在軌低溫推進(jìn)劑儲(chǔ)存地面試驗(yàn)研究

凡雙玉，蘇嘉南(北京航天試驗(yàn)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(jìn)劑儲(chǔ)存地面試驗(yàn)研究

凡雙玉，蘇嘉南
(北京航天試驗(yàn)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(yáng)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(yàn)研究。該技術(shù)可同時(shí)實(shí)現(xiàn)對(duì)高溫?zé)崃?、低溫?zé)崃骷八矐B(tài)熱流變化的模擬，為低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量抑制地面驗(yàn)證試驗(yàn)提供不同高度的空間熱試驗(yàn)環(huán)境。另外文章還對(duì)數(shù)據(jù)測(cè)量在真空熱試驗(yàn)中的應(yīng)用情況作了簡(jiǎn)要介紹。

薄膜加熱片；蒸發(fā)量抑制；地面試驗(yàn)；空間熱環(huán)境

1 前 言

低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌應(yīng)用的核心是解決推進(jìn)劑蒸發(fā)量的控制問(wèn)題，最終實(shí)現(xiàn)零蒸發(fā)損失，這是低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌應(yīng)用的前提。在空間由于受到太陽(yáng)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(zhǎng)時(shí)間在軌低溫推進(jìn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)了難題。需要開(kāi)展地面試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)模擬空間熱環(huán)境來(lái)進(jìn)行研究。在模擬空間真空、冷黑、太陽(yáng)和行星的外熱流環(huán)境條件下, 檢驗(yàn)低溫氫氧末級(jí)軌道飛行中的溫度分布與推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制狀態(tài)?？臻g外熱流主要是太陽(yáng)輻射，空間外熱流模擬的精確程度，直接影響到整個(gè)試驗(yàn)結(jié)果。為了模擬外熱流可以采用太陽(yáng)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(yáng)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(cè)任務(wù)時(shí)，低溫三級(jí)在軌滑行時(shí)間可能達(dá)5 d，軌道高度選用270 km，由于發(fā)射時(shí)刻不定，一般來(lái)說(shuō)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(yàn)，試驗(yàn)工作量會(huì)很大，因此只能選擇一些典型的工況進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)，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(dá)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(dá)100 K。

3 外熱流的模擬

3.1 外熱流的計(jì)算

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

根據(jù)太陽(yáng)到達(dá)航天器的輻射流公式[1]：

q1=ScosθS

(1)

式中，S為太陽(yáng)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(yàn)技術(shù)方案設(shè)計(jì)下，要求計(jì)算一個(gè)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(duì)直徑為D高度為H的圓柱表面外熱流計(jì)算公式為：

(2)

式中，φC為陽(yáng)光與圓柱軸線的交腳。如果僅考慮圓柱表面，不計(jì)算柱體上下底，則式中括號(hào)中的第二項(xiàng)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(dú)立的電源加熱，其電功率的大小由程序計(jì)算機(jī)按預(yù)先給定的參數(shù)自動(dòng)控制。這種加熱模擬方法的優(yōu)點(diǎn)是可以較準(zhǔn)確地模擬所吸收的外熱流隨時(shí)間變化的關(guān)系，所需的真空室尺寸相對(duì)較小。

圖1 柔性薄膜型加熱器

柔性薄膜型加熱器可以對(duì)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(jìn)行輻射換熱模擬計(jì)算，得到航天器外表面環(huán)境熱流[2]。太陽(yáng)輻射熱流是直射的，飛行器圓柱體只有半面被太陽(yáng)熱流照射，假設(shè)太陽(yáng)輻照常數(shù)S為1377 W/m2，按照公式(2)和所設(shè)計(jì)罐體大小，則可計(jì)算出半圓柱面上加熱帶的均勻熱流J，并利用計(jì)算機(jī)調(diào)節(jié)電功率得到所需溫度環(huán)境。

在每一個(gè)外熱流模擬加熱器上，將若干個(gè)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(jì)算機(jī)連通組成回路，另在表面設(shè)置熱流計(jì)，可實(shí)現(xiàn)到達(dá)表面熱流的檢測(cè)和控制。

3.3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

在地面建立空間熱環(huán)境模擬設(shè)備，來(lái)完全重現(xiàn)真實(shí)的空間環(huán)境是十分困難的。但是，在保證航天器熱試驗(yàn)具有足夠精度的前提下，是可以適當(dāng)簡(jiǎn)化環(huán)境模擬試驗(yàn)的要求。對(duì)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(lái)自太陽(yáng)的外熱流。

圖2 試驗(yàn)環(huán)境艙

我們通過(guò)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(yàn)航天器的周?chē)?，?duì)它進(jìn)行加熱測(cè)試箱內(nèi)部設(shè)計(jì)，有貯箱安裝固定支架、低溫推進(jìn)劑加注、排出管道、低溫氣體放空管等，如圖2所示；在測(cè)試箱壁面安裝不同功率的加熱帶，加熱帶與測(cè)試箱外面的液氮(或液氫)冷屏相互結(jié)合，為試驗(yàn)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?zé)岢聊M

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(huì)帶來(lái)很大的誤差，能大大的簡(jiǎn)化模擬技術(shù)。

低溫液氮冷卻系統(tǒng)有開(kāi)式和閉式循環(huán)兩種。開(kāi)式冷卻系統(tǒng)，液氮從儲(chǔ)罐經(jīng)控制閥門(mén)進(jìn)入熱沉冷卻管路，使整個(gè)熱沉的溫度降到-190℃±5℃，獲得試驗(yàn)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(jìn)行冷卻，液氮是在壓力下進(jìn)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(chǔ)罐氣化的氮?dú)馀湃氪髿?，液氮重?fù)使用。

熱沉表面布置多個(gè)測(cè)溫傳感器，傳感器采用Pt100鉑電阻，測(cè)量精度0.1℃，誤差小于±1℃。熱沉的進(jìn)出液管道采用真空絕熱管，包括進(jìn)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(duì)其內(nèi)壁進(jìn)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(shí)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(jī)械泵、擴(kuò)散泵和低溫分子吸附泵(液氦系統(tǒng))。機(jī)械泵首先將真空室初抽至10-2～10-3Torr，擴(kuò)散泵進(jìn)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(jiàn)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(guò)馬歇爾空間飛行中心(MSFC)試驗(yàn)驗(yàn)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(xiàng)技術(shù)是低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存必須采用的，是最基本的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)之一。

4 測(cè)試程序

當(dāng)液氫儲(chǔ)存儲(chǔ)罐在試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭泄潭ú⒐嘧⑼暌簹浜?，連接好所有加熱和測(cè)試電纜，檢查關(guān)閉后的真空系統(tǒng)。開(kāi)動(dòng)真空泵抽真空，當(dāng)達(dá)到規(guī)定的真空度后，熱沉通入液氮，使熱沉達(dá)到規(guī)定的環(huán)境溫度，之后，開(kāi)始按試驗(yàn)規(guī)定的工況加上外熱流，調(diào)節(jié)外熱流加熱器，使之達(dá)到所需要的熱流分布，并穩(wěn)定一段時(shí)間。

低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量地面模擬測(cè)試系列包括很多個(gè)預(yù)計(jì)將持續(xù)20～30 d的時(shí)間間隔的獨(dú)立測(cè)試。當(dāng)真空室達(dá)到一定真空度，熱沉達(dá)到規(guī)定的環(huán)境溫度后，將液氫儲(chǔ)罐填充到一個(gè)特定的液位并利用光學(xué)傳感器讀數(shù)，依次填充讀數(shù)，直到儲(chǔ)罐容量的95%，通過(guò)繪制壓力曲線計(jì)算總熱量的泄漏。隨后再進(jìn)行下一個(gè)獨(dú)立的測(cè)試。表1列出了試驗(yàn)測(cè)試過(guò)程列表。

表1 液氫蒸發(fā)量測(cè)試試驗(yàn)過(guò)程列表

我們?cè)谫A箱漏熱的計(jì)算過(guò)程中模擬真實(shí)熱容，未考慮推進(jìn)劑相變，僅對(duì)貯箱及推進(jìn)劑溫度變化規(guī)律進(jìn)行分析，蒸發(fā)量計(jì)算則采用零維問(wèn)題分析法進(jìn)行后處理，測(cè)試結(jié)果將在后來(lái)的試驗(yàn)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(cè)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(guò)插頭與數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)計(jì)算機(jī)相連。所有的熱電偶均引至吉時(shí)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(jì)算機(jī)為HP7200工作站。掃描時(shí)間間隔為l min～l h可調(diào)，也可以實(shí)現(xiàn)40個(gè)測(cè)溫通道的5 s掃描一次且實(shí)時(shí)畫(huà)圖。利用測(cè)量的液位數(shù)據(jù)和溫度數(shù)據(jù)，計(jì)算可得低溫貯箱絕熱層的熱力學(xué)性能和低溫推進(jìn)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(yǔ)

低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)是我國(guó)航天事業(yè)后續(xù)發(fā)展的支撐性關(guān)鍵技術(shù)，是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程，由于低溫推進(jìn)劑的低沸點(diǎn)、空間復(fù)雜的熱環(huán)境和微重力環(huán)境，給該項(xiàng)技術(shù)的實(shí)現(xiàn)帶來(lái)了很大的困難，低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量控制是一個(gè)亟須解決的問(wèn)題。該項(xiàng)技術(shù)國(guó)外已經(jīng)基本完成了實(shí)驗(yàn)室研究，即將進(jìn)入工程化實(shí)施階段，后面計(jì)劃通過(guò)多次的飛行驗(yàn)證對(duì)該項(xiàng)技術(shù)方案的工程有效性、可靠性等方面進(jìn)行考核。我國(guó)在該項(xiàng)技術(shù)處于起步階段，后面還有大量的工作需要開(kāi)展。我們將充分借鑒美國(guó)馬歇爾空間飛行中心的多用途液氫試驗(yàn)平臺(tái)的方案，建立一個(gè)真空環(huán)境模擬倉(cāng)，模擬空間熱環(huán)境，進(jìn)行一系列低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)綜合試驗(yàn)。

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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(jìn)系統(tǒng)試驗(yàn)和仿真。