在轨低温推进剂储存地面试验研究

凡双玉，苏嘉南(北京航天试验技术研究所 低温技术事业部，北京 100074)

·低温与制冷·

在轨低温推进剂储存地面试验研究

凡双玉，苏嘉南
(北京航天试验技术研究所 低温技术事业部，北京 100074)

拟采用薄膜电加热片模拟太阳照射空间热环境、采用以液氮液氢为低温介质的冷屏模拟深空低温环境，以热缩比模型代替全尺寸的试验研究。该技术可同时实现对高温热流、低温热流及瞬态热流变化的模拟，为低温推进剂蒸发量抑制地面验证试验提供不同高度的空间热试验环境。另外文章还对数据测量在真空热试验中的应用情况作了简要介绍。

薄膜加热片；蒸发量抑制；地面试验；空间热环境

1 前 言

低温推进剂长时间在轨应用的核心是解决推进剂蒸发量的控制问题，最终实现零蒸发损失，这是低温推进剂长时间在轨应用的前提。在空间由于受到太阳辐射、地球红外辐射、行星反照、黑背景等空间热环境的影响，为长时间在轨低温推进系统的设计带来了难题。需要开展地面试验验证技术模拟空间热环境来进行研究。在模拟空间真空、冷黑、太阳和行星的外热流环境条件下, 检验低温氢氧末级轨道飞行中的温度分布与推进剂蒸发量控制状态。空间外热流主要是太阳辐射，空间外热流模拟的精确程度，直接影响到整个试验结果。为了模拟外热流可以采用太阳模拟器、红外灯和红外加热器、电阻片直接加热等形式。本文采用薄膜电加热片模拟太阳照射空间热环境、采用以液氮液氢为低温介质的冷屏模拟深空低温环境。

2 工况分析

重型火箭执行载人探月、深空探测任务时，低温三级在轨滑行时间可能达5 d，轨道高度选用270 km，由于发射时刻不定，一般来说飞行器在轨道上要经历各种热工况。如果在地面上要完成飞行器在宇宙空间可能出现的所有工况试验，试验工作量会很大，因此只能选择一些典型的工况进行热平衡试验，包括两种极端的工况：高温工况和低温工况。

高温工况：全日照轨道，仪器设备处于最大发热工作状态。最高温度可达550 K。

低温工况：最大阴影轨道。飞行器内部各仪器设备的发热量处于最小的情况。最低温度可达100 K。

3 外热流的模拟

3.1 外热流的计算

将飞行器的外表面划分为若干个区域，即具有一定形状按一定秩序排列的计算面元，确定面元尺寸及数量，对于给定的轨道参数和工况条件，用计算机计算每个面元上的太阳辐射。按轨道平均和瞬态情况计算外热流。

根据太阳到达航天器的辐射流公式[1]：

q1=ScosθS

(1)

式中，S为太阳常数，θS为S方向与航天器微元dF表面法线n的夹角。在本试验技术方案设计下，要求计算一个圆柱体容器表面的总热流，可以沿着该物体的外表面积分，且对直径为D高度为H的圆柱表面外热流计算公式为：

(2)

式中，φC为阳光与圆柱轴线的交脚。如果仅考虑圆柱表面，不计算柱体上下底，则式中括号中的第二项应去掉。

3.2 薄膜型加热器

外热流模拟采用薄膜型加热器，这种方法是在航天器暴露于空间的外表面直接通电加热。所加电功率等于在空间所吸收的外热流值，所以也是一种等效吸收热流的方法。加热片视航天器外表面所吸收的外热流分布情况分成若干加热回路。每一条回路有独立的电源加热，其电功率的大小由程序计算机按预先给定的参数自动控制。这种加热模拟方法的优点是可以较准确地模拟所吸收的外热流随时间变化的关系，所需的真空室尺寸相对较小。

图1 柔性薄膜型加热器

柔性薄膜型加热器可以对几乎任何需要之处加热，将加热器粘贴在待加热件的表面。薄膜型加热器的电阻元件和热沉之间存在较小的温度梯度，加热器保持较低温度。柔性薄膜型加热器仅重0.023～0.037 g/cm2，并且厚度仅为0.09～0.14 mm。可以安装在较小的空间。在映射面内表面与航天器结构外表面组成的封闭系统中，假设外部投射的环境热流全部被吸收，按同样的位置、方向及大小进行辐射换热模拟计算，得到航天器外表面环境热流[2]。太阳辐射热流是直射的，飞行器圆柱体只有半面被太阳热流照射，假设太阳辐照常数S为1377 W/m2，按照公式(2)和所设计罐体大小，则可计算出半圆柱面上加热带的均匀热流J，并利用计算机调节电功率得到所需温度环境。

在每一个外热流模拟加热器上，将若干个按一定秩序排列的红外加热片安装在模拟装置的框架上，用导线将红外加热片与电源、计算机连通组成回路，另在表面设置热流计，可实现到达表面热流的检测和控制。

3.3 试验模型

在地面建立空间热环境模拟设备，来完全重现真实的空间环境是十分困难的。但是，在保证航天器热试验具有足够精度的前提下，是可以适当简化环境模拟试验的要求。对航天器热平衡产生影响的主要环境因素是真空、低温和来自太阳的外热流。

图2 试验环境舱

我们通过热缩比模型代替全尺寸，采用一定的柔性薄膜加热器布置在试验航天器的周围，对它进行加热测试箱内部设计，有贮箱安装固定支架、低温推进剂加注、排出管道、低温气体放空管等，如图2所示；在测试箱壁面安装不同功率的加热带，加热带与测试箱外面的液氮(或液氢)冷屏相互结合，为试验提供所需的不同温度，可以模拟低温贮箱所处的不同温度环境。

3.3.1 低温热沉模拟

圆柱形真空室内壁装有铜管和铜板制成的冷却套筒。管内通以低温冷却介质。从航天器热平衡温度水平看，用液氮系统代替4 K的宇宙低温，不会带来很大的误差，能大大的简化模拟技术。

低温液氮冷却系统有开式和闭式循环两种。开式冷却系统，液氮从储罐经控制阀门进入热沉冷却管路，使整个热沉的温度降到-190℃±5℃，获得试验要求的冷黑环境；液氮吸热汽化后直接排入大气。闭式系统由循环泵把液氮压入热沉进行冷却，液氮是在压力下进行循环不发生气化，自热沉流出经节流阀减压后流入液氮储罐气化的氮气排入大气，液氮重复使用。

热沉表面布置多个测温传感器，传感器采用Pt100铂电阻，测量精度0.1℃，误差小于±1℃。热沉的进出液管道采用真空绝热管，包括进液管道和出液管道。

3.3.2 真空系统

我们选用0Cr18Ni9不锈钢作为真空舱体及内部结构件的用材，并对其内壁进行抛光处理。真空室内模拟只需保持10-6～10-8Torr (注：1Torr=133.32Pa)的气压就够了。为保证在较短时间内能在将真空室内抽至所需要的真空度，需配备大型的机械泵、扩散泵和低温分子吸附泵(液氦系统)。机械泵首先将真空室初抽至10-2～10-3Torr，扩散泵进一步把真空室的气压降至10-5～10-6Torr，冷却圆柱体通以液氮及液氦之后，真空室的气压下降至10-9Torr或更低。图3为真空系统图。

图3 真空系统示意图

3.3.3 绝热泡沫

液氢贮箱外表分别拟包覆一定单元的变密度多层隔热材料MLI，在真空条件下阻止辐射传热。变密度MLI和泡沫塑料的复合隔热结构见图4。

图4 变密度的MLI 和泡沫塑料的复合隔热结构

通过马歇尔空间飞行中心(MSFC)试验验证，贮箱采用变密度MLI作为隔热材料，蒸发量比采用传统的MLI降低了58%，且隔热材料重量能够减少41%[3]。该项技术是低温推进剂长期在轨储存必须采用的，是最基本的被动热防护技术之一。

4 测试程序

当液氢储存储罐在试验模型中固定并灌注完液氢后，连接好所有加热和测试电缆，检查关闭后的真空系统。开动真空泵抽真空，当达到规定的真空度后，热沉通入液氮，使热沉达到规定的环境温度，之后，开始按试验规定的工况加上外热流，调节外热流加热器，使之达到所需要的热流分布，并稳定一段时间。

低温推进剂在轨蒸发量地面模拟测试系列包括很多个预计将持续20～30 d的时间间隔的独立测试。当真空室达到一定真空度，热沉达到规定的环境温度后，将液氢储罐填充到一个特定的液位并利用光学传感器读数，依次填充读数，直到储罐容量的95%，通过绘制压力曲线计算总热量的泄漏。随后再进行下一个独立的测试。表1列出了试验测试过程列表。

表1 液氢蒸发量测试试验过程列表

我们在贮箱漏热的计算过程中模拟真实热容，未考虑推进剂相变，仅对贮箱及推进剂温度变化规律进行分析，蒸发量计算则采用零维问题分析法进行后处理，测试结果将在后来的试验数据中表示。

5 数据采集

设备设有一系列数据测量通道，采用铜—康铜热电偶和铬铝热电偶，线排引出的线通过插头与数据采集系统计算机相连。所有的热电偶均引至吉时利公司的数据处理设备，数据采集处理系统主计算机为HP7200工作站。扫描时间间隔为l min～l h可调，也可以实现40个测温通道的5 s扫描一次且实时画图。利用测量的液位数据和温度数据，计算可得低温贮箱绝热层的热力学性能和低温推进剂的在轨日蒸发量，即获得现阶段蒸发量控制技术的状况。

6 结束语

低温推进剂长期在轨储存技术是我国航天事业后续发展的支撑性关键技术，是一项复杂的系统工程，由于低温推进剂的低沸点、空间复杂的热环境和微重力环境，给该项技术的实现带来了很大的困难，低温推进剂在轨蒸发量控制是一个亟须解决的问题。该项技术国外已经基本完成了实验室研究，即将进入工程化实施阶段，后面计划通过多次的飞行验证对该项技术方案的工程有效性、可靠性等方面进行考核。我国在该项技术处于起步阶段，后面还有大量的工作需要开展。我们将充分借鉴美国马歇尔空间飞行中心的多用途液氢试验平台的方案，建立一个真空环境模拟仓，模拟空间热环境，进行一系列低温推进剂蒸发量控制技术综合试验。

[1] 闵桂荣，郭舜. 航天器热控制[M]. 北京：科学出版社，1985: 260-261.

[2] 孙创，夏新林，戴贵龙.飞行器复杂外结构的环境热流计算方法[J]. 宇航学报，2011, 32(3): 683-687.

[3] HASTINGS L J, HEDAYAT A, BROWN T M. Analytical Modeling and Test Correlation of Variable Density Muhilayer Insulation for Cryogenic Storage [J]. NASA/TM 2004-213175, 2004.

Study on Ground Test of in Orbit Cryogenic Propellant Storage

Fan Shuangyu，Su Jianan

(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology, Beijing 100074, China)

This paper uses a thin film electric heating sheet simulated solar irradiation space thermal environment, cold screen simulation of deep space temperature environment with liquid nitrogen and hydrogen, with heat shrinkable ratio model instead of full size test. The technology can realize the simulation of the high temperature heat flux, the low temperature heat flux and the change of the transient heat flux at the same time. In addition, the paper also gives a brief introduction to the application of data measurement in vacuum thermal test.

transpiration control; ground test; space thermal environment

2016-12-06

TB66

A

1007-7804(2016)06-0011-05

10.3969/j.issn.1007-7804.2016.06.004

凡双玉(1987)，女，硕士。主要研究方向：推进系统试验和仿真。