鄭建朋，崔　晨，陳六彪，郭　嘉，周　遠(yuǎn)，王俊杰

（1.中國(guó)科學(xué)院理化技術(shù)研究所 低溫工程學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京　100190；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京　100049）

低溫推進(jìn)劑貯箱絕熱性能實(shí)驗(yàn)研究

鄭建朋1，2，崔晨1，陳六彪1，2，郭嘉1，周遠(yuǎn)1，王俊杰1

（1.中國(guó)科學(xué)院理化技術(shù)研究所 低溫工程學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京100190；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京100049）

針對(duì)低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌貯存的要求，搭建了絕熱系統(tǒng)地面驗(yàn)證測(cè)試裝置。本測(cè)試裝置通過維持高真空及恒壁面溫度條件，可以較好地模擬在軌條件；通過貯箱頸管處設(shè)置的溫度補(bǔ)償器，有效的屏蔽掉頸管導(dǎo)熱漏熱。測(cè)試裝置可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)中的真空度及壁面溫度變化，可對(duì)貯箱蒸發(fā)排出氣體流量和絕熱系統(tǒng)不同位置的溫度分布進(jìn)行測(cè)量。針對(duì)10 mm硬質(zhì)聚氨酯泡沫和30層多層絕熱的復(fù)合絕熱系統(tǒng)，在真空度2×10-3Pa，冷熱壁面溫度分別為96 K和313 K條件下，測(cè)得液氮日蒸發(fā)率為0.210%，折算液氧日蒸發(fā)率為0.156%。

低溫推進(jìn)劑；在軌貯存；低溫絕熱；地面驗(yàn)證

0　引言

隨著我國(guó)深空探測(cè)事業(yè)的發(fā)展，對(duì)低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)時(shí)間在軌貯存提出了迫切的需求。應(yīng)用于液氧/液氫在軌貯存的絕熱技術(shù)可以分為兩類，一類是被動(dòng)絕熱技術(shù)如多層絕熱（MLI）、噴涂泡沫絕熱（SOFI）、蒸氣冷屏絕熱（VCS）和被動(dòng)軌道阻斷技術(shù)（PODS）等；另一類為主動(dòng)絕熱技術(shù)，采用低溫制冷機(jī)與推進(jìn)劑貯箱連接，直接將環(huán)境漏熱泵送出去。其中，被動(dòng)絕熱技術(shù)為主動(dòng)絕熱技術(shù)的基礎(chǔ)和前提[1]。針對(duì)低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌貯存的要求，搭建了絕熱系統(tǒng)地面驗(yàn)證測(cè)試裝置，可模擬在軌條件，對(duì)不同絕熱方案的熱力學(xué)性能進(jìn)行測(cè)試。

1　在軌貯存特點(diǎn)

對(duì)于低溫推進(jìn)劑在軌貯存所處的空間環(huán)境，地面模擬實(shí)驗(yàn)中需要模擬的主要有溫度、壓力等物理參數(shù)。對(duì)于壓力，低軌道航天器所處的真空一般在1×10-3Pa以下，實(shí)驗(yàn)時(shí)維持的真空要確?？梢院雎缘魝鲗?dǎo)漏熱和對(duì)流漏熱。對(duì)于溫度，空間環(huán)境溫度為3～4 K，還有太陽和地球的輻射、地球的反照以及航天器不同部分間的換熱，低溫推進(jìn)劑貯存的實(shí)驗(yàn)中確保模擬環(huán)境溫度恒定[2]。在軌貯存處于微重力條件下，貯箱內(nèi)液體表面張力及壁面附著力導(dǎo)致氣液分解界面位置難以確定。貯箱向陽面和背陽面溫差較大，造成溫度不均勻，進(jìn)而產(chǎn)生熱分層現(xiàn)象[3]。

2　測(cè)試裝置介紹

測(cè)試裝置可以模擬低溫推進(jìn)劑在軌貯存時(shí)的高真空和恒壁溫條件，實(shí)現(xiàn)在設(shè)定真空度和環(huán)境溫度條件下對(duì)不同工藝的絕熱系統(tǒng)的總體絕熱性能的測(cè)試。通過對(duì)貯箱內(nèi)液氮蒸發(fā)量進(jìn)行測(cè)量，求得貯箱的總漏熱量。同時(shí)，對(duì)絕熱系統(tǒng)中不同位置的溫度分布進(jìn)行測(cè)量。測(cè)試裝置的示意圖如圖1所示，實(shí)驗(yàn)裝置可分為貯箱及壓力控制單元、環(huán)境模擬裝置、溫度補(bǔ)償單元和測(cè)量單元等四大模塊。在實(shí)驗(yàn)中，采用液氮作為模擬實(shí)驗(yàn)工質(zhì)[4]。

圖1　測(cè)試裝置流程示意圖

2.1貯箱及壓力控制單元

貯箱為鋁制材質(zhì)、橢球形、容積約為55 L、表面積約為0.7 m2。貯箱通過頸管吊裝在真空艙內(nèi)，頸管處同時(shí)完成模擬工質(zhì)液氮的加注及蒸發(fā)氮?dú)獾牧鞒?。為模擬低溫推進(jìn)劑在軌時(shí)的高壓貯存狀態(tài)，在貯箱出口管路上設(shè)置背壓閥，可以使貯箱內(nèi)壓力穩(wěn)定在0.1～1 MPa之間的設(shè)定值，從而測(cè)試推進(jìn)劑在不同壓力下的漏熱量。液氮在不同飽和壓力下的飽和溫度不同，隨著壓力的升高，液氮的飽和溫度不斷升高，如表1所列，數(shù)據(jù)來源：NISTREFPROP。

2.2環(huán)境模擬裝置

環(huán)境模擬裝置主要包括真空艙、水冷機(jī)組和真空機(jī)組。真空艙可實(shí)現(xiàn)對(duì)貯箱的支撐固定，維持實(shí)驗(yàn)所需的高真空和恒壁溫條件。環(huán)境模擬裝置中配備1臺(tái)真空機(jī)組，其中分子泵的極限真空度可達(dá)3×10-5Pa。真空艙頂部通過一針閥和高壓氮?dú)馄窟B接，在抽真空過程中可對(duì)真空艙進(jìn)行置換氣，從而使真空艙內(nèi)極限真空度低至7.7×10-5Pa。通過真空機(jī)組和氮?dú)庵脫Q的配合，可使真空艙內(nèi)真空度維持在設(shè)定值。

表1　液氮在不同飽和壓力下的飽和溫度

真空艙壁面夾層與水冷機(jī)組連接，以水作為冷卻/加熱工質(zhì)時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)10～50℃之間的恒溫控制。對(duì)水冷機(jī)組的控溫效果進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)：設(shè)定溫度為20/30/40℃時(shí)，真空艙壁面不同位置的溫度差異小于0.1℃，24 h內(nèi)同一位置測(cè)得溫度波動(dòng)小于0.3℃。

2.3溫度補(bǔ)償單元

系統(tǒng)中設(shè)置液氮罐，其作用主要有兩點(diǎn)，其一是往貯箱內(nèi)加注模擬實(shí)驗(yàn)工質(zhì)—液氮；其二是為吊裝頸管處的溫度補(bǔ)償器提供低溫工質(zhì)。在貯箱頸管處設(shè)置一溫度補(bǔ)償器，使頸管處控溫點(diǎn)的溫度隨貯箱壁面溫度變化，可以有效屏蔽掉通過頸管的導(dǎo)熱漏熱。

溫度補(bǔ)償器的入口管路同液氮罐密封連接，其出口管路上設(shè)置電磁閥。取溫度補(bǔ)償器與貯箱連接頸管上部測(cè)溫點(diǎn)的溫度進(jìn)行控制，利用溫控器控制溫度補(bǔ)償器出口電磁閥的開閉。其工作過程為：當(dāng)測(cè)得溫度低于設(shè)定溫度時(shí)，電磁閥開啟，液氮自液氮罐流入溫度補(bǔ)償器并使其降溫；當(dāng)測(cè)得溫度低于設(shè)定溫度時(shí)，電磁閥關(guān)閉，液氮停止流入溫度補(bǔ)償器，則溫度補(bǔ)償器自外吸熱溫度升高，至溫度高于設(shè)定溫度后，電磁閥再次開啟，如此循環(huán)。由此實(shí)現(xiàn)整個(gè)溫度補(bǔ)償器的恒溫控制。

2.4測(cè)量單元

測(cè)試裝置可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)中的真空度及壁面溫度變化，可對(duì)貯箱蒸發(fā)排出氣體流量和絕熱系統(tǒng)不同位置的溫度分布進(jìn)行測(cè)量。貯箱出口管路上設(shè)置氣體質(zhì)量流量計(jì)，與流量積算儀連接，以測(cè)量貯箱內(nèi)蒸發(fā)氣體的瞬時(shí)流量和累積流量；真空艙上設(shè)置電阻規(guī)和電離規(guī)，以測(cè)量真空艙內(nèi)真空度變化；在貯箱的絕熱系統(tǒng)中不同位置布設(shè)PT100溫度計(jì)，與溫度巡檢儀連接，以測(cè)量絕熱系統(tǒng)中溫度分布；在背壓閥前后分別設(shè)置壓力表，以測(cè)量貯箱內(nèi)壓力及氣體通過背壓閥后的壓降。測(cè)量單元中主要儀器參數(shù)如表2所列，其中溫度巡檢儀和流量積算儀的軟件可實(shí)時(shí)顯示并自動(dòng)記錄實(shí)驗(yàn)數(shù)值，操作界面如圖2所示。

表2　測(cè)量單元主要儀器參數(shù)

圖2　測(cè)量單元軟件顯示界面

3　實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

貯箱的絕熱系統(tǒng)采用噴涂泡沫絕熱（SOFI）和多層絕熱（MLI）相結(jié)合，其中噴涂泡沫為硬質(zhì)聚氨酯泡沫材料；多層絕熱中防輻射層采用鍍鋁聚酯膜，隔熱層采用絕熱紙。實(shí)驗(yàn)所采用硬質(zhì)聚氨酯泡沫閉孔率為98%，其室溫下導(dǎo)熱系數(shù)為0.025 W/（m·K），77 K時(shí)導(dǎo)熱系數(shù)為0.016 W/（m·K），總厚度為10 mm。多層絕熱中采用一層鍍鋁聚酯膜和兩層隔熱紙交替布置的方式，共30組。貯箱的復(fù)合絕熱系統(tǒng)及漏熱示意圖如圖3所示。

圖3　貯箱的復(fù)合絕熱系統(tǒng)及漏熱示意圖

在高真空、恒壁溫條件下，對(duì)貯箱絕熱系統(tǒng)的絕熱性能進(jìn)行測(cè)試。貯箱內(nèi)液氮壓力維持在0.6 MPa，此時(shí)液氮的飽和溫度為96.38 K，即為冷邊界溫度。待絕熱層各層溫度波動(dòng)較小，幅度低于0.5 K/ 24 h時(shí)，則認(rèn)為絕熱系統(tǒng)達(dá)到了熱力學(xué)穩(wěn)態(tài)。連續(xù)對(duì)貯箱蒸發(fā)量測(cè)量24 h，通過獲得的貯箱蒸發(fā)氣體的流量，則可以計(jì)算得出貯箱的實(shí)際漏熱量。實(shí)驗(yàn)中測(cè)得的物理量包括貯箱內(nèi)壓力，絕熱層層間不同位置的溫度，貯箱蒸發(fā)的氮?dú)饬髁康取?/p>

在真空度2×10-3Pa，環(huán)境溫度313 K條件下，測(cè)得了貯箱內(nèi)壓力為0.6 MPa時(shí)的氮?dú)庹舭l(fā)流量，由此求得貯箱漏熱量、絕熱材料的表觀導(dǎo)熱系數(shù)和貯箱日蒸發(fā)率。通過表觀導(dǎo)熱系數(shù)法計(jì)算，得到貯存液氧時(shí)的對(duì)應(yīng)日蒸發(fā)量，如表3所列。分析實(shí)驗(yàn)和數(shù)據(jù)，穩(wěn)態(tài)后液氮日蒸發(fā)率為0.210%，由此算得的多層絕熱層表觀導(dǎo)熱系數(shù)為3.664×10-5W/（m·K），折算液氧日蒸發(fā)率為0.156%[5]。表3中同時(shí)給出了貯箱漏熱量的理論計(jì)算值，采用文獻(xiàn)[6]中的表觀導(dǎo)熱系數(shù)法，求得漏熱量的理論值為0.239 9 W，比實(shí)際測(cè)得值多約10%。分析其原因可能是理論計(jì)算時(shí)絕熱材料物性參數(shù)選取值比較保守。

表3　貯箱壓力0.6 MPa時(shí)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論值比較

在實(shí)驗(yàn)中，分別在泡沫層壁面（0層）、多層絕熱層第5、10、15、20、25和30層（均為從內(nèi)向外數(shù)）布置了PT100溫度計(jì)，每層分上、中、下三點(diǎn)布置。由于高真空條件下多層絕熱層的導(dǎo)熱系數(shù)遠(yuǎn)小于泡沫層，則泡沫層的熱阻及兩側(cè)溫差可忽略。利用逐層計(jì)算模型（layer by layermodel）[7]，求得的多層絕熱層間溫度分布和實(shí)際測(cè)得溫度對(duì)比，如圖4所示。通過對(duì)比，多層絕熱層間實(shí)測(cè)溫度比計(jì)算值偏低，一個(gè)可能的原因是實(shí)驗(yàn)過程中多層絕熱層層間的實(shí)際真空度比計(jì)算值更差。

圖4　MLI層間不同位置溫度測(cè)得值與理論值比較圖

貯箱絕熱層傳熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，多層絕熱層不同層數(shù)各測(cè)溫點(diǎn)測(cè)得溫度如表4所示。值得注意的是，MLI的同層不同位置存在明顯的溫度差異，即多向傳熱現(xiàn)象，其中以第20層測(cè)得溫度差最大。從豎直方向溫度分布來看，同一層測(cè)得溫度呈現(xiàn)自上往下遞增的趨勢(shì)。分析其原因主要有兩點(diǎn)：一是貯箱出口頸管溫度較低，冷量自頸管處沿平行于防輻射層的方向傳導(dǎo)至貯箱中下部；二是相鄰防輻射層之間的縫隙可能成為一個(gè)平行于絕熱層方向的輻射通道，輻射波在其中反射衰減導(dǎo)致溫度分布差異。

表4　穩(wěn)態(tài)時(shí)多層絕熱層各層溫度分布

4　結(jié)論

本測(cè)試裝置通過維持高真空及恒壁溫條件，可以較好的模擬在軌條件，通過設(shè)置貯箱頸管處的溫度補(bǔ)償器，可以有效的屏蔽掉頸管的導(dǎo)熱漏熱。經(jīng)過初步實(shí)驗(yàn)，證明了本測(cè)試裝置可對(duì)低溫推進(jìn)劑貯箱絕熱系統(tǒng)在不同工況下的熱力學(xué)性能進(jìn)行測(cè)試。針對(duì)10 mm硬質(zhì)聚氨酯泡沫和30層多層絕熱的復(fù)合絕熱系統(tǒng)，在真空度2×10-3Pa，冷熱壁面溫度分別為96 K和313 K條件下，測(cè)得液氮日蒸發(fā)率為0.210%，折算液氧日蒸發(fā)率為0.156%。

[1]胡偉峰，申麟，彭小波，等.低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制關(guān)鍵技術(shù)分析[J].低溫工程，2011（3）:59-66.

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EXPERIMENTAL STUDY ON INSULATION PERFORMANCEOFCRYOGENIC PROPELLANT TANK

ZHENG Jian-peng1，2，CUIChen1，CHEN Liu-biao1，2，GUO Jia1，ZHOUYuan1，WANG Jun-jie1，
（1.Key Laboratory of Cryogenics，Technical Institute of Physicsand Chem istry，CAS，Beijing100190，China
2.University of Chinese Academ y of Sciences，Beijing100049，China）

To meet the requirements of the long time on obit storage of cryogenic propellant，a test system for the ground testhas been built.Bymaintaining high vacuum and constantwall temperature condition，on orbit condition can be simulated.A temperature compensator is setup to shield the heat conduction loss in theneck tube of tank.The vacuum degree and the wall temperature in the system can bemonitored，and the temperature distribution of the insulation system and the gas flow rate of the tank can bemeasured.In the 10 mm rigid polyurethane foam and 30 layersofmultilayer insulation experiment，in the vacuum of 2×10-3Pa，boundary temperature of 96 K and 313 K，themeasured daily evaporation rate of liquid nitrogen is0.210%，and translated daily evaporation rate of liquid oxygen is0.156%.

cryogenic propellant；on orbitstorage；cryogenic insulation；ground verification

O514；V511+.6

A

1006-7086（2015）06-0026-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.06.006

2015-10-04

鄭建朋（1990-），男，山東淄博人，碩士研究生在讀，主要研究方向?yàn)榈蜏亟^熱技術(shù)。Email：wangjunjie@mail.ipc.ac.cn。