神舟七號飛船伴星液氨閃蒸射流推進技術(shù)

魏 青，李永策

（上海空間推進研究所，上海200233）

1 引言

微小衛(wèi)星是人造衛(wèi)星發(fā)展領(lǐng)域的一個重要分支，由于微小衛(wèi)星的功能相對簡單，單獨的一顆微小衛(wèi)星在工程應(yīng)用上的價值不高。如果利用微小衛(wèi)星進行編隊飛行或組成星座，以替代常規(guī)的大衛(wèi)星，在成本、性能、可靠性等方面都將具有較大的優(yōu)勢，因此，編隊飛行或星座聯(lián)網(wǎng)將是微小衛(wèi)星工程應(yīng)用的主要方向。

要實現(xiàn)微小衛(wèi)星的編隊飛行和星座間的位置保持，就要求微小衛(wèi)星具有一定的機動能力，這就對推進系統(tǒng)在微小衛(wèi)星上的應(yīng)用提出了要求。

由于微小衛(wèi)星自身重量、體積、功耗以及成本的限制，目前可應(yīng)用于微小衛(wèi)星的推進方案，尤其對于總重在50kg級以下的微小衛(wèi)星，基本局限于常規(guī)的冷氣推進。冷氣推進方案由于其結(jié)構(gòu)簡單、可靠，在微小衛(wèi)星中應(yīng)用十分廣泛。但是冷氣推進方案的劣勢在于密度比沖很低，即使是采用高壓貯存推進工質(zhì)以降低貯存所需的容積，密度比沖提高的也不多。

為克服冷氣推進貯存密度較低的缺陷，英國Surrey大學(xué)和上?？臻g推進研究所在一些試驗性的衛(wèi)星上采用了液化氣推進方案[1，2]，利用液化氣（丙烷、氨等）常溫下可加壓液化的特點，將液化氣液化貯存，需要工作時，通過加熱使之汽化，最后以冷氣方式工作。這樣既具有了冷氣推進簡單的優(yōu)點，又由于通過推進工質(zhì)的液化貯存，在不高的貯存壓力下，提高了貯存密度，從而提高了密度比沖。

但是這種液化氣推進方案的工作模式也有著一定的局限性，由于推進工質(zhì)由液態(tài)轉(zhuǎn)化為氣態(tài)，需要較大的加熱功率。以500mN推力，1000Ns/kg比沖的液氨推力器為例，在1s內(nèi)，噴射出的氣體量為0.5g，液氨（20℃）蒸發(fā)補充這0.5g氣體，需要的熱量是588J，也即只有588W的加熱器才可以提供這個熱量，這種功率是微小衛(wèi)星難以滿足的。此外由于液化氣推進工質(zhì)的飽和蒸汽壓隨溫度變化十分急劇，在0℃和20℃時，其飽和蒸汽壓由0.43MPa上升到0.86MPa[3]，這直接影響了推力器最終推力。因此這種液化氣推進模式（下文將其稱之為“液化氣冷氣推進模式”）只適用于短時工作或可以小功率充分預(yù)加熱以及對推力精度要求不高的場合。

神舟七號飛船伴星同樣采用了液化氣推進方案，但有別于上述的液化氣冷氣推進模式，而是采用了一種全新的液化氣閃蒸射流推進模式。

2 神舟七號飛船伴星推進方案

神舟七號飛船伴星是一顆微小衛(wèi)星，其任務(wù)之一是對飛船的留軌艙進行繞飛，實現(xiàn)以留軌艙為中心4km×8km的橢圓繞飛。

在伴飛任務(wù)中，留軌艙處于無動力飛行狀態(tài)，必須根據(jù)地面對留軌艙測得的軌道實時制定伴星的軌道機動策略，這一方面要求伴星推進系統(tǒng)必須提供非常精確的推力沖量，另一方面也意味著推進系統(tǒng)沒有充分的預(yù)加熱時間。因此液化氣冷氣推進模式不能滿足此種任務(wù)要求。

通過對任務(wù)需求的分析，綜合性能、安全、可靠等因素，最終采用了一種新型的液化氣推進工作模式，將液氨直接從推力器噴射，利用液氨的閃蒸特性，在真空環(huán)境下，液氨在噴管中快速蒸發(fā)汽化，最終以氣液兩相流的狀態(tài)噴射出去，從而產(chǎn)生推力。這種模式稱之為“液化氣閃蒸射流推進模式”。

伴星推進系統(tǒng)的原理圖見圖1。系統(tǒng)采用了兩個1.2L貯箱貯存推進劑液氨，貯箱下游設(shè)置了過濾器和自鎖閥，配置一臺推力器，推力軸線通過衛(wèi)星質(zhì)心，以提供軌道控制沖量。模塊上還設(shè)置了一個壓力傳感器用于測量貯箱的壓力，兩個溫度傳感器分別用于測量貯箱出口溫度和推力器入口溫度，以監(jiān)測整個模塊的工作情況。

圖1 神舟七號飛船伴星推進系統(tǒng)原理圖

3 液化氣兩種工作模式對比分析

液化氣冷氣推進模式的工作原理可簡化至圖2，將其簡單的處理為一個絕熱系統(tǒng)，在推力器不工作時，貯箱內(nèi)氣液處于平衡狀態(tài)。

圖2 液化氣冷氣推進模式工作原理

推力器開機，氣體被噴射出去，貯箱內(nèi)壓力迅速下降，液體的蒸發(fā)速率提高（Q=k·（Ps-P），Q為蒸發(fā)速率，k為蒸發(fā)系數(shù)，Ps為飽和蒸汽壓，P為貯箱壓力），當液體的蒸發(fā)速率等于通過推力器噴射出去的流量時，貯箱內(nèi)便達到了一個新的平衡點。隨著液體的蒸發(fā)，推進劑溫度的逐漸下降，平衡點也隨之下降，這表現(xiàn)為平衡的壓力在逐步降低，但降低的速率遠小于推力器開啟瞬間壓力下降速率。

推力器關(guān)機后，貯箱壓力開始上升，隨著壓力的上升，當壓力P=Ps時，蒸發(fā)速率Q=0，此時達一個新的平衡點。

利用圖3所示的試驗設(shè)施，測得了在此種工作模式下，貯箱內(nèi)壓力隨推力器工作的變化曲線（見圖4中細實線）。貯箱的起始溫度為14℃，貯箱壓力在推力器開啟時，有一個陡降過程（從0.60MPa到0.52MPa），此過程大概在10s左右，此后，推力器的工作壓力呈緩慢下降趨勢，在后續(xù)的90s工作時，從0.52MPa下降到0.42MPa。

液化氣閃蒸射流推進模式的工作原理可簡化成圖5。推力器開機，貯箱內(nèi)的氨以液態(tài)的形式流出，隨著液體的流出，氣體所占的體積逐漸增加。對于處于平衡狀態(tài)的液化氣，溫度恒定時，氣態(tài)所占體積在15%～85%的范圍內(nèi)，其壓力不會改變。這使得在溫度恒定的情況下，冷氣推力器所產(chǎn)生的推力基本保持恒定。

圖3 冷氣推進模式試驗系統(tǒng)原理圖

圖4 兩種推進模式下貯箱壓力變化曲線

圖5 閃蒸射流推進模式工作原理

同樣利用圖3的試驗系統(tǒng)，將推力器的進口管路和出氣管斷開，直接與出液管連接。

圖4中的虛線是此種模式下貯箱內(nèi)壓力隨推力器工作時間的變化曲線，推力器持續(xù)工作100s，其壓力下降不超過0.02MPa。圖6是推力數(shù)據(jù)，圖7是各個測溫點的溫度變化情況。

液化氣冷氣推進模式下由于推進工質(zhì)以純氣態(tài)噴出，其比沖高于液化氣閃蒸射流推進模式下的比沖（以氣液混合方式）。利用同一推力器，在上述兩種模式下進行高空試車，以測量推力器的推力和比沖。表1列出了上述兩種模式下的推進性能。

圖6 推力變化情況

圖7 各測溫點變化情況

表1 冷氣推進模式和閃蒸射流模式推進性能對比

4 液氨的閃蒸射流過程分析

閃蒸是指液體激烈的蒸發(fā)過程，當液體溫度高于其所處壓力下的飽和蒸汽溫度時（此種液體稱之為過熱液體），其處于熱不平衡狀態(tài)，必須通過蒸發(fā)以釋放過熱量，這種蒸發(fā)過程是非常激烈的。文獻[4]對水的閃蒸研究表明，過熱度越高，閃蒸越激烈，液體內(nèi)部的溫度變化也越大。

在孤立系統(tǒng)中，閃蒸是利用液體本身的顯熱來提供蒸發(fā)所需的潛熱，即通過一部分液體自身的溫度降低產(chǎn)生的熱量使另一部分液體蒸發(fā)汽化。這樣的情況下，由于不需要外部的加熱，對于功率需求可以降到最低。

對于200km高度的真空環(huán)境而言，環(huán)境壓力所對應(yīng)的液氨飽和溫度接近了液氨的冰點，即-77℃，而衛(wèi)星內(nèi)部的溫度大致在0～20℃范圍，也就意味著液氨閃蒸的過熱度可以達到77℃以上，這可以使得液氨的閃蒸十分劇烈。

下文通過能量方程以及結(jié)合試驗數(shù)據(jù)對推力器的閃蒸性能進行分析。推力器簡化為圖8，截面1為推力器的入口，此截面為全液體，截面2為噴管出口，此截面為氣液混合態(tài)。

圖8 推力器簡化圖

根據(jù)伯努利方程，在絕熱情況下，忽略重力，對于無粘性的可壓縮流體：

其中：h為比焓（J/kg）；V為速度（m/s）。因此對于截面1和截面2，有：

其中，β為噴出的氣體占總的噴出量的質(zhì)量比例；t1、t2為截面1與截面2處的溫度。

在閃蒸射流推進模式下，測得的比沖為343m/s，該比沖是液體和氣體混合的綜合比沖。即：

此外，液氨和氣氨的比焓h（t）和h′（t）均是t的單調(diào)函數(shù)。

邊界條件按如下確立：

截面1：相對于截面2中氣體的流速，V1可忽略不計，即V1≈0；在t1=10℃時，液氨的比焓h（10℃）=245873 J/kg。

截面2：氣體的排氣速度V2可直接用全氣態(tài)測得的比沖代替：即V2’=1108m/s；液體的排放速度V2相對于V2’是個小量，因此可認為：V2=0。

因此，根據(jù)上述等式，可以求得：β=9.6%，t2=-32℃。

在噴管的出口處，測得的最低溫度為-69.2℃，這比計算的理論值低，主要是閃蒸會在液體內(nèi)部形成一個溫度梯度，從液體表面到內(nèi)部，其溫度是逐步升高的。而利用能量守恒計算得到的閃蒸后的溫度是一個平均溫度。

需要指出的是：盡管在噴管的出口處，氣體推進劑的質(zhì)量只占了9.6%，由于氣體的比容是液體比容的836倍（在-32℃下，液氨的比容為0.00146m3/kg，氣氨的比容為1.22 m3/kg），因此其氣體推進劑的體積占了98.9%。

由此可見，采用液化氣閃蒸射流推進模式，液氨在噴射過程中閃蒸汽化，大約總流量的9.6%以氣態(tài)方式噴射出去，整個液體溫度下降了42℃（由截面1的10℃降到了截面2的-32℃）。

5 飛行驗證情況

在伴星對飛船留軌艙的伴飛過程中，推進系統(tǒng)應(yīng)用液化氣閃蒸射流推進模式，共進行8次工作，最終成功地完成了伴飛任務(wù)。根據(jù)推進工作時間長度20s以上的衛(wèi)星測定軌反算出的推力和地面高空試車測量得到推力值相比較，兩者的偏差僅在5%左右[5]。在伴飛任務(wù)結(jié)束兩個月后，衛(wèi)星還進行了接近飛船留軌艙試驗，推進系統(tǒng)工作了12次，后續(xù)又進行了推進劑排空試驗，推進系統(tǒng)工作8次。

表2列出可伴星推進系統(tǒng)前20次工作數(shù)據(jù)。從數(shù)據(jù)判斷，在推力器第17次工作時，其入口處開始出現(xiàn)氣液混合現(xiàn)象，此時推進劑已經(jīng)消耗了75.3%。

表2 推進系統(tǒng)的飛行驗證數(shù)據(jù)

6 結(jié)論

液化氣閃蒸射流推進技術(shù)首次在神舟七號飛船伴星任務(wù)中取得了圓滿成功。相對于冷氣推進而言，液化氣閃蒸射流推進模式具有密度比沖高、系統(tǒng)功耗低、結(jié)構(gòu)更為簡單等優(yōu)點，是一種比較適合于微小衛(wèi)星的推進方案。 ◇

［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，鄧煒，嚴俊杰，等.初始條件對瞬態(tài)閃蒸過程的影響.工程熱物理學(xué)報2008.8.

［5］魏青，郭尚群.閃蒸射流推進的應(yīng)用.火箭推進，2010.6.