凡雙玉，蘇嘉南(北京航天試驗技術(shù)研究所 低溫技術(shù)事業(yè)部，北京 100074)

·低溫與制冷·

在軌低溫推進劑儲存地面試驗研究

凡雙玉，蘇嘉南
(北京航天試驗技術(shù)研究所 低溫技術(shù)事業(yè)部，北京 100074)

擬采用薄膜電加熱片模擬太陽照射空間熱環(huán)境、采用以液氮液氫為低溫介質(zhì)的冷屏模擬深空低溫環(huán)境，以熱縮比模型代替全尺寸的試驗研究。該技術(shù)可同時實現(xiàn)對高溫熱流、低溫熱流及瞬態(tài)熱流變化的模擬，為低溫推進劑蒸發(fā)量抑制地面驗證試驗提供不同高度的空間熱試驗環(huán)境。另外文章還對數(shù)據(jù)測量在真空熱試驗中的應(yīng)用情況作了簡要介紹。

薄膜加熱片；蒸發(fā)量抑制；地面試驗；空間熱環(huán)境

1 前 言

低溫推進劑長時間在軌應(yīng)用的核心是解決推進劑蒸發(fā)量的控制問題，最終實現(xiàn)零蒸發(fā)損失，這是低溫推進劑長時間在軌應(yīng)用的前提。在空間由于受到太陽輻射、地球紅外輻射、行星反照、黑背景等空間熱環(huán)境的影響，為長時間在軌低溫推進系統(tǒng)的設(shè)計帶來了難題。需要開展地面試驗驗證技術(shù)模擬空間熱環(huán)境來進行研究。在模擬空間真空、冷黑、太陽和行星的外熱流環(huán)境條件下, 檢驗低溫氫氧末級軌道飛行中的溫度分布與推進劑蒸發(fā)量控制狀態(tài)。空間外熱流主要是太陽輻射，空間外熱流模擬的精確程度，直接影響到整個試驗結(jié)果。為了模擬外熱流可以采用太陽模擬器、紅外燈和紅外加熱器、電阻片直接加熱等形式。本文采用薄膜電加熱片模擬太陽照射空間熱環(huán)境、采用以液氮液氫為低溫介質(zhì)的冷屏模擬深空低溫環(huán)境。

2 工況分析

重型火箭執(zhí)行載人探月、深空探測任務(wù)時，低溫三級在軌滑行時間可能達5 d，軌道高度選用270 km，由于發(fā)射時刻不定，一般來說飛行器在軌道上要經(jīng)歷各種熱工況。如果在地面上要完成飛行器在宇宙空間可能出現(xiàn)的所有工況試驗，試驗工作量會很大，因此只能選擇一些典型的工況進行熱平衡試驗，包括兩種極端的工況：高溫工況和低溫工況。

高溫工況：全日照軌道，儀器設(shè)備處于最大發(fā)熱工作狀態(tài)。最高溫度可達550 K。

低溫工況：最大陰影軌道。飛行器內(nèi)部各儀器設(shè)備的發(fā)熱量處于最小的情況。最低溫度可達100 K。

3 外熱流的模擬

3.1 外熱流的計算

將飛行器的外表面劃分為若干個區(qū)域，即具有一定形狀按一定秩序排列的計算面元，確定面元尺寸及數(shù)量，對于給定的軌道參數(shù)和工況條件，用計算機計算每個面元上的太陽輻射。按軌道平均和瞬態(tài)情況計算外熱流。

根據(jù)太陽到達航天器的輻射流公式[1]：

q1=ScosθS

(1)

式中，S為太陽常數(shù)，θS為S方向與航天器微元dF表面法線n的夾角。在本試驗技術(shù)方案設(shè)計下，要求計算一個圓柱體容器表面的總熱流，可以沿著該物體的外表面積分，且對直徑為D高度為H的圓柱表面外熱流計算公式為：

(2)

式中，φC為陽光與圓柱軸線的交腳。如果僅考慮圓柱表面，不計算柱體上下底，則式中括號中的第二項應(yīng)去掉。

3.2 薄膜型加熱器

外熱流模擬采用薄膜型加熱器，這種方法是在航天器暴露于空間的外表面直接通電加熱。所加電功率等于在空間所吸收的外熱流值，所以也是一種等效吸收熱流的方法。加熱片視航天器外表面所吸收的外熱流分布情況分成若干加熱回路。每一條回路有獨立的電源加熱，其電功率的大小由程序計算機按預(yù)先給定的參數(shù)自動控制。這種加熱模擬方法的優(yōu)點是可以較準確地模擬所吸收的外熱流隨時間變化的關(guān)系，所需的真空室尺寸相對較小。

圖1 柔性薄膜型加熱器

柔性薄膜型加熱器可以對幾乎任何需要之處加熱，將加熱器粘貼在待加熱件的表面。薄膜型加熱器的電阻元件和熱沉之間存在較小的溫度梯度，加熱器保持較低溫度。柔性薄膜型加熱器僅重0.023～0.037 g/cm2，并且厚度僅為0.09～0.14 mm?？梢园惭b在較小的空間。在映射面內(nèi)表面與航天器結(jié)構(gòu)外表面組成的封閉系統(tǒng)中，假設(shè)外部投射的環(huán)境熱流全部被吸收，按同樣的位置、方向及大小進行輻射換熱模擬計算，得到航天器外表面環(huán)境熱流[2]。太陽輻射熱流是直射的，飛行器圓柱體只有半面被太陽熱流照射，假設(shè)太陽輻照常數(shù)S為1377 W/m2，按照公式(2)和所設(shè)計罐體大小，則可計算出半圓柱面上加熱帶的均勻熱流J，并利用計算機調(diào)節(jié)電功率得到所需溫度環(huán)境。

在每一個外熱流模擬加熱器上，將若干個按一定秩序排列的紅外加熱片安裝在模擬裝置的框架上，用導(dǎo)線將紅外加熱片與電源、計算機連通組成回路，另在表面設(shè)置熱流計，可實現(xiàn)到達表面熱流的檢測和控制。

3.3 試驗?zāi)Ｐ?/p>

在地面建立空間熱環(huán)境模擬設(shè)備，來完全重現(xiàn)真實的空間環(huán)境是十分困難的。但是，在保證航天器熱試驗具有足夠精度的前提下，是可以適當簡化環(huán)境模擬試驗的要求。對航天器熱平衡產(chǎn)生影響的主要環(huán)境因素是真空、低溫和來自太陽的外熱流。

圖2 試驗環(huán)境艙

我們通過熱縮比模型代替全尺寸，采用一定的柔性薄膜加熱器布置在試驗航天器的周圍，對它進行加熱測試箱內(nèi)部設(shè)計，有貯箱安裝固定支架、低溫推進劑加注、排出管道、低溫氣體放空管等，如圖2所示；在測試箱壁面安裝不同功率的加熱帶，加熱帶與測試箱外面的液氮(或液氫)冷屏相互結(jié)合，為試驗提供所需的不同溫度，可以模擬低溫貯箱所處的不同溫度環(huán)境。

3.3.1 低溫熱沉模擬

圓柱形真空室內(nèi)壁裝有銅管和銅板制成的冷卻套筒。管內(nèi)通以低溫冷卻介質(zhì)。從航天器熱平衡溫度水平看，用液氮系統(tǒng)代替4 K的宇宙低溫，不會帶來很大的誤差，能大大的簡化模擬技術(shù)。

低溫液氮冷卻系統(tǒng)有開式和閉式循環(huán)兩種。開式冷卻系統(tǒng)，液氮從儲罐經(jīng)控制閥門進入熱沉冷卻管路，使整個熱沉的溫度降到-190℃±5℃，獲得試驗要求的冷黑環(huán)境；液氮吸熱汽化后直接排入大氣。閉式系統(tǒng)由循環(huán)泵把液氮壓入熱沉進行冷卻，液氮是在壓力下進行循環(huán)不發(fā)生氣化，自熱沉流出經(jīng)節(jié)流閥減壓后流入液氮儲罐氣化的氮氣排入大氣，液氮重復(fù)使用。

熱沉表面布置多個測溫傳感器，傳感器采用Pt100鉑電阻，測量精度0.1℃，誤差小于±1℃。熱沉的進出液管道采用真空絕熱管，包括進液管道和出液管道。

3.3.2 真空系統(tǒng)

我們選用0Cr18Ni9不銹鋼作為真空艙體及內(nèi)部結(jié)構(gòu)件的用材，并對其內(nèi)壁進行拋光處理。真空室內(nèi)模擬只需保持10-6～10-8Torr (注：1Torr=133.32Pa)的氣壓就夠了。為保證在較短時間內(nèi)能在將真空室內(nèi)抽至所需要的真空度，需配備大型的機械泵、擴散泵和低溫分子吸附泵(液氦系統(tǒng))。機械泵首先將真空室初抽至10-2～10-3Torr，擴散泵進一步把真空室的氣壓降至10-5～10-6Torr，冷卻圓柱體通以液氮及液氦之后，真空室的氣壓下降至10-9Torr或更低。圖3為真空系統(tǒng)圖。

圖3 真空系統(tǒng)示意圖

3.3.3 絕熱泡沫

液氫貯箱外表分別擬包覆一定單元的變密度多層隔熱材料MLI，在真空條件下阻止輻射傳熱。變密度MLI和泡沫塑料的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)見圖4。

圖4 變密度的MLI 和泡沫塑料的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)

通過馬歇爾空間飛行中心(MSFC)試驗驗證，貯箱采用變密度MLI作為隔熱材料，蒸發(fā)量比采用傳統(tǒng)的MLI降低了58%，且隔熱材料重量能夠減少41%[3]。該項技術(shù)是低溫推進劑長期在軌儲存必須采用的，是最基本的被動熱防護技術(shù)之一。

4 測試程序

當液氫儲存儲罐在試驗?zāi)Ｐ椭泄潭ú⒐嘧⑼暌簹浜?，連接好所有加熱和測試電纜，檢查關(guān)閉后的真空系統(tǒng)。開動真空泵抽真空，當達到規(guī)定的真空度后，熱沉通入液氮，使熱沉達到規(guī)定的環(huán)境溫度，之后，開始按試驗規(guī)定的工況加上外熱流，調(diào)節(jié)外熱流加熱器，使之達到所需要的熱流分布，并穩(wěn)定一段時間。

低溫推進劑在軌蒸發(fā)量地面模擬測試系列包括很多個預(yù)計將持續(xù)20～30 d的時間間隔的獨立測試。當真空室達到一定真空度，熱沉達到規(guī)定的環(huán)境溫度后，將液氫儲罐填充到一個特定的液位并利用光學傳感器讀數(shù)，依次填充讀數(shù)，直到儲罐容量的95%，通過繪制壓力曲線計算總熱量的泄漏。隨后再進行下一個獨立的測試。表1列出了試驗測試過程列表。

表1 液氫蒸發(fā)量測試試驗過程列表

我們在貯箱漏熱的計算過程中模擬真實熱容，未考慮推進劑相變，僅對貯箱及推進劑溫度變化規(guī)律進行分析，蒸發(fā)量計算則采用零維問題分析法進行后處理，測試結(jié)果將在后來的試驗數(shù)據(jù)中表示。

5 數(shù)據(jù)采集

設(shè)備設(shè)有一系列數(shù)據(jù)測量通道，采用銅—康銅熱電偶和鉻鋁熱電偶，線排引出的線通過插頭與數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)計算機相連。所有的熱電偶均引至吉時利公司的數(shù)據(jù)處理設(shè)備，數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)主計算機為HP7200工作站。掃描時間間隔為l min～l h可調(diào)，也可以實現(xiàn)40個測溫通道的5 s掃描一次且實時畫圖。利用測量的液位數(shù)據(jù)和溫度數(shù)據(jù)，計算可得低溫貯箱絕熱層的熱力學性能和低溫推進劑的在軌日蒸發(fā)量，即獲得現(xiàn)階段蒸發(fā)量控制技術(shù)的狀況。

6 結(jié)束語

低溫推進劑長期在軌儲存技術(shù)是我國航天事業(yè)后續(xù)發(fā)展的支撐性關(guān)鍵技術(shù)，是一項復(fù)雜的系統(tǒng)工程，由于低溫推進劑的低沸點、空間復(fù)雜的熱環(huán)境和微重力環(huán)境，給該項技術(shù)的實現(xiàn)帶來了很大的困難，低溫推進劑在軌蒸發(fā)量控制是一個亟須解決的問題。該項技術(shù)國外已經(jīng)基本完成了實驗室研究，即將進入工程化實施階段，后面計劃通過多次的飛行驗證對該項技術(shù)方案的工程有效性、可靠性等方面進行考核。我國在該項技術(shù)處于起步階段，后面還有大量的工作需要開展。我們將充分借鑒美國馬歇爾空間飛行中心的多用途液氫試驗平臺的方案，建立一個真空環(huán)境模擬倉，模擬空間熱環(huán)境，進行一系列低溫推進劑蒸發(fā)量控制技術(shù)綜合試驗。

[1] 閔桂榮，郭舜. 航天器熱控制[M]. 北京：科學出版社，1985: 260-261.

[2] 孫創(chuàng)，夏新林，戴貴龍.飛行器復(fù)雜外結(jié)構(gòu)的環(huán)境熱流計算方法[J]. 宇航學報，2011, 32(3): 683-687.

[3] HASTINGS L J, HEDAYAT A, BROWN T M. Analytical Modeling and Test Correlation of Variable Density Muhilayer Insulation for Cryogenic Storage [J]. NASA/TM 2004-213175, 2004.

Study on Ground Test of in Orbit Cryogenic Propellant Storage

Fan Shuangyu，Su Jianan

(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology, Beijing 100074, China)

This paper uses a thin film electric heating sheet simulated solar irradiation space thermal environment, cold screen simulation of deep space temperature environment with liquid nitrogen and hydrogen, with heat shrinkable ratio model instead of full size test. The technology can realize the simulation of the high temperature heat flux, the low temperature heat flux and the change of the transient heat flux at the same time. In addition, the paper also gives a brief introduction to the application of data measurement in vacuum thermal test.

transpiration control; ground test; space thermal environment

2016-12-06

TB66

A

1007-7804(2016)06-0011-05

10.3969/j.issn.1007-7804.2016.06.004

凡雙玉(1987)，女，碩士。主要研究方向：推進系統(tǒng)試驗和仿真。