張良俊，吳靜怡，黃永華，徐世超，劉祎石，徐 烈

（1. 上海交通大學(xué) 制冷與低溫工程研究所，上海 200240；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所 上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海 201108）

大型空間展開機構(gòu)常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)研制

張良俊1，2，吳靜怡1，黃永華1，徐世超2，劉祎石2，徐 烈1

（1. 上海交通大學(xué) 制冷與低溫工程研究所，上海 200240；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所 上海市空間飛行器機構(gòu)重點實驗室，上海 201108）

為各類大型空間展開機構(gòu)地面可靠性驗證試驗提供高低溫環(huán)境，研制了一種常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)。該系統(tǒng)的保溫箱體結(jié)構(gòu)采用內(nèi)、外框架的結(jié)構(gòu)形式，內(nèi)、外框架之間的連接采用絕熱玻璃纖維增強復(fù)合塑料桿，其目的是：在進行大溫差高低溫交變環(huán)境試驗時，有助于結(jié)構(gòu)的熱邊界條件穩(wěn)定；合理的氣流組織布局設(shè)計有助于內(nèi)部高低溫環(huán)境的快速建立，使溫度分布更加均勻；冷熱源供給系統(tǒng)可穩(wěn)定地提供高低溫環(huán)境建立所需冷量及熱量；干燥氮氣置換系統(tǒng)可實現(xiàn)高低溫環(huán)境下的超低露點溫度；基于PLC的測控系統(tǒng)對試驗系統(tǒng)進行高精度測量及控制。試驗表明，此大型空間展開機構(gòu)常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)能滿足型號產(chǎn)品試驗過程中對溫度范圍、變溫速率、溫度場均勻性及露點溫度的要求。

空間展開機構(gòu)；溫度環(huán)境模擬；氣流組織；露點溫度；試驗驗證

0 引言

大型太陽電池陣的展開機構(gòu)、大型可展開天線的展開機構(gòu)及有效載荷的支撐展開機構(gòu)等已成為各國競相發(fā)展的熱點［1-10］。國際空間站大面積太陽電池陣、美國偵察衛(wèi)星口徑大于100m可展開天線、美國ISAT計劃3m×300m平面薄膜天線、日本工程試驗衛(wèi)星ETS-VII上19.2m×16.7m大型構(gòu)架式展開天線、美國新型Astro Mesh網(wǎng)絲編織天線等，皆使用了大型空間展開機構(gòu)。由于大型空間展開機構(gòu)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、尺寸較大、活動部件及運動副數(shù)目多，其在苛刻的空間環(huán)境中的展開可靠性非常關(guān)鍵。

針對大型空間展開機構(gòu)的展開可靠性驗證，美國、俄羅斯、日本及歐洲多國都建立了大型的空間環(huán)境模擬試驗設(shè)備［11-14］。我國雖擁有 KM6［15］、KM7［16］以及在建的KM8等空間環(huán)境模擬設(shè)備，可進行艙段級及整星級真空熱試驗，然而，對于體積龐大的大型空間展開機構(gòu)，這些試驗設(shè)備無法支持展開試驗，若要建造足夠大的綜合性空間環(huán)境模擬器，則試驗成本很高［17］。目前常壓熱試驗技術(shù)可以滿足展開機構(gòu)空間熱適應(yīng)性及可靠性的考核和驗收要求，且在成本、研制進度方面具有很大的優(yōu)勢［18］。因此，為滿足大型空間展開機構(gòu)在高低溫及微重力環(huán)境下展開鎖定功能可靠性驗證、材料及結(jié)構(gòu)熱適應(yīng)性考核、高精度型面平面度測試等需求，需研制一套超大空間、超低露點溫度、大溫差變化且具有微重力模擬懸吊裝置的常壓環(huán)境的試驗系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)功能及原理

常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)主要功能是給大型空間展開機構(gòu)的展開可靠性驗證試驗提供所需的溫度環(huán)境，為此需要對試驗系統(tǒng)進行合理的熱設(shè)計，包括溫度的快速變化、溫度分布均勻性、溫度測控以及保溫絕熱等。

常溫條件下，將大型空間展開機構(gòu)收攏懸吊在長滑軌上，精密調(diào)整展開機構(gòu)姿態(tài)及展開軌道參數(shù)后，進行手動展開調(diào)試；在相關(guān)技術(shù)參數(shù)確定及手動展開操作自如后，關(guān)閉試驗箱體大門進行高低溫條件下的展開試驗。通過干燥氮氣置換系統(tǒng)，利用高純干燥氮氣置換密閉箱體內(nèi)的濕空氣，以實現(xiàn)超低露點溫度的要求。

高溫試驗時，試驗系統(tǒng)為閉環(huán)控制，通過環(huán)境溫度測點反饋及電加熱器輸出功率控制實現(xiàn)升溫速率及目標溫度值的控制。低溫試驗時，試驗系統(tǒng)為開環(huán)控制，通過環(huán)境溫度測點反饋及液氮輸入量調(diào)節(jié)和電加熱器微調(diào)實現(xiàn)降溫速率及目標溫度值的控制。測控系統(tǒng)可實時測量采集并根據(jù)反饋信號對管路閥門、電加熱器等實施控制。被收攏的大型空間展開機構(gòu)在高溫或低溫環(huán)境中保溫足夠長時間后，展開機構(gòu)解鎖并使之沿懸吊長滑軌方向展開，完成高低溫微重力模擬環(huán)境下的展開試驗驗證。

2 試驗系統(tǒng)方案設(shè)計

大型空間展開機構(gòu)常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)原理如圖1所示，該系統(tǒng)主要由箱體結(jié)構(gòu)及保溫、氣流組織子系統(tǒng)、冷熱源發(fā)生子系統(tǒng)、干燥氮氣置換子系統(tǒng)和測控子系統(tǒng)等組成。

圖1　大型空間展開機構(gòu)高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)圖Fig. 1 Schematic diagram of thermal environment simulation system for large space deployable mechanism testing

2.1箱體結(jié)構(gòu)及其保溫能力

要為大型空間展開機構(gòu)提供30m×6m×8m（局部高12.5m）凈空間、-120～170℃的溫度范圍及微重力懸吊支撐，箱體結(jié)構(gòu)及其保溫能力的設(shè)計是關(guān)鍵。通過對結(jié)構(gòu)的力學(xué)強度特性及熱-力學(xué)耦合響應(yīng)特性的研究，箱體采用內(nèi)艙體、外框架結(jié)構(gòu)方案，如圖2所示。箱體結(jié)構(gòu)的局部剖面如圖3所示。

圖2　內(nèi)艙體與外框架一體化三維模型Fig. 2 3-D model that combines the inner cabinet and the outer frame

圖3　箱體結(jié)構(gòu)剖面示意圖Fig. 3 Schematic diagram of cabinet structure section

對箱體結(jié)構(gòu)的力學(xué)強度和熱-力學(xué)耦合所引起的熱應(yīng)力及熱變形進行了分析，在結(jié)構(gòu)設(shè)計時對熱變形進行了充分補償，以確保在高低溫交變條件下結(jié)構(gòu)能自由伸縮。

圖4　保溫材料熱阻耦合模型Fig. 4 Thermal resistance coupling model of thermal insulation materials

圖5　箱體復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)Fig. 5 Schematic diagram of composite thermal insulation structure of the cabinet

2.2氣流組織子系統(tǒng)

氣流組織子系統(tǒng)包括風道、孔板、氣體散流器、根據(jù)箱體內(nèi)部-120～170℃交變溫度特性，形成2種材料串并聯(lián)及熱阻耦合模型（圖4），并以玻璃棉/聚氨酯交界結(jié)合點的溫度（T結(jié)合點）低于聚氨酯安全溫度80℃為約束條件，以熱阻最大化和厚度最小化為雙目標函數(shù)，確定箱體結(jié)構(gòu)：從內(nèi)向外分別由不銹鋼的瓦楞板與框架、超細玻璃棉保溫層、聚氨酯庫板、外框架等結(jié)構(gòu)組成，如圖5所示。靜壓室、氣流驅(qū)動裝置、氣流管路和調(diào)節(jié)閥等。由于本試驗系統(tǒng)溫度范圍廣，為保證循環(huán)風機大溫差運行下的可靠性和長壽命，采用2臺分別適用低溫工況和高溫工況的揚程高、氣密性好的冷、熱離心風機作為氣流驅(qū)動及循環(huán)動力裝置。在研究混合對流傳熱機理的基礎(chǔ)上，對基于最佳溫度分布均勻性的系統(tǒng)參數(shù)進行了優(yōu)化，確定了試驗箱體底部和頂部為氣體散流器、靜壓室和孔板的氣流組織結(jié)構(gòu)形式。系統(tǒng)制冷時采用上送下回、制熱時采用下送上回的送風方式，將氣體通過管路系統(tǒng)及氣體散流器輸送至靜壓室，氣流在靜壓室內(nèi)實現(xiàn)動壓向靜壓的轉(zhuǎn)換，最后經(jīng)均布多孔散流板進入試驗空間，可滿足大型空間展開機構(gòu)±3℃溫度均勻性的模擬試驗需求（高溫超過100℃時，溫度均勻性≤±5℃）。

2.3冷熱源發(fā)生子系統(tǒng)

冷熱源發(fā)生子系統(tǒng)主要包括液氮儲罐、液氮氣液換熱器、電加熱器及管路閥門等，該子系統(tǒng)為整個試驗系統(tǒng)提供-120～170℃溫度環(huán)境所需的熱量及冷量，由4個20m3/0.8MPa立式低溫液氮儲罐構(gòu)成。采用高效多孔型翅片的板翅式氣液換熱器進行液氮與回風氮氣的熱量交換，最大限度地實現(xiàn)了液氮潛熱和顯熱的利用，可有效節(jié)省液氮的消耗。箱體的循環(huán)回風進入氣液換熱器氣相入口，與來自液氮儲罐的液氮經(jīng)過充分換熱后，使循環(huán)回風的溫度降低至液氮溫度，液氮吸收回風熱量后汽化成仍處于液氮溫區(qū)的過熱氮氣，氣、液相通道出口的 2路低溫氮氣匯合后經(jīng)過電加熱及循環(huán)管路被輸送至箱體。板翅式換熱器主要技術(shù)參數(shù)見表1。采用管道式電加熱器為系統(tǒng)提供熱源。電加熱器主要技術(shù)參數(shù)見表2。

表1　板翅式氣液熱交換器主要技術(shù)參數(shù)Table1 Main technical parameters of plate-fin heat exchanger

表2　電加熱器主要技術(shù)參數(shù)Table 2 Main technical parameters of the electric heater

2.4干燥氮氣置換子系統(tǒng)

干燥氮氣置換子系統(tǒng)除了利用冷熱源發(fā)生子系統(tǒng)的液氮儲罐和電加熱器，還包括1個汽化能力為12000Nm3/h的水浴汽化器、1個20m3/0.8MPa儲氣罐及1個氣動減壓閥。通過研究常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)中的氣體置換與熱濕傳遞機理，建立箱體氣體置換與熱濕傳遞數(shù)學(xué)模型，并數(shù)值模擬其傳熱和傳質(zhì)相互耦合過程，在此基礎(chǔ)上，確定了不同目標露點溫度下的置換氮氣風量與露點溫度動態(tài)變化量。干燥氮氣置換前，箱體、電加熱器及循環(huán)管路閉式自循環(huán)加熱，經(jīng)過充分烘烤并保溫一段時間后，使保溫材料內(nèi)殘存或附著在內(nèi)壁表面及管道內(nèi)表面上的水分充分釋放并去除；從液氮儲罐出來的低溫液氮，經(jīng)過水浴汽化器汽化成常溫高純干燥氮氣后進入穩(wěn)壓罐；隨后通過減壓閥，進入電加熱器升溫至高于環(huán)境溫度后從箱體底部進入室內(nèi)，氮氣采用下進上出的方式將艙內(nèi)濕空氣從頂部排出；通過優(yōu)化調(diào)節(jié)進入箱體的置換氮氣流量，逐步、快速實現(xiàn)所要求的露點溫度。圖6為干燥氮氣置換子系統(tǒng)外觀。

圖6　干燥氮氣發(fā)生子系統(tǒng)實景照Fig. 6 Photo of the dry nitrogen feeding system

2.5測控子系統(tǒng)

測控子系統(tǒng)主要由可編程控制器（PLC）、數(shù)字電壓表、傳感器、監(jiān)控計算機（IPC）及控制柜等組成，如圖7所示。測控子系統(tǒng)工作流程如圖8所示。PLC與計算機之間通過RS-485/422串行接口實現(xiàn)數(shù)據(jù)的傳送和通信?？刂栖浖蒞in-XP、板卡驅(qū)動及由LabVIEW虛擬軟件開發(fā)的核心程序組成。PLC作為主控機，采用工業(yè)控制機實施對試驗系統(tǒng)的監(jiān)督與管理。為了提高試驗系統(tǒng)的測量精度，同時采用PLC以及數(shù)字電壓表進行測量：對于與試驗系統(tǒng)壓力和溫度控制有關(guān)的參數(shù)，采用PLC進行測量，并實施有效的反饋與預(yù)測控制；試驗系統(tǒng)的壓力、溫度等參數(shù)采用數(shù)據(jù)采集卡進行測量，保證各個參數(shù)的測量精度。

圖7　測控子系統(tǒng)構(gòu)成Fig. 7 Schematic diagram of measurement and control system

圖8　測控子系統(tǒng)工作流程Fig. 8 Flow chart of the measurement and control system

3 系統(tǒng)試驗驗證

為了驗證試驗系統(tǒng)，對其主要技術(shù)指標進行試驗分析。根據(jù)JJF 101—2003《環(huán)境試驗設(shè)備溫度、濕度校準規(guī)范》中對測量點位置和數(shù)量的要求，在凈高8m的箱體內(nèi)安裝了15個A級精度的四線式Pt100溫度傳感器、1個壓差傳感器和1個露點溫度傳感器，各傳感器在箱體內(nèi)的位置見圖9。

圖9　傳感器在箱體內(nèi)的位置示意圖Fig. 9 Sensor distribution inside the chamber

圖10為 170℃高溫的模擬過程曲線，系統(tǒng)以2.18℃/min的平均升溫速率由室溫 22℃升溫至170℃，升溫階段最大升溫速率為3.76℃/min。達到170℃后，系統(tǒng)經(jīng)短暫調(diào)整后進入高溫保持階段，隨著保溫時間的延長，溫度趨于均勻（±3.8℃以內(nèi)）。

圖10 170℃高溫模擬過程曲線Fig. 10 Experimental simulation curve of the temperature 170℃ inside the chamber

圖11為170℃高溫模擬過程中箱體內(nèi)壓力變化情況，最大壓力比大氣壓高 13.7Pa。高溫保持階段，箱體內(nèi)部與外部環(huán)境壓力差保持在8～12Pa之間。保溫結(jié)束后電加熱器關(guān)閉，箱體內(nèi)溫度迅速回落，壓力也隨之有短暫較大波動。

圖11 170℃高溫模擬過程中箱體內(nèi)壓力隨時間變化曲線Fig. 11 Experimental variation of pressure inside the chamber vs time at the temperature of 170℃

圖12為在空氣置換過程中，箱體內(nèi)露點溫度隨時間變化情況。從圖中可以看出，自第840s 時刻起干燥氮氣開始進入箱體，露點溫度隨時間不斷下降，在經(jīng)過2520s的干燥氮氣置換后，箱體內(nèi)環(huán)境的露點溫度為-54.1℃。

圖12 干燥氮氣置換過程中箱體內(nèi)露點溫度隨時間變化曲線Fig. 12 Experimental variation of dew point temperature inside the chamber during nitrogen replacement

圖13為-120℃低溫的模擬過程曲線，試驗系統(tǒng)以3.04℃/min的平均降溫速率由36.5℃降溫至-120℃，降溫階段最大降溫速率達8.56℃/min。達到-120℃溫度后，系統(tǒng)經(jīng)短暫調(diào)整后進入低溫保持階段，隨著保溫時間的延長，溫度趨于均勻（在±2.7℃以內(nèi)）。

圖13 -120℃低溫環(huán)境模擬曲線Fig. 13 Experimental variation of temperature inside the chamber during low temperature test of -120℃

圖14為-120℃低溫模擬過程中箱體內(nèi)壓力變化情況，即箱體內(nèi)壓力始終保持正壓，最大壓力差為173.5Pa。保溫階段系統(tǒng)熱負荷逐漸減小，液氮消耗量也隨之減少，箱體內(nèi)壓力比室外壓力高40Pa左右。保溫結(jié)束后，停止供給液氮，系統(tǒng)壓力迅速下降。

圖14　-120℃低溫模擬過程中箱體內(nèi)壓力隨時間變化曲線Fig. 14 Experimental variation of pressure inside the chamber during the test at the low temperature of -120℃

通過高溫、置換及低溫試驗驗證初步可以看出，本試驗系統(tǒng)設(shè)計合理，能實現(xiàn)型號產(chǎn)品的高低溫試驗環(huán)境，試驗過程中溫度范圍、溫度均勻性、露點溫度及壓力控制均滿足要求。

本試驗系統(tǒng)主要性能技術(shù)指標見表3。

表3　系統(tǒng)主要技術(shù)參數(shù)Table 3 Main technical parameters of the test system

4 結(jié)束語

在我國探月工程二期、空間站及高分辨率對地觀測系統(tǒng)等航天重大工程研制保障條件及上海市科學(xué)技術(shù)委員會資助項目的資助下，研制了大型常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)，可用于各類大型空間展開機構(gòu)地面可靠性驗證試驗。經(jīng)試驗驗證，該大型常壓高低溫環(huán)境模擬試驗系統(tǒng)能滿足型號產(chǎn)品試驗過程中各項指標要求。

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（編輯：馮露漪）

Design and experiment of an innovative simulation system for thermal environment with normal atmosphere pressure used for large-scale space deployable mechanism testing

ZHANG Liangjun1，2， WU Jingyi1， HUANG Yonghua1， XU Shichao2， LIU Yishi2， XU Lie1
（1. Institute of Refrigeration and Cryogenics， Shanghai Jiao Tong University， Shanghai 200240， China；2. Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism， Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201108， China）

An innovative Thermal Environmental Simulation System （TESS） of reliability demonstration for testing large-scale space deployable mechanisms is developed and investigated experimentally. While maintaining the stable thermal boundary conditions， the TESS’s insulation chamber structure can adapt to a large temperature difference between the high and the low temperature environments， with two independent inner and outer frameworks connected by insulating glass fiber reinforced plastics in key nodes. A reasonable airflow distribution design ensures an excellent temperature uniformity of high and low temperature environments. The stable heat and cold source supply system can provide enough energy to achieve the target thermal environment. The dry nitrogen replacement system is established to obtain an ultra-low dew point temperature. The measurement and control system based on the PLC is adopted. Experimental results show that the temperature range， the temperature change rate， the temperature uniformity and the dew point of the TESS can meet the testing requirements totally and admirably.

space deployable mechanism； thermal environment simulation； airflow distribution； dew point temperature； experiment validation

TP273； V416.5

B

1673-1379（2016）04-0428-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.04.016

2016-02-24；

2016-08-09

國家重大科技專項載人航天、探月工程及高分研制保障條件統(tǒng)籌建設(shè)項目；上海市科學(xué)技術(shù)委員會資助項目（編號：06dz22105）。

張良?。?980—），男，博士研究生，高級工程師，主要從事空間環(huán)境與可靠性試驗及試驗?zāi)M技術(shù)研究；E-mail:liangjunzh@126.com。指導(dǎo)教師：吳靜怡（1963—），女，教授，博士生導(dǎo)師，主要從事制冷系統(tǒng)環(huán)境控制及能源優(yōu)化利用研究；E-mail:jywu@sjtu.edu.cn。