閆指江，吳勝寶，趙一博，董曉琳，莊方方，張 烽

（1.中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京100076；2.航天材料及工藝研究所，北京100076）

低溫貯箱組合絕熱材料隔熱性能測試試驗研究

閆指江1，吳勝寶1，趙一博2，董曉琳1，莊方方1，張 烽1

（1.中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京100076；2.航天材料及工藝研究所，北京100076）

以聚氨酯泡沫塑料和多層隔熱材料組成的組合絕熱材料被認為是未來低溫推進劑貯箱絕熱材料的主要形式。應用典型的量熱器法針對以下三個方面開展試驗研究：是否在樣件中添加泡沫材料；樣件中多層隔熱材料的層數(shù)不同；制備樣件時采用不同的預緊力。對比了不同狀態(tài)的組合絕熱材料的絕熱性能。試驗結(jié)果表明：組合絕熱材料中的泡沫塑料可直接增加整體結(jié)構的隔熱能力；隨著組合絕熱材料中MLI（多層隔熱材料）層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢；在MLI層數(shù)相同情況下，隨著預緊力的增加，材料的熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢。試驗分析結(jié)果可為未來載人月球探測及更遠距離深空探測的航天器低溫貯箱絕熱系統(tǒng)設計提供參考。

絕熱材料；隔熱性能；試驗研究；低溫推進劑貯存

1 引言

為了提高大型運載火箭和深空探測航天器的空間運輸能力，國內(nèi)外常采用低溫的液氫、液氧作為推進劑。相比較常規(guī)推進劑，液氫／液氧低溫推進劑的比沖更高，并且無毒無污染，是較為理想的推進劑選擇。然而液氫、液氧低溫推進劑在常壓下沸點極低，分別為20 K和90 K，極易蒸發(fā)，如何有效地抑制低溫推進劑在軌貯存時的蒸發(fā)是現(xiàn)階段絕熱結(jié)構研究的重點［1］。

運載器的整個發(fā)射過程中主要存在三種熱量來源，第一種是起飛前地面環(huán)境下的外部熱流，第二種是發(fā)射過程中的氣動加熱，第三種是太陽光照、宇宙射線等外界輻射的直射和反射［2］。在前兩種熱環(huán)境中，推進劑箱體的傳熱途徑主要是對流傳熱和固體傳熱，而在第三種條件下，由于周圍環(huán)境真空度很高，輻射傳熱成為主要的傳熱方式。以聚氨酯泡沫塑料和多層隔熱材料組成的組合絕熱材料被認為是未來低溫推進劑貯箱絕熱材料的主要形式［3］，閉孔泡沫塑料用于在發(fā)射前和發(fā)射過程中隔絕低溫燃料與外界環(huán)境中的對流傳熱和接觸傳熱，而多層隔熱材料的主要功能是隔絕空間環(huán)境下的輻射和接觸傳熱。組合絕熱材料是對二者的復合應用，通過對泡沫材料厚度、多層隔熱材料層數(shù)、兩者連接方式的優(yōu)化設計，達到抑制低溫推進劑的蒸發(fā)，提高低溫推進劑使用效率的目標。

本文采用最新設計的量熱器平臺，從是否添加泡沫材料、不同多層隔熱材料層數(shù)、不同預緊力三個方向入手，針對不同的試驗樣件開展研究工作，通過對比材料的當量熱導率、平均漏熱量等試驗結(jié)果，得到較為優(yōu)化的組合絕熱材料設計，為未來低溫推進劑在軌貯存的絕熱系統(tǒng)設計提供試驗參考。

2 量熱器法試驗系統(tǒng)

2.1 測試原理

量熱器法是一種測試多層隔熱材料、泡沫材料等大面積包覆材料在空間環(huán)境下的漏熱量及當量熱導率的典型方法［4］。測量平臺的核心部分是圓柱型材料試樣的量熱器，容積較?。ㄒ话阈∮?0 L），在測量容器的上下表面分別裝有一個保護容器，用于消除來自圓柱形測量容器上下兩個表面之間的縱向傳熱。當系統(tǒng)的蒸發(fā)速率達到穩(wěn)態(tài)之后，利用低溫液體的蒸發(fā)量可計算出通過測量筒圓柱表面的漏熱量，最后計算得到材料試樣的表觀熱導率與比熱流［5］。其中，表觀熱導率計算公式如式（1）：

式中：λ為表觀導熱系數(shù)，單位為W／（m· K）；Q為測量容器的漏熱量，單位為W；T2為穩(wěn)態(tài)下的熱壁溫度；T1為穩(wěn)態(tài)下的冷壁溫度；r為測量容器的外半徑，單位為m；δ為試樣的厚度，單位為m，可以直接測量得到；l代表測量容器的長度，單位為m。

比熱流計算公式如式（2）：

式中：q為通過絕熱材料的比熱流，單位為W／m2；A為熱流通過的面積。

2.2 試驗裝置

本次測試試驗搭建了基于液氮蒸發(fā)率的組合絕熱材料樣件測試試驗臺，該試驗平臺主要由量熱器系統(tǒng)（含吊裝）、高真空系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和輔助系統(tǒng)四部分組成，試驗平臺整體如圖1所示（未包含測量系統(tǒng)），高真空機組柜內(nèi)部示意圖如圖2所示，其中測試樣件具備自由更換的條件，同時測量可滿足數(shù)據(jù)的自動化采集。

1）量熱器系統(tǒng)

量熱器的結(jié)構如圖3所示，其中量熱器中測量容器的內(nèi)徑為152 mm，高度為378 mm，整個測量容器的換熱面積為0.1805 m2，測試容積為6.3 L，外筒的內(nèi)徑為294.8 mm。為了便于測試樣品更換，量熱器內(nèi)膽在保護膽和測量膽的管子上設置了可拆接口，通過CF16接口連接。為了消除管子在連接過程中的應力集中，連接測量膽的管子接口上設置了波紋管。量熱器外筒壁上布置有抽真空接口，為了獲取更高的真空度，臥式分子泵直接從外筒壁側(cè)面通過擋板閥對接腔體。測試表明，在沒有液氮注入的情況下，真空可達1.5×10－5Pa。為了能獲得穩(wěn)定可調(diào)的真空范圍，在外殼體上半段設置了一個針閥，用于控制放氣速率從而改變量熱器內(nèi)真空度，從而得到不同真空度下多層絕熱材料的表觀熱導率數(shù)值。

2）高真空系統(tǒng)

由于真空度對于材料的絕熱性能有著顯著的影響，精確測量真空度是本系統(tǒng)的關鍵。從文獻資料來看，熱導率的拐點一般出現(xiàn)在10－2～10－3Pa之間［6］，因此能測準1×10－3～1×10－5Pa是該量熱器的關鍵。本試驗平臺應用分子泵與機械泵組合工作的形式，該系統(tǒng)可實現(xiàn)真空度1.5 ×10－5Pa，其中1×10－3～1×10－5Pa真空范圍內(nèi)可實現(xiàn)2‰的真空測量精度要求。

3）數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要包括氣體流量采集系統(tǒng)與溫度采集系統(tǒng)。氣體流量采集系統(tǒng)選擇氣體質(zhì)量流量計，測試范圍為0～2 L／min，精度為滿量程的±1%。溫度測量采用鉑電阻溫度計，并與Lab?View軟件相連進行溫度的采集與記錄，更直觀準確地得到內(nèi)外壁溫度。

4）輔助系統(tǒng)

輔助系統(tǒng)包含檢漏系統(tǒng)和液氮供應系統(tǒng)兩部分。檢漏系統(tǒng)的測量范圍為5×10－12～1 Pa·m3／s。液氮供應系統(tǒng)包含一個高壓儲罐和一個低壓儲罐，試驗中將低壓罐內(nèi)的液氮加注到量熱器的保護膽和測量膽中。

3 試驗步驟

3.1 試驗準備階段

試驗準備期間應使用四氯化碳或丙酮對測量筒的外壁面進行清洗，防止表面的污染物影響整個系統(tǒng)的真空度。對多層絕熱材料進行長時間的烘干處理和保潔處理，以排除材料中絕大部分水分，并且保持材料表面的清潔，之后再進行組合絕熱材料樣件的加工。

3.2 試驗材料選擇

目前國內(nèi)外對MLI材料（多層隔熱材料）的研究已經(jīng)取得一定的成果，根據(jù)文獻報道，MLI在真空環(huán)境下的熱導率會受到真空度、開孔方式和開孔率、反射屏材料、間隔層材料等性能的影響［4］。目前國內(nèi)已有多家公司銷售較為成熟的MLI產(chǎn)品，通過對這些公司市售的5種MLI產(chǎn)品的性能進行表征，富士達公司的PDLK型材料在力學性能和熱導率方面具有一定的優(yōu)勢，適用于此次測試試驗的樣件加工。

組合絕熱材料中使用的泡沫材料是我國CZ?5和CZ?7系列運載火箭采用的HCFC?141b發(fā)泡的聚氨酯泡沫材料，其熱導率達到10－2量級，并且在軌道真空環(huán)境下也能在較長的時間內(nèi)保持性能穩(wěn)定。

3.3 組合絕熱材料樣件加工

首先量熱器的上保護容器、測量容器、下保護容器三部分分別布置并粘貼冷壁測溫點（根據(jù)測溫儀測溫通道數(shù)分配測點，測量容器測點數(shù)目不少于5個，上下保護容器的測點數(shù)目不少于3個），同時保證測點讀數(shù)準確可靠，記錄測溫點位置及編號。

之后將泡沫材料噴涂于量熱器內(nèi)容器上，待泡沫完全定型后對泡沫進行機加處理，保證測量容器表面的泡沫厚度均勻。再將多層隔熱材料纏繞在量熱器內(nèi)容器上，纏繞過程中要求操作人員佩戴手套，保證纏繞均勻，做好纏繞標記并記錄層數(shù)。用卷尺測量6個不同位置處試樣的周長，得到試樣的平均厚度，記為實測材料厚度δ，試驗樣件如圖4所示。

最后在試樣最外層表面與冷壁測溫點對應的位置布置熱壁測溫點，要求測溫點讀數(shù)穩(wěn)定可靠，記錄測溫點位置及編號。將加工好試樣的量熱器內(nèi)容器放入量熱器外筒中，并檢測密封性。

3.4 抽真空

首先確保管路之間連接正確，在量熱器內(nèi)膽內(nèi)壁和外殼外壁用電加熱器加熱去除水蒸汽，同時用機械泵抽真空，使用He質(zhì)譜儀檢測密封性，真空腔壓力達到5 Pa以下時，開啟分子泵抽真空。

當量熱器夾層真空度優(yōu)于1×10－1Pa時，向量熱器上下保護容器及測量容器內(nèi)緩慢加注液氮，直至液氮溢出，確保在測試時間內(nèi)，夾層真空度優(yōu)于1×10－3Pa（冷態(tài)）［4］。

3.5 試驗數(shù)據(jù)記錄

每隔10 min記錄一次氣體流量計流量、流量計出口處溫度T1及壓力P1，當1小時內(nèi)流量的變化范圍小于5%時，認為整個系統(tǒng)的漏熱達到穩(wěn)態(tài)，繼續(xù)記錄接下來1小時的氣體流量，以此計算平均流量V。當系統(tǒng)漏熱達到穩(wěn)態(tài)后，每隔10 min記錄一次試樣的冷、熱壁溫度Tc與Th，持續(xù)記錄1 h。

測量期間每隔2 h向量熱器的上、下保護容器加注液氮，直至注滿為止，保證測量容器和保護容器之間沒有縱向傳熱。

當系統(tǒng)漏熱達到穩(wěn)態(tài)之后，測量從測量膽內(nèi)蒸發(fā)出的氮氣流量V與冷、熱壁的溫度Tc與Th，結(jié)合測得的組合防具熱材料厚度δ、氣體流量計出口處氮氣溫度T1、壓力P1，計算求得該測量系統(tǒng)下組合絕熱材料的表觀導熱系數(shù)λ與比熱流q，具體的計算公式見式（3）～（4）：

其中：ρg為273.15 K下氮氣氣體密度，單位為J／kg；Th和Tc分別為系統(tǒng)達到穩(wěn)態(tài)后，熱壁溫度和冷壁溫度1 h內(nèi)的平均值，單位為K。

4 試驗結(jié)果及分析

量熱器法測試的組合絕熱材料性能包括兩個部分，一部分為熱導率的數(shù)值，一部分為熱流量數(shù)據(jù)。其中熱流量數(shù)據(jù)是根據(jù)液氮蒸發(fā)過程中的熱量計算得到的，更為直觀，熱導率數(shù)據(jù)是由熱流量數(shù)據(jù)通過公式計算而來，作為材料的一種本征性能，厚度對熱導率具有一定的影響。

針對是否添加泡沫層的絕熱材料開展研究，2個試驗工況分別為添加泡沫層和不添加泡沫層。試驗溫度為液氮溫度，試驗真空環(huán)境為2×10－4Pa，纏繞MLI的預緊力為1 kg。

從試驗結(jié)果得出，絕熱結(jié)構中引入泡沫塑料后，整體結(jié)構的熱流量從1.173 W降低到0.758W，但是如果將組合絕熱材料作為整體材料來考慮，材料的有效熱導率要考慮厚度對絕熱性能的影響，單獨的聚氨酯泡沫的熱導率測試結(jié)果為2.0×10－2W／（m·K），因此熱導率的計算值比MLI計算結(jié)果偏大。

針對不同層數(shù)MLI的組合絕熱材料絕熱性能開展研究，得到優(yōu)化的MLI層數(shù)。4個試驗工況MLI層數(shù)分別為10、20、30、40，試驗溫度為液氮溫度，試驗真空環(huán)境為2×10－4Pa，MLI預緊力為3 kg。

從試驗結(jié)果得出，隨著層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢，這是由于施工過程中不能保證多層隔熱材料層與層之間有足夠的距離造成的。因為多層隔熱材料的隔熱效果由接觸傳熱和輻射傳熱共同決定，當反射層數(shù)量較少時，輻射傳熱熱阻占主導，但由于輻射傳熱的隔絕量不足，導致熱導率較高。隨著反射屏的數(shù)量繼續(xù)增加，輻射傳熱熱阻增加，但纏繞過程導致的反射屏之間的接觸增加，接觸熱阻減小，使得試驗樣件在MLI達到40層時熱流量顯著增加，從試驗結(jié)果得出MLI為20層和30層的組合絕熱材料的隔熱性能較好，熱導率在3.0×10－4W／（m·K）。

針對不同預緊力纏繞MLI的試驗樣件開展研究，3個試驗工況的MLI層數(shù)均為30層，纏繞預緊力分別為1 kg、3 kg、5 kg，試驗溫度為液氮溫度，試驗真空環(huán)境為2×10－4Pa。

從試驗結(jié)果得出，MLI層數(shù)相同情況下，隨著預緊力的增加，材料的漏熱熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢，但在3 kg和5 kg條件下的熱流量相近，均超過了0.9 W的水平。但由于預緊力增加，MLI厚度降低，因此熱導率呈現(xiàn)出隨著張力的增加而降低的趨勢。

5 結(jié)論

組合絕熱材料在真空、低溫環(huán)境下可以有效降低低溫液體貯存系統(tǒng)的漏熱，通過量熱器法開展不同狀態(tài)的組合絕熱材料隔熱性能測試，獲得以下結(jié)論：

1）絕熱結(jié)構中引入泡沫塑料后，整體結(jié)構的隔熱能力增加；

2）隨著MLI層數(shù)的增加，組合絕熱材料的熱流量呈先減少后增加的趨勢；

3）在MLI層數(shù)相同情況下，隨著預緊力的增加，材料的漏熱熱流量呈現(xiàn)增加的趨勢。

（References）

［1］ 吳德隆.飛行器低溫級貯箱的設計［J］.低溫工程，1990（6）：1?13. WU Delong.Design of Cryogenic?stage tanks for space vehicle［J］.Cryogenics，1990（6）：1?13.（in Chinese）

［2］ 胡偉峰，申麟，楊建民，等.低溫推進劑長時間在軌的蒸發(fā)量控制技術進展［J］.導彈與航天運載技術，2009（6）：28?34. Hu Weifeng，Shen Lin，Yang Jianmin，et al.Progress in the control technology of the long time on orbit evaporation of low temperature propellant［J］.Missile and Space Vehicle Tech?nology，2009（6）：28?34.（in Chinese）

［3］ 胡偉峰，申麟，彭小波，等.低溫推進劑長時間在軌的蒸發(fā)量控制關鍵技術分析［J］.低溫工程，2011（3）：59?66. Hu Weifeng，Shen Lin，Peng Xiaobo，et al.Analysis on the key technology of the long time orbitevaporation control of low temperature propellant［J］.Cryogenic Engineering，2011（3）：59?66.（in Chinese）

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Experimental Research on Heat Insulation Performance of Assembled Thermal Insulation Materials in Cryogenic Tank

YAN Zhijiang1，WU Shengbao1，ZHAO Yibo2，DONG Xiaolin1，ZHUANG Fangfang1，ZHANG Feng1
（1.Research＆Development Center of China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China；2.Aerospace Research Institute of Materials＆Processing Technology，Beijing 100076，China）

The assembled thermal insulationmaterials composed of polyurethane foam andmulti?lay?er heat insulation material is considered as the main form of insulation materials for the cryogenic propellant tank in the future.In this paper，three groups of tests were carried out with the typical calorimetermethod to study the thermal insulation performance of the assembled thermal insulation materials.The three groups of tests focused on whether to add form material in samples，the differ?ence of MLI layers in samples，and the different pretightening force inmaking samples respectively. The results showed that the foam plastics could directly improve the heat insulation capability for the whole structure；the increasing number of the MLI layers in the assembled thermal insulationmateri?als decreased firstly and then increased the heat flux of the compositematerial；for the same MLI layers，the heat flux of thematerial increased with the increase of the preload.The resultsmay serve as a reference for the cryogenic propellant storage system design of the vehicle formanned lunar ex?ploration and deep space exploration in the future.

thermal insulatingmaterials；heat insulation performance；experimental research；cryo?genic propellant storage

V19

A

1674?5825（2017）01?0056?05

2015?10?28；

2016?12?22

載人航天預先研究項目（060301）

閆指江，男，碩士，工程師，研究方向為空間飛行器熱控與熱防護。E?mail：bryan0212＠163.com