航天器動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究

王領(lǐng)華，張 皓，王 騫，呂建偉，吳 勇，趙允寧，劉 辰

（1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076； 2.北京衛(wèi)環(huán)境工程研究所，北京 100094；3.首都航天機(jī)械有限公司，北京 100076）

0 引言

動(dòng)力系統(tǒng)是航天器的關(guān)鍵系統(tǒng)，決定著飛行任務(wù)的成敗。因此，作為動(dòng)力系統(tǒng)重要部件的管路在嚴(yán)酷的空間環(huán)境下應(yīng)具有高可靠性，而其可靠性除了取決于管路的冗余設(shè)計(jì)之外，對(duì)溫度的變化也非常敏感。一方面，大部分動(dòng)力管路內(nèi)充滿推進(jìn)劑，對(duì)溫度要求較嚴(yán)苛——溫度過高會(huì)使推進(jìn)劑蒸發(fā)，易產(chǎn)生管路爆裂等問題；溫度過低會(huì)使推進(jìn)劑凝結(jié)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。另一方面，動(dòng)力管路遍布航天器各個(gè)部位，受不同空間外熱流、飛行器自身遮擋和內(nèi)熱源影響，管路附近結(jié)構(gòu)的溫度差異較大且不斷變化，從而影響動(dòng)力管路溫度的穩(wěn)定性，且不同管路（氣路或液路）的溫度指標(biāo)也不同。同時(shí)，航天器長(zhǎng)期在軌運(yùn)行所面臨的空間環(huán)境具有真空、冷黑及外熱流復(fù)雜等特點(diǎn)，給動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)帶來一定挑戰(zhàn)。因此，動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)是航天器熱控系統(tǒng)中的重點(diǎn)和難點(diǎn)，開展相關(guān)技術(shù)研究具有重要的工程意義[1]。

目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)航天器熱控系統(tǒng)的研究主要針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)[2-6]，而對(duì)動(dòng)力管路熱控的研究報(bào)道較少。本文以某航天器動(dòng)力管路為研究對(duì)象，參考發(fā)動(dòng)機(jī)頭部控溫方法，結(jié)合管路外部環(huán)境條件，提出熱控設(shè)計(jì)方案，并采用仿真計(jì)算和試驗(yàn)2 種方法對(duì)熱控方案進(jìn)行驗(yàn)證。

1 研究對(duì)象

本文研究的某航天器動(dòng)力管路主要作為推進(jìn)劑燃料的輸送通道，推進(jìn)劑為雙組元（一甲基肼和綠色四氧化二氮）。為確保推進(jìn)劑安全，管路溫度指標(biāo)要求為-5～50 ℃。管路安裝布局在航天器內(nèi)部的±Z兩側(cè)，受曬程度不同，+Z側(cè)幾乎長(zhǎng)期受曬，-Z側(cè)僅短時(shí)受曬；管路通過支架與結(jié)構(gòu)進(jìn)行連接、固定，如圖1 所示，±Z兩側(cè)管路各采用5 個(gè)安裝支架，管路長(zhǎng)度分別為3.7 m 和4.5 m，管路外徑為6 mm。航天器運(yùn)行在600 km 高度的圓軌道上，太陽(yáng)與軌道面夾角的變化范圍為0°～73°；航天器在軌姿態(tài)多變，±Z兩側(cè)接收到的空間外熱流差異大。

圖1 航天器動(dòng)力管路布局示意Fig.1 Layout of spacecraft propulsion pipelines

2 動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)

2.1 設(shè)計(jì)原則

動(dòng)力管路的熱控設(shè)計(jì)可以參照航天器艙內(nèi)設(shè)備的熱控并結(jié)合管路布局和熱環(huán)境特點(diǎn)開展。根據(jù)在軌任務(wù)需求以及動(dòng)力管路所要經(jīng)受的外部熱載荷狀況，采用各種熱控制措施來組織動(dòng)力管路和航天器艙內(nèi)結(jié)構(gòu)的熱交換過程，保證在整個(gè)任務(wù)運(yùn)行期間管路的溫度水平維持在規(guī)定范圍之內(nèi)，并且滿足高可靠性和低功耗等要求[7]。

動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)的主要原則如下：

1）采用成熟、可靠、有效的熱控技術(shù)，遵循航天器和熱控研制的各項(xiàng)規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)，以保證熱控設(shè)計(jì)的高可靠；

2）以被動(dòng)熱控（熱控涂層、隔熱和導(dǎo)熱材料等）為主，必要時(shí)輔以電加熱等主動(dòng)熱控措施；

3）充分利用航天器的資源，考慮設(shè)計(jì)余量，特別是供電和測(cè)控溫資源，提高熱控的調(diào)節(jié)能力，增強(qiáng)動(dòng)力管路的環(huán)境適應(yīng)性；

4）加強(qiáng)熱分析計(jì)算，充分發(fā)揮其在熱控研制中的作用，提高熱控設(shè)計(jì)水平；

5）優(yōu)先采用具有可維修性和更換能力的熱控構(gòu)件，并使熱控分系統(tǒng)的質(zhì)量和功耗盡量小。

2.2 設(shè)計(jì)方案

本文的動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)采用“被動(dòng)熱控為主，主動(dòng)熱控為輔”的思路，并通過加熱回路精細(xì)化、分區(qū)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力管路高精度控溫，滿足溫度指標(biāo)要求。具體方案如下：

航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)受姿態(tài)、軌道參數(shù)等影響，溫度波動(dòng)較大。為減小艙內(nèi)結(jié)構(gòu)對(duì)動(dòng)力管路溫度的影響，動(dòng)力管路外表面全部包覆多層隔熱組件。所選多層隔熱組件為15 單元，每單元由一層薄膜和一層滌綸網(wǎng)相互間隔而成，多層最外層采用18～25 μm厚雙面鍍鋁聚酯膜。動(dòng)力管路采用隔熱性能優(yōu)異的尼龍支架安裝，對(duì)于無法采用尼龍支架的部位采用金屬支架+聚酰亞胺隔熱墊實(shí)現(xiàn)隔熱設(shè)計(jì)。

由于動(dòng)力管路本身不發(fā)熱，單純通過上述被動(dòng)熱控措施并不能將管路溫度控制在所要求的范圍內(nèi)，所以還需要通過采取主動(dòng)熱控措施來控制其溫度水平。動(dòng)力管路大都采用鈦合金材質(zhì)，導(dǎo)熱率低，管路溫差大；且管路布置在航天器±Z兩側(cè)，環(huán)境溫度條件差異較大。為了更好滿足動(dòng)力管路控溫要求、減小管路溫差，采用±Z兩側(cè)管路分別控溫的設(shè)計(jì)思路。兩側(cè)管路均設(shè)置主、備2 路加熱回路，將加熱絲均勻纏繞在管路外表面；每條管路上設(shè)置2 個(gè)溫度傳感器，取其溫度平均值進(jìn)行加熱回路開關(guān)控制，主份加熱回路控溫閾值為[10, 12]，備份加熱回路控溫閾值為[5, 15]。加熱回路及測(cè)溫點(diǎn)布局參見圖2，+Z側(cè)控溫區(qū)域?yàn)樘摼€框內(nèi)管路，剩余部分為-Z側(cè)控溫區(qū)域；控溫點(diǎn)1 和控溫點(diǎn)2 對(duì)應(yīng)+Z側(cè)管路，控溫點(diǎn)3 和控溫點(diǎn)4 對(duì)應(yīng)-Z側(cè)管路。

圖2 動(dòng)力管路主動(dòng)加熱設(shè)計(jì)示意Fig.2 Active thermal design of propulsion pipelines

3 動(dòng)力管路的換熱模型

建立航天器艙內(nèi)動(dòng)力管路的換熱模型如圖3所示，管路與周圍結(jié)構(gòu)間的換熱包括輻射換熱qr和傳導(dǎo)換熱qc。假定主動(dòng)加熱功率為qh，則管路熱平衡方程為qh-qc-qr=ρc(?T/?τ)。因?yàn)閯?dòng)力管路周圍的結(jié)構(gòu)或設(shè)備溫度是不斷變化的，所以管路熱平衡是一個(gè)動(dòng)態(tài)平衡的過程。

圖3 動(dòng)力管路換熱關(guān)系示意Fig.3 Heat transfer relations of propulsion pipelines

3.1 輻射換熱模型

動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)中的輻射換熱主要由多層隔熱組件層間輻射換熱、多層外表面與周圍結(jié)構(gòu)或設(shè)備間輻射換熱2 部分構(gòu)成。多層隔熱組件層間輻射換熱量為

式中：σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；S為多層等效輻射面積；T1為多層最內(nèi)層溫度；T2為多層最外層溫度；n為多層單元數(shù)；ε為多層各層表面的發(fā)射率。

多層外表面與周圍結(jié)構(gòu)或設(shè)備間輻射換熱量為

式中：Tw為管路周圍結(jié)構(gòu)及設(shè)備等效溫度；εm為多層最外層表面的發(fā)射率；εw為管路周圍結(jié)構(gòu)及設(shè)備的等效發(fā)射率。

3.2 熱傳導(dǎo)模型

動(dòng)力管路與安裝結(jié)構(gòu)之間的熱傳導(dǎo)按第一類邊界條件處理。隨著航天器在軌運(yùn)行姿態(tài)和軌道參數(shù)的變化，艙內(nèi)動(dòng)力管路安裝結(jié)構(gòu)的溫度也不斷變化。動(dòng)力管路與冷結(jié)構(gòu)支架間的熱阻包括接觸熱阻和傳導(dǎo)熱阻2 部分。接觸熱阻為

式中：K為接觸傳熱系數(shù)，干接觸傳熱系數(shù)取值范圍為50～300 W/(m2·℃)；A1為接觸面積，m2。

傳導(dǎo)熱阻為

式中：δ為結(jié)構(gòu)厚度，該處指安裝支架高度，m；A2為安裝支架截面積，m2；λ為安裝支架材料的導(dǎo)熱率，W/(m·K)。

則，動(dòng)力管路與安裝結(jié)構(gòu)之間的導(dǎo)熱量為

式中，Tb為動(dòng)力管路壁面溫度，℃，可視為與多層最內(nèi)層溫度T1相等。

根據(jù)上述動(dòng)力管路換熱模型，通過仿真計(jì)算獲得管路周圍安裝結(jié)構(gòu)的溫度Tw，并考慮20%加熱功率余量，即可求得+Z側(cè)和-Z側(cè)管路的加熱功率分別為4.6 W 和5.6 W，具體計(jì)算過程不再贅述。

4 熱分析與試驗(yàn)驗(yàn)證

為了評(píng)估本文航天器動(dòng)力管路熱控方案設(shè)計(jì)的合理性，采用仿真分析和地面試驗(yàn)2 種手段對(duì)極端工況進(jìn)行驗(yàn)證[8]。

4.1 仿真分析

航天器動(dòng)力管路為無源部件，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注低溫情況。本文使用熱分析軟件Thermal Desktop 求解熱網(wǎng)絡(luò)模型，航天器動(dòng)力管路安裝的結(jié)構(gòu)采用殼單元，在軟件中按實(shí)際軌道參數(shù)和姿態(tài)參數(shù)賦值，自動(dòng)獲取各部位溫度變化。其中，動(dòng)力管路熱分析模型見圖4 所示。

圖4 動(dòng)力管路熱分析模型Fig.4 Thermal analysis model of propulsion pipelines

為準(zhǔn)確評(píng)估熱控方案的合理性，計(jì)算時(shí)主要選取2 種典型工況，太陽(yáng)常數(shù)均按最小值1309 W/m2取值，太陽(yáng)與軌道面夾角β分別取0°和73°，采用瞬態(tài)計(jì)算方法獲得航天器動(dòng)力管路各個(gè)監(jiān)控點(diǎn)的溫度變化曲線，如圖5 所示?？梢钥吹剑?）β取0°時(shí)，管路附近結(jié)構(gòu)的接收外熱流較小，溫度較低，導(dǎo)致管路溫度偏低，+Z側(cè)管路溫度最低為8.2 ℃，仍能滿足熱控指標(biāo)要求；經(jīng)統(tǒng)計(jì)，主份加熱回路占空比為28%，備份加熱回路占空比為0。2）β取73°時(shí)，+Z側(cè)結(jié)構(gòu)受曬，溫度較高；-Z側(cè)結(jié)構(gòu)不受曬，溫度較低，因此，+Z側(cè)管路溫度最低為15.3 ℃，加熱回路未啟用，即主、備加熱回路占空比均為0；-Z側(cè)管路溫度最低為9.4 ℃，主份加熱回路正常工作，占空比為32%，管路溫度滿足熱控指標(biāo)要求。

圖5 不同β 角條件下動(dòng)力管路溫度變化曲線Fig.5 Temperature variation curves of propulsion pipelines at different β angles

4.2 試驗(yàn)驗(yàn)證

動(dòng)力管路安裝支架及多層隔熱組件的漏熱量與實(shí)際實(shí)施過程密切相關(guān)，仿真分析難以準(zhǔn)確模擬，計(jì)算結(jié)果可能與動(dòng)力管路在軌運(yùn)行時(shí)的實(shí)際溫度有差異，為進(jìn)一步驗(yàn)證動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)的正確性，需開展熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證。

考慮到動(dòng)力管路與航天器結(jié)構(gòu)換熱存在緊耦合，通過局部試驗(yàn)難以準(zhǔn)確模擬動(dòng)力管路周圍的邊界溫度，該驗(yàn)證試驗(yàn)在KM8 真空罐內(nèi)隨整器進(jìn)行，熱沉溫度低于100 K，容器內(nèi)壓力低于1.3×10-3Pa。試驗(yàn)中采用紅外籠對(duì)航天器表面外熱流進(jìn)行模擬，動(dòng)力管路表面同時(shí)粘貼了熱敏電阻和熱電偶，實(shí)現(xiàn)對(duì)管路溫度的監(jiān)測(cè)。圖6 為熱平衡試驗(yàn)中動(dòng)力管路溫度變化曲線，表1 為動(dòng)態(tài)平衡后仿真計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。由圖表結(jié)果可知，試驗(yàn)中管路溫度保持在9.3 ℃以上，滿足管路溫度指標(biāo)要求；試驗(yàn)和仿真中加熱回路均為主份回路工作，占空比不低于25%，備份回路未啟用，滿足20%加熱功率設(shè)計(jì)余量的原則。

表1 動(dòng)態(tài)平衡后試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果對(duì)比Table 1 Results comparison between thermal balance test and simulation

圖6 熱平衡試驗(yàn)中動(dòng)力管路溫度變化曲線Fig.6 Temperature variation curves of propulsion pipelines in thermal balance test

4.3 小結(jié)

綜上，利用仿真和試驗(yàn)方法對(duì)動(dòng)力管路熱控設(shè)計(jì)進(jìn)行了驗(yàn)證，結(jié)果顯示：仿真分析中管路漏熱取值較小，加熱回路啟動(dòng)時(shí)管路溫度存在一定過沖；試驗(yàn)與仿真結(jié)果吻合較好，均表明動(dòng)力管路所采用的加熱回路能夠滿足控溫需求，可確保管路溫度在極端低溫工況條件下不低于為8.2 ℃，均達(dá)到熱控指標(biāo)的要求，且僅主份加熱回路啟動(dòng)工作。這說明本文所采取的熱控設(shè)計(jì)方案是合理可行的。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文以航天器的燃料管路為控溫對(duì)象，熱控設(shè)計(jì)的主要策略為以被動(dòng)熱控措施為主，輔以電加熱主動(dòng)熱控。具體措施包括：

1）通過管路支架與結(jié)構(gòu)連接處增加隔熱墊、與管路連接采用硅膠墊等措施來減小管路與周圍結(jié)構(gòu)間的傳導(dǎo)換熱；通過管路外部包覆多層隔熱組件、周圍結(jié)構(gòu)實(shí)施低發(fā)射率涂層或面膜等措施來減小管路與周圍結(jié)構(gòu)間的輻射換熱。

2）結(jié)合航天器±Z兩側(cè)不同的環(huán)境條件，在電加熱回路設(shè)計(jì)中采用分區(qū)控溫方法進(jìn)行熱補(bǔ)償并使溫度分布趨于均勻。仿真和試驗(yàn)結(jié)果表明，管路溫度均勻，控溫效果良好。

3）動(dòng)力管路周圍結(jié)構(gòu)形式多樣，處于復(fù)雜的熱環(huán)境中，電加熱器功率設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)重點(diǎn)考慮沿管路長(zhǎng)度的輻射漏熱和管路支架處的傳導(dǎo)漏熱，并留有20%的設(shè)計(jì)余量。

本文所探討的針對(duì)航天器動(dòng)力管路的熱控設(shè)計(jì)、熱分析和試驗(yàn)工作在國(guó)內(nèi)的研究還較少，對(duì)類似的動(dòng)力管路的熱控設(shè)計(jì)有一定的參考和借鑒價(jià)值，有助于航天器動(dòng)力系統(tǒng)熱控工作的順利開展。