徐照武，林博穎，陳金明，王 晶，姜 涌

?

大型空間環(huán)境模擬器熱沉氣氮調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)

徐照武，林博穎，陳金明，王 晶，姜 涌

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

文章結(jié)合某型號航天器對調(diào)溫?zé)岢猎囼炐枨?，對國?nèi)外氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進行分析調(diào)研，對某空間環(huán)境模擬器進行了氣氮調(diào)溫系統(tǒng)流程設(shè)計，對影響系統(tǒng)的關(guān)鍵參數(shù)如氣氮流量、液氮體積流量及有關(guān)供氣供熱管徑等進行分析研究和設(shè)計實施，并進行了系統(tǒng)調(diào)試。調(diào)試結(jié)果表明，熱沉溫度均勻性達到±5℃，升/降溫速率均達到或超過1℃/min，滿足相應(yīng)的型號試驗要求。

熱真空試驗；空間環(huán)境模擬器；熱沉調(diào)溫

0 引言

目前國內(nèi)外的熱真空試驗設(shè)備多采用液氮制冷或機械制冷提供低溫環(huán)境，采用紅外加熱器、燈陣、電加熱片等對試驗件進行加熱，通過控制加熱量來對試驗件溫度進行控制。這種方法需要消耗大量的電能，經(jīng)濟性較差；而且需要根據(jù)試驗件的形狀來設(shè)計電加熱裝置，普適性較差，特別是對于外形復(fù)雜或較小的試驗件，電加熱裝置的設(shè)計極其困難。此外，電加熱裝置需要占用較多的空間，對試驗件有較大的遮擋。

熱沉調(diào)溫系統(tǒng)使用載冷劑作為工作介質(zhì)，將滿足溫度要求的載冷劑直接通入熱沉，通過調(diào)節(jié)熱沉溫度控制試驗件溫度，可以減少或避免使用加熱工裝及測/控溫系統(tǒng)，能有效減少試驗測/控溫工作量、降低試驗成本、提高試驗精度和設(shè)備使用效率。對于一些非常規(guī)的空間結(jié)構(gòu)機構(gòu)展開試驗，由于不需要加熱裝置，可以大大降低試驗設(shè)計難度。

當前，國際上許多國家或組織的航天器試驗中心都建設(shè)有熱沉可調(diào)溫的空間環(huán)境模擬器。美國噴氣推進實驗室（JPL）空間環(huán)境模擬器（8.23m×25.9m）[1]的氣氮調(diào)溫系統(tǒng)主要由氣體發(fā)生器、高低溫風(fēng)機、液氮換熱器和電加熱器組成，可以分別對主/輔熱沉、反射鏡冷卻裝置和防污染板的溫度進行控制。熱沉溫度調(diào)節(jié)范圍為-120～120℃，溫度均勻性可達±3℃。美國PDM公司的熱真空試驗設(shè)備[2]使用氣氮調(diào)溫系統(tǒng)可以使熱沉溫度在-156～121℃范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，升降溫速率達到1.1℃/min。美國戈達德空間飛行中心的熱真空試驗設(shè)備[3]使用氣氮調(diào)溫系統(tǒng)可以使熱沉溫度在-120～150℃范圍內(nèi)調(diào)節(jié)。日本宇宙航空研究開發(fā)機構(gòu)（JAXA）熱真空試驗設(shè)備[4]、歐空局ESTEC大型空間環(huán)境模擬器（LSS）[5]和印度ISRO衛(wèi)星中心熱真空試驗設(shè)備[6]等均采用氣氮調(diào)溫手段調(diào)節(jié)熱沉溫度。

我國在某熱真空試驗設(shè)備中采用了調(diào)溫?zé)岢良夹g(shù)，溫度控制范圍為-120～120℃[7]，其熱沉調(diào)溫系統(tǒng)由調(diào)節(jié)閥、汽化器、電加熱器、安全閥、傳感器等組成。國內(nèi)ZM4300高性能光學(xué)遙感器空間環(huán)境模擬與試驗設(shè)備也具有調(diào)溫功能[8]，利用液氮和機械制冷2個可切換的制冷流程，液氮制冷時熱沉溫度最低達-173℃，機械制冷時熱沉可以在-60～100℃間精確控溫。

綜合國內(nèi)外熱沉調(diào)溫技術(shù)研究現(xiàn)狀可以看出，大型調(diào)溫系統(tǒng)采用液氮、氣氮調(diào)溫結(jié)合電加熱器的方式實現(xiàn)溫度調(diào)節(jié)，而小型調(diào)溫?zé)岢料到y(tǒng)采用一些新的調(diào)溫形式和工質(zhì)。液氮工作狀態(tài)下溫度都能夠達到優(yōu)于100K，氣液混合狀態(tài)下熱沉溫度低溫調(diào)節(jié)范圍一般為-120～120℃。為滿足我國目前正在研制的火星車的熱平衡試驗需求，本文開展了調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計實施及關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)的分析計算。

1 調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計與構(gòu)成

1.1 調(diào)溫系統(tǒng)原理及特點

氣氮調(diào)溫系統(tǒng)以氮氣為載冷工質(zhì)，將滿足溫度要求的氮氣直接通入熱沉，實現(xiàn)熱沉溫度在一定范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，并間接對試驗件的溫度進行控制。氣氮調(diào)溫方法主要有液氮換熱式冷卻調(diào)溫和液氮噴淋式調(diào)溫。前者即常溫氮氣經(jīng)過一個液氮容器換熱降溫后，再經(jīng)電加熱器進行氮氣溫度的調(diào)節(jié)；后者即向循環(huán)氮氣中噴入液氮，然后經(jīng)電加熱器進入熱沉。圖1為典型液氮噴淋式調(diào)溫系統(tǒng)原理示意，液氮噴入量和加熱功率依熱沉的溫度要求而定。液氮噴淋式調(diào)溫方法不但利用了液氮的相變熱，還利用噴淋器進口氣體溫度與液氮沸點（77K）間的溫差熱降低了液氮的消耗，是目前國際上最先進的調(diào)溫方法。

圖1 液氮噴淋式調(diào)溫系統(tǒng)原理

考慮到水平艙承擔火星車環(huán)境試驗期間熱沉溫度調(diào)節(jié)指標要求較高，在設(shè)計時充分考慮液氮噴淋溫度控制精度差、波動性大的特點，在液氮噴淋后與常溫氮氣進行混合調(diào)溫。同時，考慮到試驗期間由于各路熱沉面對的加熱裝置不同，容易導(dǎo)致不同路熱沉之間存在溫度不均勻性，在混合調(diào)節(jié)后的氮氣進入熱沉前再次實施精準控溫，以實現(xiàn)熱沉溫度均勻性和調(diào)節(jié)及時性。

1.2 系統(tǒng)組成部件及功能

1）循環(huán)管路。作為氮氣流通路徑，連接動力設(shè)備、加熱設(shè)備、制冷設(shè)備并最終輸送至熱沉管路內(nèi)部。為實現(xiàn)熱沉溫度調(diào)節(jié)的均勻性和升降溫的必要速度，一般要求循環(huán)管路管徑較大。

2）供液管路。液氮是氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的冷源，供液管路將液氮輸送至液氮噴淋調(diào)節(jié)裝置內(nèi)。由于液氮相變熱和溫差熱較大，供液管路管徑一般較小。

3）加熱裝置。是氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的熱源，以提升流經(jīng)裝置的氮氣溫度來實現(xiàn)熱沉升溫。為滿足熱沉溫度調(diào)節(jié)的精度和均勻性，一般使用主管路加熱和熱沉支管路加熱控溫的方式布置加熱裝置。

4）噴淋調(diào)節(jié)裝置。將系統(tǒng)運行的氮氣和冷源液氮進行混合調(diào)節(jié)，實現(xiàn)熱沉降溫。在噴淋調(diào)節(jié)裝置設(shè)計時應(yīng)充分考慮噴淋頭的選型以及布局方式，以便實現(xiàn)液氮充分汽化與氮氣進行換熱。

5）氣體輸送裝置。將系統(tǒng)運行的氮氣進行密閉循環(huán)，為熱沉換熱的氮氣提供新的循環(huán)動力。熱沉溫度調(diào)節(jié)范圍較為寬泛，一般氣體輸送設(shè)備能夠適應(yīng)不同溫度調(diào)節(jié)下使用。

6）儀器儀表及閥門。儀器儀表實現(xiàn)氣氮運行參數(shù)可視，閥門實現(xiàn)流量調(diào)節(jié)，包括進出口氣動調(diào)節(jié)閥，DN80低溫氣動調(diào)節(jié)閥；氣體調(diào)節(jié)器控制閥，DN20低溫氣動閥門，DN200低溫截止閥，DN200低溫氣動開關(guān)閥。

1.3 預(yù)期達到的指標

結(jié)合火星車熱試驗的需求和空間環(huán)境模擬器現(xiàn)狀，提出利用氣氮調(diào)溫方式實現(xiàn)KM6F空間環(huán)境模擬器熱沉溫度調(diào)節(jié)，試驗設(shè)備指標如下：

1）熱沉溫度范圍：-130～120℃之內(nèi)可調(diào)；

2）熱沉溫度均勻性：±5℃；

3）升降溫速率：不小于1℃/min。

2 調(diào)溫系統(tǒng)模擬分析及計算

2.1 系統(tǒng)熱沉結(jié)構(gòu)

KM6F熱沉尺寸為4.2m×9.5m，分別為大門熱沉、端部熱沉、外熱沉外圈、外熱沉內(nèi)圈、內(nèi)熱沉外圈和內(nèi)熱沉內(nèi)圈等6路主體熱沉，見圖2(a)。容器大門熱沉和端部熱沉分別位于大門和容器后端部，圓柱段熱沉沿長度方向二等分、圓周方向二等分，均分成4路柱段熱沉。

熱沉采用管翅結(jié)構(gòu)形式（圖2(b)），其中管路為21mm×2.2mm的不銹鋼管，沿半圓周方向排布，壁板為1.5mm的紫銅板。每路柱段熱沉為2.1m×4.25m的半圓弧面，估算每路柱段熱沉質(zhì)量約720kg。大門與端部熱沉尺寸均為4.5m，估算質(zhì)量為330kg。

圖2 KM6F空間環(huán)境模擬器熱沉結(jié)構(gòu)

2.2 氣氮流量分析

氣氮流量是獲得熱沉溫度均勻性的關(guān)鍵參數(shù)，為使獲得熱沉溫度均勻性達到±5℃，用Thermal Destop軟件對柱段熱沉建模并計算。模型如圖3所示，其中+軸豎直向上。右圖為局部放大圖。藍色為主管，下進上出；綠色為并聯(lián)21根支管；紅色為紫銅壁板。

圖3 熱沉支路的TD模型

模型建立的主要條件和假設(shè)：工質(zhì)流體為純氮氣，管路壓力為0.2MPa；熱沉輪廓尺寸為2.1m×4.25m；熱沉主管通徑為DN50；熱沉支管為21mm×2.2mm；容器內(nèi)充氮氣時壓力為1000Pa；熱沉內(nèi)面為黑漆，外面鍍鋁膜，壁板厚度為1.5mm。

通過仿真分析結(jié)果得出，熱沉溫度均勻性達到±5℃時筒體支路熱沉的體積流量在220m3/h以上。根據(jù)各支路氣氮流量按照質(zhì)量均勻分配的原則，每個柱段熱沉氣氮流量需要達到220m3/h時，計算可得氣氮調(diào)溫系統(tǒng)氮氣總流量不得小于1073m3/h。再利用氣氮流速與管路截面積的關(guān)系進行管徑計算，

π(GN)2GN4， (1)

其中：GN為氮氣流速，當壓力在0.1～0.6MPa范圍內(nèi)時，流速為10～20m/s；GN為氣氮管路直徑。取流速10和20m/s，可計算得到管路直徑分別為194.9和137.8mm。

選取氣氮壓縮機單臺最大輸出氣量43m3/min（N），轉(zhuǎn)換為0.2MPa氮氣流量1551.6m3/h，選取DN200管路作為水平艙氮氣主管路改造的管徑，可以實現(xiàn)氣氮調(diào)溫系統(tǒng)最小熱沉流量1073m3/h，相應(yīng)的柱段支路熱沉流量分別為282.6m3/h。

2.3 升降溫能力分析計算

為了獲得升降溫速率不小于1℃/min能力，氣氮系統(tǒng)配置一個液氮噴淋器和電加熱器，噴淋器實現(xiàn)低溫再經(jīng)過電加熱器精準控溫后進入熱沉管路，熱沉總質(zhì)量為3540kg。由

=?(2)

計算得到換熱功率=29.5kW。式中：為不銹鋼比熱容；為熱沉質(zhì)量；?為溫度變化速率。

考慮循環(huán)工質(zhì)、循環(huán)不銹鋼管路、漏冷/漏熱以及負載負荷，要求加熱、制冷功率不小于60kW，加熱功率直接由電加熱器功率選定，制冷功率依靠噴淋液氮供應(yīng)量確定。液氮流量為

=總/()， (3)

式中：總為制冷負荷；為液氮的密度，供液壓力為0.2MPa時為776.25kg/m3；為液氮的潛熱，供液壓力為0.2MPa時為189.09kJ/kg；為液氮的體積流量，m3/h。液氮標壓下蒸發(fā)溫度為-196℃，按照極限低溫-160℃考慮，可用的顯熱溫差為30K。氮氣比熱容為1.04kJ/(kg·K)，折算成潛熱計算為31.2kJ/kg，則總潛熱為220.3kJ/kg。

液氮體積流量為=60/(776×220.3)×3600=1.26m3/h?？紤]50%余量，液氮體積流量確定為1.9m3/h。

液氮體積流量和供液管徑LN之間的關(guān)系為

π(LN)2LN4， (4)

其中LN為液氮流速，一般取1～2m/s。計算得到供液管徑在18.3～25.8mm之間，故選取通徑DN20作為供液管路管徑，可實現(xiàn)1℃/min的降溫速率。

3 系統(tǒng)調(diào)試及分析

3.1 過程調(diào)試

在完成了各項準備工作后，對氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進行調(diào)試。在-122、-132和27℃這3個溫度點進行了均溫保持。在本次調(diào)試中，啟動了2臺氣氮壓縮機，氣氮流量達到2000m3/h，進行系統(tǒng)極限低溫能力和最大流量能力條件下的溫度均勻性調(diào)試。

3.2 調(diào)試結(jié)果

圖4為各部分熱沉進出口溫度曲線，在-140℃低溫工況，進出口溫差最大為9.7℃，滿足均勻性±5℃要求。圖5為熱沉降溫過程曲線，降溫速率在1.0～1.1℃/min范圍內(nèi)。圖6為熱沉升溫過程曲線，升溫速率高于1.5℃/min?？梢?，調(diào)溫系統(tǒng)升降溫速率都滿足大于1℃/min的設(shè)計要求。

圖4 各部分熱沉進出口溫度曲線

圖5 熱沉降溫曲線

圖6 熱沉升溫曲線

4 結(jié)束語

通過對國內(nèi)外氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的分析調(diào)研，針對我國某空間環(huán)境模擬器的具體情況，對氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進行了流程設(shè)計，并進行了仿真分析，確定了系統(tǒng)中的一些關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)。最終調(diào)試結(jié)果顯示：熱沉溫度均勻性達到±5℃的要求，降溫速率可以達到1℃/min，升溫速率可達到1.5℃/min，能夠滿足某型號試驗要求。由此可見，本氣氮調(diào)溫系統(tǒng)流程設(shè)計合理，關(guān)鍵參數(shù)選擇正確。

[1] ARGOUD M J. Preliminary description of the modified JPL 25-ft space simulator: NASA-CR-93689 68N19511[R], 1968

[2] WATSON R N, PROULX G F. A new thermal vacuum facility for Hughes space and communications at El Segundo California[C]//20thSpace Simulation Conference of the Changing Testing Paradigm. Maryland, 1998: 113-130

[3] FAIRBANKS J W, ECK M B. A programmable dynamic thermal vacuum system for solar array component testing: NASA-TM-X-66945 71N20242[R], 1971: 669-682

[4] IIDE S, SAKAZUME N, SASAMURA C, et al. 6-m diameter space simulation chamber[C]//Environmental Testing for Space Programmes. Seattle, 1997: 257-262

[5] AMLINGER H, BOSMA S J. Characteristics and performance of the ESTEC large space simulator cryogenic system: NASA-88N10849[R], 1988: 236-247

[6] GOVINDAN P, SATYANARAYANA M, DEVIPRASAD

K, et al. Design and performance of φ0.6m thermal vacuum chamber[C]//Proceedings of the 18thInternational Cryogenic Engineering Conference. Anaheim, 2000: 679-682

[7] 何鴻輝, 賀顯紅, 尹大勇, 等. 一種熱沉調(diào)溫的自動控制技術(shù)[J]. 航天器環(huán)境工程, 2010, 27(2): 206-209

HE H H, HE X H, YIN D Y, et al. The automatic control technology of a heat sink temperature adjusting system[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2010, 27(2): 206-209

[8] 楊建斌, 張文瑞, 柏樹, 等. ZM4300光學(xué)遙感器空間環(huán)境模擬試驗設(shè)備新技術(shù)[J]. 真空與低溫, 2010, 16(1): 25-29

YANG J B, ZHANG W R, BAI S, et al. The new technology of the ZM4300 optical sensing space environment simulator[J]. Vacuum and Cryogenics, 2010, 16(1): 25-29

（編輯：馮露漪）

Design and implementation of heat sink temperature adjusting system for large space environment simulator

XU Zhaowu, LIN Boying, CHEN Jinming, WANG Jing, JIANG Yong

(Beijing Institute of Spacecraft Environmental Engineering, Beijing 100094, China)

According to the demand of the heat sink temperature adjustment in the large space environmental simulation for spacecraft, this paper, based on a review of the current development of GN2heat sink temperature adjustment, proposes a design of a GN2temperature adjustment system for a space environmental simulator. Analysis is made for the critical parameters that affect the system performance, such as the circular flow of the GN2, the volume flow rate of LN2, the pipe diameter for gas supply, etc. Then the whole system is implemented and put into system debugging. It is shown that the uniformity of temperature is within ±5℃; the temperature rising and the cooling power reaches or exceeds 1℃/min, which meets the demand of test for certain spacecraft.

thermal vacuum test; space environment simulator; heat sink temperature adjusting

TB663

B

1673-1379(2018)02-0190-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.015

徐照武（1983—），男，碩士學(xué)位，從事真空熱環(huán)境試驗技術(shù)研究。E-mail: xuzhaowu1983@sina.com。

2017-09-13；

2018-04-11