我國(guó)載人航天器推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展

金廣明

(上海空間推進(jìn)研究所，上海 201112)

自1992年9月21日，我國(guó)載人航天工程立項(xiàng)實(shí)施30年來(lái)，取得了舉世矚目的成就。神舟一號(hào)～神舟六號(hào)飛行任務(wù)圓滿成功，標(biāo)志著載人航天工程第一步戰(zhàn)略目標(biāo)順利實(shí)現(xiàn)；天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器、天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室、神舟七號(hào)～神舟十一號(hào)和天舟一號(hào)飛行任務(wù)圓滿成功，標(biāo)志著載人航天工程第二步戰(zhàn)略目標(biāo)順利實(shí)現(xiàn)；新一代載人飛船試驗(yàn)船、天和核心艙、問天實(shí)驗(yàn)艙、夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙、神舟十二號(hào)～神舟十四號(hào)和天舟二號(hào)～天舟四號(hào)飛行任務(wù)圓滿成功，全面完成了空間站建造任務(wù)，標(biāo)志著載人航天工程第三步戰(zhàn)略目標(biāo)順利實(shí)現(xiàn)。

伴隨著載人航天工程的一步步發(fā)展，各類載人航天器推進(jìn)系統(tǒng)從方案論證、關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)、初樣研制、正樣研制到飛行試驗(yàn)，突破了近20項(xiàng)重大關(guān)鍵技術(shù)，解決了大量技術(shù)難題，成功研制了數(shù)十種、系列化、高性能、高可靠成熟產(chǎn)品。同時(shí)，建設(shè)和完善了各類配套基礎(chǔ)設(shè)施，培養(yǎng)了一批年輕骨干人才隊(duì)伍，推進(jìn)系統(tǒng)研制保障能力得到大幅提升，極大地推動(dòng)了航天器推進(jìn)技術(shù)的快速發(fā)展。

1 載人飛船任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展

在載人航天工程立項(xiàng)啟動(dòng)之前，國(guó)內(nèi)對(duì)載人航天器推進(jìn)系統(tǒng)缺乏研制經(jīng)驗(yàn)。除當(dāng)時(shí)在研的東方紅三號(hào)衛(wèi)星為長(zhǎng)壽命、高性能雙組元統(tǒng)一推進(jìn)系統(tǒng)外，其他多為單組元推進(jìn)系統(tǒng)，無(wú)論技術(shù)上還是產(chǎn)品上，基本是從零開始，眾多新技術(shù)、新產(chǎn)品需要攻關(guān)，已有產(chǎn)品極為有限，遠(yuǎn)不能適應(yīng)載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)高性能、高可靠、高安全要求。在參考國(guó)外有限技術(shù)資料的基礎(chǔ)上，結(jié)合國(guó)內(nèi)技術(shù)現(xiàn)狀、基礎(chǔ)條件、經(jīng)濟(jì)規(guī)模及工程進(jìn)度要求等實(shí)際情況，開展了多輪、多方案不斷優(yōu)化論證，同步開展了關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)工作，逐步形成了推進(jìn)系統(tǒng)早期技術(shù)方案。

1.1 系統(tǒng)方案不斷優(yōu)化

1.1.1 推進(jìn)劑選擇

推進(jìn)劑選擇是推進(jìn)系統(tǒng)方案確定的前提。針對(duì)不同推進(jìn)劑的物理、化學(xué)性能及對(duì)系統(tǒng)性能影響等方面，進(jìn)行了綜合比較分析。由于推進(jìn)艙系統(tǒng)推進(jìn)劑攜帶量大、發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求高，因此對(duì)6種可選雙組元推進(jìn)劑組合(3種常規(guī)自燃推進(jìn)劑、3種無(wú)毒非自燃推進(jìn)劑)進(jìn)行了全面對(duì)比分析。雖然無(wú)毒推進(jìn)劑對(duì)載人航天器安全性更為有利，但存在著非自燃、液氧低溫長(zhǎng)期貯存、脈沖工作易積碳、過氧化氫易爆炸等突出問題，尚不適合載人飛船使用。對(duì)于3種常規(guī)自燃推進(jìn)劑組合，雖然國(guó)外普遍成功使用，但國(guó)內(nèi)主要集中在四氧化二氮/一甲基肼常規(guī)推進(jìn)劑組合上，其突出的優(yōu)點(diǎn)是比沖性能高、一甲基肼冷卻性能優(yōu)、脈沖點(diǎn)火性能穩(wěn)定、可實(shí)現(xiàn)氧燃貯箱等容積設(shè)計(jì)等，且具有較好的研制技術(shù)基礎(chǔ)。返回艙推進(jìn)子系統(tǒng)由于推進(jìn)劑需求量小，工作時(shí)間短，繼承了國(guó)內(nèi)已有的成熟應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)，特別是長(zhǎng)壽命衛(wèi)星無(wú)水肼單組元推進(jìn)系統(tǒng)。對(duì)于無(wú)毒單組元推進(jìn)技術(shù)，相關(guān)技術(shù)研究剛剛起步，尚不具備工程應(yīng)用條件。

經(jīng)過綜合對(duì)比分析，確定推進(jìn)艙采用四氧化二氮/一甲基肼雙組元推進(jìn)劑組合、返回艙采用單組元無(wú)水肼推進(jìn)劑。

1.1.2 推進(jìn)劑管理方式

貯箱的主要功能是實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑貯存和空間失重環(huán)境下推進(jìn)劑管理，為發(fā)動(dòng)機(jī)可靠供應(yīng)液體推進(jìn)劑。常用貯箱主要分為非金屬貯囊式、表面張力式和金屬隔膜式3種。非金屬貯囊式具有空間失重環(huán)境液體易管理、擠出效率高和可多次使用的優(yōu)點(diǎn)，但存在與四氧化二氮相容性差、滲透性大的突出缺點(diǎn)，且大裝載量貯囊抗晃動(dòng)能力低，多用于裝載量少、短期貯存使用的單組元推進(jìn)劑。表面張力式具有與推進(jìn)劑長(zhǎng)期相容、結(jié)構(gòu)質(zhì)量小、擠出效率高和可多次使用的優(yōu)點(diǎn)，在國(guó)內(nèi)外航天器上廣泛應(yīng)用，但也存在液體晃動(dòng)、對(duì)過載條件和大流量適應(yīng)性差、并聯(lián)均衡控制困難、多貯箱并聯(lián)使用綜合擠出效率低、推進(jìn)劑剩余量無(wú)法直接測(cè)量等問題。金屬隔膜式又分為膜片式和膜盒式，具有氣液可靠物理隔離、無(wú)液體晃動(dòng)、與推進(jìn)劑長(zhǎng)期相容、不受過載條件和大流量約束、多貯箱并聯(lián)使用綜合擠出效率高等優(yōu)點(diǎn)，但存在結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、擠出效率略低、膜片式不可多次使用(膜片式壽命次數(shù)僅為3～5，膜盒式可多次使用)、結(jié)構(gòu)形式受限(膜片式為球形，膜盒式為球柱形)、缺乏研制技術(shù)基礎(chǔ)的缺點(diǎn)。結(jié)合載人飛船推進(jìn)艙貯箱僅一次正向排放工作、對(duì)液體晃動(dòng)力嚴(yán)格約束及推進(jìn)劑長(zhǎng)期相容性等使用要求，經(jīng)綜合對(duì)比分析，推進(jìn)劑管理采用金屬膜片方案更加合理。但金屬膜片貯箱國(guó)內(nèi)尚無(wú)研制經(jīng)驗(yàn)，為此，在推進(jìn)系統(tǒng)論證階段提前啟動(dòng)了技術(shù)攻關(guān)工作，重點(diǎn)開展了變壁厚、變型面金屬膜片的設(shè)計(jì)、變形仿真及制造工藝技術(shù)的攻關(guān)工作。

1.1.3 軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)配置方案

推進(jìn)艙軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)承擔(dān)著飛船變軌、返回制動(dòng)和發(fā)射段逃逸的關(guān)鍵動(dòng)力，其工作可靠性對(duì)任務(wù)成敗和航天員安全影響重大，因此軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)配置方案成為總體和推進(jìn)系統(tǒng)優(yōu)先考慮的重點(diǎn)。初期論證階段，從推力量級(jí)、比沖性能、配置數(shù)量、結(jié)構(gòu)布局、可靠性等多方面，先后開展了3種推力量級(jí)、4種組合配置方案的對(duì)比分析，即2×5000 N，1×5000 N+2×2500 N，4×3000 N，4×2500 N?？紤]到已先期在建的2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)能力條件(最大推力不超過3000 N，試車總時(shí)間不超過3000 s)和發(fā)動(dòng)機(jī)推力拉偏考核需要，最終確定采用4臺(tái)2500 N配置方案，飛船變軌及返回制動(dòng)對(duì)稱2臺(tái)工作、另外2臺(tái)作為功能備份。逃逸工作時(shí)，采用4臺(tái)同時(shí)工作，總推力達(dá)到10 000 N，可滿足快速逃逸推力要求。

1.1.4 高壓氣瓶配置方案

增壓氣體總量確定后，主要從氣瓶壓力、數(shù)量、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、技術(shù)成熟性、工藝穩(wěn)定性、使用安全性等方面進(jìn)行了綜合對(duì)比分析。考慮到載人航天器高可靠高安全性要求，選用了技術(shù)和工藝較為成熟的鈦合金金屬氣瓶方案。為提高氣體利用率、減少氣瓶數(shù)量，確定了4只32 MPa、20 L球形氣瓶配置方案。在轉(zhuǎn)初樣評(píng)審時(shí)，考慮到23 MPa、20 L鈦合金氣瓶使用更加成熟，并兼顧高壓安全性、高壓氣路閥門研制難度等，將氣瓶工作壓力從32 MPa降為23 MPa，氣瓶數(shù)量相應(yīng)也由4只調(diào)整為6只。

1.1.5 推進(jìn)系統(tǒng)總裝構(gòu)型方案

考慮到推進(jìn)系統(tǒng)總裝管路、熱控、焊裝等復(fù)雜性及簡(jiǎn)化艙段總裝流程，推進(jìn)艙、返回艙、軌道艙均采用主模塊、機(jī)組模塊設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)，具有集成度高、對(duì)外接口簡(jiǎn)單、艙段總裝方便等優(yōu)點(diǎn)。

為實(shí)現(xiàn)推進(jìn)艙主模塊結(jié)構(gòu)質(zhì)量減小，對(duì)主模塊的承力結(jié)構(gòu)件分別對(duì)比了鋁合金金屬結(jié)構(gòu)和碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)2種方案。通過滿載狀態(tài)結(jié)構(gòu)分析，采用碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)方案質(zhì)量可減小30%以上，剛度、強(qiáng)度能夠滿足飛船總體要求。推進(jìn)艙推進(jìn)系統(tǒng)主模塊實(shí)物照片如圖1所示。

圖1 推進(jìn)艙推進(jìn)系統(tǒng)主模塊Fig.1 Propulsion system for propulsion module

返回艙主模塊早期方案為敞開式“浴盆”總裝構(gòu)型，“浴盆”采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件。因返回艙空間包絡(luò)約束苛刻，“浴盆”構(gòu)型不能完全滿足空間約束要求，且模塊安裝工藝性較差，后經(jīng)慎重分析，初樣總裝設(shè)計(jì)“推倒重來(lái)”，通過不斷設(shè)計(jì)改進(jìn)，確定了更加緊湊的桁架構(gòu)型方案，其具有集成度高、易于安裝、剛度強(qiáng)、包絡(luò)空間小等特點(diǎn)。返回艙推進(jìn)系統(tǒng)主模塊實(shí)物照片如圖2所示。

圖2 返回艙推進(jìn)系統(tǒng)主模塊Fig.2 Propulsion system for re-entry module

1.1.6 氣路、液路供應(yīng)方案

載人飛船研制之初，確定了“一重故障工作、二重故障安全”的載人航天器設(shè)計(jì)原則。在早期論證時(shí)，結(jié)合主要故障模式，以推進(jìn)系統(tǒng)可靠性、安全性為重點(diǎn)，開展了系統(tǒng)方案論證和設(shè)計(jì)工作。針對(duì)增壓氣路、推進(jìn)劑液路和姿態(tài)控制、軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)分組管理方式，打破常規(guī)推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念，基于“分區(qū)管理、冗余備份、故障切換”的設(shè)計(jì)思想，對(duì)多種可能方案反復(fù)對(duì)比分析、不斷優(yōu)化，合理確定了推進(jìn)艙、返回艙和軌道艙三艙推進(jìn)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案：①推進(jìn)艙增壓氣路采用井字形供應(yīng)方案，主備氣路可橫向溝通或故障隔離；②推進(jìn)艙子系統(tǒng)姿態(tài)控制、軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)獨(dú)立管理，降低相互工作影響，姿態(tài)控制、軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)按主備路完全冗余，采用×字形管理方案，可交叉溝通或故障隔離；③返回艙增壓氣路采用U字形供應(yīng)方案，主備路氣瓶全冗余配置，主備路貯箱可橫向溝通或故障隔離；主備路發(fā)動(dòng)機(jī)為井字形管理方案，可橫向溝通或故障隔離；④軌道艙增壓氣路采用單路增壓、部件冗余方案，主備路發(fā)動(dòng)機(jī)全冗余配置、獨(dú)立管理。

1.2 關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)

載人航天工程實(shí)施之前，由于國(guó)內(nèi)航天器任務(wù)較少，基本上沒有能夠適應(yīng)載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)要求的現(xiàn)有產(chǎn)品，除金屬膜片貯箱、2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)和高可靠長(zhǎng)壽命電磁閥3項(xiàng)重大關(guān)鍵技術(shù)列入系統(tǒng)級(jí)攻關(guān)項(xiàng)目外，幾乎所有產(chǎn)品也都需要新研制或技術(shù)攻關(guān)，如大流量、高精度、長(zhǎng)壽命減壓閥，高性能、高可靠、長(zhǎng)壽命雙組元姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)，大尺寸復(fù)合材料承力結(jié)構(gòu)，返回艙桁架總裝結(jié)構(gòu)，耐氧化劑新型雙密封管路接頭等[1]。

工程立項(xiàng)初期，鑒于國(guó)內(nèi)空間推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)儲(chǔ)備不足、配套基礎(chǔ)條件薄弱，同步啟動(dòng)了2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)、姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)、推進(jìn)系統(tǒng)全系統(tǒng)試車臺(tái)及相關(guān)研制、生產(chǎn)、總裝廠房等配套條件建設(shè)工作。其中，2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)為國(guó)內(nèi)首次建造的最大推力試車臺(tái)。

1.2.1 金屬膜片貯箱技術(shù)攻關(guān)

金屬膜片貯箱為球形鋁合金全焊接結(jié)構(gòu)，內(nèi)部半球形金屬膜片將貯箱內(nèi)腔物理分隔為氣腔和液腔，金屬膜片采用變厚度、變曲率設(shè)計(jì)，通過膜片規(guī)律、穩(wěn)定變形，將液腔推進(jìn)劑擠出供應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作，金屬膜片貯箱結(jié)構(gòu)原理如圖3所示，膜片排放過程翻轉(zhuǎn)示意如圖4所示。其突出的特點(diǎn)為：①不存在夾氣排放和氣、液滲透問題，適合各類飛行過載及空間失重環(huán)境工作，且膜片變形剛性大，消除了液體空間晃動(dòng)；②與多種推進(jìn)劑尤其氧化劑具有良好的長(zhǎng)期相容性，適應(yīng)長(zhǎng)壽命使用；③膜片壓差性能與推進(jìn)劑排放流量不相關(guān)，可適應(yīng)大范圍流量變化，有利于保證各種工況下姿態(tài)控制、軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)入口壓力穩(wěn)定；④膜片全程壓差變化特性對(duì)多貯箱并聯(lián)使用可實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑充分利用，排放不均衡性不影響推進(jìn)劑利用總效率；⑤基于膜片規(guī)律變形特性，通過膜片位移測(cè)量可實(shí)現(xiàn)各貯箱推進(jìn)劑剩余量實(shí)時(shí)直接測(cè)量，為保證載人飛船安全返回提供了直接監(jiān)控手段。

圖3 金屬膜片貯箱結(jié)構(gòu)原理Fig.3 Structure diagram of metal diaphragm tank

圖4 膜片排放過程翻轉(zhuǎn)示意Fig.4 Diaphragm turnover process

金屬膜片貯箱為國(guó)內(nèi)首次研制，通過“膜片設(shè)計(jì)→變形仿真→設(shè)計(jì)改進(jìn)→再仿真→…”多輪迭代優(yōu)化后，先行試制了首件縮比尺寸的膜片試驗(yàn)件，進(jìn)行了膜片排放原理試驗(yàn)，順利實(shí)現(xiàn)了預(yù)期的膜片翻轉(zhuǎn)變形，初步驗(yàn)證了膜片工作原理，但膜片變形的規(guī)律性、壓差穩(wěn)定性和排放效率尚不理想。后經(jīng)不斷設(shè)計(jì)改進(jìn)，并通過多件全尺寸膜片排放試驗(yàn)，獲得了預(yù)期的規(guī)律變形，但仍存在膜片壓差散布大、反復(fù)翻轉(zhuǎn)壽命次數(shù)低的問題，尤其是膜片翻轉(zhuǎn)循環(huán)(正向翻轉(zhuǎn)→反向翻轉(zhuǎn)為1次循環(huán))壽命次數(shù)與初期預(yù)想的6次相差較多，最少僅1次，最多可達(dá)到4次。為此，在初樣研制階段，為提高膜片工作的可靠性和穩(wěn)定性，進(jìn)一步優(yōu)化了膜片型面設(shè)計(jì)參數(shù)，改進(jìn)了膜片拉伸、熱處理工藝，摸索出膜片相對(duì)硬度及硬度均勻性對(duì)膜片翻轉(zhuǎn)壽命次數(shù)、壓差散布的影響，通過膜片硬度無(wú)損檢測(cè)篩選，保證了膜片質(zhì)量一致性，壓差穩(wěn)定性也得到明顯提高。改進(jìn)后，經(jīng)多批次膜片排放試驗(yàn)，翻轉(zhuǎn)壽命次數(shù)可穩(wěn)定在3～5次以上，使飛行1次正向排放使用的可靠性得到了有效保證。鑒于國(guó)內(nèi)設(shè)計(jì)、工藝、材料及工程研制進(jìn)度因素，最終將原來(lái)確定的6次翻轉(zhuǎn)壽命指標(biāo)要求調(diào)整為不少于3次。

1.2.2 2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)攻關(guān)

2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)是保證飛船變軌、返回制動(dòng)和應(yīng)急逃逸的關(guān)鍵動(dòng)力功能部件。一旦出現(xiàn)故障，直接影響航天員的安全。在載人航天工程立項(xiàng)之前，國(guó)內(nèi)研制的具有空間多次啟動(dòng)、高性能、高可靠、長(zhǎng)壽命雙組元軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)僅有衛(wèi)星490 N遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，但與飛船2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力量級(jí)相差太大。1993年2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)之初，針對(duì)噴注器方案、燃燒穩(wěn)定性、推力室冷卻方式等關(guān)鍵問題，反復(fù)論證后確定：首輪設(shè)計(jì)了2種直流式噴注器方案(方案Ⅰ、方案Ⅱ)，同步開展研制攻關(guān)，通過地面試車進(jìn)行優(yōu)選。參照衛(wèi)星490 N遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)和國(guó)外同類發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，采用液相分區(qū)、陡峰式流強(qiáng)分布措施抑制燃燒不穩(wěn)定，暫不考慮聲腔措施；考慮發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)/關(guān)機(jī)快速性、燃燒室結(jié)構(gòu)尺度及噴管連接等因素，選擇結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單的“液膜+輻射”冷卻方式。1994年12月4日，進(jìn)行了第1次地面熱試車，但點(diǎn)火幾秒后發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)燒蝕，工作過程測(cè)得振動(dòng)加速度幅值達(dá)到80gn以上，突出表征為高頻燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象。后來(lái)，噴注器增加了聲腔結(jié)構(gòu)，至1996年年底，共成功進(jìn)行了19次地面熱試車考核，有效解決了燃燒不穩(wěn)定問題；同時(shí)，通過2種噴注器設(shè)計(jì)方案的熱試車結(jié)果比較，最終確定了燃燒效率更優(yōu)的設(shè)計(jì)方案Ⅱ。完成發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車考核之后，1997年1月-1998年12月，相繼進(jìn)行了4次高空模擬熱試車，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高空起動(dòng)點(diǎn)火、比沖、拉偏工況裕度等進(jìn)行了全面考核。其中，單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)累計(jì)啟動(dòng)工作20次、單次連續(xù)最長(zhǎng)點(diǎn)火1500 s、累計(jì)點(diǎn)火時(shí)間2730 s，并完成了推力、混合比拉偏工況考核，發(fā)動(dòng)機(jī)全程工作正常，各項(xiàng)性能達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，喉部溫度在涂層安全范圍，全面驗(yàn)證了發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能和可靠性。2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)物照片如圖5所示。

圖5 2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)Fig.5 2500N orbital control engine

對(duì)于雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性問題，雖然國(guó)內(nèi)外學(xué)者均進(jìn)行過大量的理論和試驗(yàn)研究，但是由于機(jī)理十分復(fù)雜、影響因素眾多、有效評(píng)估困難且存在一定不確定性，特別是發(fā)動(dòng)機(jī)一旦出現(xiàn)不穩(wěn)定燃燒問題，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)破壞性極大，因此一直是研制人員關(guān)注的重點(diǎn)。為了驗(yàn)證2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性工作裕度，首次提出了脈沖槍激勵(lì)方法進(jìn)行燃燒動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性定量評(píng)估技術(shù)。1999年4月13日，利用1臺(tái)2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器和熱沉式燃燒室，對(duì)不同脈沖槍藥量、高低室壓工況、高低混合比工況進(jìn)行了10次脈沖槍激勵(lì)地面試車，最大激勵(lì)干擾值達(dá)到6倍室壓，收斂時(shí)間僅數(shù)毫秒，遠(yuǎn)優(yōu)于國(guó)外提出的2倍室壓、16 ms收斂的穩(wěn)定性判據(jù)，充分驗(yàn)證了2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性裕度能力[2-3]。

1.2.3 長(zhǎng)壽命、高可靠雙閥座電磁閥技術(shù)攻關(guān)

長(zhǎng)壽命航天器姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)脈沖工作次數(shù)一般要求上萬(wàn)次至幾十萬(wàn)次，不僅對(duì)推力室適應(yīng)熱沖擊、涂層沖刷低損耗要求高，同時(shí)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥動(dòng)作壽命、密封可靠性要求也很高。一般電磁閥經(jīng)過高動(dòng)作次數(shù)后易出現(xiàn)磨損卡滯、密封泄漏等常見故障，嚴(yán)重影響航天器長(zhǎng)期在軌工作。神舟飛船姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)脈沖工作次數(shù)要求達(dá)萬(wàn)次，對(duì)電磁閥壽命能力要求達(dá)5～10倍以上，遠(yuǎn)高于常規(guī)運(yùn)載火箭、導(dǎo)彈姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)，電磁閥長(zhǎng)壽命工作可靠性成為姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)之一。1994年，提出了長(zhǎng)壽命、高可靠獨(dú)立雙閥芯電磁閥設(shè)計(jì)方案，實(shí)物照片如圖6所示。通過研制不斷改進(jìn)，實(shí)現(xiàn)了百萬(wàn)次可靠工作能力。

圖6 長(zhǎng)壽命、高可靠獨(dú)立雙閥芯電磁閥Fig.6 Long-life and high-reliability dual-spool solenoid valve

1.3 可靠性安全性持續(xù)提升

1995年4月，推進(jìn)系統(tǒng)轉(zhuǎn)入初樣研制階段后，對(duì)系統(tǒng)方案進(jìn)行了進(jìn)一步優(yōu)化和完善。軌道艙推進(jìn)子系統(tǒng)進(jìn)行了簡(jiǎn)化，同時(shí)提高了模塊總裝工藝性；返回艙推進(jìn)子系統(tǒng)將推進(jìn)劑排放電爆閥改為自鎖閥，可在返回艙著陸前關(guān)閉，消除殘余推進(jìn)劑通過排放口泄漏對(duì)返回艙周邊環(huán)境的安全隱患；推進(jìn)艙子系統(tǒng)優(yōu)化了氣瓶配置數(shù)量，減少了一次性使用的電爆閥配置，并對(duì)四機(jī)2500 N發(fā)動(dòng)機(jī)軌道控制機(jī)架增加了側(cè)向撐桿，解決了機(jī)架剛度低的問題。

三艙推進(jìn)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案優(yōu)化后，在1996年11月-1999年6月均分別完成了3次全系統(tǒng)熱試車，充分考核了各子系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案、工作性能和可靠性，有效支撐了神舟一號(hào)試驗(yàn)船實(shí)施飛行試驗(yàn)任務(wù)的決策。推進(jìn)艙推進(jìn)子系統(tǒng)全系統(tǒng)熱試車照片如圖7所示。

1998年11月進(jìn)入正樣研制階段后，三艙推進(jìn)子系統(tǒng)均分別繼續(xù)完成了多次全系統(tǒng)熱試車考核，系統(tǒng)可靠性進(jìn)一步提升。此外，針對(duì)空間站階段飛船長(zhǎng)期?？亢图幼⒑箝L(zhǎng)時(shí)間待命發(fā)射的任務(wù)要求，開展了推進(jìn)劑加注后長(zhǎng)期貯存專項(xiàng)試驗(yàn)，試驗(yàn)持續(xù)達(dá)10年以上，通過定期推進(jìn)劑取樣化驗(yàn)和姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，充分驗(yàn)證了推進(jìn)艙子系統(tǒng)的長(zhǎng)期貯存性能和各組件的工作可靠性。

在載人航天工程第一步任務(wù)階段，推進(jìn)系統(tǒng)圓滿完成了神舟一號(hào)～神舟四號(hào)4次無(wú)人飛行試驗(yàn)和神舟五號(hào)～神舟六號(hào)2次載人飛行試驗(yàn)任務(wù)。通過6次飛行試驗(yàn)，全面驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)各項(xiàng)功能、性能和工作可靠性。

通過載人航天工程第一步任務(wù)實(shí)施，突破了金屬膜片貯箱、高可靠2500 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)、高可靠長(zhǎng)壽命雙閥芯電磁閥、高精度高可靠減壓閥、長(zhǎng)期耐四氧化二氮全氟醚橡膠密封圈等多項(xiàng)推進(jìn)系統(tǒng)重大關(guān)鍵技術(shù)，掌握了高可靠高安全載人航天器推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、高集成模塊化總裝設(shè)計(jì)、推進(jìn)系統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)、中等推力雙組元軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒穩(wěn)定性動(dòng)態(tài)評(píng)估等技術(shù)，研制了一大批可推廣應(yīng)用的高性能、高可靠的系列成熟產(chǎn)品，為載人航天工程第二步、第三步任務(wù)實(shí)施打下了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

2 空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展

載人航天工程第二步任務(wù)階段，主要驗(yàn)證航天員空間出艙、空間交會(huì)對(duì)接技術(shù)、航天員中期駐留和推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)。推進(jìn)系統(tǒng)圓滿完成了神舟七號(hào)～神舟十一號(hào)載人飛船、天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器、天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室和天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船的研制及飛行試驗(yàn)任務(wù)。

2.1 載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)可靠性安全性進(jìn)一步提高

為適應(yīng)交會(huì)對(duì)接任務(wù)要求，自神舟八號(hào)開始，推進(jìn)艙推進(jìn)子系統(tǒng)在保留原設(shè)計(jì)狀態(tài)的基礎(chǔ)上，增加了8臺(tái)120 N平移、4臺(tái)150 N反推發(fā)動(dòng)機(jī)功能，其中，120 N發(fā)動(dòng)機(jī)為新研制。此外，為了系統(tǒng)優(yōu)化和可靠性改進(jìn)，對(duì)閥門驅(qū)動(dòng)控制、熱控管理等進(jìn)行了設(shè)計(jì)改進(jìn)，主要包括：①推進(jìn)艙推進(jìn)子系統(tǒng)閥門驅(qū)動(dòng)控制由“主備路自動(dòng)控制驅(qū)動(dòng)器+手動(dòng)控制驅(qū)動(dòng)器”優(yōu)化整合為“三機(jī)表決制一體化控制驅(qū)動(dòng)器”，提高了指令接收、處理及閥門驅(qū)動(dòng)控制冗余度，簡(jiǎn)化了系統(tǒng)配置；②推進(jìn)艙推進(jìn)子系統(tǒng)控溫儀、遙測(cè)變換器優(yōu)化整合為主備機(jī)一體化推進(jìn)管理器，發(fā)動(dòng)機(jī)、閥門、管路全部采用基于數(shù)字電路的自動(dòng)控溫，實(shí)現(xiàn)了控溫回路、控溫閾值、總加熱功耗視在軌溫度情況可調(diào)、電纜網(wǎng)減小質(zhì)量的目標(biāo)；③返回艙推進(jìn)子系統(tǒng)排氣隔離膜片改進(jìn)為電爆閥，杜絕了排氣膜片非正常破裂或未破裂帶來(lái)的系統(tǒng)工作和排氣安全性隱患。

由于載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)狀態(tài)變化多，除新研或改進(jìn)單機(jī)進(jìn)行了充分試驗(yàn)外，返回艙系統(tǒng)補(bǔ)充完成了液路長(zhǎng)期貯存試驗(yàn)、系統(tǒng)水試和1次全系統(tǒng)可靠性熱試車。推進(jìn)艙系統(tǒng)補(bǔ)充完成了氣路長(zhǎng)期貯存試驗(yàn)、氣路故障模擬試驗(yàn)和3次全系統(tǒng)可靠性熱試車。

通過神舟八號(hào)～神舟十號(hào)飛行試驗(yàn)任務(wù)，全面驗(yàn)證了載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)的各項(xiàng)功能、性能、技術(shù)狀態(tài)和可靠性，新技術(shù)、新狀態(tài)、新產(chǎn)品得到了充分考核，成熟度持續(xù)提升，為載人飛船長(zhǎng)期執(zhí)行空間實(shí)驗(yàn)室、空間站任務(wù)奠定了可靠的產(chǎn)品保障。

2.2 分步驗(yàn)證在軌補(bǔ)加關(guān)鍵技術(shù)

天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器方案論證之初，推進(jìn)系統(tǒng)已瞄準(zhǔn)空間站推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加重大關(guān)鍵技術(shù)。由于空間站推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)新、要求高、難度大，國(guó)內(nèi)又缺乏研制經(jīng)驗(yàn)，為降低空間站研制和應(yīng)用風(fēng)險(xiǎn)，提出了在載人航天工程第二步進(jìn)行推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)分步飛行驗(yàn)證的思想。為此，在載人航天工程第一步任務(wù)實(shí)施階段，已先行啟動(dòng)了可補(bǔ)加金屬膜盒貯箱技術(shù)攻關(guān)工作。2006年1月，突破了金屬膜盒貯箱設(shè)計(jì)、工藝、檢測(cè)、試驗(yàn)等各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，反復(fù)補(bǔ)加能力達(dá)到200次以上。金屬膜盒貯箱排放過程示意如圖8所示，金屬膜盒組件拉伸/壓縮測(cè)試狀態(tài)實(shí)物照片如圖9所示[4]。在突破金屬膜盒貯箱技術(shù)后，經(jīng)多輪論證和優(yōu)化，確定了基于金屬膜盒貯箱的天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案。該方案具有可兼顧補(bǔ)加/推進(jìn)一體化功能和高性能、高可靠、長(zhǎng)壽命的特點(diǎn)。通過天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器初樣、正樣階段各項(xiàng)試驗(yàn)，充分驗(yàn)證了推進(jìn)系統(tǒng)功能、性能和工作可靠性[5]。

圖8 金屬膜盒貯箱排放過程示意Fig.8 Schematic diagram of metal membrane tank discharge process

圖9 金屬膜盒組件拉伸/壓縮測(cè)試狀態(tài)Fig.9 State of tension/compression test of metal bellows

2011年9月29日天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器成功發(fā)射后，先后與神舟八號(hào)～神舟十號(hào)載人飛船圓滿完成了3次交會(huì)對(duì)接任務(wù)，推進(jìn)系統(tǒng)在軌工作穩(wěn)定。通過飛行試驗(yàn)考核，全面驗(yàn)證了金屬膜盒貯箱、長(zhǎng)壽命推進(jìn)系統(tǒng)等技術(shù)，為天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室實(shí)施推進(jìn)劑補(bǔ)加技術(shù)飛行驗(yàn)證積累了經(jīng)驗(yàn)。

2.3 首次實(shí)施推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)飛行驗(yàn)證

推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加關(guān)鍵技術(shù)除可補(bǔ)加金屬膜盒貯箱技術(shù)外，還包括推進(jìn)/補(bǔ)加一體化推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、空間壓氣機(jī)、液路浮動(dòng)斷接器、補(bǔ)加流程設(shè)計(jì)、自主安全控制、地面試驗(yàn)等技術(shù)。在天宮一號(hào)目標(biāo)飛行器推進(jìn)系統(tǒng)研制之際，同步啟動(dòng)了空間壓氣機(jī)、液路浮動(dòng)斷接器關(guān)鍵單機(jī)技術(shù)攻關(guān)，以及天宮一號(hào)備份目標(biāo)飛行器推進(jìn)系統(tǒng)改裝實(shí)施推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加實(shí)施方案論證工作，確定可以通過天宮一號(hào)備份目標(biāo)飛行器推進(jìn)系統(tǒng)適應(yīng)性改制后具備開展推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)飛行驗(yàn)證條件，可對(duì)空間站補(bǔ)加系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案、補(bǔ)加性能、補(bǔ)加流程及關(guān)鍵單機(jī)技術(shù)進(jìn)行在軌驗(yàn)證?？臻g實(shí)驗(yàn)室、貨運(yùn)飛船燃燒劑補(bǔ)加系統(tǒng)原理(氧化劑補(bǔ)加系統(tǒng)類同)如圖10所示。

圖10 空間實(shí)驗(yàn)室、貨運(yùn)飛船推進(jìn)劑補(bǔ)加系統(tǒng)原理Fig.10 Space laboratory and cargo spaceship refueling system schematics

空間壓氣機(jī)具有技術(shù)新、要求高、難度大等特點(diǎn)，涉及機(jī)械結(jié)構(gòu)及傳動(dòng)、流體及冷卻、氣體壓縮、動(dòng)靜密封、電機(jī)及控制、特種材料、特種焊接工藝等多種專業(yè)領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)缺乏相關(guān)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)。其主要關(guān)鍵技術(shù)包括高效率壓氣機(jī)集成設(shè)計(jì)、高強(qiáng)度7055鋁合金機(jī)身噴射成型及加工、補(bǔ)償膜盒液壓油管理、大功率高負(fù)載直流無(wú)刷電機(jī)、泛塞動(dòng)密封、高密度錸合金慣性輪制造、高效冷卻流道設(shè)計(jì)、異種金屬粉末成型、電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制等一系列新技術(shù)、新材料、新工藝，研制技術(shù)難度極高。

在2010年，推進(jìn)系統(tǒng)開展了壓氣機(jī)原理樣機(jī)研制及試驗(yàn)工作，初步驗(yàn)證了壓氣機(jī)工作原理和補(bǔ)加系統(tǒng)抽氣回用方案的可行性。轉(zhuǎn)入工程樣機(jī)研制后，按照輕量化、小型化、高性能、高可靠、長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)要求，開展了詳細(xì)設(shè)計(jì)、仿真分析、關(guān)鍵材料及關(guān)鍵工藝攻關(guān)等工作，于2012-2013年完成了壓氣機(jī)工程樣機(jī)、鑒定樣機(jī)的研制和試驗(yàn)工作，先后解決了7055鋁合金機(jī)身加工易開裂、膜片疲勞壽命低、減速器齒輪疲勞斷裂、攪拌焊縫泄漏等多項(xiàng)技術(shù)難題。天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室任務(wù)明確后，推進(jìn)系統(tǒng)加大了壓氣機(jī)攻關(guān)力度，通過艱苦攻關(guān)解決了相關(guān)難題。壓氣機(jī)工程樣機(jī)、鑒定樣機(jī)的各項(xiàng)試驗(yàn)結(jié)果表明：主要性能和工作壽命達(dá)到了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，關(guān)鍵工藝、關(guān)鍵材料狀態(tài)穩(wěn)定、可控，各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)得到有效突破。長(zhǎng)壽命空間壓氣機(jī)實(shí)物照片如圖11所示。

圖11 長(zhǎng)壽命空間壓氣機(jī)Fig.11 Long-life gas compressor

推進(jìn)劑液路浮動(dòng)斷接器是實(shí)現(xiàn)空間實(shí)驗(yàn)室與貨運(yùn)飛船推進(jìn)劑補(bǔ)加管路自動(dòng)對(duì)接、鎖緊、密封、補(bǔ)加、吹除及管路自動(dòng)分離等功能的關(guān)鍵單機(jī)，主要關(guān)鍵技術(shù)包括插合/分離速度控制、對(duì)接偏差(橫向、角度)浮動(dòng)補(bǔ)償設(shè)計(jì)、密封副設(shè)計(jì)、鎖緊力設(shè)計(jì)及防脫開自動(dòng)安全控制、互換性設(shè)計(jì)等技術(shù)，同樣具有技術(shù)新、要求高、難度大等特點(diǎn)。考慮到插合/分離過程平穩(wěn)、可靠控制，借鑒嫦娥三號(hào)探測(cè)器推進(jìn)系統(tǒng)7500 N變推力發(fā)動(dòng)機(jī)成熟的調(diào)節(jié)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)，采用了簡(jiǎn)單可靠、易控的步進(jìn)電機(jī)驅(qū)動(dòng)的電動(dòng)式方案，通過驅(qū)動(dòng)步進(jìn)電機(jī)實(shí)現(xiàn)補(bǔ)加管路插合、鎖緊、保持及分離，可控制步進(jìn)電機(jī)頻率控制插合/分離速度。與俄羅斯氣動(dòng)式浮動(dòng)斷接器方案相比，取消了較復(fù)雜的氣體作動(dòng)及密封環(huán)節(jié)，大大降低了復(fù)雜性。電動(dòng)式液路浮動(dòng)斷接器實(shí)物照片如圖12所示。通過多套浮動(dòng)斷接器產(chǎn)品研制和試驗(yàn)，功能、性能、可靠性、安全性、壽命、互換性等均達(dá)到設(shè)計(jì)要求，各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)得到有效突破。

為了確保天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加飛行驗(yàn)證成功，在壓氣機(jī)、浮動(dòng)斷接器完成技術(shù)攻關(guān)后，相繼開展了補(bǔ)加系統(tǒng)性能、可靠性地面試驗(yàn)，以及天宮二號(hào)與天舟一號(hào)全系統(tǒng)聯(lián)合補(bǔ)加地面試驗(yàn)，完整考核天宮二號(hào)、天舟一號(hào)補(bǔ)加系統(tǒng)的工作協(xié)調(diào)性、性能和可靠性，有效保證了3次在軌補(bǔ)加任務(wù)圓滿成功，為空間站補(bǔ)加系統(tǒng)研制和應(yīng)用打下堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

圖12 電動(dòng)式液路浮動(dòng)斷接器Fig.12 Electric fluid floating coupling

2.4 貨運(yùn)飛船推進(jìn)/補(bǔ)加一體化系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船推進(jìn)系統(tǒng)論證之初，為提高推進(jìn)/補(bǔ)加功能可靠性和實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑最大化利用，提出了推進(jìn)/補(bǔ)加一體化設(shè)計(jì)理念，即補(bǔ)加與推進(jìn)功能既可實(shí)現(xiàn)功能獨(dú)立又可實(shí)現(xiàn)功能交叉，不但提高了2種功能的互補(bǔ)性和系統(tǒng)工作可靠性，而且可使1次任務(wù)攜帶推進(jìn)劑最大化利用。與俄羅斯進(jìn)步號(hào)貨運(yùn)飛船推進(jìn)與補(bǔ)加各自功能完全獨(dú)立存在顯著不同。

推進(jìn)/補(bǔ)加一體化推進(jìn)系統(tǒng)主要關(guān)鍵技術(shù)包括：①推進(jìn)/補(bǔ)加子系統(tǒng)參數(shù)匹配設(shè)計(jì)；②推進(jìn)、補(bǔ)加同時(shí)工作的動(dòng)態(tài)工作匹配性和穩(wěn)定性；③受軌道周期性溫度交變影響，補(bǔ)加管路對(duì)接后的在軌密封檢測(cè)技術(shù)；④防推進(jìn)劑管路真空吹除時(shí)“閃蒸”引起凍結(jié)問題的吹除程序設(shè)計(jì)。經(jīng)天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室、天舟一號(hào)貨運(yùn)飛船飛行試驗(yàn)考核，對(duì)推進(jìn)/補(bǔ)加一體化貨運(yùn)飛船推進(jìn)系統(tǒng)各項(xiàng)功能、性能和可靠性安全性進(jìn)行了全面驗(yàn)證，特別是成功進(jìn)行了3次推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加試驗(yàn)，充分驗(yàn)證了在軌補(bǔ)加技術(shù)。

載人航天工程第二步發(fā)展戰(zhàn)略的實(shí)施，突破了低軌長(zhǎng)壽命空間推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加系統(tǒng)設(shè)計(jì)、金屬膜盒貯箱、長(zhǎng)壽命空間壓氣機(jī)、電動(dòng)液路浮動(dòng)斷接器、大負(fù)載高速直流無(wú)刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)控制等多項(xiàng)重大關(guān)鍵技術(shù)，掌握了推進(jìn)/補(bǔ)加一體化推進(jìn)系統(tǒng)、混合比在軌調(diào)控、推進(jìn)劑補(bǔ)加流程、高強(qiáng)度7055鋁合金噴射成型及加工等技術(shù)，研制了一批新型高性能、高可靠推進(jìn)系統(tǒng)成熟產(chǎn)品，為空間站工程的研制積累了寶貴經(jīng)驗(yàn)。

3 空間站任務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展

在空間站建造階段，通過神舟十二號(hào)～神舟十四載人飛船、天舟二號(hào)～天舟四號(hào)貨運(yùn)飛船、天和核心艙、問天實(shí)驗(yàn)艙、夢(mèng)天實(shí)驗(yàn)艙成功發(fā)射及在軌對(duì)接組裝，全面完成了空間站建造任務(wù)，轉(zhuǎn)入長(zhǎng)期運(yùn)營(yíng)。

3.1 神舟飛船長(zhǎng)期?？繉?duì)推進(jìn)系統(tǒng)可靠性要求更高

進(jìn)入空間站在軌建造和長(zhǎng)期運(yùn)營(yíng)階段后，神舟載人飛船在軌飛行時(shí)間持續(xù)延長(zhǎng)，從早期在軌1天、7天、30天、60天到180天以上，盡管載人飛船推進(jìn)系統(tǒng)主要技術(shù)狀態(tài)保持一致，但對(duì)長(zhǎng)期?？科陂g的狀態(tài)管理和再啟動(dòng)工作的可靠性帶來(lái)新的考驗(yàn)。長(zhǎng)期?？繉?duì)推進(jìn)系統(tǒng)的主要影響有：①由于?？靠臻g站期間推進(jìn)劑不消耗，適應(yīng)組合體各種飛行模式下飛船溫度交變影響，引起貯箱內(nèi)推進(jìn)劑體積交替膨脹、收縮變化，進(jìn)而使貯箱膜片小位移、高次數(shù)反復(fù)疲勞，其疲勞壽命問題尤為突出，需要合理優(yōu)化貯箱控溫策略，以提高膜片抗疲勞能力；②受太陽(yáng)照射角變化影響，部分姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥受曬后引起溫度上升過高，影響電磁閥動(dòng)作可靠性或行程減小流阻增大問題。

從神舟八號(hào)～神舟十四多次在軌飛行數(shù)據(jù)結(jié)果看，針對(duì)長(zhǎng)期停靠存在的突出問題，采用貯箱上調(diào)控溫閾值并收嚴(yán)控溫區(qū)間的措施，可有效控制膜片變形位移；改進(jìn)姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組熱控包覆狀態(tài)、增加遮陽(yáng)板措施，可有效降低電磁閥受曬影響。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，改進(jìn)措施有效。

3.2 飛船自主快速交會(huì)對(duì)接對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)工作穩(wěn)定性要求更高

為適應(yīng)飛船自主快速交會(huì)對(duì)接模式，交會(huì)對(duì)接全程均需要采用恒壓工作模式，對(duì)2次軌道控制期間減壓閥小流量、零流量工作下壓力爬升控制要求更高，需要通過對(duì)減壓閥壓力爬升特性加嚴(yán)篩選。一旦出現(xiàn)壓力爬升過快，可能引起貯箱壓力過高甚至超壓，不但影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力的穩(wěn)定性，而且發(fā)動(dòng)機(jī)高推力工況工作時(shí)對(duì)可靠性非常不利。

3.3 長(zhǎng)壽命、高可靠、高安全是空間站推進(jìn)系統(tǒng)的突出特征

空間站三艙均要求在軌10年以上工作壽命。由于推進(jìn)系統(tǒng)的特殊性：①推進(jìn)劑具有高毒性、強(qiáng)腐蝕、高污染、易燃、易爆特性；②貯箱、氣瓶長(zhǎng)期承壓工作；③管路及熱控復(fù)雜、分布廣，閥門、發(fā)動(dòng)機(jī)、貯箱、氣瓶、管路間多為焊接結(jié)構(gòu)。因此，推進(jìn)系統(tǒng)不具備在軌維修、更換能力，在軌長(zhǎng)壽命工作可靠性主要取決于系統(tǒng)固有能力。在空間站三艙推進(jìn)系統(tǒng)研制之初，將長(zhǎng)壽命、高可靠、高安全作為突出重點(diǎn)，從原材料、元器件、單機(jī)、系統(tǒng)、空間環(huán)境等多個(gè)層面，開展了針對(duì)性設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

3.3.1 長(zhǎng)壽命技術(shù)

推進(jìn)系統(tǒng)主要開展的長(zhǎng)壽命設(shè)計(jì)及試驗(yàn)工作包括：①工質(zhì)長(zhǎng)期相容性。設(shè)計(jì)上對(duì)與推進(jìn)劑、全氟三乙胺(壓氣機(jī)冷卻液)、全氟聚醚油(壓氣機(jī)液壓作動(dòng)油)工質(zhì)接觸的金屬、非金屬材料均選用I級(jí)相容材料，并開展了各介質(zhì)與材料相容性試驗(yàn)、介質(zhì)長(zhǎng)期貯存試驗(yàn)。通過試驗(yàn)結(jié)果評(píng)定，驗(yàn)證了可滿足在軌10年以上的相容能力。②長(zhǎng)期密封性。為保證推進(jìn)系統(tǒng)的密封可靠性，設(shè)計(jì)上按照“能焊則焊”的原則，對(duì)少量不能焊接的管路接頭(異種金屬、模塊間管路、跨艙間管路)，均采用不少于2道密封冗余結(jié)構(gòu)，特別是推進(jìn)劑液路管路系統(tǒng)，為降低氧化劑對(duì)非金屬密封件長(zhǎng)期浸泡吸附滲透效應(yīng)，與推進(jìn)劑直接接觸的第1道密封采用金屬密封形式，確保推進(jìn)劑長(zhǎng)期密封可靠。③工質(zhì)需用量。增壓氣體、液冷工質(zhì)、液壓油均為不補(bǔ)加，通過工質(zhì)需用量裕度設(shè)計(jì)，確保滿足10年以上工作壽命要求。④長(zhǎng)期承壓。氣瓶、貯箱、閥門、壓氣機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)、管路等承壓件按長(zhǎng)期承壓規(guī)范要求進(jìn)行安全系數(shù)設(shè)計(jì)。對(duì)于在軌承受壓力循環(huán)工作的貯箱、氣瓶、壓氣機(jī)等組件，通過壽命試驗(yàn)驗(yàn)證其壓力循環(huán)壽命次數(shù)能力。⑤發(fā)動(dòng)機(jī)工作壽命。發(fā)動(dòng)機(jī)工作壽命直接影響空間站的在軌壽命?？臻g站三艙配置有490 N，150 N，120 N，25 N共4種雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)，通過對(duì)冷卻流量、涂層厚度等影響工作壽命的關(guān)鍵參數(shù)合理設(shè)計(jì)及壽命試車考核，確保滿足長(zhǎng)壽命工作能力。多臺(tái)次發(fā)動(dòng)機(jī)試車結(jié)果表明，穩(wěn)態(tài)、脈沖壽命能力達(dá)到2～10倍以上任務(wù)要求。對(duì)于關(guān)鍵的490 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)，還采取熱標(biāo)優(yōu)選溫度或降推力工況使用進(jìn)一步提高長(zhǎng)壽命工作裕度。特別是150 N雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥，采用了無(wú)摩擦簧片式獨(dú)立雙閥芯設(shè)計(jì)方案，消除了摩擦式電磁閥易產(chǎn)生多余物、密封副對(duì)中性差的缺點(diǎn)，有效解決了易卡滯、易泄漏常見故障，動(dòng)作壽命能力達(dá)百萬(wàn)次以上。⑥在軌可維修、更換。針對(duì)易實(shí)現(xiàn)維修更換的部分電子單機(jī)、霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)開展了有限在軌維修性設(shè)計(jì)，如核心艙密封艙內(nèi)推進(jìn)控制驅(qū)動(dòng)器、推進(jìn)管理器、電機(jī)驅(qū)動(dòng)器、艙外霍爾推力器、氙氣貯供模塊，可借助航天員、機(jī)械臂進(jìn)行艙內(nèi)或艙外維修更換，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)長(zhǎng)壽命工作。⑦功能冗余、系統(tǒng)重構(gòu)。推進(jìn)系統(tǒng)對(duì)于在軌不可維修設(shè)備，均在部件、組件、系統(tǒng)上進(jìn)行了充分冗余設(shè)計(jì)，可實(shí)現(xiàn)故障隔離、功能切換和系統(tǒng)重構(gòu)。

3.3.2 高可靠、高安全技術(shù)

高可靠、高安全是載人航天器最突出的特征?？臻g站三艙推進(jìn)系統(tǒng)從部件到單機(jī)、從單機(jī)到系統(tǒng)、從硬件到軟件均開展了可靠性安全性設(shè)計(jì)，主要包括：冗余設(shè)計(jì)、裕度設(shè)計(jì)、降額設(shè)計(jì)、環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、自主故障診斷設(shè)計(jì)、供電保護(hù)設(shè)計(jì)、相容性設(shè)計(jì)、軟件安全性設(shè)計(jì)、防差錯(cuò)設(shè)計(jì)、維修安全性設(shè)計(jì)、故障隔離設(shè)計(jì)等，并開展了可靠性安全性專項(xiàng)驗(yàn)證試驗(yàn)，除單機(jī)可靠性試驗(yàn)外，通過全系統(tǒng)試車、長(zhǎng)期貯存試驗(yàn)、補(bǔ)加可靠性試驗(yàn)、故障模擬試驗(yàn)等推進(jìn)系統(tǒng)級(jí)可靠性安全性試驗(yàn)，全面驗(yàn)證了系統(tǒng)的可靠性和安全性。

3.4 適應(yīng)多狀態(tài)、多頻次高效自動(dòng)補(bǔ)加技術(shù)

由于核心艙前后向補(bǔ)加、貯箱多種模式補(bǔ)加，以及為光學(xué)艙貯箱過路補(bǔ)加,狀態(tài)多，使補(bǔ)加模式、補(bǔ)加參數(shù)、補(bǔ)加流程、吹除流程及補(bǔ)加管路熱環(huán)境變得異常復(fù)雜，補(bǔ)加任務(wù)的復(fù)雜性和補(bǔ)加系統(tǒng)狀態(tài)的復(fù)雜性遠(yuǎn)超過天宮二號(hào)空間實(shí)驗(yàn)室。為了適應(yīng)空間站長(zhǎng)期運(yùn)行期間多狀態(tài)、多頻次補(bǔ)加任務(wù)，需要解決飛控長(zhǎng)期支持問題，空間站核心艙設(shè)計(jì)之初即確定了自動(dòng)補(bǔ)加為主、地面控制為輔的設(shè)計(jì)思想，整個(gè)補(bǔ)加流程分階段自動(dòng)化銜接，每個(gè)階段的程序采用模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì)，可通過上注數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)對(duì)貨運(yùn)飛船、核心艙、光學(xué)艙的補(bǔ)加口、階段標(biāo)志、補(bǔ)加量、抽氣壓力、吹除時(shí)間等參數(shù)及貯箱、氣瓶、壓氣機(jī)、補(bǔ)加閥門進(jìn)行設(shè)定，不僅提高了自動(dòng)化水平，大大降低了飛控支持強(qiáng)度和運(yùn)營(yíng)成本，還提高了技術(shù)先進(jìn)性、補(bǔ)加任務(wù)效率和補(bǔ)加過程的安全性。

3.5 應(yīng)用高性能霍爾電推進(jìn)技術(shù)

在空間站核心艙推進(jìn)系統(tǒng)方案論證階段，盡管國(guó)內(nèi)在電推進(jìn)技術(shù)工程化應(yīng)用上尚不完全成熟，但考慮到電推進(jìn)具有突出的高比沖(達(dá)雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)5倍以上)、長(zhǎng)壽命(可達(dá)上萬(wàn)小時(shí))、無(wú)毒無(wú)污染、易于空間維修等特點(diǎn)，為補(bǔ)償空間站10年在軌運(yùn)行期間大氣阻力對(duì)軌道的衰減，采用電推進(jìn)軌道維持相比常規(guī)化學(xué)推進(jìn)可節(jié)省大量推進(jìn)劑補(bǔ)給，具有十分可觀的效益?；诋?dāng)時(shí)國(guó)內(nèi)電推進(jìn)技術(shù)水平，經(jīng)充分論證，核心艙選擇了技術(shù)相對(duì)成熟、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、比推力高、推力密度大、工作電壓低、可靠性高的霍爾電推進(jìn)方案，并采用了可在軌更換設(shè)計(jì)，通過貨運(yùn)飛船上行運(yùn)輸能力，對(duì)工作壽命終止的霍爾推力器、氙氣耗盡的貯供模塊實(shí)現(xiàn)在軌更換，可持續(xù)保持電推進(jìn)系統(tǒng)長(zhǎng)期在軌使用?；魻柾屏ζ鞴ぷ骷敖Y(jié)構(gòu)原理如圖13所示[6]。

圖13 霍爾推力器工作及結(jié)構(gòu)原理Fig.13 Working and structure schematic diagram of Hall thrusters

核心艙霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)主要配置了4臺(tái)可更換80 mN霍爾推力器、2只可更換氙氣貯供模塊、1臺(tái)電推進(jìn)控制器、4臺(tái)電源處理器及若干閥門、傳感器、加熱器、管路等，其中霍爾推力器、氙氣貯供模塊具備艙外在軌維修能力。

核心艙霍爾電推進(jìn)系統(tǒng)主要關(guān)鍵技術(shù)包括：長(zhǎng)壽命高可靠霍爾推力器技術(shù)、適應(yīng)機(jī)械臂在軌自動(dòng)更換的氙氣貯供模塊技術(shù)、氙氣壓力控制與調(diào)節(jié)技術(shù)、氙氣流量分配與控制技術(shù)等。

3.5.1 長(zhǎng)壽命高可靠霍爾推力器技術(shù)

電推進(jìn)系統(tǒng)推力器工作壽命一般可達(dá)數(shù)千小時(shí)至上萬(wàn)小時(shí)。由于推力器工作溫度高、工作電壓高、等離子體速度高、壽命長(zhǎng)等特點(diǎn)，對(duì)材料選擇、制造工藝、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、熱設(shè)計(jì)、絕緣設(shè)計(jì)、磁場(chǎng)設(shè)計(jì)等要求很高，普遍存在點(diǎn)火不成功、熄火、絕緣失效、放電室燒蝕、羽流消蝕、等離子體振蕩加劇、濺射沉積等常見影響可靠性、壽命問題。80 mN霍爾推力器研制過程中，通過不斷改進(jìn)設(shè)計(jì)，空心陰極壽命達(dá)到10 000 h以上，推力器工作壽命達(dá)到8000 h以上。80 mN霍爾推力器實(shí)物及放電工作照片見圖14。

圖14 空間站80 mN霍爾推力器實(shí)物及放電工作Fig.14 An 80mN Hall thruster of space station and its operation

3.5.2 氙氣貯供模塊在軌更換技術(shù)

采用機(jī)械臂可實(shí)現(xiàn)氙氣貯供模塊在軌維修更換。維修更換過程包括安裝和拆除，拆除基本為安裝的逆過程。通過維修性設(shè)計(jì)，可完成氙氣貯供模塊的機(jī)械臂抓取鎖緊、橫向或徑向移動(dòng)、沿靶標(biāo)靠近、適配器導(dǎo)向?qū)印⒅鞅粍?dòng)端連接鎖緊(氣路、電路自動(dòng)對(duì)接)、機(jī)械臂解鎖分離等過程。機(jī)械臂更換除路徑規(guī)劃、視覺伺服控制關(guān)鍵技術(shù)外，還包括適配器主被動(dòng)端機(jī)構(gòu)、氣路管路浮動(dòng)對(duì)接鎖緊、電連接器浮動(dòng)對(duì)接鎖緊等關(guān)鍵技術(shù)。通過地面模擬對(duì)接試驗(yàn)，驗(yàn)證了各種工況下機(jī)械臂與氙氣貯供模塊全過程工作的協(xié)調(diào)性、功能、性能和可靠性?？稍谲壐鼡Q氙氣貯供模塊及被動(dòng)端適配器結(jié)構(gòu)示意如圖15所示。

圖15 可在軌更換氙氣貯供模塊及被動(dòng)端適配器結(jié)構(gòu)示意Fig.15 Structure diagram of replaceable xenon storage and supply module and passive end adapter

3.5.3 壓力控制與調(diào)節(jié)技術(shù)

由于電推進(jìn)的推力器工作對(duì)入口壓力控制精度要求較為嚴(yán)格，采用了壓力自反饋的Bang-Bang控制策略。通過控制閥門的開關(guān)循環(huán)控制，保持緩沖容器壓力在規(guī)定的工作范圍之內(nèi)，實(shí)現(xiàn)對(duì)目標(biāo)預(yù)設(shè)壓力值的精確控制。為提高壓力測(cè)量和控制的可靠性，對(duì)壓力測(cè)量信號(hào)采用“3取2”自動(dòng)仲裁表決機(jī)制。另外，目標(biāo)預(yù)設(shè)壓力、上下限壓力均可根據(jù)在軌點(diǎn)火測(cè)試結(jié)果進(jìn)行調(diào)整。

3.5.4 流量分配與控制技術(shù)

微流量控制是電推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一。流量分配與控制用于對(duì)各推力器總流量及每臺(tái)推力器陽(yáng)極和陰極分支流量進(jìn)行分配和精確調(diào)控，以保持推力器穩(wěn)定點(diǎn)火和調(diào)控多臺(tái)推力器之間的性能均衡。流量分配和精確調(diào)控方式通過各支路的熱調(diào)節(jié)閥實(shí)現(xiàn)，根據(jù)氣體流量與溫度的物理性能關(guān)系，通過控制熱調(diào)節(jié)閥的加熱溫度進(jìn)而實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)流量。由于推力器屬于微氣體流量工作，對(duì)流量調(diào)控精度要求很高，傳統(tǒng)的液體推進(jìn)流量調(diào)控方式不能適應(yīng)，核心艙電推進(jìn)采用激光刻蝕微流道分配器實(shí)現(xiàn)熱調(diào)節(jié)閥功能。通過冷態(tài)、熱態(tài)試驗(yàn)，驗(yàn)證了流量分配器的性能和調(diào)節(jié)能力，為推力器在軌工況調(diào)節(jié)提供試驗(yàn)數(shù)據(jù)依據(jù)。

3.6 應(yīng)用新技術(shù)實(shí)現(xiàn)光學(xué)艙更高要求

光學(xué)艙在軌工作要求不少于10年。由于光學(xué)艙150 N軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力相對(duì)較小，對(duì)150 N,120 N,25 N發(fā)動(dòng)機(jī)壽命指標(biāo)要求更高。與空間站、貨運(yùn)飛船發(fā)動(dòng)機(jī)壽命指標(biāo)相比，光學(xué)艙三種發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)、脈沖工作壽命達(dá)到4～10倍以上。根據(jù)以往發(fā)動(dòng)機(jī)壽命試車考核情況，發(fā)動(dòng)機(jī)壽命能力不能滿足光學(xué)艙指標(biāo)要求，主要是受涂層壽命能力所限，為此，結(jié)合新一代硅化鉬涂層多年攻關(guān)結(jié)果，研制之初提出了硅化鉬涂層發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)方案，通過多臺(tái)次發(fā)動(dòng)機(jī)試車考核驗(yàn)證，壽命能力大幅提高，可達(dá)到光學(xué)艙發(fā)動(dòng)機(jī)任務(wù)壽命指標(biāo)3倍以上，有效確保了發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)壽命問題。25 N/150 N硅化鉬涂層推力室實(shí)物照片如圖16所示。

圖16 25 N/150 N 硅化鉬涂層推力室Fig.16 25N/150N molybdenum silicide coated thrust chamber

與空間站核心艙功能類似，光學(xué)艙推進(jìn)系統(tǒng)具備?？靠臻g站核心艙進(jìn)行推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加功能。為適應(yīng)光學(xué)艙長(zhǎng)期共軌獨(dú)立飛行、短期?？垦a(bǔ)加任務(wù)特點(diǎn)，針對(duì)光學(xué)艙主動(dòng)端浮動(dòng)斷接器橡膠密封圈長(zhǎng)期暴露在空間環(huán)境下的壽命問題，設(shè)計(jì)了具有開合保護(hù)機(jī)構(gòu)的浮動(dòng)斷接器。開合保護(hù)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)原理如圖17所示，浮動(dòng)斷接器結(jié)構(gòu)原理如圖18所示。光學(xué)艙獨(dú)立飛行期間，開合保護(hù)機(jī)構(gòu)為關(guān)閉保護(hù)狀態(tài)，可有效保護(hù)密封圈免受紫外照射、空間碎片撞擊、高低溫交變等空間環(huán)境影響。光學(xué)艙?？靠臻g站補(bǔ)加工作前，開合保護(hù)機(jī)構(gòu)為打開狀態(tài)，推進(jìn)劑補(bǔ)加管實(shí)現(xiàn)正常插合、補(bǔ)加及分離功能。

圖17 開合保護(hù)機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)原理Fig.17 Structure schematic diagram of open-close protection mechanism

圖18 浮動(dòng)斷接器結(jié)構(gòu)原理Fig.18 Structure schematic diagram of floating coupling

空間站工程的實(shí)施，突破了長(zhǎng)壽命高可靠推進(jìn)劑在軌自動(dòng)補(bǔ)加、空間可維修電推進(jìn)系統(tǒng)、長(zhǎng)壽命霍爾推力器、長(zhǎng)壽命硅化鉬涂層發(fā)動(dòng)機(jī)、微小型復(fù)雜機(jī)構(gòu)等多項(xiàng)重大關(guān)鍵技術(shù)，掌握了可補(bǔ)加推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、標(biāo)準(zhǔn)化模塊化自主補(bǔ)加流程設(shè)計(jì)、推進(jìn)系統(tǒng)自主故障診斷與切換控制設(shè)計(jì)、電推進(jìn)在軌維修更換設(shè)計(jì)、微流量分配與調(diào)控、硅化鉬涂層制備工藝及硅化度評(píng)定準(zhǔn)則等技術(shù)，研制了霍爾推力器、硅化鉬涂層發(fā)動(dòng)機(jī)、新型管路密封接頭、微流量閥門等成熟產(chǎn)品，拓展了空間推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用領(lǐng)域。

4 載人航天器推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)展望

綜合分析國(guó)內(nèi)外載人航天的發(fā)展，成功研制了以近地軌道為主的多個(gè)載人航天器，主要有：俄羅斯聯(lián)盟載人飛船、進(jìn)步貨運(yùn)飛船，中國(guó)神舟載人飛船、天舟貨運(yùn)飛船，美國(guó)載人龍飛船和貨運(yùn)龍飛船、天鵝座貨運(yùn)飛船、航天飛機(jī)，歐洲自動(dòng)轉(zhuǎn)移飛行器(ATV)貨運(yùn)飛船，日本H-2轉(zhuǎn)移飛行器(HTV)貨運(yùn)飛船；蘇聯(lián)禮炮號(hào)、和平號(hào)空間站，以美國(guó)為主的“國(guó)際空間站”(ISS)，中國(guó)天宮空間站。近地載人航天器的各項(xiàng)技術(shù)已日益成熟。自20世紀(jì)六七十年代美國(guó)阿波羅登月工程成功之后，近60年來(lái)，世界主要航天國(guó)家圍繞無(wú)人、載人深空探測(cè)的研究活動(dòng)從未停止，紛紛啟動(dòng)了月球探測(cè)、火星探測(cè)、小行星探測(cè)等深空探測(cè)計(jì)劃，尤其在無(wú)人深空探測(cè)方面，不斷取得了新成就。隨著中國(guó)天宮載人空間站工程、嫦娥無(wú)人探月工程、天問無(wú)人探火工程任務(wù)的成功實(shí)施，可以相信：以載人月球探測(cè)為新起點(diǎn)的載人深空探測(cè)任務(wù)將成為中國(guó)載人航天未來(lái)發(fā)展的必然趨勢(shì)。

與近地載人航天工程相比，載人月球探測(cè)工程任務(wù)的復(fù)雜性、風(fēng)險(xiǎn)性及難度更大，對(duì)各類載人航天器的要求更高。同樣，航天器推進(jìn)系統(tǒng)將面臨更多、更新的關(guān)鍵技術(shù)需要突破和掌握，如高性能、高可靠、長(zhǎng)壽命推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)，自主健康管理技術(shù)，基于表面張力貯箱和壓氣機(jī)的閉式推進(jìn)劑補(bǔ)加技術(shù)，高性能、高可靠軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，深度調(diào)節(jié)變推力發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)，輕質(zhì)、大容量新型貯箱技術(shù)，無(wú)毒單組元發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[7]，可重復(fù)使用推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)，高精度推進(jìn)劑剩余量測(cè)量技術(shù)，適應(yīng)復(fù)雜月面環(huán)境推進(jìn)系統(tǒng)的熱管理技術(shù)等。

5 結(jié)束語(yǔ)

伴隨載人航天工程30年發(fā)展歷程，推進(jìn)系統(tǒng)在技術(shù)、產(chǎn)品、人才、基礎(chǔ)設(shè)施等綜合能力上也得到了快速發(fā)展。高可靠高安全載人飛船、長(zhǎng)壽命高可靠空間站、推進(jìn)/補(bǔ)加一體化貨運(yùn)飛船、無(wú)毒單組元推進(jìn)、空間可維修電推進(jìn)等推進(jìn)系統(tǒng)技術(shù)，已達(dá)到或超過國(guó)際同類先進(jìn)水平；突破和掌握了推進(jìn)劑空間補(bǔ)加、無(wú)毒單組元發(fā)動(dòng)機(jī)、長(zhǎng)壽命霍爾推力器、長(zhǎng)壽命硅化鉬涂層發(fā)動(dòng)機(jī)等核心技術(shù)；取得了一大批具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的創(chuàng)新成果；大量成熟產(chǎn)品已得到推廣應(yīng)用。推進(jìn)系統(tǒng)隨著總體能力的提升，必將在空間站長(zhǎng)期運(yùn)營(yíng)、載人深空探測(cè)及其他航天領(lǐng)域持續(xù)發(fā)揮更大的作用，推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展也將從“跟跑”、“并跑”向“領(lǐng)跑”不斷跨越。

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