卫星推进系统的现状及发展趋势
2.1.5国内双组元推进系统
我国的“东方红三号”卫星是国内第一颗采用双组元统一推进系统的卫星，包括了490N远地点发动机、10N姿控推力器和q~1050mm的大型表面张力推进剂贮箱等(如图2.4所示)，它标志着我国卫星推进技术上了一个新的台阶。其主要性能参数如表2.2所示。我国今后将要发射的“东三”平台后继卫星也都采用双组元统一推进系统。
双组元推进系统的最主要优点是总冲量高，可实现远地点多次机动变轨以提高变轨精度，并且具有较高的比冲，因此在大型飞行器，特别是地球同步轨道卫星中广泛使用。
双组元统一推进系统在国内是首次研制并获得成功的。整个系统及所有部件的研制工作全部立足于国内。我国卫星推进系统从冷气喷气系统、单组元肼推进系统一跃发展到国际上先进的双组元统一推进系统，推进系统技术迈上了一个新台阶。
这一推进系统有两个表面张力推进剂贮箱．两个高压氦气瓶，12～14个10N 推力器，一台490N远地点发动机．一个推进系统控制线路盒以及各种控制阀门，全系统共由17种60余件产品组成。其中10N推力器、Φ1050mm 的表面张力推进剂贮箱和490N远地点发动机是系统中至关重要的新研制的产品，推进系统控制线路的设立使推进系统第一次成为可独立全系统测试的完整系统。
双组元统一推进系统的方案设计，充分借鉴了世界上第一个卫星双组元统一推进系统INSAT一1卫星推进系统和德国MBB公司研制的TvsAT卫星的研制经验。
为满足卫星8年寿命的需要，推进系统的所有材料进行了与推进剂长期相容性试验。系统进行了氧化剂长期流动衰退试验。真实的地面试验系统(氧路)正与天上卫星同步运行，进行氧化剂流动系统长期模拟研究。
系统的整个研制过程中采用了严格的洁净度控制。在国内首次使用了粒子判读仪进行产品的定量洁净度检测，使系统的洁净度要求达到了美军标的要求。 a．远地点发动机(490N发动机)
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图2.4“东方红三号” 卫星双组元统一推进系统及部件图
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推进系统部件中的发动机和推力器是研制难度高、投资力度大的产品。490N发动机的研制借鉴了国外的产品技术资料和我国研制双组元发动机的研制经验。
表2.2 “东方红三号 卫星双组元统一推进系统性能参数
发动机的燃烧室和喷管采用涂硅化物涂层的铌合金，喷管采用强力旋压加工工艺；发动机喷注器等压流动通道；推进剂控制阀采用双稳态螺管磁锁电磁阀。经过单台累计18000秒的可靠性点火试车，证明发动机的推力室工作寿命可满足任务要求。
为了确保卫星在远地点变轨期间干扰力矩在控制系统的允许范围内．对于发动机推力矢量精度提出很高的要求，发动机推力偏斜必须小于0．1。．推力偏移必须小于d~lmm．明确提出每一台装星的发动机必须经过真空电火的推力矢量测量标定。针对推力矢量的要求，研制单位和试验单位前后提出六分力测量法和转台测量的方法。最后经过多方论证决定采取基于转台测量的技术方案。经过在真空舱内的点火标定和发动机冷状态下喷管几何形面精度测试的定性比较．认为转台测试的推力矢量试验结果基本正确。在随后的每一台装星的远地点发动机均经过在真空舱内转台的推力矢量热标定，热试后分解发动机并清洗，更换推进剂控制阀门，再装星使用。据此解决了发动机推力矢量测试和发动机点火热标定(标定每一发动机的性能并通过点火应力筛选剔除产品早期失效)问题。 b．姿控推力器(10N推力器)
姿控推力器的燃烧室和喷管采用涂硅化物涂层的铌合金，喷管采用车削加工成型工艺；喷注器采用高温钛合金材料，喷注器各部件采用钎焊工艺．喷注器和燃烧室间用真空电子柬焊接；推力器电磁阀采用单线圈双阀座螺管阀。早期的喷注器试验过多种方案：一对孔互击式、三对孔互击式和四对孔互击式的喷注器，燃烧室采用液膜冷却。由于多孔互击式喷注器的小孔尺寸很小，加工困难且对推进剂中的污染物敏感，容易造成喷注器堵塞。经多次试验后，定型于两种喷注器
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方案．一对孔互击式加燃烧室头部再生冷却和离心式喷注器。1988年到1990年两种推力器进行了大量的真空点火试验，检验其性能和可靠性。
10N发动机(旋涡喷注器)其累计进行849．2万次脉冲点火和87小时连续稳态点火试验。在卫星发射和在轨运行中1O 推力器工作基本正常。
1ON推力器是我国首次研制成功的卫星用长寿命双组元推力器。其电磁阀为密封性能高的高可靠双阀座电磁阀，喷注器为新型高可靠的双涡旋式喷注器，推力室采用加高温抗氧化涂层的耐高温铌台金，稳定的最小脉冲冲量为76mNs。这为提高卫星控制精度创造了条件。10N推力器进行了长寿命考核试验，其脉冲寿命已超过200万次，稳态寿命已超过30小时。 c． 表面张力推进剂贮箱
推进系统部件中使用两个完全表面张力推进剂贮箱，分别装氧化剂和燃烧剂。在设计初期阶段，在尺寸和容量上都在世界上是最大的。
该贮箱为半管理型的表面张力贮箱。在远地点发动机工作期间，靠发动机推力产生的加速度，使推进剂沉底至贮箱出口，实现气液分离，排出不夹气的推进剂。在同步轨道期间，推进剂依靠表面张力汇集到贮箱内曲率半径小的角杯处，用不锈钢网制成的推进剂收集器．实现液体推进剂排出。
为验证表面张力管理装置的作用，按照相似理论用缩比的有机玻璃模型和缩比的推进剂管理装置模型进行了一系列微重力落塔实验。高速摄象机记录贮箱内推进荆在失重环境下的定位情况，为此，以反映在不同重力环境、不同液体比例、不同加载方向、不同比例模型下液体的行为特征，展示在极端状态液体重定位的全过程，并根据相似准则和测定的重定位时间历程计算出了原型表面张力贮箱的重定位时间；测定气液界面在持续或脉冲加速度扰动下的稳定性及阻尼特性，测量微重力状态下表面张力贮箱的挤出效率。
为摸清大容量推进剂贮箱内液体晃动对卫星控制系统的影响，采用垒尺寸有机玻璃外壳贮箱进行了贮箱液体晃动阻尼试验。根据试验结果，为增加贮箱对液体的晃动阻尼，在贮箱内部的中间底上部增设了一个倒锥形防晃装置。在贮箱的加工生产中，主要的技术问题是钛合金与不锈钢网的不可焊接性。经过多年的摸索试验，解决了此问题。 d．推进系统试验验证
双组元统一推进系统在系统级的试验验证包括了一次系统水力特性的冷流试验和两次全系统点火试验。
系统级水力特性冷流试验主要是验证系统中发动机和推力器混合比节流特性调整及系统管路压降特性。
在系统水力特性测试的基础上，试验系统经过局部改动和处理，进行了全系统的点火试验。推进系统按照飞行程序进行了点火试验。试验中钡f试发动机燃压和推力器的压力冲量．试验后用称重法测试推进剂剩余量，检验推进系统混合比调整情况。
“东方红三号”卫星研制过程中进行了一次推进系统全系统点火试验。这次试验系统采用真实的卫星系统结构和推进系统部件，在点火试验前，进行了整星力学环境试验，以验证推进系统经力学环境试验后的工作特性和结构完好性。 e. 双组元推进系统工作经常遇到的问题
1)排气羽流与杂质引起的污染，尤其是姿控小推力器脉冲工作时未充分燃烧产物及液膜冷却液的排出产物，对卫星敏感表面的污染比单组元肼系统和冷气系统严重的多；
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2)推进剂(尤其氧化剂)与推进系统结构材料的长期相容性及流动衰退问题，氧化剂的存在限制了许多材料的使用；
3)推进系统在长期不活动后重新恢复工作；
4)小推力小脉冲工作模式的性能重复性和效率低的问题，以及小推力小流量测量精度问题。
5)星上推进剂残余量测量及控制(包括混合比控制及残存量测定)。 6)新产品发动机一次性开发费用高昂。
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