月面高温下推力器可靠性试验

于杭健，彭兢，舒燕，赵京，蒋凡

1. 中国空间技术研究院，北京 100094 2. 上海空间推进研究所，上海 201112

1 引言

在航天工程中考虑的月球环境，通常指月球着陆器、月球巡视器、月球上升器等探测器在月面上所遭遇的各种自然环境，包括太阳电磁辐射、热辐射、月球真空大气、月面地形地貌等[1-2]。月球表面复杂的热环境，可使探测器处于深冷或深热环境中，对航天器正常工作产生很大影响[3-5]。

嫦娥五号(CE-5)探测器着陆上升组合体着陆于月球北纬43°±2°、西经59°±10°的位置，月面太阳高度角30°～50°，落月后组合体在月面工作约48 h，将经历月面复杂的热辐射环境，经分析发现，组合体在月面工作过程中，上升器受太阳照射一侧，推力器喷管受太阳辐射及月表红外的共同影响，同时对空辐射角系数较小，导致推力器电磁阀温度持续升高，120 N推力器电磁阀最高温度可达到约110℃，与电磁阀连接的推进管路的最高温度约100℃。电磁阀在高温与氧化剂强氧化性环境条件下，阀芯产生溶胀效应，堵死或者减小阀芯运动行程，导致推力器稳态与脉冲工作性能下降甚至推力器无法正常可靠工作。此外，推进剂管路内的氧化剂在100℃高温条件下发生汽化反应，当汽化后的氧化剂与正常状态的燃料结合后，将发生不稳定燃烧，影响推力器正常的工作性能[6]。因此，上升器月面起飞垂直上升的姿态控制将因推力器工作性能的改变受到影响，甚至将导致垂直上升段姿控无法正常完成，上升器存在失控的风险。

对于推力器在高温和强氧化性条件下性能降低的问题，国外做过一些研究工作,提出特氟伦密封圈长期暴露在高温氧化剂中会产生溶胀和变形，导致推力器流量变小，未详细公开研究的过程及详细的结果[7]。推力器工作性能变化对航天器在月面起飞上升姿态控制的影响，尚未查阅到国内外相关的研究工作。目前研究工作是在一定认知基础上，结合具体航天器任务，解决实际科技工程中推力器应用的难题。因此，开展月面高温下推力器可靠性试验研究具有一定的创新性，并且对CE-5重大科技专项任务的顺利完成具有重要的支撑作用。

文章形成了一套解决电磁阀高温问题的试验方法及在轨应用方法，解决了推进剂汽化及电磁阀阀芯溶胀效应带来的推力器工作性能改变对起飞上升任务的影响，圆满完成了嫦娥五号上升器月面起飞上升任务，对于后续在高温条件下推力器工作的火星探测、小行星及彗星探测等任务具有一定的指导意义。

2 问题分析

CE-5上升器月面起飞垂直上升的目标是脱离着陆器上升到安全高度，通过安装于上升器器表的120 N推力器和10 N推力器组合完成喷气姿态控制，校正飞行姿态的偏斜。在俯仰和偏航控制通道，在控制力矩小于120 N推力器单分支提供的姿控力矩条件下，进行120 N单分支推力器脉宽调制；在控制力矩不小于120 N推力器单分支提供的姿控力矩条件下，进行120 N双分支推力器的脉宽调制。若120 N推力器工作性能达不到额定工作性能，将导致上升器月面垂直上升段姿控无法正常完成[8]。

正如前文所述，组合体在月面工作过程中，120 N推力器喷管受太阳辐射及月表红外的共同影响，导致电磁阀及推进管路温度水平偏高，电磁阀及推进管路的温度主要取决于喷管的温度水平，而喷管的温度主要受组合体姿态及月面太阳高度角、方位角的影响，而且不同推力器的极端高温工况并不出现在同一时刻及同一姿态。在组合各种姿态及太阳高度角、方位角情况下，推力器电磁阀温度结果如表1所示，从表中可以看出，上升器受到照射一侧4台120 N推力器月面极端高温均超过100℃，推力器电磁阀最高温度达到105.2℃。

据国外的研究结果表明，推力器电磁阀阀芯的密封材料氟塑料在高温和氧化性条件下会产生溶胀和变形效应，导致推力器流量降低，推力变小。另外，氧化剂与氟塑料的相容性与温度有密切的关系，在室温或50℃以下时，氧化剂与氟塑料相容性较好，随着温度升高，氧化剂渗透到非金属材料中，造成非金属材料分子键破坏，发生溶胀、软化现象。通过氟塑料试片及电磁阀阀芯部件在120℃浸泡24 h后，发生了材料膨胀现象，而且在温度恢复至常温后，材料的膨胀效应降低，即材料有恢复最初状态的趋势。溶胀效应并非仅因热变形所致，由于氟塑料的分子键已发生了破坏，是一种综合作用效应。目前国内相关领域对于电磁阀阀芯材料氟塑料在高温氧化剂下的相容性和推力器工作性能的变化还缺乏深入的认识，因此有必要开展相关试验对CE-5上升器120 N推力器的高温适应性进行分析及研究。

表1 组合体不同位姿状态下推力器极端温度水平

3 试验设计与验证

针对高温和氧化剂强氧化性条件下120 N推力器稳态与脉冲工作性能下降，甚至推力器无法正常可靠工作的风险，首先需要确认目前配置的FMD200-2电磁阀行程是否可以满足高温条件下使用的需求。在无法满足使用需求的情况下，研究多少行程的电磁阀可以满足高温条件下使用的需求，即研究温度与电磁阀行程的关系。然后，行程满足条件的电磁阀组装成推力器后，推力器的工作性能需要在高空模拟环境中进行验证。最后，上升器在轨起飞前设计了高温排气程序，增加系统的可靠性与健壮性。

3.1 推力器可靠设计与验证

为了研究温度与电磁阀阀芯行程的关系，确保推力器性能可靠，确定了电磁阀可靠性增长与可靠性验证相结合的可靠性试验设计方法[9]，从电磁阀与推力器两个层面开展可靠性试验设计及验证。在电磁阀层面，首先通过可靠性试验验证FMD200-2电磁阀的温度适应性，研究温度与可正常开启电磁阀阀芯行程的关系。在FMD200-2电磁阀无法满足任务高温条件的情况下，通过设计改进采用行程满足温度条件的FMD200-11电磁阀，进一步通过可靠性试验验证FMD200-11电磁阀的温度适应性，使推进系统可靠性获得增长。在推力器层面，通过FMD200-11电磁阀行程拉偏、温度环境拉偏开展高空模拟热试车可靠性验证考核验证。最终，通过电磁阀飞行产品批抽检试验及高空模拟热试车考核，验证飞行产品的可靠性。

电磁阀可靠性增长试验针对暴露高温条件下FMD200-2电磁阀无法开启或者流量下降的问题，研究FMD200-2电磁阀在确定阀门行程下可以正常开启的最高温度条件；在将FMD200-2电磁阀设计改进为FMD200-11电磁阀后，研究电磁阀开关特性与实际使用温度或拉偏温度环境的关系；设计了4轮电磁阀氧化剂高温开启试验，确定电磁阀开关特性与温度、保温时间及阀门行程之间的关系。

1)第1轮试验研究FMD200-2电磁阀开关特性与温度环境的关系。FMD200-2电磁阀行程范围为0.17～0.27 mm，覆盖产品最小行程和最大行程。温度从阀门常规鉴定温度70℃开始，每工况递增10℃直至110℃，然后每工况递减10℃至初始温度70℃。第1轮试验结果表明，随着温度的上升，阀门能打开的最小行程逐步增大，FMD200-2电磁阀设计行程范围内在高温110℃均已无法开启。

2)第2轮试验设计改变电磁阀技术状态，研究FMD200-11电磁阀开关特性与温度环境的关系。其中在120℃和135℃保温时间按照任务实际使用的48 h进行验证。FMD200-11电磁阀行程为0.33～0.38 mm，覆盖产品最小行程。阀门温度从70℃开始，每工况递增10℃或15℃至135℃，然后每工况递减10℃或15℃至初始温度70℃。第2轮试验结果表明，FMD200-11电磁阀在高温135℃可正常开启。

3)第3轮试验设计环境拉偏考核验证，研究FMD200-11电磁阀开关特性与拉偏温度环境的关系。电磁阀行程为0.35 mm，为产品最小行程，阀门温度控制与第2轮试验一致，在120℃和135℃保温时间按照72 h进行拉偏考核。第3轮结果表明，FMD200-11电磁阀最小行程在120℃和135℃保温72 h可正常开启。

4)第4轮试验进一步全面考核验证，研究FMD200-11电磁阀开关特性与温度环境的关系。电磁阀行程覆盖最小行程和最大行程，阀门温度为120℃/135℃两种工况。通过第4轮试验进一步表明，FMD200-11电磁阀在120℃和135℃高温条件下可正常开启。

通过4轮可靠性试验发现：FMD200-2电磁阀有效行程小于0.27 mm、温度高于120℃时，推力器氧化剂路电磁阀存在无法打开的风险；FMD200-11电磁阀有效行程大于0.35 mm、温度高于120℃时，氧化剂路电磁阀均正常打开。电磁阀高温状态后恢复到常温的测试情况和试验后的行程复测结果表明：由高温和强氧化性环境引起的阀芯行程变化是可逆的，当温度降低到常温时，电磁阀行程将向初始状态恢复。因此当推力器处于高温环境时，一旦电磁阀正常开启，随着推力器的点火工作，当低温氧化剂逐渐补充上来，电磁阀的温度会逐步降低并恢复到正常状态。

除了研究氧化剂电磁阀开关特性与温度环境关系外，设计了电磁阀燃料高温开启试验，覆盖阀门行程范围及工作温度环境范围，研究在月面高温条件下，燃料路电磁阀开关特性与温度环境、保温时间的关系。试验结果表明，电磁阀阀芯氟塑料在高温燃料中未发现有明显的溶胀，FMD200-2阀门在燃料135℃情况下可以正常工作。

电磁阀可靠的情况下，推力器的性能将成为下一步研究的重点。在电磁阀可靠性增长分析研究基础上，通过设计120 N推力器(配置FMD200-11电磁阀)在高温120℃和135℃不同环境条件及不同保温时长下研究推力器稳态及脉冲工作性能，综合考虑到电磁阀行程约束，设计了3轮高空模拟热试车，获取120 N推力器稳态和脉冲工作的各项性能。具体性能数据在本文第4节中具体分析。具体电磁阀及推力器可靠性增长试验流程设计如图1所示。

图1 电磁阀及推力器可靠性增长试验流程Fig.1 Flow chart of solenoid valve and thruster reliability growth test

可靠性批抽检及验证试验方面，通过同批次电磁阀验收试验，验证该批次阀门满足设计指标的要求。通过抽取一定数量电磁阀开展批抽检试验，验证鉴定量级试验条件下，电磁阀性能满足设计指标要求。通过开展高温氧化剂电磁阀开启可靠性试验及高空模拟热试车，验证电磁阀及推力器可靠性设计有效，性能指标满足设计要求，证明同批次电磁阀未因生产过程中各种因素影响可靠性，确认该批电磁阀及推力器可靠性满足任务飞行要求。具体电磁阀及推力器可靠性验证试验流程设计如图2所示。

图2 电磁阀及推力器可靠性验证试验流程Fig.2 Flow chart of solenoid valve and thruster reliability verification test

3.2 高温排气设计与验证

电磁阀在高温条件下可以可靠开启，推力器的工作性能得到了验证，如果能将推进管路内汽化的推进剂排出，将进一步增强系统的可靠性与健壮性，因此，设计了高温排气程序并开展了试验验证。

根据推力器的组成和工作原理分析可以得出，电磁阀在高温下可以正常开启的情况下，影响推力器工作性能的主要是推进剂在高温下的状态。当推进剂温度高于90℃时，氧化剂存在汽化的现象，当汽化后的氧化剂与正常状态的燃料甲基肼混合时，将产生不稳定的燃烧效应，推力器的工作性能将发生下降。但随着推力器的持续工作，电磁阀的温度随供应的推进剂温度降低，其状态将逐渐恢复到常温时的状态。因此，为了减小月面高温条件下推力器工作性能变化对起飞姿态控制的影响，开展了高温排气设计。并且设计了一轮高空模拟热试车，获取月面高温条件下上升器排气程序及排气后推力器的脉冲工作性能。

CE-5上升器月面起飞前，地面根据120 N推力器氧化剂入口管路温度遥测判断是否需要执行排气操作，当温度高于80℃时，说明氧化剂已存在汽化的可能性，由地面控制推力器以脉冲形式工作，排出管路中汽化的推进剂，确保上升器起飞前，推力器脉冲工作性能满足使用要求。

地面高温排气程序可靠性试验设计及验证方面，推力器分别在120℃和135℃温度环境下，对应保温时长72 h和36 h条件下，设计了“长脉宽排气+典型脉宽检验”的试验方法，依次通过5组128 ms脉宽进行排气。排气后紧接着开展10组40 ms典型脉宽检验排气后推力器的脉冲工作性能，来检验高温排气的效果。之后，通过30 ms /40 ms/70 ms/108 ms脉宽检验推力器脉冲工作性能。在120℃温度条件下，推力器进行5组128 ms脉宽排气后40 ms脉宽性能如图3所示，推力器进行7组128 ms脉宽排气后40 ms脉宽性能如图4所示。

图3 推力器进行5组128 ms脉宽排气后40 ms脉宽性能Fig.3 The 40 ms pulse width performance after thruster performed 5 sets of 128 ms pulse width exhaust

图4 推力器进行7组128 ms脉宽排气后40 ms脉宽性能Fig.4 The 40 ms pulse width performance after thruster performed 7 sets of 128 ms pulse width exhaust

通过可靠性试验，从图3和图4中可以总结出在120℃温度条件下：5组128 ms程序、5个40 ms脉宽程序后，脉冲推力基本稳定；而7组128 ms程序、2个40 ms脉宽程序后，脉冲推力基本稳定。因此经分析认为7组128 ms排气程序后，推进管路内汽化的推进剂基本排净，经推力器排气程序后，推力器工作性能可以满足起飞姿态控制的需求。

4 结果分析

4.1 推力器性能分析

下面主要针对上文中推力器高空模拟热试车点火结果进行分析，对推力器的工作性能进行评价。推力器的性能分为稳态工作性能和脉冲工作性能。

推力器稳态工作方面，通过10 s稳态点火工作的结果可以总结出，在高温120℃/135℃环境状态下，120 N推力器的真空推力相比常温条件下点火变化低于1.5%。高温状态下点火推力器真空比冲相比常温条件下点火变化低于1.5%。经分析认为，高温下推力器点火的推力、比冲等稳态性能均满足对推力器性能指标的要求，与常温条件下推力器点火的推力、比冲性能的差异由试验测量、产品差异等因素造成，但开启/关机响应特性中，高温条件下推力器开机响应时间T90明显延长，相比常温条件下延长约10倍，而关机响应时间T10基本不变。

推力器脉冲工作方面，在135℃、120℃、105℃、90℃和80℃高温条件下，推力器均可实现脉冲模式工作，推力器脉冲冲量值与温度条件、脉宽大小相关。同样脉宽大小情况下，温度越低，推力器脉冲冲量值越接近常温条件下脉冲冲量值。80℃高温条件下，各种脉宽下脉冲冲量约占常温脉冲冲量的90%；135℃高温条件下，40 ms脉宽的脉冲冲量约占常温脉冲冲量60%。同等高温条件情况下，推力器不同脉宽的脉冲冲量存在差异。脉宽越小，高温条件下脉冲冲量与常温脉冲相比差值越大；脉宽越宽，高温条件下脉冲冲量越接近常温冲量值。70 ms脉宽情况下：80℃高温条件下，脉冲冲量约占常温脉冲冲量的92%；135℃高温条件下，约占62%。不同高温条件下，推力器各类脉冲冲量及占常温脉冲冲量的比值如图5和图6所示。经仿真分析认为，推力器脉冲工作性能可以满足上升器起飞上升姿态控制的使用要求。

图5 高温条件下不同脉宽的脉冲冲量Fig.5 Impulse of different pulse widths at high temperature

图6 高温条件下不同脉宽冲量占常温冲量的比值Fig.6 Ratio of impulse of different pulse width at high temperature to impulse of normal temperature

4.2 系统可靠性评估

针对月面高温条件下，推力器脉冲冲量降低，可能影响上升器月面起飞姿态控制的问题，开展月面起飞推进系统可靠性评估。首先，基于高温条件下小样本推力器可靠性试验结果，结合前期推力器试验样本数据，计算推力器可靠度，然后根据起飞任务对推进系统工作状态要求，计算起飞状态下推进系统的可靠度。

推力器的制造和试验成本非常高，导致型号研制过程中可承受的试验子样数量有限，另外受到研制周期的影响，因此推力器可靠性及寿命试验无法长时间进行。在月面高温条件下推力器可靠性试验中，除了额定工况试验外，还在温度拉偏等恶劣工况下进行可靠性试验。因此，将不同试验工况下的数据进行综合开发利用，来有效提高推力器可靠性评估的精度[10-11]。由于推力器在高温工况下更容易发生失效，因此可以认为，若推力器在较为恶劣工况下经历一定的试验量级后没有发生失效，则其在额定工况下经历相同试验量级则不会发生失效。利用该信息转换原则，可以将高温工况下未失效数据转换成额定工况下未失效数据，从而增加额定工况下试验信息量。

推力器属于机电设备，失效率并非恒值，寿命符合威布尔分布[12]，失效分布密度函数为：

式中：m为形状参数；δ为尺度参数，又称特征寿命；η为位置参数，又称保证寿命。

因高温下推力器工作一开始就有可能失效，因此δ=0，三参数威布尔分布变为双参数威布尔分布。推力器失效模式为燃烧室或者喉部烧坏，美国波音公司通过对大量威布尔分布试验数据的统计分析，建议m=2.5。下面继续讨论双参数威布尔分布下推力器可靠性估计问题。当推力器可靠性试验连续成功时，设试验截尾时间为t1

(1)

(2)

式中：γ为置信度；n为推力器数量；t0为规定任务时间；tR为试验截止时间，即可靠寿命。高温环境下推力器寿命试验汇总情况见表2，推力器均未发生失效，因此可以将表2中脉冲寿命的结果作为子样开展可靠性评估[14-16]。

表2 推力器寿命试验结果(高温工况)

经分析计算，根据式(1)(2)，推力器在置信水平为60%的可靠性单侧置信下限为：

结合月面起飞过程中对推进系统的任务及工作模式要求，推进系统可靠性模型为串联模型，如图7所示。

图7 月面起飞推进系统可靠性模型Fig.7 Reliablity model of lunar take-off propulsion system

经分析计算，推进系统可靠度为0.988 3，可以满足起飞上升任务的要求。

5 结论

针对月面高温环境下CE-5上升器存在无法正常完成起飞姿态控制的问题，通过设计电磁阀可靠性增长及推力器可靠性验证试验，证明了阀芯溶胀与温度存在关系，电磁阀行程大于0.35 mm，温度高于120℃时，推力器可以正常开启。高温条件下，推力器稳态工作开机响应时间延长，关机响应时间基本不变。推力器脉冲工作，温度越高推力器脉冲冲量值越低，80℃条件下，脉冲冲量约占常温脉冲冲量的90%，135℃条件下，占比约占60%。

研究表明，推力器稳态及脉冲工作性能满足使用要求，通过月面高温排气程序设计，使系统可靠性与健壮性更佳。本文研究思路和方法有助于从机理上探寻推力器工作性能与使用环境的关系，解决高温环境下推力器可靠工作的问题，对后续火星探测推力器面临长期高温问题、小行星及彗星探测面临的高低温交变等环境均具有一定的指导意义。