完成这个任务的发动机叫作远地点起动发动机或远地点助推发动机。简称远地点发动机。 [2]

近年来,在美国,作为天地往返的宇宙输送系统航天飞机已经实用化了。从航天飞机上发射静止卫星时,航天飞机进入近地轨道,在这里由叫作载荷助推舱(PAM)和惯性上面级(IUS)的二级火箭系统的第一级进行近地点起动,进入转移轨道,在远地点,由组装在卫星本体中央部分的远地点发动机和IUS的上面级发动机进行远地点起动,进入与静止轨道近似的漂移轨道,再对卫星进行微调将其送入静止轨道。

使用一次性火箭时可不经过近地轨道直接进入转移轨道,日本的N-1和N-2以及欧空局的阿里安都使用了这种方式,此时远地点发动机的任务与前面叙述的一样。

远地点发动机是在进入静止轨道使轨道变换时最后使用的发动机。在多级火箭正面级的发动机一般是小型的,远地点发动机就是上面级最小的发动机。随着卫星完成任务的高度化,卫星质量愈来愈增加,这就要求提高火箭的性能。各级发动机性能对发射质量的影晌,上面级最大,因此,提高远地点发动机的性能对增加发射质量最有效。远地点发动机的研制和改进汇集了固体发动机技术的精华,所以,远地点发动机是体积最小、性能最高的固体发动机。 [2]

远地点发动机用于静止通信卫星,是卫星由大椭圆轨道进入准同步轨道的关键设备.为了保证它的工作性能,发动机药柱和喷管喉部的温度状况必须保持在它们要求的范围之内.

远地点发动机安装在卫星壳体之外,直接向外部空间辐射散热.点火之前温度呈下降趋势.点火后,喷射火焰热辐射将影响星体的热平衡,虽然时间较短,但热控制必须考虑这两种因素. [5]

因此,对远地点发动机热设计的基本要求是(以我国静止轨道通信卫星为例):从发射到远地点点火的100多小时内,药柱和喉部的温度在-2040°C之内,并规定热控功耗不得大于20瓦.

相应的热设计方案是,在卫星起飞前,把远地点发动机加热到接近于允许温度的上限;在起飞后,则利用发动机自身的热容量、保温措施以及电加热手段保证发动机点火前的温度水平.具体措施如下:

①在发动机壳体表面包扎多层隔热材料,紧贴壳体的内层采用较耐高温的双面镀铝聚酰亚氨簿膜20层包扎.然后用双面镀铝聚酯薄膜和尼龙网组成的多层隔热材料25单元包扎.最外面包扎一层镀铝聚酰亚氨薄膜.在受阳光照射部分采用单面镀铝聚酰亚氨簿膜,簿膜面朝向空间.在背阳面采用双面镀铝聚酰亚氨簿膜.多层隔热材料的层密度为25~30层/厘米.

②对不能包扎多层隔热材料的发动机部件表面,采用镀金或粘贴镀金热控带等措施,以减小向外部空间的辐射散热. [5]

③在柱段和下封头上装有地面调温加热片,调节临发射前远地点发动机的温度.

为了充分利用发动机的热惯性,通常在发射前72小时开始对其进行加热,并保持其温度在30°C左右.这样的长时间的加热将使发动机各部分的温度均匀化.由于发动机所允许的温度下限是-20°C,则此时可利用的热惯性温差就达到50°C.

④在卫星进入过渡轨道时接通电源,使电加热片对发动机加热.加热片布置在发动机柱段和喉部金属外壁上.在发动机点火时,加热电源断开.在加热期间,积累加热量为

式中,QE为加热片累积加热热为加热功率;△t为加热时间.

此式算出轨道上的电加热量.实际上,电加热量一般比发动机可利用的自身热惯性量小得多,所以在轨道上的电加热措施仅作为发动机的辅助热控手段,几个卫星飞行试验数据表明,发动机在点火前的温度达到20°C左右时,它的温度要求能够较好地被满足。 [5]


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