輻射器構型對載人航天器主動控溫回路熱負荷性能的影響分析

靳 健，王宇寧

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

輻射器構型對載人航天器主動控溫回路熱負荷性能的影響分析

靳 健，王宇寧

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

文章針對載人航天器主動控溫回路系統(tǒng)中采用的分布式和集中式兩類輻射器構型，分別建立了仿真分析模型，對它們在正常工作模式和輻射器支路故障工作模式下的工作性能進行了對比分析。結果表明，采用集中式輻射器的主動控溫回路系統(tǒng)所能承受的熱負荷水平要優(yōu)于分布式輻射器對應的主動控溫回路系統(tǒng)，且隨著故障輻射器支路數目的增加，這兩類流體回路所能承受的熱負荷水平差異愈加明顯。對于文章所設定的模型，正常工作情況下二者差異達到7.4%，單條支路故障時差異達到11%，2條支路故障時差異達到31.5%。

載人航天器；熱負荷；主動控溫回路；輻射器

0 引言

與衛(wèi)星相比，以空間站為代表的載人航天器在軌運行時間更長，功耗水平更高，存在有人駐留、無人駐留、交會對接、故障應急等復雜的工作模式，各個工作模式對應的設備工作狀態(tài)以及整器熱負荷水平差異顯著[1-3]。基于上述特點，載人航天器通常選用主動控溫回路作為熱量收集、傳輸和排散的主要手段，其中：布置在密封艙內的回路系統(tǒng)為內回路系統(tǒng)，負責收集密封艙內設備工作產熱和乘員代謝產熱；布置在密封艙外的回路系統(tǒng)為外回路系統(tǒng)，負責通過中間換熱器收集來自內回路系統(tǒng)的熱量，以及部分艙外設備產熱，最終將收集的熱量通過輻射器排散至外部空間。主動控溫回路系統(tǒng)是關乎載人航天器飛行任務成敗的重要平臺系統(tǒng)，而其中的外回路系統(tǒng)由于布置在非密封艙，直接與外部空間環(huán)境接觸，管路存在被微流星或空間碎片擊中損毀的風險，因此，目前的輻射器通常采取多條管路并聯的構型方式，以提高系統(tǒng)可靠性[4-15]。

目前在計算分析主動控溫回路系統(tǒng)性能時，均設定輻射器為單一的面板結構[15-20]。隨著載人航天任務復雜性的不斷增加，載人航天器艙體結構及艙外設備布局越來越復雜：由于安裝的干涉問題，多種載人航天器難以集中布置單一整塊的輻射器面板，而是適應艙體構型和布局分成若干個子面板，每個面板分別與回路耦合，共同實現熱量的排散。針對輻射器構型的這種變化，本文建立了2類控溫回路系統(tǒng)數值分析模型，分別對應輻射器集中式構型和分布式構型，并對比了正常工作模式下以及支路工質泄漏故障工作模式下這 2類主動控溫回路的工作性能，以期為載人航天器輻射器構型設計提供依據。

1 主動控溫回路系統(tǒng)設計

載人航天器受回路液態(tài)工質安全性和冰點的影響，通常采用內外回路嵌套結構：內回路通過冷板、換熱器等熱量收集終端收集密封艙內平臺設備和實驗設備工作產生的廢熱，通過中間換熱器傳遞至外回路；外回路將來自內回路的熱量通過工質傳遞至輻射器，最終將熱量排散至外空間。通過設置在輻射器管路進口位置的溫控閥調節(jié)流入輻射器和旁路的工質流量，可實現外回路控溫點溫度的控制，進而控制內回路控溫點的溫度。為提高外回路系統(tǒng)的可靠性，輻射器管路通常采用并聯形式，當一路輻射器管路失效時，其余管路還能繼續(xù)傳遞熱量。

設計了主動控溫回路系統(tǒng)的輻射器構型有集中式和分布式，這2種回路系統(tǒng)的主要結構和參數如下：

1）2類回路的內回路布局一致，上游是平臺類設備M，下游是實驗類設備E；

2）分布式輻射器構型如圖1所示，輻射器分為3塊獨立的面板，每塊面板均是高1.5 m、半徑2 m的圓筒形結構，外回路分為3條并聯的支路，分別與3塊面板連接，每條支路均可通過截止閥隔離；

3）集中式輻射器構型如圖2所示，輻射器為1塊高4.5 m、半徑2 m的圓筒形面板，外回路分為3條并聯的支路與輻射器面板連接，且每條輻射器支路的長度與分布式輻射器支路的一致，每條支路均可通過截止閥隔離；

4）外回路工質流量為600 L/h，內回路工質流量為500 L/h；

5）輻射器表面涂層紅外發(fā)射率ε=0.92，太陽吸收率αs=0.2。

綜上所述，集中式和分布式主動控溫回路的內回路結構、外回路管路長度、回路流量、熱負荷水平、設備工作模式均相同，唯一的區(qū)別是輻射器構型。

圖1 分布式輻射器構型控溫回路Fig.1 Thermal control loop with distributed layout radiator structure

圖2 集中式輻射器構型控溫回路Fig.2 Thermal control loop with centralized layout radiator structure

2 回路仿真模型及設置

本文采用Sinda-Fluint軟件建立了并網控溫回路系統(tǒng)非穩(wěn)態(tài)計算模型，主要控制方程參見文獻[17]，具體描述如下。

質量控制方程為

式中：ρ為液體工質密度；S為流體管路截面積；u為工質流速；t為時間；x為管路長度。

動量控制方程為

式中：p為工質壓力；局部阻力項Fa=-fa(ρu2S/2)，其中fa為局部阻力系數；沿程摩擦阻力項Fm=fm(ρu2S/2)，其中fm為沿程阻力系數；sM為動量源項。

能量控制方程為

式中：U為工質的內能；H為工質的焓；λ為工質的導熱系數；T為工質的溫度；h為工質的對流換熱系數；Tw為管路壁面溫度；Sw為工質與管路壁面間對流換熱面積；Qi為工質的輸入熱量項。

為了使上述模型方程封閉，還需另外引入流動傳熱物理關系式。離散式(1)～式(3)中的空間項，同時保持時間項連續(xù)，將分布參數問題轉化為集中參數問題，得到離散模型

式中：en為第n根管路的流量矯正系數；θr,n為第n根管路內工質的質量流量；M為工質節(jié)點質量。

式中：hn為模型中第n條流體管路內的工質焓值；Qd為工質節(jié)點對應的能量源或能量匯；p1為液體工質的靜壓；Vd為工質節(jié)點產生的容積變化率；Vo為液體工質的體積流量；Co為流體管路節(jié)點外壁兼容系數，本文中取其值為0。

式中：Ts為輻射器面板等效熱沉溫度；ε為輻射器面板表面涂層的紅外發(fā)射率；σ為斯忒藩–玻耳茲曼常量；αs為輻射器面板表面涂層的太陽吸收率；q1為輻射器面板處入射的太陽輻射熱流；q2為輻射器面板處入射的地球反射太陽輻射熱流；q3為輻射器面板處入射的地球紅外輻射熱流。上述熱流的具體計算方法參見文獻[21]。

輻射器面板各個微面元散熱能力的計算公式為

式中：Q為輻射器面板的輻射散熱量；η為輻射器面板的肋片效率；W為輻射器面板的寬度；Tw為輻射器面板的溫度。

本文設計的 2類主動控溫回路的計算模型分別如圖3和圖4所示。

圖3 分布式輻射器構型控溫回路模型Fig.3 Simulation model of thermal control loop with distributed layout radiator structure

圖4 集中式輻射器構型控溫回路模型Fig.4 Simulation model of thermal control loop with centralized layout radiator structure

計算空間外熱流所選用的參數為：

1）選用地球低軌圓形軌道（LEO）參數，軌道高度設定為400 km；

根據國內外的研究顯示,導致女性盆底功能障礙的最主要因素就是妊娠分娩行為,在妊娠分娩中往往會造成產婦的盆底肌肉功能損傷,盆底肌力出現下降情況,進而發(fā)生盆腔器官脫垂和尿失禁等情況。因為從生理結構上來看,女性的骨盆包括了多層密封的筋膜和肌肉,穿過了女性的陰道、尿道等部位,并且依靠盆底支撐系統(tǒng)來維持盆底的正常位置;但是由于妊娠期間,女性的子宮質量的進行性增加導致了盆腔內子宮位置變得垂直,使得盆底支撐組織所承受的壓迫力增大,如果不進行妥善的處理,就很容易引發(fā)盆底功能障礙[2]。

2）太陽入射角β=0°，太陽熱輻射常數為1354 W/m2，地球反射太陽輻射系數為0.3，計算地球紅外輻射時的地球輻射溫度為250 K；

3）載人航天器采用三軸對地飛行姿態(tài)，圓筒式輻射器軸線方向與航天器沿軌道飛行方向一致。

3 計算結果與分析

針對2類輻射器正常工作、單條支路故障、2條支路故障這3種工況，通過仿真模型計算了內回路控溫點溫度的控制情況以及控溫回路所能承受的熱負荷水平。

為確保平臺設備的控溫需求，內回路控溫點溫度控制范圍設定為：

1）最佳控制范圍是275～279 K；

2）允許控制范圍是279～283 K；

3）當內回路控溫點溫度超過283 K時，平臺設備溫度將超出要求范圍，故該情況不可接受。

3.1 輻射器正常工況

該工況下2類輻射器均處于正常工作狀態(tài)，設定內回路控溫點控制目標為277 K，平臺設備M的熱負荷固定為1600 W，實驗設備E的熱負荷水平設定為：

1）初始時間t0= 0 s，在t0～（t0+2×5400 s）內熱負荷水平為2200 W；

2）隨后每隔5400 s，熱負荷水平增加300 W。

隨著載荷設備熱負荷的增加，主動控溫回路內回路控溫點溫度以及外回路流量分配的變化趨勢如圖5和圖6所示。

圖5 正常情況下內回路控溫點溫度Fig.5 Control point temperature of inner loop when externalloops are in normal working pattern

圖6 正常情況下外回路工質流量分配Fig.6 Flux distribution of external loop when external loops are in normal working pattern

由圖5(a)可知，分布式布局輻射器對應的控溫回路，在t0～（t0+2×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+3×5400 s）～（t0+4×5400 s）內（回路熱負荷為1600+2200+600=4400 W），當航天器處于陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到 278 K。隨著熱負荷逐漸增加超調量也逐漸增加，在（t0+4×5400 s）～（t0+5×5400 s）內（回路熱負荷為1600+2200+900=4700 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到279.5 K，已經超過了最佳控制范圍上限（279 K）。即對于分布式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，熱負荷水平不應超過4700 W，可設定最佳控溫熱負荷上限為4650 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+7×5400 s）～（t0+8×5400 s）內（回路熱負荷為1600+2200+1800=5600 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到 284 K，已經超過了允許控制范圍上限（283 K）。即對于分布式輻射器控溫回路，熱負荷水平不應超過5600 W，可設定控溫回路最大熱負荷為5400 W。

由圖5(b)可知，對于集中式輻射器控溫回路，在t0～（t0+5×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+5×5400 s）～（t0+6×5400 s）內（回路熱負荷為1600+2200+1200=5000 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到279 K，已經達到了最佳控制范圍上限。即對于分布式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，熱負荷水平不應超過5000 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+8×5400 s）～（t0+9×5400 s）內（回路熱負荷為 1600+2200+ 2100=5900 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到283.4 K，已經超過了允許控制范圍上限。即對于集中式輻射器控溫回路，熱負荷水平不應超過5900 W，可設定控溫回路最大熱負荷為5800 W。

由圖6可知，在溫控閥的調節(jié)下，外回路工質流入輻射器的流量隨著在軌時間和回路熱負荷水平的變化而變化，在陽照區(qū)時流入輻射器的工質流量增加，陰影區(qū)時流入輻射器的工質流量減小，而隨著熱負荷水平的增加，同一軌道位置上流入輻射器的工質流量越來越大。由圖6(a)可知，對于分布式輻射器控溫回路，在（t0+3×5400 s）～（t0+4×5400 s）內，陽照區(qū)時外回路流量短時間內全部流入輻射器，這也對應了圖5(a)中出現的控溫點溫度超調現象。由圖6(b)可知，對于集中式輻射器控溫回路，在（t0+5×5400 s）～（t0+6×5400 s）內，陽照區(qū)時外回路流量短時間內全部流入輻射器，這也對應了圖5(b)中出現的控溫點溫度超調現象。隨著熱負荷水平的增加，陽照區(qū)外回路工質全部流入輻射器的時間越來越長，控溫點溫度超調峰值也越來越大。

綜上所述，當外回路工作正常時，為維持最佳控溫溫度，分布式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為4650 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為5000 W，后者比前者高7.5%；分布式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為5400 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為5800 W，后者比前者高7.4%。

3.2 單條輻射器管路故障工況

設定 1條輻射器管路發(fā)生工質泄漏被截止閥隔離，忽略外回路流阻的變化，則外回路工質全部流入剩余的2條輻射器管路，設定內回路控溫點控制目標為277 K，平臺設備M的熱負荷水平固定為1600 W，實驗設備E的熱負荷水平設定為：

1）初始時間t0= 0 s，在t0～（t0+2×5400 s）內熱負荷水平為1600 W；

2）隨后每隔5400 s，熱負荷水平增加200 W。

隨著載荷設備熱負荷的增加，內回路控溫點溫度的變化趨勢如圖7所示。

圖7 1條輻射器回路故障時內回路控溫點溫度Fig.7 Central point temperature of inner loop when external loops are working with one radiator loop failure

由圖7(a)可知，分布式布局輻射器對應的控溫回路，在t0～（t0+3×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+3×5400 s）～（t0+4×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1600+400=3600 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到278 K。隨著熱負荷逐漸增加，陽照區(qū)時控溫點的超調量也逐漸增加，在（t0+4×5400 s）～（t0+5×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1600+600=3800 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到279 K，已經達到了最佳控制范圍上限。即對于分布式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，此工況下熱負荷水平不應超過3800 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+7×5400 s）～（t0+ 8×5400 s）內（回路熱負荷為 1600+1600+1400= 4600 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到283.5 K，已經超過了允許控制范圍上限。即對于分布式輻射器控溫回路，熱負荷水平不應超過4600 W，可設定此工況下控溫回路最大熱負荷為4500 W。

由圖7(b)可知，對于集中式輻射器控溫回路，在t0～（t0+5×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+5×5400 s）～（t0+6×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1600+800=4000 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到 278 K。在（t0+7×5400 s）～（t0+8×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1600+1200= 4400 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到279.5 K，已經超過了最佳控制范圍上限。即對于分布式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，熱負荷水平不應超過 4400 W，可設定此工況下最佳控溫熱負荷上限為4300 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+10×5400 s）～（t0+11×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1600+ 1800=5000 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到283 K，已經達到了允許控制范圍上限。即對于集中式輻射器控溫回路，此工況下熱負荷水平不應超過5000 W。

綜上所述，當1條輻射器回路故障時，為維持最佳控溫溫度，分布式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為3800 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為4300 W，后者比前者高13%；分布式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為4500 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為5000 W，后者比前者高11%。

3.3 2條輻射器管路故障工況

設定 2條輻射器管路發(fā)生工質泄漏被截止閥隔離，忽略外回路流阻的變化，則外回路工質全部流入剩余的1條輻射器管路，設定內回路控溫點控制目標為277 K，平臺設備M的熱負荷水平固定為1600 W。

對于分布式輻射器管路，實驗設備E的熱負荷水平設定為：

1）初始時間t0= 0 s，在t0～（t0+2×5400 s）內熱負荷水平為0 W；

2）隨后每隔5400 s，熱負荷水平增加200 W。

對于集中式輻射器管路，實驗設備E的熱負荷水平設定為：

1）初始時間t0= 0 s，在t0～（t0+2×5400 s）內熱負荷水平為800 W；

2）隨后每隔5400 s，熱負荷水平增加200 W。

隨著載荷設備熱負荷的增加，內回路控溫點變化趨勢如圖8所示。

圖8 2條輻射器回路故障時內回路控溫點溫度Fig.8 Central point temperature of inner loop when external loops are working with failure of two radiator loops

由圖8(a)可知，分布式布局輻射器對應的控溫回路，在t0～（t0+4×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+4×5400 s）～（t0+5×5400 s）內（回路熱負荷為1600+600=2200 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到 278.5K。隨著熱負荷逐漸增加，陽照區(qū)時控溫點的超調量也逐漸增加，在（t0+5×5400 s）～（t0+6×5400 s）內（回路熱負荷為1600+800=2400 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到279.5 K，已經超過了最佳控制范圍上限。即對于分布式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，熱負荷水平不應超過2400 W，可設定此工況下最佳控溫熱負荷上限為2350 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+7×5400 s）～（t0+8×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1200=2800 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到282.5 K，已經接近允許控制范圍上限。故可設定此工況下分布式輻射器控溫回路的最大熱負荷為2850 W。

由圖8(b)可知，對于集中式輻射器控溫回路，在t0～（t0+3×5400 s）內，控溫點溫度能夠維持在277 K。在（t0+3×5400 s）～（t0+4×5400 s）內（回路熱負荷為1600+1200=2800 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度出現了超調，峰值達到277.7 K。在（t0+4× 5400 s）～（t0+5×5400 s）內（回路熱負荷為1600+ 1400=3000 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到278.5 K，已經接近最佳控制溫度上限。即對于集中式輻射器控溫回路，為維持最佳控溫范圍，可設定此工況下最佳控溫熱負荷上限為3050 W。隨著熱負荷水平的持續(xù)增加，控溫點超調峰值進一步增加，在（t0+8×5400 s）～（t0+9×5400 s）內（回路熱負荷為1600+2200=3800 W），陽照區(qū)時控溫回路溫度超調峰值達到283.5 K，已經超過了允許控制范圍上限。故可設定此工況下集中式輻射器控溫回路的最大熱負荷為3750 W。

綜上所述，當2條輻射器回路故障時，為維持最佳控溫溫度，分布式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為 2350 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷為3050 W，后者比前者高30%；分布式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為2850 W，集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷為3750 W，后者比前者高31.5%。

4 結論

采用集中式輻射器的主動控溫回路系統(tǒng)所能承受的熱負荷水平要優(yōu)于分布式輻射器對應的主動控溫回路系統(tǒng)，且隨著故障輻射器支路數目的增加，2類流體回路所能承受的熱負荷水平差異愈加明顯：

1）對于本文設定的控溫回路系統(tǒng)，正常工作情況下，為維持最佳控溫溫度，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷比分布式輻射器控溫回路高 7.5%；集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷比分布式輻射器控溫回路高7.4%。

2）對于本文設定的控溫回路系統(tǒng)，單條輻射器支路故障工作情況下，為維持最佳控溫溫度，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷比分布式輻射器控溫回路高13%；集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷比分布式輻射器控溫回路高11%。

3）對于本文設定的控溫回路系統(tǒng)，2條輻射器支路故障工作情況下，為維持最佳控溫溫度，集中式輻射器控溫回路所能承受的熱負荷比分布式輻射器控溫回路高30%。集中式輻射器控溫回路所能承受的最大熱負荷比分布式輻射器控溫回路高31.5%。

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（編輯：張艷艷）

Analysis of heat dissipation potential of active thermal control loop with different radiator layouts for manned spacecraft

JIN Jian, WANG Yuning
(Institute of Manned Space System Engineering, China Academy of Space Technology, Beijing 100094, China)

For active thermal control loop systems with centralized and distributed radiator layouts, respectively, simulation models are developed.Based on the models, the difference of the heat dissipation potential between the two kinds of systems under normal and radiator loop failure working pattern is analyzed.According to the results, the heat dissipation potential of the active thermal control loop system with a centralized layout radiator structure is better than that of the active thermal control loop system with a distributed layout radiator structure, and the difference of the heat dissipation potential between the two systems increases as the number of failure radiator loops increases.For the loop systems constructed in this paper, the difference of the heat dissipation potential is about 7.4% for a normal working pattern, and the difference could reach 11% in the case of one radiator loop failure, and 31.5% in the case of failure of two radiator loops.

manned spacecraft; heat load; active thermal control loop; radiator

V476

：A

：1673-1379(2016)05-0497-08

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.05.007

靳 ?。?980—），男，博士學位，高級工程師，主要從事空間站熱管理系統(tǒng)和載人環(huán)境系統(tǒng)設計工作。E-mail: jinjian0331@126.com。

2016-03-16；

：2016-09-20

國家重大科技專項工程