490 N发动机高精度推力矢量保证方法

潘高伟 陈晓杰 陶炯明 江君 胡建梅 靳浩

(上海卫星工程研究所，上海 201109)

490 N发动机是我国20世纪90年代初研发的用于地球同步轨道卫星远地点变轨的发动机，平均比冲305 s，也是现有各种高轨道卫星平台通用的主推发动机[1-4]。由于发动机其自身结构在制造装配及地面调校不完全精准，490 N发动机推力矢量会发生偏斜[4]。通过地面试验可以标定出发动机推力矢量与发动机基准坐标系的偏差。同时，发动机在点火工作时产生大量的热量并在空间环境通过辐射散热的形式传递到发动机安装支架上，导致其发生变形，进而影响发动机推力矢量。另外，在卫星研制过程中，无法保证卫星的横向质心与发动机初始安装的推力矢量在同一轴向上，也会导致发动机推力矢量在轨工作的偏差。

地球静止轨道(GEO)卫星通过运载火箭发射到地球转移轨道(GTO)，并通过490 N发动机点火提供推力转移到GEO。如果490 N发动机推力矢量通过卫星质心，则推力不会对卫星姿态形成干扰。但由于发动机推力矢量并不都始终通过卫星质心，从而对卫星的姿态产生干扰[5]，不仅降低发动机推力矢量效用，还需要其他推力器进行卫星姿态补偿，引起额外的推进剂消耗，从而降低卫星在轨工作寿命；当干扰力矩过大时，甚至会导致卫星姿态失控，造成严重的后果。

为了490 N发动机推力矢量能在卫星转移轨道上发挥最大效用，减少卫星推进剂消耗，本文从490 N发动机推力矢量产生机理出发，分析影响发动机推力矢量的各项因素，重点开展了发动机良好的力学安装环境、低变形支架和地面安装调整等系统层面的研究，提出了490 N发动机高精度推力矢量保证的解决方法并且在风云四号(FY-4)卫星工程实现中得到了充分的验证。

1 推力矢量产生机理及影响因素

发动机是一种热动力装置，发动机在点火工作中核心是两次能量转化过程：燃气热能的产生和燃气热能到燃气动能的转化[6]，其工作过程和能量转化如图1所示。

图1 发动机能量转化过程示意图Fig.1 Engine energy conversion process schematic diagram

发动机推力矢量就是在发动机点火过程中作用在发动机内外表面作用力的合力；发动机推力做功是推进剂的内能转变为卫星动能的一个过程。其大小主要取决于两个方面：①发动机燃气的质量流速和喷气速度的乘积，是推力的主要组成部分，占总推力的90%以上；②喷管出口截面处燃气静压强与外界静压强不一致产生，大小由两者的压强差和出口截面尺寸决定[6]。

发动机推力矢量的方向由多种因素影响，根据490 N发动机本身产品特点和在轨工作的空间环境，影响发动机高精度推力矢量的主要因素：①本身的制造装配偏差；②高温变形导致安装偏差；③卫星研制工艺实施导致推力矢量与卫星横向质心偏差，如图2所示。

图2 影响发动机推力矢量的因素Fig.2 Factors affecting engine thrust vector

2 490 N发动机高精度推力矢量保证方法

针对影响发动机推力矢量的各项因素，综合考虑490 N发动机在轨使用环境和卫星研制各种工艺实施导致的卫星横向质心偏差，提出了基于490 N发动机稳定安装条件、良好机热环境及地面调整推力矢量指向卫星质心的发动机高精度推力矢量解决方法，保证发动机推力矢量与卫星质心偏差满足要求。

2.1 良好的力学安装环境

490 N发动机需要随卫星一起由运载火箭发射到转移轨道。在此过程中，490 N发动机需要经历严酷的力学环境。力学环境效应主要表现在结构的振动响应[7]。因此，490 N发动机沿卫星机械中心轴线上通过发动机支架安装在卫星承力筒下锥段中心处，与承力筒下锥段的法兰内壁相连。490 N发动机在承力筒位置如图3所示。

2.2 低变形支架

490 N发动机点火过程会产生大量的热量，并主要以辐射散热的形式传递到490 N发动机支架上，使得支架结构变形。如果支架变形量过大，490 N发动机推力矢量与卫星质心偏差较大，进而引起490 N发动机推力效率下降，卫星推进剂使用增多。因此支架材料采用高温性能较好且低热膨胀系数的钛合金材料(TC4)，其结构主要有接头、连接杆、法兰盘组件组成(见图4)。

图4 490 N发动机支架结构组成Fig.4 490N engine support structure composition

针对490 N发动机支架在发动机点火工作典型时长(6000 s)的温度场分布，对490 N发动机支架进行热变形分析，得到490 N发动机安装面在转移轨道的热变形情况。热变形分析结果如图5～图7所示，发动机支架安装面中心各方向偏移量见表1。

图5 0时刻热变形云图 Fig.5 Thermal deformation contour plot at time 0

图6 3000 s时刻热变形云图 Fig.6 Thermal deformation contour plot at 3000s

图7 6000 s时刻热变形云图Fig.7 Thermal deformation contour plot at 6000s

时刻安装面中心偏移量/mmX向Y向Z向08.4×10-51.5×10-51.7×10-53000s-0.0190.0640.7256000s-0.0190.0730.943

2.3 地面安装调整

发动机在组建的生产制造加工和装配过程的机械误差会导致发动机推力矢量与其几何基准轴线[8]存在一定角度的偏差；卫星研制过程中，其横向质心因为各种不确定的因素不可避免的使得490 N发动机初始安装的轴线与卫星横向质心存在一定偏差。这些都会引起发动机推力效率降低，因此地面安装调整的目的就是把由发动机自身推力矢量的偏差和卫星质心横行引起的安装偏差进行补偿，确保发动机推力矢量通过卫星质心。具体过程如下。

(1)通过热定标后测定发动机推力矢量与其喷管轴线的角度偏差α。

(2)卫星质量特性测试后，获取卫星的质心横向偏差XC。

(3)通过490 N发动机支架法兰盘横行偏移距离d完成调整，其中d=|XC-ZC·tanα|，具体原理如图8所示。

图8 地面安装调整原理图Fig.8 Ground installation and adjustment principle diagram

3 工程实现

上述各项技术在FY-4卫星的设计和研制过程中进行了实施验证，FY-4卫星采用中心承力筒+碳纤维隔框封闭舱体构型。在卫星490 N发动机法兰面上设置振动监测点，监测其安装面在力学试验的频率响应特性，具体频响特性情况如图9所示。

注：0.6gn和0.8gn为振动试验的输入量级。图9 振动试验发动机安装面频率响应情况Fig.9 Frequency response of vibration test engine mounting surface

经过FY-4卫星验收级振动试验表明：490 N发动机法兰面测点响应范围约1.00gn～1.48gn，符合发动机安装法兰面的最大响应不超过3gn的要求[8]；490 N发动机的安装位置能为490 N发动机提供良好的力学环境。

FY-4卫星绕轴转动惯量达到7000 kg·m2，因此由发动机支架在发动机点火期间最大变形引发的干扰力矩对卫星产生最大角速度在5.2 μrad/s,对卫星姿态影响可忽略不计，表明：支架可保证490 N发动机高精度推力矢量。通过质量特性测试和分析得出：FY-4卫星在转移轨道卫星质心横向偏移为X向10 mm，Y向20 mm，对490 N发动机支架法兰面按质心对应的横向偏移量进行调整并与卫星完成总装和精测。

FY-4卫星于2016年12月11日零时11分在我国西昌卫星发射中心用长征三号乙运载火箭发射，并且通过490 N发动机经过5次点火变轨实现精确定点。卫星发射质量5400 kg，燃料实际装填量3 089.2 kg，定点成功后，通过气体注入压力激励法[9]，测算得出卫星燃料剩余543.7 kg，卫星变轨推进剂消耗为2 545.5 kg，比设计值减少了13.29 kg。FY-4卫星在轨飞行示意如图10所示。

图10 FY-4卫星在轨飞行示意图Fig.10 Schematic diagram of FY-4 satellite flying on orbit

4 结束语

根据490 N发动机推力矢量产生的机理，本文归纳梳理了影响发动机推力矢量的各项因素，着重从490 N发动机良好的力学安装环境、低变形支架和地面安装调整等系统层面开展分析，研究高精度推力矢量保证方法。FY-4卫星的成功发射和精确定点表明：490 N发动机高精度推力矢量保证技术可行有效。但是，由于卫星的横向质心随着卫星转移轨道贮箱内推进剂的不断消耗而不断变化，因此还需要进一步研究卫星在转移轨道横向质心的变化，以便分析出地面安装调整中保证推力矢量的最佳偏移量。