空間站流體回路/熱管耦合式熱輻射器性能研究

豐茂龍，來(lái)霄毅，韓海鷹，李振宇，黃 磊，曹劍峰

（1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094；2.空間熱控技術(shù)北京重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100086；3.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

空間熱輻射器擔(dān)負(fù)著航天器內(nèi)部熱量向外太空排散的任務(wù)，是航天器熱控系統(tǒng)的關(guān)鍵設(shè)備。其中流體回路輻射器是載人航天器常用輻射器，例如美國(guó)的航天飛機(jī)/行星際探測(cè)器及中國(guó)神舟飛船/天宮實(shí)驗(yàn)室等都采用了這種輻射器［1-2］，Alpha 國(guó)際空間站則采用了以液氨為工質(zhì)的單相流體回路可展開(kāi)式輻射器，輻射器上有相互獨(dú)立的兩套回路系統(tǒng)，通過(guò)大量的熱關(guān)節(jié)——軟管接頭串接起來(lái)，結(jié)構(gòu)較復(fù)雜［3-4］。

中國(guó)天宮空間站對(duì)單相流體回路輻射器進(jìn)行了深入優(yōu)化設(shè)計(jì)，加入了熱管耦合傳熱環(huán)節(jié)，并采用雙管路備份［5-6］，大幅提高了輻射器的可靠性［7］及散熱性能。本文對(duì)中國(guó)空間站流體管/熱管耦合式輻射器進(jìn)行了試驗(yàn)研究，簡(jiǎn)要介紹了試驗(yàn)?zāi)康募胺桨?，論述了試?yàn)結(jié)果；通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析，得出輻射器散熱能力與姿態(tài)及流體回路參數(shù)之間的關(guān)系；以試驗(yàn)為基礎(chǔ)，進(jìn)行典型工況的仿真驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)仿真模型與試驗(yàn)的良好吻合。輻射器整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程合理有效，試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集準(zhǔn)確充分，為輻射器輻射散熱性能的在軌預(yù)測(cè)提供了地面數(shù)據(jù)，而仿真分析模型的一致性則為輻射器散熱性能研究及在軌預(yù)示提供了基礎(chǔ)。

1 輻射器狀態(tài)

輻射器試驗(yàn)對(duì)象輻射器模塊，結(jié)構(gòu)如圖1 所示。由輻射板、熱管和流體管3 部分組成。

圖1 輻射器背面（貼艙壁一側(cè)）Fig.1 Back side of the radiator（beside bulkhead）

輻射器正面為散熱面，噴涂了高發(fā)射低吸收白漆，背面為鋁本色狀態(tài)。試驗(yàn)時(shí)，正面采用紅外籠模擬外熱流，背面包覆多層隔熱組件。如圖2所示。

圖2 輻射器正面（散熱面，豎直+X 方向）Fig.2 Front side of the radiator（cooling surface，vertical+X-direction）

熱管輻射器的傳熱路徑為：熱負(fù)荷首先由工質(zhì)傳遞到流體管壁，再傳遞到熱管，然后經(jīng)熱管傳遞給輻射器蒙皮，輻射板蒙皮噴涂了高發(fā)射低吸收涂層，將熱排散至外空間。與神舟飛船流體管路輻射器相比，減少了流體管，增加了熱管的傳熱環(huán)節(jié)，減少了流體管在空間的暴露面積，且熱管和蒙皮對(duì)流體管形成防護(hù)，提高了輻射器在軌對(duì)微流星的耐受能力，從而提高了輻射器壽命及可靠性。

2 試驗(yàn)方案

2.1 方案概述

本文所述試驗(yàn)為真空熱平衡試驗(yàn)［8-9］，試驗(yàn)項(xiàng)目包括代表在軌性能的水平姿態(tài)試驗(yàn)、代表整艙真空熱試驗(yàn)狀態(tài)的豎直姿態(tài)試驗(yàn)、輻射器在軌低溫凍結(jié)解凍以及代表輻射器故障的單流體管路運(yùn)行狀態(tài)的試驗(yàn)［10］。

輻射器熱試驗(yàn)在直徑3 m 的空間熱環(huán)境模擬器內(nèi)開(kāi)展，通過(guò)真空罐+紅外籠模擬輻射器在軌空間環(huán)境及外熱流，通過(guò)泵驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)工質(zhì)在輻射器管路中流動(dòng)換熱，通過(guò)加熱器控制工質(zhì)進(jìn)口溫度。試驗(yàn)原理如圖3 所示，圖中，P為回路壓力傳感器，T代表回路溫度傳感器，用于測(cè)量回路工質(zhì)壓力及溫度。

圖3 輻射器熱試驗(yàn)原理Fig.3 Schematic diagram of the thermal test for the radiator

主要試驗(yàn)環(huán)節(jié)或要點(diǎn)為：1）試驗(yàn)環(huán)境保證，采用真空罐保證真空環(huán)境及環(huán)境溫度，采用紅外籠加熱裝置提供輻射器試驗(yàn)所需外熱流；2）回路要求，配置流體回路地面系統(tǒng)，用于回路驅(qū)動(dòng)，輻射器標(biāo)準(zhǔn)流量工況為單路150 L/h，兩路300 L/h；3）工質(zhì)溫度保證，采用水箱及加熱器保證工質(zhì)進(jìn)口溫度滿足要求，輻射器進(jìn)口溫度一般在10～20 ℃。4）工質(zhì)參數(shù)測(cè)量，采用溫度傳感器和熱電偶測(cè)量輻射器進(jìn)出口工質(zhì)溫度，采用壓力傳感器測(cè)量輻射器進(jìn)出口壓力，采用流量傳感器測(cè)量工質(zhì)流量；5）輻射器溫度測(cè)量，采用熱電偶測(cè)溫。6）通過(guò)試驗(yàn)支架保證輻射器水平或豎直姿態(tài)，如圖4 所示為水平姿態(tài)，支架翻轉(zhuǎn)90°則輻射器調(diào)整為豎直姿態(tài)，2 種姿態(tài)試驗(yàn)前均調(diào)水平度。

圖4 試驗(yàn)件及支架（水平+Y 方向）Fig.4 Radiator and holder（horizontal，+Y-direction）

2.2 試驗(yàn)工況

本試驗(yàn)主要目的是研究輻射器水平姿態(tài)（熱管水平，可忽略重力影響，代表在軌微重力情況）和豎直姿態(tài)（熱管豎直，會(huì)受到重力影響，是整艙熱平衡試驗(yàn)的主要姿態(tài)）的散熱性能，確定航天器地面熱平衡試驗(yàn)及在軌情況下輻射器的性能情況。其中航天器典型在軌姿態(tài)為慣性飛行，因此試驗(yàn)時(shí)選取了慣性飛行，太陽(yáng)光線入射角為0°的典型外熱流工況，假定太陽(yáng)光線直照Ⅲ象限輻射器模塊，外熱流模擬均采用陰影陽(yáng)照平均（陽(yáng)照區(qū)平均291.6 W/m2，陰影區(qū)平均152.2 W/m2）。工況及參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 輻射器熱平衡試驗(yàn)工況參數(shù)表Tab.1 Parameters of the thermal balance tests for the radiator under different working conditions

3 結(jié)果與分析

根據(jù)航天器整艙熱平衡試驗(yàn)及在軌飛行預(yù)示需求，對(duì)輻射器熱平衡試驗(yàn)的數(shù)據(jù)進(jìn)行了整理，從5 個(gè)不同的維度進(jìn)行了對(duì)比分析：1）水平姿態(tài)下工質(zhì)不同進(jìn)口溫度的散熱性能變化；2）水平姿態(tài)下有/無(wú)外熱流散熱能力變化；3）水平姿態(tài)與豎直姿態(tài)同參數(shù)下散熱能力變化；4）水平姿態(tài)下不同流量情況下散熱能力變化；5）水平姿態(tài)下單流體管路和雙流體管路散熱能力變化。

3.1 不同進(jìn)口溫度對(duì)比

對(duì)工況1b/1c/1d/1e 數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比分析，得出了水平姿態(tài)下不同進(jìn)口溫度的散熱性能變化。輻射器為水平姿態(tài)，在其他參數(shù)均相同，而進(jìn)口溫度不同時(shí)（進(jìn)口溫度分別為0.5、10.2、17.1、20.1 ℃）輻射器模塊的散熱能力變化曲線如圖5 所示。

圖5 工況1b～1e 散熱能力對(duì)比曲線Fig.5 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1b～1e

10.2 ℃時(shí)輻射器散熱能力與0.5 ℃和20.1 ℃時(shí)的散熱能力的平均值一致（偏差3.6%），17.1 ℃的散熱能力與10.2 ℃到20.1 ℃的相應(yīng)溫度插值一致（偏差3.8%），即進(jìn)口溫度在0～20 ℃時(shí)，輻射器散熱能力近似成線性變化，這一規(guī)律可用于估算輻射器不同溫度下的散熱能力。

3.2 有/無(wú)外熱流對(duì)比

輻射器在水平姿態(tài)下有/無(wú)外熱流散熱能力變化曲線如圖6 所示。有外熱流時(shí)，陰影區(qū)平均散熱能力為910 W，陽(yáng)照區(qū)散熱能力為405 W；而無(wú)外熱流時(shí)，散熱能力為1 070 W。實(shí)際上，輻射器陰影區(qū)總外熱流計(jì)算值為532.7 W，而陽(yáng)照區(qū)總外熱流計(jì)算值為1 020.6 W，陰影區(qū)散熱能力（910 W）減掉陽(yáng)照區(qū)比陰影區(qū)增加的外熱流（487.3 W）得出422.1 W，與試驗(yàn)實(shí)際得出的數(shù)值偏差4.1%，即在此情況下，可以采用輻射器已知外熱流的工況的散熱能力及新增的外熱流數(shù)值（外熱流數(shù)值應(yīng)該在散熱能力50%以上）估算輻射器有外熱流的散熱能力。

圖6 工況1a/1b 散熱能力對(duì)比曲線Fig.6 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1a and 1b

3.3 水平/豎直姿態(tài)對(duì)比

如圖7 所示，給出了工況1c 和工況3 在進(jìn)口溫度、流量、外熱流均相同，而試驗(yàn)姿態(tài)分別為水平和豎直2 種情況下散熱能力變化曲線。

圖7 工況1c/3 水平和豎直試驗(yàn)姿態(tài)散熱能力對(duì)比曲線Fig.7 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1c and 3

輻射器工況1c 陰影區(qū)平均散熱能力為798 W，工況3 為876 W，工況1c 陽(yáng)照區(qū)平均散熱能力為365 W，工況3 為392 W，豎直姿態(tài)下散熱能力略小于水平姿態(tài)散熱能力（按照軌道平均計(jì)算，低9.6%），原因是地面試驗(yàn)，熱管受重力影響，工質(zhì)在熱管底部積聚，熱源與熱管液端存在一定匹配偏差，不能保證工質(zhì)全部發(fā)揮作用，從而影響了散熱能力，而水平姿態(tài)下，熱管受重力影響可忽略。這一規(guī)律可作為空間站整艙熱平衡試驗(yàn)的參考。

3.4 不同流量對(duì)比

水平姿態(tài)下不同流量情況散熱能力變化曲線如圖8 所示。

圖8 工況2a/2b 散熱能力對(duì)比曲線Fig.8 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 2a and 2b

入口溫度約15 ℃，工質(zhì)流量從150 L/h 增加到300 L/h 時(shí)，陰影區(qū)散熱能力約從720 W 增加到860 W，升高約150 W；陽(yáng)照區(qū)散熱能力約從260 W增加到340 W，升高約80 W。此工況下，輻射器流量增加1 倍，散熱量?jī)H增加約23.9%，此工況驗(yàn)證了輻射器流量和散熱能力不成正比，流量較小時(shí)，流量增加會(huì)顯著增加輻射散熱能力，當(dāng)流量增大到一定程度，則流量增加對(duì)輻射能力影響變小。流量和輻射器散熱能力的關(guān)系詳見(jiàn)文獻(xiàn)［11］，不再贅述。

3.5 單/雙管路對(duì)比

單/雙管路對(duì)比工況驗(yàn)證了相同流量下，輻射器單流體管路與雙流體管路工作時(shí)散熱能力變化規(guī)律，上文分別給出了工況1c 和工況2b 的輻射散熱能力曲線，這里不再羅列，僅對(duì)兩者散熱能力進(jìn)行對(duì)比分析。

工況1c 輻射器陰影區(qū)散熱能力876 W，陽(yáng)照區(qū)散熱能力392 W，工況2b 陰影區(qū)散熱能力860 W，陽(yáng)照區(qū)散熱能力340 W，軌道周期平均散熱能力分別為589.6 W 和548 W，相同流量下，單流體管工作時(shí)散熱能力是雙流體管工作散熱能力的93.2%。這一數(shù)據(jù)可用于空間站輻射器在軌故障工況決策。說(shuō)明即使輻射器單個(gè)管路被擊穿失效后，依靠熱管的作用，仍然能維持足夠的散熱能力。這是熱管耦合式輻射器結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)。

3.6 熱傳輸分析

本文根據(jù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)輻射器傳熱過(guò)程進(jìn)行了分析，其中輻射器傳熱過(guò)程包括工質(zhì)到流體管壁的對(duì)流換熱、流體管壁到熱管的導(dǎo)熱、熱管自身的傳熱及熱管殼體與輻射板之間的導(dǎo)熱。工質(zhì)到流體管壁的對(duì)流換熱與工質(zhì)種類(lèi)、流體管參數(shù)及流量相關(guān)，換熱能力可利用流體力學(xué)公式計(jì)算；熱管則可簡(jiǎn)化視為超導(dǎo)熱材料；流體管和熱管為焊接結(jié)構(gòu)，對(duì)于給定輻射器，兩者傳熱系數(shù)為固定值。這里幾個(gè)傳熱系數(shù)均利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)計(jì)算得出［12］。

匯總所有工況數(shù)據(jù)，根據(jù)流體管和熱管之間的傳熱量、平均傳熱溫差及耦合面積得出了流體管壁-熱管管壁等效傳熱系數(shù)為8 194～8 981 W/（m2·K）；根據(jù)總輻射散熱量、熱管與輻射板測(cè)溫溫差及兩者耦合面積計(jì)算得出了熱管管壁-輻射板等效傳熱系數(shù)為1 260～1 312 W/（m2·K）；然后結(jié)合流體管內(nèi)部工質(zhì)與管壁的對(duì)流換熱系數(shù)，得出了輻射器流體工質(zhì)-輻射板的整體換熱系數(shù)，在單流體管流量為150 L/h 時(shí)，流體管-輻射板的整體傳熱系數(shù)為700 W/（m2·K），在單流體管流量為300 L/h 時(shí)，流體管-輻射板的整體傳熱系數(shù)為890 W/（m2·K）。

4 仿真驗(yàn)證

將試驗(yàn)獲得的輻射器各傳熱環(huán)節(jié)傳熱系數(shù)帶入輻射器仿真模型，仿真模型考慮了輻射器所處空間環(huán)境，尤其是空間站大型柔性太陽(yáng)翼結(jié)構(gòu)［13］對(duì)輻射器的影響，針對(duì)航天器典型工況1c 進(jìn)行仿真驗(yàn)證。具體建模及仿真方法參考文獻(xiàn)［14］和文獻(xiàn)［15］。

仿真計(jì)算得出了在軌道瞬時(shí)熱流下輻射器的散熱能力，并與工況1c 的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比，如圖9 所示。其中仿真為在軌瞬時(shí)外熱流，因此與試驗(yàn)工況的軌道陰影陽(yáng)照平均外熱流存在差異，但仿真結(jié)果的陰影區(qū)和陽(yáng)照區(qū)平均散熱能力分別為377和852 W，與試驗(yàn)結(jié)果一致，綜合偏差3.3%，主要原因?yàn)樵囼?yàn)中流體管路存在彎管及接頭等增大了局部換熱系數(shù)，而仿真計(jì)算無(wú)法模擬。仿真驗(yàn)證與試驗(yàn)結(jié)果一致，表明模型有效，可用于后續(xù)輻射器在軌溫度預(yù)示。

圖9 工況1c 與仿真驗(yàn)證散熱能力對(duì)比曲線Fig.9 Comparison of the test and simulation results of the heat dissipation capability for case 1c

5 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)空間站流體管/熱管耦合式輻射器熱平衡試驗(yàn)進(jìn)行了論述分析及仿真驗(yàn)證，獲得的輻射器散熱規(guī)律對(duì)載人航天器熱試驗(yàn)及在軌預(yù)示均具有參考意義，主要成果包括：

1）完成了輻射器在軌工作狀態(tài)（水平姿態(tài)）試驗(yàn)研究，在其他條件相同時(shí)，單管路輻射能力是雙管路輻射能力的93.2%，表明輻射器在單路故障時(shí)能夠保持工作性能。

2）完成了輻射器整艙熱平衡試驗(yàn)狀態(tài)（豎直姿態(tài)）試驗(yàn)研究，研究表明，豎直姿態(tài)，其他條件相同時(shí)，輻射能力是水平姿態(tài)下的90.4%，可為真空熱試驗(yàn)采用豎直姿態(tài)代替水平姿態(tài)提供數(shù)據(jù)支撐。

3）通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析得出了熱管輻射器熱傳輸相關(guān)參數(shù)，完善了輻射器仿真模型，可用于后續(xù)其他復(fù)雜工況下的輻射器在軌仿真預(yù)示。

4）利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)，評(píng)估了輻射器散熱能力與進(jìn)口溫度及外熱流的變化規(guī)律，散熱能力在0～20 ℃的溫區(qū)內(nèi)近似線性關(guān)系，此結(jié)論可用于輻射器的散熱能力的工程評(píng)估。