密封艙常壓熱試驗環(huán)境模擬技術(shù)

蘇新明，王 晶,2，郄殿福,2，紀欣言，謝吉慧，徐照武，許冬彥，李日華

（1.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，北京 100094；3.中國航天標(biāo)準(zhǔn)化研究所，北京 100071）

0 引言

載人空間站（如國際空間站、“和平號”空間站）都是多艙段組合，支持長期載人及多向?qū)拥拇笮?、永久性空間站。為保證載人空間站在軌運行的穩(wěn)定性及可靠性，需要在地面開展各類功能及性能試驗。由于空間站體積龐大、功耗高、考核項目多、試驗周期長、影響因素復(fù)雜、涉及的學(xué)科和分系統(tǒng)眾多，其地面熱試驗往往技術(shù)復(fù)雜、耗資巨大[1]。出于安全性和資金方面的考慮，國際上一般只針對空間站單個艙段開展真空環(huán)境下的熱試驗，在常壓環(huán)境下開展空間站組合體的熱試驗[2]。例如，國際空間站在地面開展了常壓熱集成試驗[3-6]，驗證了組合體狀態(tài)下各艙段之間熱接口的匹配性以及能流輸運關(guān)系。 在整星常壓熱試驗方面，我國唐伯昶等人[7]對在地面條件下開展整星常壓熱試驗的方法進行了研究，提出了常壓熱試驗隔間的分區(qū)溫度控制方法，并指出對于帶有密封艙的載人航天器可以采用常壓熱試驗對以對流換熱為主的密封艙內(nèi)部進行可靠性考核。我國空間站可以借鑒國內(nèi)外的相關(guān)研究經(jīng)驗，充分利用真空熱試驗和常壓集成熱試驗，對密封艙內(nèi)的溫度和環(huán)境控制能力進行全面驗證。

對于我國正在研制的空間站而言，其單個艙段的高度均在10 m以上，在豎直狀態(tài)下開展真空熱試驗時，密封艙內(nèi)部存在“煙囪效應(yīng)”，以致無法準(zhǔn)確模擬密封艙內(nèi)部的氣體換熱情況；而在常壓熱試驗時可以將艙段水平放置，避免了“煙囪效應(yīng)”，從而可以對密封艙內(nèi)氣體換熱以及空氣流動的情況進行充分的驗證。因此對于載人空間站，開展常壓熱試驗是對真空熱試驗結(jié)果的進一步補充和完善，有利于獲得全面準(zhǔn)確的試驗數(shù)據(jù)，支撐空間站的研制。

本文圍繞大型載人航天器常壓熱試驗環(huán)境模擬技術(shù)，進行了空間站在軌漏熱分析、空間站多層隔熱組件常壓隔熱性能分析、大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)研制及試驗?zāi)芰Ψ治?，最后通過常壓集成熱試驗，對比分析了空間站某艙段在常壓熱試驗中的漏熱模擬情況。

1 在軌漏熱分析

開展常壓熱試驗，應(yīng)首先分析常壓環(huán)境對試驗結(jié)果的影響，獲得準(zhǔn)確的熱邊界模擬方法。依據(jù)航天器在軌熱平衡原理[8]，通過分析，空間站密封艙在軌熱平衡關(guān)系為

式中：Qp為乘員的代謝產(chǎn)熱；Qd為平臺設(shè)備熱負荷；Qe為實驗載荷熱負荷；Qr為輻射器排散熱負荷；Qz為空間站對載人飛船和貨運飛船支持的熱負荷；Ql為密封艙漏熱量。

式(1)中只有密封艙漏熱量與環(huán)境條件有關(guān)，因此，如果在常壓條件下能夠準(zhǔn)確模擬空間站的漏熱量，則可為空間站提供有效的在軌熱邊界。通過進一步的仿真計算發(fā)現(xiàn)，低溫工況時，漏熱量可能超過熱耗的20%，因此在常壓試驗時必須準(zhǔn)確模擬漏熱量。在常壓熱試驗中艙體漏熱量取決于試驗環(huán)境溫度，說明大型常壓熱試驗系統(tǒng)的環(huán)境溫度控制能力是開展空間站密封艙常壓熱試驗的基礎(chǔ)。

2 多層隔熱組件常壓隔熱性能測試

獲得空間站多層隔熱組件在常壓下的隔熱性能，可以指導(dǎo)確定不同工況下的環(huán)境模擬溫度，對于常壓熱試驗中漏熱模擬的準(zhǔn)確性有重要意義。為此，基于一維穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱模型

開展了空間站多層隔熱組件的隔熱性能試驗測試。式(2)中：Q0為穩(wěn)態(tài)時通過多層的熱量；λe為多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)；A為多層面積；δ為多層厚度；Tout為多層冷端溫度；Tin為多層熱端溫度；R為多層等效熱阻。

常壓環(huán)境下多層隔熱組件的隔熱性能測試原理如圖1所示，試驗中以鋁合金為基板，采用加熱片加熱的方式在常壓熱循環(huán)箱中完成測量。

圖1 多層隔熱組件的隔熱性能測試原理Fig.1 Principle of thermal insulation test of MLI

共進行6個試驗工況（見表1）的測試。通過對測量結(jié)果進行分析，得到不同工況下的多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)和等效熱阻如圖2、圖3所示?？紤]到系統(tǒng)誤差，可以近似地認為：不同工況下得到的15單元多層的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)和等效熱阻一致，分別約為0.02 W/(m·K)和2.88 ℃/W。即在常壓條件下多層的隔熱性能基本穩(wěn)定，受環(huán)境溫度的影響較小[9]?；谠摻Y(jié)果進一步確定了開展空間站密封艙常壓熱試驗時不同工況的環(huán)境模擬溫度。

表1 多層隔熱性能試驗工況Table 1 Conditions for MLI insulation behavior test

圖2 不同工況下多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)Fig.2 Equivalent thermal conductivities of MLI

圖3 不同工況下多層等效熱阻Fig.3 Equivalent thermal resistances of MLI

3 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)

3.1 系統(tǒng)研制

大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)（CY-1200常壓箱）是我國首個具有液氮溫區(qū)的大型常壓熱試驗系統(tǒng)，由箱體隔熱系統(tǒng)、加熱制冷系統(tǒng)、測控系統(tǒng)、電氣控制系統(tǒng)以及輔助系統(tǒng)等組成，在常壓熱試驗中可為空間站密封艙提供穩(wěn)定的環(huán)境溫度邊界，并根據(jù)工況的改變進行調(diào)整。在其研制過程中，突破了高低溫極限溫度、大空間溫度場控制、大跨度機械結(jié)構(gòu)寬溫區(qū)交變防變形以及低溫區(qū)運行濕度控制等關(guān)鍵技術(shù)。該系統(tǒng)的實際指標(biāo)如表2所示，加熱方式采用電加熱，制冷方式采用液氮制冷。其低溫模擬極限、溫度均勻性及穩(wěn)定性等核心技術(shù)指標(biāo)均領(lǐng)先國內(nèi)同類產(chǎn)品，可以滿足大型載人航天器的常壓熱試驗需求。建成后的系統(tǒng)外觀見圖4。

表2 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)指標(biāo)Table 2 Specifications of the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖4 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)外觀Fig.4 The appearance of the large-scale ambient pressure thermal test validation system

3.2 仿真模型

在大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)建設(shè)完成后，為進一步獲得該系統(tǒng)的除濕及升/降溫能力，分別建立了CY-1200常壓箱單獨和帶有空間站某密封艙段的仿真模型，如圖5所示，采用流體力學(xué)仿真對系統(tǒng)的熱環(huán)境模擬能力進行分析。

模型的上部氣體處理單元中間截面為風(fēng)扇面，y方向吹風(fēng)形成純氮氣流動動力；進口設(shè)置為質(zhì)量流量入口，出口設(shè)置為自然出口；箱內(nèi)氣體使用氧氣、氮氣、水蒸氣多組分流，流體域使用k-ε湍流模型[10]。

圖5 CY-1200常壓箱仿真模型Fig.5 Simulation model of the CY-1200 chamber

3.3 除濕能力

為考察大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)將環(huán)境露點降至-70 ℃的能力，首先需要確定-70 ℃時對應(yīng)的水蒸氣飽和蒸氣壓。較為精確的低溫水蒸氣飽和蒸氣壓關(guān)聯(lián)式主要有Goff Gratch[11]和Bolton[12]，表3列出了按這2種關(guān)聯(lián)式計算得到的-50～-80 ℃對應(yīng)的水蒸氣飽和蒸氣壓數(shù)據(jù)。

表3 低溫水蒸氣飽和蒸氣壓Table 3 Saturated water vapor pressure in low temperaure

從表3可以看出，-70 ℃時的水蒸氣飽和蒸氣壓分別為 0.513 1 Pa（Goff Gratch）和 0.489 8 Pa（Bolton），本文計算時取-70 ℃時的水蒸氣飽和蒸氣壓為這2個數(shù)值的近似平均值0.5 Pa，其常壓下對應(yīng)的含濕量（水蒸氣質(zhì)量分數(shù)）為3.22×10-6，水蒸氣摩爾分數(shù)為4.94×10-6。因此，當(dāng)仿真計算得到常壓箱內(nèi)環(huán)境中水蒸氣的摩爾分數(shù)下降至4.94×10-6mol/mol時，即認為系統(tǒng)可將箱內(nèi)環(huán)境的露點降至-70 ℃。大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)除濕能力的仿真計算條件如表4所示。

表4 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)除濕能力仿真計算條件Table 4 Conditions for dewatering simulation regarding the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖6給出了2種工況下常壓箱內(nèi)的流場分布?？梢钥闯觯r1時進入的氮氣在風(fēng)扇的吹動下流經(jīng)了整艙的空間，而工況2中密封艙段位置處的氣流比較紊亂。圖7給出了2種工況下常壓箱內(nèi)水蒸氣的摩爾分數(shù)隨時間變化的曲線，工況1和工況2箱內(nèi)環(huán)境露點降至-70 ℃所需要的時間分別是3.6 h和2.8 h，說明在有密封艙段的情況下，箱內(nèi)氣體量更少，更有利于系統(tǒng)除濕。

圖6 CY-1200常壓箱內(nèi)流場分布Fig.6 Flow field inside the CY-1200 chamber

圖7 CY-1200常壓箱內(nèi)水蒸氣的摩爾分數(shù)隨時間變化曲線Fig.7 Mole fraction variation of water vapor in the CY-1200 chamber

3.4 升、降溫能力

大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)采用電加熱和液氮噴淋制冷2種方式分別實現(xiàn)對送風(fēng)氣體的升、降溫控制，試驗中對空間站密封艙的升、降溫能力是比較重要的一項指標(biāo)，因此利用圖5(b)所示仿真模型，開展了不同送風(fēng)流量下的密封艙段升、降溫速率計算，表5列出了仿真計算條件。

表5 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)升、降溫能力仿真計算條件Table 5 Conditions for temperature rise and fall simulation regarding the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖8所示為不同工況下密封艙段的平均升、降溫速率，可以看出隨著入口流量的增加，箱內(nèi)密封艙段的升降溫速率整體呈遞增趨勢，其中當(dāng)入口流量達到3×105m3/h時，升溫速率出現(xiàn)了階躍上升，而降溫速率則維持在2×105m3/h時的水平。仿真結(jié)果表明：在試驗過程中可以通過調(diào)節(jié)送風(fēng)流量達到控制密封艙段升、降溫速率的目的。

圖8 不同工況下密封艙段的平均升降溫速率Fig.8 The average heating and cooling rates of the sealed cabin in different cases

4 空間站某密封艙段漏熱模擬驗證

在獲得并掌握完整的大型載人航天器常壓熱試驗環(huán)境模擬技術(shù)后，2017年，利用大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)，對空間站某密封艙段進行了系統(tǒng)級常壓集成熱試驗。整個試驗布局如圖9所示，其中密封艙段通過支架車與熱控小艙連接，模擬載人飛船的艙間通風(fēng)接口。

圖9 某密封艙段常壓熱試驗布局Fig.9 Layout of the ambient pressure thermal test of a sealed cabin

試驗過程中以真空熱試驗結(jié)果為參照，通過設(shè)置大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)內(nèi)的環(huán)境溫度，將密封艙段總漏熱量與真空熱平衡試驗中對應(yīng)工況的密封艙段漏熱量差值控制在100 W以內(nèi)，即認為建立了熱邊界。密封艙漏熱量為

式中：Qp為密封艙內(nèi)各類熱負荷水平之和（包含初樣設(shè)備、結(jié)構(gòu)熱控件、乘員模擬代謝產(chǎn)熱）；Qcold為低溫內(nèi)回路收集的熱量；Qmod為中溫內(nèi)回路收集的熱量。

表6是常壓熱試驗部分工況中大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)所建立的環(huán)境溫度邊界和此時密封艙段的漏熱量與真空熱試驗相同工況條件下密封艙段漏熱量之間的偏差?？梢钥闯觯笮统簾嵩囼烌炞C系統(tǒng)對環(huán)境溫度的調(diào)節(jié)能力，使得相同工況中常壓熱試驗與真空熱試驗的漏熱水平相當(dāng)，保證了常壓熱試驗中密封艙段溫度邊界建立的準(zhǔn)確性，從而能夠正常建立常壓熱試驗各個工況，使常壓熱試驗環(huán)境模擬效果滿足試驗要求，達到了預(yù)期的試驗?zāi)康摹?/p>

表6 大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)的漏熱模擬結(jié)果Table 6 Test results of heat leakage for the large-scale ambient pressure thermal test validation system

5 展望

本文闡述了載人航天器常壓熱試驗環(huán)境模擬技術(shù)相關(guān)工作，重點介紹了自研的我國首個具有液氮溫區(qū)的1200 m3大型常壓熱試驗驗證系統(tǒng)。最終的驗證試驗結(jié)果證明該系統(tǒng)達到了預(yù)期效果。對于保證常壓熱試驗中密封艙段溫度邊界的準(zhǔn)確性發(fā)揮了重要作用。未來，可以基于該系統(tǒng)開展空間站其他艙段的常壓熱試驗。同時，由于該系統(tǒng)具備較好的高低溫環(huán)境控制能力，還可用于開展其他航天器整星或大部件的常壓熱試驗，以及特種車輛、機載設(shè)備及武器裝備等的高低溫環(huán)境考核試驗。在民用領(lǐng)域，可利用該設(shè)備開展復(fù)雜的高/低溫、濕度環(huán)境試驗。