閆指江，吳勝寶，趙一博，董曉琳，莊方方，張 烽

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076；2.航天材料及工藝研究所，北京100076）

低溫貯箱組合絕熱材料隔熱性能測試試驗(yàn)研究

閆指江1，吳勝寶1，趙一博2，董曉琳1，莊方方1，張 烽1

（1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076；2.航天材料及工藝研究所，北京100076）

以聚氨酯泡沫塑料和多層隔熱材料組成的組合絕熱材料被認(rèn)為是未來低溫推進(jìn)劑貯箱絕熱材料的主要形式。應(yīng)用典型的量熱器法針對(duì)以下三個(gè)方面開展試驗(yàn)研究：是否在樣件中添加泡沫材料；樣件中多層隔熱材料的層數(shù)不同；制備樣件時(shí)采用不同的預(yù)緊力。對(duì)比了不同狀態(tài)的組合絕熱材料的絕熱性能。試驗(yàn)結(jié)果表明：組合絕熱材料中的泡沫塑料可直接增加整體結(jié)構(gòu)的隔熱能力；隨著組合絕熱材料中MLI（多層隔熱材料）層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢；在MLI層數(shù)相同情況下，隨著預(yù)緊力的增加，材料的熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢。試驗(yàn)分析結(jié)果可為未來載人月球探測及更遠(yuǎn)距離深空探測的航天器低溫貯箱絕熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

絕熱材料；隔熱性能；試驗(yàn)研究；低溫推進(jìn)劑貯存

1 引言

為了提高大型運(yùn)載火箭和深空探測航天器的空間運(yùn)輸能力，國內(nèi)外常采用低溫的液氫、液氧作為推進(jìn)劑。相比較常規(guī)推進(jìn)劑，液氫／液氧低溫推進(jìn)劑的比沖更高，并且無毒無污染，是較為理想的推進(jìn)劑選擇。然而液氫、液氧低溫推進(jìn)劑在常壓下沸點(diǎn)極低，分別為20 K和90 K，極易蒸發(fā)，如何有效地抑制低溫推進(jìn)劑在軌貯存時(shí)的蒸發(fā)是現(xiàn)階段絕熱結(jié)構(gòu)研究的重點(diǎn)［1］。

運(yùn)載器的整個(gè)發(fā)射過程中主要存在三種熱量來源，第一種是起飛前地面環(huán)境下的外部熱流，第二種是發(fā)射過程中的氣動(dòng)加熱，第三種是太陽光照、宇宙射線等外界輻射的直射和反射［2］。在前兩種熱環(huán)境中，推進(jìn)劑箱體的傳熱途徑主要是對(duì)流傳熱和固體傳熱，而在第三種條件下，由于周圍環(huán)境真空度很高，輻射傳熱成為主要的傳熱方式。以聚氨酯泡沫塑料和多層隔熱材料組成的組合絕熱材料被認(rèn)為是未來低溫推進(jìn)劑貯箱絕熱材料的主要形式［3］，閉孔泡沫塑料用于在發(fā)射前和發(fā)射過程中隔絕低溫燃料與外界環(huán)境中的對(duì)流傳熱和接觸傳熱，而多層隔熱材料的主要功能是隔絕空間環(huán)境下的輻射和接觸傳熱。組合絕熱材料是對(duì)二者的復(fù)合應(yīng)用，通過對(duì)泡沫材料厚度、多層隔熱材料層數(shù)、兩者連接方式的優(yōu)化設(shè)計(jì)，達(dá)到抑制低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)，提高低溫推進(jìn)劑使用效率的目標(biāo)。

本文采用最新設(shè)計(jì)的量熱器平臺(tái)，從是否添加泡沫材料、不同多層隔熱材料層數(shù)、不同預(yù)緊力三個(gè)方向入手，針對(duì)不同的試驗(yàn)樣件開展研究工作，通過對(duì)比材料的當(dāng)量熱導(dǎo)率、平均漏熱量等試驗(yàn)結(jié)果，得到較為優(yōu)化的組合絕熱材料設(shè)計(jì)，為未來低溫推進(jìn)劑在軌貯存的絕熱系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供試驗(yàn)參考。

2 量熱器法試驗(yàn)系統(tǒng)

2.1 測試原理

量熱器法是一種測試多層隔熱材料、泡沫材料等大面積包覆材料在空間環(huán)境下的漏熱量及當(dāng)量熱導(dǎo)率的典型方法［4］。測量平臺(tái)的核心部分是圓柱型材料試樣的量熱器，容積較?。ㄒ话阈∮?0 L），在測量容器的上下表面分別裝有一個(gè)保護(hù)容器，用于消除來自圓柱形測量容器上下兩個(gè)表面之間的縱向傳熱。當(dāng)系統(tǒng)的蒸發(fā)速率達(dá)到穩(wěn)態(tài)之后，利用低溫液體的蒸發(fā)量可計(jì)算出通過測量筒圓柱表面的漏熱量，最后計(jì)算得到材料試樣的表觀熱導(dǎo)率與比熱流［5］。其中，表觀熱導(dǎo)率計(jì)算公式如式（1）：

式中：λ為表觀導(dǎo)熱系數(shù)，單位為W／（m· K）；Q為測量容器的漏熱量，單位為W；T2為穩(wěn)態(tài)下的熱壁溫度；T1為穩(wěn)態(tài)下的冷壁溫度；r為測量容器的外半徑，單位為m；δ為試樣的厚度，單位為m，可以直接測量得到；l代表測量容器的長度，單位為m。

比熱流計(jì)算公式如式（2）：

式中：q為通過絕熱材料的比熱流，單位為W／m2；A為熱流通過的面積。

2.2 試驗(yàn)裝置

本次測試試驗(yàn)搭建了基于液氮蒸發(fā)率的組合絕熱材料樣件測試試驗(yàn)臺(tái)，該試驗(yàn)平臺(tái)主要由量熱器系統(tǒng)（含吊裝）、高真空系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和輔助系統(tǒng)四部分組成，試驗(yàn)平臺(tái)整體如圖1所示（未包含測量系統(tǒng)），高真空機(jī)組柜內(nèi)部示意圖如圖2所示，其中測試樣件具備自由更換的條件，同時(shí)測量可滿足數(shù)據(jù)的自動(dòng)化采集。

1）量熱器系統(tǒng)

量熱器的結(jié)構(gòu)如圖3所示，其中量熱器中測量容器的內(nèi)徑為152 mm，高度為378 mm，整個(gè)測量容器的換熱面積為0.1805 m2，測試容積為6.3 L，外筒的內(nèi)徑為294.8 mm。為了便于測試樣品更換，量熱器內(nèi)膽在保護(hù)膽和測量膽的管子上設(shè)置了可拆接口，通過CF16接口連接。為了消除管子在連接過程中的應(yīng)力集中，連接測量膽的管子接口上設(shè)置了波紋管。量熱器外筒壁上布置有抽真空接口，為了獲取更高的真空度，臥式分子泵直接從外筒壁側(cè)面通過擋板閥對(duì)接腔體。測試表明，在沒有液氮注入的情況下，真空可達(dá)1.5×10－5Pa。為了能獲得穩(wěn)定可調(diào)的真空范圍，在外殼體上半段設(shè)置了一個(gè)針閥，用于控制放氣速率從而改變量熱器內(nèi)真空度，從而得到不同真空度下多層絕熱材料的表觀熱導(dǎo)率數(shù)值。

2）高真空系統(tǒng)

由于真空度對(duì)于材料的絕熱性能有著顯著的影響，精確測量真空度是本系統(tǒng)的關(guān)鍵。從文獻(xiàn)資料來看，熱導(dǎo)率的拐點(diǎn)一般出現(xiàn)在10－2～10－3Pa之間［6］，因此能測準(zhǔn)1×10－3～1×10－5Pa是該量熱器的關(guān)鍵。本試驗(yàn)平臺(tái)應(yīng)用分子泵與機(jī)械泵組合工作的形式，該系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)真空度1.5 ×10－5Pa，其中1×10－3～1×10－5Pa真空范圍內(nèi)可實(shí)現(xiàn)2‰的真空測量精度要求。

3）數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要包括氣體流量采集系統(tǒng)與溫度采集系統(tǒng)。氣體流量采集系統(tǒng)選擇氣體質(zhì)量流量計(jì)，測試范圍為0～2 L／min，精度為滿量程的±1%。溫度測量采用鉑電阻溫度計(jì)，并與Lab?View軟件相連進(jìn)行溫度的采集與記錄，更直觀準(zhǔn)確地得到內(nèi)外壁溫度。

4）輔助系統(tǒng)

輔助系統(tǒng)包含檢漏系統(tǒng)和液氮供應(yīng)系統(tǒng)兩部分。檢漏系統(tǒng)的測量范圍為5×10－12～1 Pa·m3／s。液氮供應(yīng)系統(tǒng)包含一個(gè)高壓儲(chǔ)罐和一個(gè)低壓儲(chǔ)罐，試驗(yàn)中將低壓罐內(nèi)的液氮加注到量熱器的保護(hù)膽和測量膽中。

3 試驗(yàn)步驟

3.1 試驗(yàn)準(zhǔn)備階段

試驗(yàn)準(zhǔn)備期間應(yīng)使用四氯化碳或丙酮對(duì)測量筒的外壁面進(jìn)行清洗，防止表面的污染物影響整個(gè)系統(tǒng)的真空度。對(duì)多層絕熱材料進(jìn)行長時(shí)間的烘干處理和保潔處理，以排除材料中絕大部分水分，并且保持材料表面的清潔，之后再進(jìn)行組合絕熱材料樣件的加工。

3.2 試驗(yàn)材料選擇

目前國內(nèi)外對(duì)MLI材料（多層隔熱材料）的研究已經(jīng)取得一定的成果，根據(jù)文獻(xiàn)報(bào)道，MLI在真空環(huán)境下的熱導(dǎo)率會(huì)受到真空度、開孔方式和開孔率、反射屏材料、間隔層材料等性能的影響［4］。目前國內(nèi)已有多家公司銷售較為成熟的MLI產(chǎn)品，通過對(duì)這些公司市售的5種MLI產(chǎn)品的性能進(jìn)行表征，富士達(dá)公司的PDLK型材料在力學(xué)性能和熱導(dǎo)率方面具有一定的優(yōu)勢，適用于此次測試試驗(yàn)的樣件加工。

組合絕熱材料中使用的泡沫材料是我國CZ?5和CZ?7系列運(yùn)載火箭采用的HCFC?141b發(fā)泡的聚氨酯泡沫材料，其熱導(dǎo)率達(dá)到10－2量級(jí)，并且在軌道真空環(huán)境下也能在較長的時(shí)間內(nèi)保持性能穩(wěn)定。

3.3 組合絕熱材料樣件加工

首先量熱器的上保護(hù)容器、測量容器、下保護(hù)容器三部分分別布置并粘貼冷壁測溫點(diǎn)（根據(jù)測溫儀測溫通道數(shù)分配測點(diǎn)，測量容器測點(diǎn)數(shù)目不少于5個(gè)，上下保護(hù)容器的測點(diǎn)數(shù)目不少于3個(gè)），同時(shí)保證測點(diǎn)讀數(shù)準(zhǔn)確可靠，記錄測溫點(diǎn)位置及編號(hào)。

之后將泡沫材料噴涂于量熱器內(nèi)容器上，待泡沫完全定型后對(duì)泡沫進(jìn)行機(jī)加處理，保證測量容器表面的泡沫厚度均勻。再將多層隔熱材料纏繞在量熱器內(nèi)容器上，纏繞過程中要求操作人員佩戴手套，保證纏繞均勻，做好纏繞標(biāo)記并記錄層數(shù)。用卷尺測量6個(gè)不同位置處試樣的周長，得到試樣的平均厚度，記為實(shí)測材料厚度δ，試驗(yàn)樣件如圖4所示。

最后在試樣最外層表面與冷壁測溫點(diǎn)對(duì)應(yīng)的位置布置熱壁測溫點(diǎn)，要求測溫點(diǎn)讀數(shù)穩(wěn)定可靠，記錄測溫點(diǎn)位置及編號(hào)。將加工好試樣的量熱器內(nèi)容器放入量熱器外筒中，并檢測密封性。

3.4 抽真空

首先確保管路之間連接正確，在量熱器內(nèi)膽內(nèi)壁和外殼外壁用電加熱器加熱去除水蒸汽，同時(shí)用機(jī)械泵抽真空，使用He質(zhì)譜儀檢測密封性，真空腔壓力達(dá)到5 Pa以下時(shí)，開啟分子泵抽真空。

當(dāng)量熱器夾層真空度優(yōu)于1×10－1Pa時(shí)，向量熱器上下保護(hù)容器及測量容器內(nèi)緩慢加注液氮，直至液氮溢出，確保在測試時(shí)間內(nèi)，夾層真空度優(yōu)于1×10－3Pa（冷態(tài)）［4］。

3.5 試驗(yàn)數(shù)據(jù)記錄

每隔10 min記錄一次氣體流量計(jì)流量、流量計(jì)出口處溫度T1及壓力P1，當(dāng)1小時(shí)內(nèi)流量的變化范圍小于5%時(shí)，認(rèn)為整個(gè)系統(tǒng)的漏熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)，繼續(xù)記錄接下來1小時(shí)的氣體流量，以此計(jì)算平均流量V。當(dāng)系統(tǒng)漏熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，每隔10 min記錄一次試樣的冷、熱壁溫度Tc與Th，持續(xù)記錄1 h。

測量期間每隔2 h向量熱器的上、下保護(hù)容器加注液氮，直至注滿為止，保證測量容器和保護(hù)容器之間沒有縱向傳熱。

當(dāng)系統(tǒng)漏熱達(dá)到穩(wěn)態(tài)之后，測量從測量膽內(nèi)蒸發(fā)出的氮?dú)饬髁縑與冷、熱壁的溫度Tc與Th，結(jié)合測得的組合防具熱材料厚度δ、氣體流量計(jì)出口處氮?dú)鉁囟萒1、壓力P1，計(jì)算求得該測量系統(tǒng)下組合絕熱材料的表觀導(dǎo)熱系數(shù)λ與比熱流q，具體的計(jì)算公式見式（3）～（4）：

其中：ρg為273.15 K下氮?dú)鈿怏w密度，單位為J／kg；Th和Tc分別為系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，熱壁溫度和冷壁溫度1 h內(nèi)的平均值，單位為K。

4 試驗(yàn)結(jié)果及分析

量熱器法測試的組合絕熱材料性能包括兩個(gè)部分，一部分為熱導(dǎo)率的數(shù)值，一部分為熱流量數(shù)據(jù)。其中熱流量數(shù)據(jù)是根據(jù)液氮蒸發(fā)過程中的熱量計(jì)算得到的，更為直觀，熱導(dǎo)率數(shù)據(jù)是由熱流量數(shù)據(jù)通過公式計(jì)算而來，作為材料的一種本征性能，厚度對(duì)熱導(dǎo)率具有一定的影響。

針對(duì)是否添加泡沫層的絕熱材料開展研究，2個(gè)試驗(yàn)工況分別為添加泡沫層和不添加泡沫層。試驗(yàn)溫度為液氮溫度，試驗(yàn)真空環(huán)境為2×10－4Pa，纏繞MLI的預(yù)緊力為1 kg。

從試驗(yàn)結(jié)果得出，絕熱結(jié)構(gòu)中引入泡沫塑料后，整體結(jié)構(gòu)的熱流量從1.173 W降低到0.758W，但是如果將組合絕熱材料作為整體材料來考慮，材料的有效熱導(dǎo)率要考慮厚度對(duì)絕熱性能的影響，單獨(dú)的聚氨酯泡沫的熱導(dǎo)率測試結(jié)果為2.0×10－2W／（m·K），因此熱導(dǎo)率的計(jì)算值比MLI計(jì)算結(jié)果偏大。

針對(duì)不同層數(shù)MLI的組合絕熱材料絕熱性能開展研究，得到優(yōu)化的MLI層數(shù)。4個(gè)試驗(yàn)工況MLI層數(shù)分別為10、20、30、40，試驗(yàn)溫度為液氮溫度，試驗(yàn)真空環(huán)境為2×10－4Pa，MLI預(yù)緊力為3 kg。

從試驗(yàn)結(jié)果得出，隨著層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢，這是由于施工過程中不能保證多層隔熱材料層與層之間有足夠的距離造成的。因?yàn)槎鄬痈魺岵牧系母魺嵝Ч山佑|傳熱和輻射傳熱共同決定，當(dāng)反射層數(shù)量較少時(shí)，輻射傳熱熱阻占主導(dǎo)，但由于輻射傳熱的隔絕量不足，導(dǎo)致熱導(dǎo)率較高。隨著反射屏的數(shù)量繼續(xù)增加，輻射傳熱熱阻增加，但纏繞過程導(dǎo)致的反射屏之間的接觸增加，接觸熱阻減小，使得試驗(yàn)樣件在MLI達(dá)到40層時(shí)熱流量顯著增加，從試驗(yàn)結(jié)果得出MLI為20層和30層的組合絕熱材料的隔熱性能較好，熱導(dǎo)率在3.0×10－4W／（m·K）。

針對(duì)不同預(yù)緊力纏繞MLI的試驗(yàn)樣件開展研究，3個(gè)試驗(yàn)工況的MLI層數(shù)均為30層，纏繞預(yù)緊力分別為1 kg、3 kg、5 kg，試驗(yàn)溫度為液氮溫度，試驗(yàn)真空環(huán)境為2×10－4Pa。

從試驗(yàn)結(jié)果得出，MLI層數(shù)相同情況下，隨著預(yù)緊力的增加，材料的漏熱熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢，但在3 kg和5 kg條件下的熱流量相近，均超過了0.9 W的水平。但由于預(yù)緊力增加，MLI厚度降低，因此熱導(dǎo)率呈現(xiàn)出隨著張力的增加而降低的趨勢。

5 結(jié)論

組合絕熱材料在真空、低溫環(huán)境下可以有效降低低溫液體貯存系統(tǒng)的漏熱，通過量熱器法開展不同狀態(tài)的組合絕熱材料隔熱性能測試，獲得以下結(jié)論：

1）絕熱結(jié)構(gòu)中引入泡沫塑料后，整體結(jié)構(gòu)的隔熱能力增加；

2）隨著MLI層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢；

3）在MLI層數(shù)相同情況下，隨著預(yù)緊力的增加，材料的漏熱熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢。

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Experimental Research on Heat Insulation Performance of Assembled Thermal Insulation Materials in Cryogenic Tank

YAN Zhijiang1，WU Shengbao1，ZHAO Yibo2，DONG Xiaolin1，ZHUANG Fangfang1，ZHANG Feng1
（1.Research＆Development Center of China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China；2.Aerospace Research Institute of Materials＆Processing Technology，Beijing 100076，China）

The assembled thermal insulationmaterials composed of polyurethane foam andmulti?lay?er heat insulation material is considered as the main form of insulation materials for the cryogenic propellant tank in the future.In this paper，three groups of tests were carried out with the typical calorimetermethod to study the thermal insulation performance of the assembled thermal insulation materials.The three groups of tests focused on whether to add form material in samples，the differ?ence of MLI layers in samples，and the different pretightening force inmaking samples respectively. The results showed that the foam plastics could directly improve the heat insulation capability for the whole structure；the increasing number of the MLI layers in the assembled thermal insulationmateri?als decreased firstly and then increased the heat flux of the compositematerial；for the same MLI layers，the heat flux of thematerial increased with the increase of the preload.The resultsmay serve as a reference for the cryogenic propellant storage system design of the vehicle formanned lunar ex?ploration and deep space exploration in the future.

thermal insulatingmaterials；heat insulation performance；experimental research；cryo?genic propellant storage

V19

A

1674?5825（2017）01?0056?05

2015?10?28；

2016?12?22

載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目（060301）

閆指江，男，碩士，工程師，研究方向?yàn)榭臻g飛行器熱控與熱防護(hù)。E?mail：bryan0212＠163.com