徐照武，林博穎，陳金明，王 晶，姜 涌

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大型空間環(huán)境模擬器熱沉氣氮調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)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(hào)航天器對(duì)調(diào)溫?zé)岢猎囼?yàn)需求，對(duì)國(guó)內(nèi)外氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進(jìn)行分析調(diào)研，對(duì)某空間環(huán)境模擬器進(jìn)行了氣氮調(diào)溫系統(tǒng)流程設(shè)計(jì)，對(duì)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(jìn)行分析研究和設(shè)計(jì)實(shí)施，并進(jìn)行了系統(tǒng)調(diào)試。調(diào)試結(jié)果表明，熱沉溫度均勻性達(dá)到±5℃，升/降溫速率均達(dá)到或超過1℃/min，滿足相應(yīng)的型號(hào)試驗(yàn)要求。

熱真空試驗(yàn)；空間環(huán)境模擬器；熱沉調(diào)溫

0 引言

目前國(guó)內(nèi)外的熱真空試驗(yàn)設(shè)備多采用液氮制冷或機(jī)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(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行加熱，通過控制加熱量來對(duì)試驗(yàn)件溫度進(jìn)行控制。這種方法需要消耗大量的電能，經(jīng)濟(jì)性較差；而且需要根據(jù)試驗(yàn)件的形狀來設(shè)計(jì)電加熱裝置，普適性較差，特別是對(duì)于外形復(fù)雜或較小的試驗(yàn)件，電加熱裝置的設(shè)計(jì)極其困難。此外，電加熱裝置需要占用較多的空間，對(duì)試驗(yàn)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(yàn)件溫度，可以減少或避免使用加熱工裝及測(cè)/控溫系統(tǒng)，能有效減少試驗(yàn)測(cè)/控溫工作量、降低試驗(yàn)成本、提高試驗(yàn)精度和設(shè)備使用效率。對(duì)于一些非常規(guī)的空間結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)展開試驗(yàn)，由于不需要加熱裝置，可以大大降低試驗(yàn)設(shè)計(jì)難度。

當(dāng)前，國(guó)際上許多國(guó)家或組織的航天器試驗(yàn)中心都建設(shè)有熱沉可調(diào)溫的空間環(huán)境模擬器。美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)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(jī)、液氮換熱器和電加熱器組成，可以分別對(duì)主/輔熱沉、反射鏡冷卻裝置和防污染板的溫度進(jìn)行控制。熱沉溫度調(diào)節(jié)范圍為-120～120℃，溫度均勻性可達(dá)±3℃。美國(guó)PDM公司的熱真空試驗(yàn)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(dá)到1.1℃/min。美國(guó)戈達(dá)德空間飛行中心的熱真空試驗(yàn)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(jī)構(gòu)（JAXA）熱真空試驗(yàn)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(yàn)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(guó)在某熱真空試驗(yàn)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(guó)內(nèi)ZM4300高性能光學(xué)遙感器空間環(huán)境模擬與試驗(yàn)設(shè)備也具有調(diào)溫功能[8]，利用液氮和機(jī)械制冷2個(gè)可切換的制冷流程，液氮制冷時(shí)熱沉溫度最低達(dá)-173℃，機(jī)械制冷時(shí)熱沉可以在-60～100℃間精確控溫。

綜合國(guó)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(shí)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(dá)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(guó)目前正在研制的火星車的熱平衡試驗(yàn)需求，本文開展了調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)施及關(guān)鍵技術(shù)參數(shù)的分析計(jì)算。

1 調(diào)溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)與構(gòu)成

1.1 調(diào)溫系統(tǒng)原理及特點(diǎn)

氣氮調(diào)溫系統(tǒng)以氮?dú)鉃檩d冷工質(zhì)，將滿足溫度要求的氮?dú)庵苯油ㄈ霟岢?，?shí)現(xiàn)熱沉溫度在一定范圍內(nèi)調(diào)節(jié)，并間接對(duì)試驗(yàn)件的溫度進(jìn)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?dú)饨?jīng)過一個(gè)液氮容器換熱降溫后，再經(jīng)電加熱器進(jìn)行氮?dú)鉁囟鹊恼{(diào)節(jié)；后者即向循環(huán)氮?dú)庵袊娙胍旱?，然后?jīng)電加熱器進(jìn)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(jìn)口氣體溫度與液氮沸點(diǎn)（77K）間的溫差熱降低了液氮的消耗，是目前國(guó)際上最先進(jìn)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(dān)火星車環(huán)境試驗(yàn)期間熱沉溫度調(diào)節(jié)指標(biāo)要求較高，在設(shè)計(jì)時(shí)充分考慮液氮噴淋溫度控制精度差、波動(dòng)性大的特點(diǎn)，在液氮噴淋后與常溫氮?dú)膺M(jìn)行混合調(diào)溫。同時(shí)，考慮到試驗(yàn)期間由于各路熱沉面對(duì)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?dú)膺M(jìn)入熱沉前再次實(shí)施精準(zhǔn)控溫，以實(shí)現(xiàn)熱沉溫度均勻性和調(diào)節(jié)及時(shí)性。

1.2 系統(tǒng)組成部件及功能

1）循環(huán)管路。作為氮?dú)饬魍窂剑B接動(dòng)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(shí)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?dú)鉁囟葋韺?shí)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(yùn)行的氮?dú)夂屠湓匆旱M(jìn)行混合調(diào)節(jié)，實(shí)現(xiàn)熱沉降溫。在噴淋調(diào)節(jié)裝置設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)充分考慮噴淋頭的選型以及布局方式，以便實(shí)現(xiàn)液氮充分汽化與氮?dú)膺M(jìn)行換熱。

5）氣體輸送裝置。將系統(tǒng)運(yùn)行的氮?dú)膺M(jìn)行密閉循環(huán)，為熱沉換熱的氮?dú)馓峁┬碌难h(huán)動(dòng)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(shí)現(xiàn)氣氮運(yùn)行參數(shù)可視，閥門實(shí)現(xiàn)流量調(diào)節(jié)，包括進(jìn)出口氣動(dòng)調(diào)節(jié)閥，DN80低溫氣動(dòng)調(diào)節(jié)閥；氣體調(diào)節(jié)器控制閥，DN20低溫氣動(dòng)閥門，DN200低溫截止閥，DN200低溫氣動(dòng)開關(guān)閥。

1.3 預(yù)期達(dá)到的指標(biāo)

結(jié)合火星車熱試驗(yàn)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(shí)現(xiàn)KM6F空間環(huán)境模擬器熱沉溫度調(diào)節(jié)，試驗(yàn)設(shè)備指標(biāo)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(jì)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(zhǎng)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(dá)到±5℃，用Thermal Destop軟件對(duì)柱段熱沉建模并計(jì)算。模型如圖3所示，其中+軸豎直向上。右圖為局部放大圖。藍(lán)色為主管，下進(jìn)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?dú)?，管路壓力?.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?dú)鈺r(shí)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(dá)到±5℃時(shí)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(gè)柱段熱沉氣氮流量需要達(dá)到220m3/h時(shí)，計(jì)算可得氣氮調(diào)溫系統(tǒng)氮?dú)饪偭髁坎坏眯∮?073m3/h。再利用氣氮流速與管路截面積的關(guān)系進(jìn)行管徑計(jì)算，

π(GN)2GN4， (1)

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

選取氣氮壓縮機(jī)單臺(tái)最大輸出氣量43m3/min（N），轉(zhuǎn)換為0.2MPa氮?dú)饬髁?551.6m3/h，選取DN200管路作為水平艙氮?dú)庵鞴苈犯脑斓墓軓?，可以?shí)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(jì)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(gè)液氮噴淋器和電加熱器，噴淋器實(shí)現(xiàn)低溫再經(jīng)過電加熱器精準(zhǔn)控溫后進(jìn)入熱沉管路，熱沉總質(zhì)量為3540kg。由

=?(2)

計(jì)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(fù)載負(fù)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(fù)荷；為液氮的密度，供液壓力為0.2MPa時(shí)為776.25kg/m3；為液氮的潛熱，供液壓力為0.2MPa時(shí)為189.09kJ/kg；為液氮的體積流量，m3/h。液氮標(biāo)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?dú)獗葻崛轂?.04kJ/(kg·K)，折算成潛熱計(jì)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(jì)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(shí)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(xiàng)準(zhǔn)備工作后，對(duì)氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)試。在-122、-132和27℃這3個(gè)溫度點(diǎn)進(jìn)行了均溫保持。在本次調(diào)試中，啟動(dòng)了2臺(tái)氣氮壓縮機(jī)，氣氮流量達(dá)到2000m3/h，進(jìn)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(jìn)出口溫度曲線，在-140℃低溫工況，進(jìn)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(jì)要求。

圖4 各部分熱沉進(jìn)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(duì)國(guó)內(nèi)外氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的分析調(diào)研，針對(duì)我國(guó)某空間環(huán)境模擬器的具體情況，對(duì)氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進(jìn)行了流程設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了仿真分析，確定了系統(tǒng)中的一些關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)。最終調(diào)試結(jié)果顯示：熱沉溫度均勻性達(dá)到±5℃的要求，降溫速率可以達(dá)到1℃/min，升溫速率可達(dá)到1.5℃/min，能夠滿足某型號(hào)試驗(yàn)要求。由此可見，本氣氮調(diào)溫系統(tǒng)流程設(shè)計(jì)合理，關(guān)鍵參數(shù)選擇正確。

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（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(yàn)技術(shù)研究。E-mail: xuzhaowu1983@sina.com。

2017-09-13；

2018-04-11