遠地點發動機

一般的遠地點發動機,如圖1所示,呈球形或亞球形結構。理由是,為提高發動機的性能必須減少它的結構質量。發動機是一種壓力容器(內壓50kgf/cm²),對內壓來説,球

的體積最小,重量最輕。遠地點發動機由球形殼體、內面上的襯裏、裝填的推進劑、排棘燃氣的噴嘴和點火用的點火器構成。 ^[2] 

1.發動機外殼

發動機外殼(簡稱外殼,燃燒室)使用碳素纖維增強塑料(CFRP)、卡普綸玻璃纖維增強塑料(FRP)或鈦合金(Ti-6A1-4Va)。因為這些材料的比強度(平均單位質量的強度)都比鋼大,且能減輕外殼的重量。但是,這些材料都是歷史很短的新材料,在製造、加工、可靠性等方面,不一定有充分的實際效果,而且價格昂貴。

2.襯裏

襯裏介於外殼和推進劑之間,完成外殼與推進劑之間的粘接任務。推進劑與金屬和FRP的粘接性不怎麼好。若外殼和襯裏之間出現剝離,火焰燒到那裏會把外殼燒燬,使發動機破壞。如果襯裏與推進劑之間有剝離,火焰燒到那裏,提高了推進劑燃燒面積的設計值,由於內壓升壓異常,發動機破壞。因此,襯裏對外殼有防熱作用。

襯裏材料是在乙烯、丙烯、脱甲基、單體(EPDM)中混入石棉,使之交聯硬化而成,因為它的耐熱性能好,所以最近被採用了。 ^[2] 

3.推進刑

作為推進劑用的粘接劑,由於採用了能增加粒子成分的末端羥基化聚丁二烯(HTPB),粘接劑可減少到11w%。

氧化劑使用過氯酸銨粒子,金屬粉末用鋁。這些粒子的粒徑,從數微米到數百微米,要使絕大多數粒子的粒度分佈合理。也有其他高性能的氧化劑,因為產生強毒性氣體不能用。 ^[2] 

4.噴管

遠地點發動機是在真空環境下工作,因此,能最大限度地把推進劑的燃燒能轉變為速度能,噴出的氣體速度高,為了提高比推力,可加大噴管面積比(噴管出口面積/噴管喉部面積)。噴管喉部面積取決於推進劑燃燒面積、燃燒速度和燃燒壓力,為了加大噴管面積,就要增大噴管出口面積。但是,在這種情況下,噴管本身變大,因而也增大了噴管質量,使發動機的質量比下降,只能與比推力向上的效果相抵消。為了減輕噴管重量,採用比強度(平均單位質量的強度)高的CFRP和在高温下比強度、熱衝擊強度高的碳/碳複合材料(C/C)最有效果。 ^[2] 

C/C是把CFRP的塑料粘合料用電爐燒結,炭化後的產物,不是原先在噴管喉部使用的石墨狀脆的東西,是可以釘釘子的碳素纖維增強陶瓷(CFRC),可以製造出極輕量化的噴管。但是CFRP和C/C都是新材料,歷史短,它的可靠性還有不充分的地方。例如1984年2月`從航天飛機(STS-10)上發射靜止衞星時使用的上面級發動機連續地出現故障,推測其原因可能是由C/C噴管制造缺陷造成的。 ^[2] 

遠地點發動機是衞星的一部分。對於自旋穩定的圓柱體，要求它的軸向和徑向慣性矩之比近於1.1。因此，遠地點發動機大都做成球形或短圓柱形。又由於遠地點發動機在36000km高空工作，要求它有較高的性能。

遠地點發動機既然是衞星的一部分，就要求它有較高比沖和質量比。我們採用的中能推進劑（HTPB），其比衝為2834N·s/kg(噴管擴張比AR=45)。若採用四組元推進劑，比衝可達2863N·s/kg，此值與美國星系列發動機比衝在同一水平。在殼體材料方面.我們採用了玻璃纖維/環氧樹酯複合材料，發動機質量比達到λ=0.88〜0.895。若採用更先進的芳綸纖維，質量比可提高到λ=0.9以上。 ^[3] 

固體推進劑遠地點發動機的工作特點是一次點火，準確入軌#星上肼推進系統是為了修正日、月攝動對衞星位置的影響，其推力很小。假如遠地點發動機的推力不準，引起軌道偏差，那將是無法彌補的。因此，要求遠地點發動機的總衝精度很高，偏差不大於1%。對推力偏心的要求也很嚴格。由於我們嚴格控制了推進劑配方組分，採用減量法控制藥重。因此，多次發射中測控中心給出的速度增量遙測數據表明.實際總衝精度滿足偏差不大於1%的要求。困難主要在於地面試車中總衝測量精度還達不到上述要求。 ^[3] 

衞星和運載火箭造價很高，任何一個分系統的失敗都會給發射帶來極大損失。由於遠地點發動機是在太空工作的，因此它要經受運載火箭發射時的振動環境的影響、地球範阿倫粒子輻射帶的影響、自旋對發動機內彈道的影響，以及高真空對點火可靠性的影響等，在發動機研製過程中，必須安排地面旋轉試車、高空模擬試車、靜力試驗、振動和衝擊試驗，以及高真空度密封試驗和射線輻照試驗等。20年的研製經驗證明，由於試驗工作充分，我院研製的遠地點發動機具有很高的可靠性。 ^[3] 

遠地點發動機分固體燃料發動機和液體燃料發動機兩種。到20世紀80年代為止，除了法德合作研製的“交響樂”通信衞星是用雙組元液體燃料發動機外，其它已發射的靜止通信衞星和試驗廣播衞星的遠地點發動機都是採用固體燃料發動機。固體燃料發動機通常由燃燒室，藥柱(推進劑)、噴管、點火器和安全裝置構成。遠地點發動機裝在衞星內部，它所帶的燃料重量幾乎同星體重量相等。概述圖表示出“國際通信衞星-Ⅲ”。的固體燃料遠地點發動機外形和結構。

固體燃料發動機的特點是結構簡單，工作可靠、性能良好，使用方便，並有較高的質量比，因此得到廣泛：的應用。其缺點是比衝較低，總衝偏差較大、只能一次起動及推力不能調節等。根據水平，比衝一般可以達到290秒左右，歐洲空間局研製的“軌道試驗衞星”已經做到296秒；總衝偏差約為1%左右。質量比是指發動機燃料重量與整個發動機重量之比，已達0.93-0.94。比沖和質量比是標誌發動機性能的重要指標，提高發動機性能，就會增加有效載荷，提高入軌精度。 ^[4] 

液體燃料發動機用作衞星在遠地點變軌的動力裝置，其特點是：比衝較高，一般可超過300秒；總衝偏差很小，為0.1%左右，因此，可大大提高入軌精度，減少軌道修正用的燃料量；推力可以調節，能多次起動，靈活性較好；軸向與橫向轉動慣量比可根據穩定性要求做得比較大些，調整也容易等等。因此，對於一定運載能力的火箭來説，衞星採用液體燃料遠地點發動機，可增加有效載荷，提高入軌精度。但是，液體燃料發動機需要專用的燃料貯箱和燃料輸送系統，結構複雜，可靠性較差；尤其是對於自旋穩定衞星或者三軸穩定衞星在轉移軌道自旋穩定階段，衞星晃動引起液體燃料晃動比較大，因此需要設法解決燃料晃動對姿態穩定性的影響。綜上所述，由於液體燃料發動機有其獨特的優點，所以近年來有些國家對這種發動機非常重視，進行了大量研究試驗工作，並首次成功地用於“交響樂”通信衞星；但是，與固體燃料發動機相比，還有不少的技術問題需要研究解決。 ^[4] 

不管是自旋穩定衞星還是三軸穩定衞星，在轉移軌道階段都是採用自旋穩定，以保證遠地點發動機點火姿態符合要求，減小推力方向偏差所產生的影響。因此，在遠地點發動機點火之前，衞星必須調整姿態，使自旋軸進動到遠地點發動機點火時所要求的方位，姿態偏差不大於1'。 ^[4] 

人造衞星的軌道,按照它的不同目的,有各種各樣。例如,廣播衞星選擇靜止軌道最合適。所謂靜止軌道是指在地球赤道上空約36000公里處的圓形軌道,在這個軌道氣的衞星環繞地球運行一圈需要24小時,從地球上看這個衞星是在天空的一點上靜止的,(即地球的自轉運動和衞星在軌道上的運動同步),所以稱之為靜止軌道。 ^[2] 

為了使衞星進入靜止軌道,:首先將其發射到離地面300公里左右高度圓形軌道附近的近地軌道上,從這裏再向轉移軌道過渡。人們把這個橢圓軌道上離地球最近的點稱為近地點,離地球最遠的點稱為遠地點。從近地軌道向轉移軌道轉移衞星時,在近地點必須給衞星加速,這個加速叫近地點起動。從轉移軌道向靜止軌道過渡時,在遠地點上需要1.8km/s的加速度,而把完成這個任務的發動機叫作遠地點起動發動機或遠地點助推發動機。簡稱遠地點發動機。 ^[2] 

近年來,在美國,作為天地往返的宇宙輸送系統航天飛機已經實用化了。從航天飛機上發射靜止衞星時,航天飛機進入近地軌道,在這裏由叫作載荷助推艙(PAM)和慣性上面級（IUS）的二級火箭系統的第一級進行近地點起動,進入轉移軌道,在遠地點,由組裝在衞星本體中央部分的遠地點發動機和IUS的上面級發動機進行遠地點起動,進入與靜止軌道近似的漂移軌道,再對衞星進行微調將其送入靜止軌道。

使用一次性火箭時可不經過近地軌道直接進入轉移軌道,日本的N-1和N-2以及歐空局的阿里安都使用了這種方式,·此時遠地點發動機的任務與前面敍述的一樣。

遠地點發動機是在進入靜止軌道使軌道變換時最後使用的發動機。在多級火箭正面級的發動機一般是小型的,遠地點發動機就是上面級最小的發動機。隨着衞星完成任務的高度化,衞星質量愈來愈增加,這就要求提高火箭的性能。各級發動機性能對發射質量的影晌,上面級最大,因此,提高遠地點發動機的性能對增加發射質量最有效。遠地點發動機的研製和改進彙集了固體發動機技術的精華,所以,遠地點發動機是體積最小、性能最高的固體發動機。 ^[2] 

遠地點發動機用於靜止通信衞星，是衞星由大橢圓軌道進入準同步軌道的關鍵設備.為了保證它的工作性能，發動機藥柱和噴管喉部的温度狀況必須保持在它們要求的範圍之內.

遠地點發動機安裝在衞星殼體之外，直接向外部空間輻射散熱.點火之前温度呈下降趨勢.點火後，噴射火焰熱輻射將影響星體的熱平衡，雖然時間較短，但熱控制必須考慮這兩種因素. ^[5] 

因此，對遠地點發動機熱設計的基本要求是（以我國靜止軌道通信衞星為例）:從發射到遠地點點火的100多小時內，藥柱和喉部的温度在-20〜40°C之內，並規定熱控功耗不得大於20瓦.

相應的熱設計方案是，在衞星起飛前，把遠地點發動機加熱到接近於允許温度的上限；在起飛後，則利用發動機自身的熱容量、保温措施以及電加熱手段保證發動機點火前的温度水平.具體措施如下：

①在發動機殼體表麪包扎多層隔熱材料，緊貼殼體的內層採用較耐高温的雙面鍍鋁聚酰亞氨簿膜20層包紮.然後用雙面鍍鋁聚酯薄膜和尼龍網組成的多層隔熱材料25單元包紮.最外面包紮一層鍍鋁聚酰亞氨薄膜.在受陽光照射部分採用單面鍍鋁聚酰亞氨簿膜，簿膜面朝向空間.在背陽面採用雙面鍍鋁聚酰亞氨簿膜.多層隔熱材料的層密度為25～30層/釐米.

②對不能包紮多層隔熱材料的發動機部件表面，採用鍍金或粘貼鍍金熱控帶等措施，以減小向外部空間的輻射散熱. ^[5] 

③在柱段和下封頭上裝有地面調温加熱片，調節臨發射前遠地點發動機的温度.

為了充分利用發動機的熱慣性，通常在發射前72小時開始對其進行加熱，並保持其温度在30°C左右.這樣的長時間的加熱將使發動機各部分的温度均勻化.由於發動機所允許的温度下限是-20°C，則此時可利用的熱慣性温差就達到50°C.

④在衞星進入過渡軌道時接通電源，使電加熱片對發動機加熱.加熱片佈置在發動機柱段和喉部金屬外壁上.在發動機點火時，加熱電源斷開.在加熱期間，積累加熱量為

式中,Q_E為加熱片累積加熱熱為加熱功率;△t為加熱時間.

此式算出軌道上的電加熱量.實際上，電加熱量一般比發動機可利用的自身熱慣性量小得多，所以在軌道上的電加熱措施僅作為發動機的輔助熱控手段,幾個衞星飛行試驗數據表明，發動機在點火前的温度達到20°C左右時，它的温度要求能夠較好地被滿足。 ^[5]