低温贮箱组合绝热材料隔热性能测试试验研究

闫指江，吴胜宝，赵一博，董晓琳，庄方方，张 烽

（1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京100076；2.航天材料及工艺研究所，北京100076）

低温贮箱组合绝热材料隔热性能测试试验研究

闫指江1，吴胜宝1，赵一博2，董晓琳1，庄方方1，张 烽1

（1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京100076；2.航天材料及工艺研究所，北京100076）

以聚氨酯泡沫塑料和多层隔热材料组成的组合绝热材料被认为是未来低温推进剂贮箱绝热材料的主要形式。应用典型的量热器法针对以下三个方面开展试验研究：是否在样件中添加泡沫材料；样件中多层隔热材料的层数不同；制备样件时采用不同的预紧力。对比了不同状态的组合绝热材料的绝热性能。试验结果表明：组合绝热材料中的泡沫塑料可直接增加整体结构的隔热能力；随着组合绝热材料中MLI（多层隔热材料）层数的增加，组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势；在MLI层数相同情况下，随着预紧力的增加，材料的热流量呈现增加的趋势。试验分析结果可为未来载人月球探测及更远距离深空探测的航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。

绝热材料；隔热性能；试验研究；低温推进剂贮存

1 引言

为了提高大型运载火箭和深空探测航天器的空间运输能力，国内外常采用低温的液氢、液氧作为推进剂。相比较常规推进剂，液氢／液氧低温推进剂的比冲更高，并且无毒无污染，是较为理想的推进剂选择。然而液氢、液氧低温推进剂在常压下沸点极低，分别为20 K和90 K，极易蒸发，如何有效地抑制低温推进剂在轨贮存时的蒸发是现阶段绝热结构研究的重点［1］。

运载器的整个发射过程中主要存在三种热量来源，第一种是起飞前地面环境下的外部热流，第二种是发射过程中的气动加热，第三种是太阳光照、宇宙射线等外界辐射的直射和反射［2］。在前两种热环境中，推进剂箱体的传热途径主要是对流传热和固体传热，而在第三种条件下，由于周围环境真空度很高，辐射传热成为主要的传热方式。以聚氨酯泡沫塑料和多层隔热材料组成的组合绝热材料被认为是未来低温推进剂贮箱绝热材料的主要形式［3］，闭孔泡沫塑料用于在发射前和发射过程中隔绝低温燃料与外界环境中的对流传热和接触传热，而多层隔热材料的主要功能是隔绝空间环境下的辐射和接触传热。组合绝热材料是对二者的复合应用，通过对泡沫材料厚度、多层隔热材料层数、两者连接方式的优化设计，达到抑制低温推进剂的蒸发，提高低温推进剂使用效率的目标。

本文采用最新设计的量热器平台，从是否添加泡沫材料、不同多层隔热材料层数、不同预紧力三个方向入手，针对不同的试验样件开展研究工作，通过对比材料的当量热导率、平均漏热量等试验结果，得到较为优化的组合绝热材料设计，为未来低温推进剂在轨贮存的绝热系统设计提供试验参考。

2 量热器法试验系统

2.1 测试原理

量热器法是一种测试多层隔热材料、泡沫材料等大面积包覆材料在空间环境下的漏热量及当量热导率的典型方法［4］。测量平台的核心部分是圆柱型材料试样的量热器，容积较小（一般小于50 L），在测量容器的上下表面分别装有一个保护容器，用于消除来自圆柱形测量容器上下两个表面之间的纵向传热。当系统的蒸发速率达到稳态之后，利用低温液体的蒸发量可计算出通过测量筒圆柱表面的漏热量，最后计算得到材料试样的表观热导率与比热流［5］。其中，表观热导率计算公式如式（1）：

式中：λ为表观导热系数，单位为W／（m· K）；Q为测量容器的漏热量，单位为W；T2为稳态下的热壁温度；T1为稳态下的冷壁温度；r为测量容器的外半径，单位为m；δ为试样的厚度，单位为m，可以直接测量得到；l代表测量容器的长度，单位为m。

比热流计算公式如式（2）：

式中：q为通过绝热材料的比热流，单位为W／m2；A为热流通过的面积。

2.2 试验装置

本次测试试验搭建了基于液氮蒸发率的组合绝热材料样件测试试验台，该试验平台主要由量热器系统（含吊装）、高真空系统、测量系统和辅助系统四部分组成，试验平台整体如图1所示（未包含测量系统），高真空机组柜内部示意图如图2所示，其中测试样件具备自由更换的条件，同时测量可满足数据的自动化采集。

1）量热器系统

量热器的结构如图3所示，其中量热器中测量容器的内径为152 mm，高度为378 mm，整个测量容器的换热面积为0.1805 m2，测试容积为6.3 L，外筒的内径为294.8 mm。为了便于测试样品更换，量热器内胆在保护胆和测量胆的管子上设置了可拆接口，通过CF16接口连接。为了消除管子在连接过程中的应力集中，连接测量胆的管子接口上设置了波纹管。量热器外筒壁上布置有抽真空接口，为了获取更高的真空度，卧式分子泵直接从外筒壁侧面通过挡板阀对接腔体。测试表明，在没有液氮注入的情况下，真空可达1.5×10－5Pa。为了能获得稳定可调的真空范围，在外壳体上半段设置了一个针阀，用于控制放气速率从而改变量热器内真空度，从而得到不同真空度下多层绝热材料的表观热导率数值。

2）高真空系统

由于真空度对于材料的绝热性能有着显著的影响，精确测量真空度是本系统的关键。从文献资料来看，热导率的拐点一般出现在10－2～10－3Pa之间［6］，因此能测准1×10－3～1×10－5Pa是该量热器的关键。本试验平台应用分子泵与机械泵组合工作的形式，该系统可实现真空度1.5 ×10－5Pa，其中1×10－3～1×10－5Pa真空范围内可实现2‰的真空测量精度要求。

3）数据采集系统

数据采集系统主要包括气体流量采集系统与温度采集系统。气体流量采集系统选择气体质量流量计，测试范围为0～2 L／min，精度为满量程的±1%。温度测量采用铂电阻温度计，并与Lab⁃View软件相连进行温度的采集与记录，更直观准确地得到内外壁温度。

4）辅助系统

辅助系统包含检漏系统和液氮供应系统两部分。检漏系统的测量范围为5×10－12～1 Pa·m3／s。液氮供应系统包含一个高压储罐和一个低压储罐，试验中将低压罐内的液氮加注到量热器的保护胆和测量胆中。

3 试验步骤

3.1 试验准备阶段

试验准备期间应使用四氯化碳或丙酮对测量筒的外壁面进行清洗，防止表面的污染物影响整个系统的真空度。对多层绝热材料进行长时间的烘干处理和保洁处理，以排除材料中绝大部分水分，并且保持材料表面的清洁，之后再进行组合绝热材料样件的加工。

3.2 试验材料选择

目前国内外对MLI材料（多层隔热材料）的研究已经取得一定的成果，根据文献报道，MLI在真空环境下的热导率会受到真空度、开孔方式和开孔率、反射屏材料、间隔层材料等性能的影响［4］。目前国内已有多家公司销售较为成熟的MLI产品，通过对这些公司市售的5种MLI产品的性能进行表征，富士达公司的PDLK型材料在力学性能和热导率方面具有一定的优势，适用于此次测试试验的样件加工。

组合绝热材料中使用的泡沫材料是我国CZ⁃5和CZ⁃7系列运载火箭采用的HCFC⁃141b发泡的聚氨酯泡沫材料，其热导率达到10－2量级，并且在轨道真空环境下也能在较长的时间内保持性能稳定。

3.3 组合绝热材料样件加工

首先量热器的上保护容器、测量容器、下保护容器三部分分别布置并粘贴冷壁测温点（根据测温仪测温通道数分配测点，测量容器测点数目不少于5个，上下保护容器的测点数目不少于3个），同时保证测点读数准确可靠，记录测温点位置及编号。

之后将泡沫材料喷涂于量热器内容器上，待泡沫完全定型后对泡沫进行机加处理，保证测量容器表面的泡沫厚度均匀。再将多层隔热材料缠绕在量热器内容器上，缠绕过程中要求操作人员佩戴手套，保证缠绕均匀，做好缠绕标记并记录层数。用卷尺测量6个不同位置处试样的周长，得到试样的平均厚度，记为实测材料厚度δ，试验样件如图4所示。

最后在试样最外层表面与冷壁测温点对应的位置布置热壁测温点，要求测温点读数稳定可靠，记录测温点位置及编号。将加工好试样的量热器内容器放入量热器外筒中，并检测密封性。

3.4 抽真空

首先确保管路之间连接正确，在量热器内胆内壁和外壳外壁用电加热器加热去除水蒸汽，同时用机械泵抽真空，使用He质谱仪检测密封性，真空腔压力达到5 Pa以下时，开启分子泵抽真空。

当量热器夹层真空度优于1×10－1Pa时，向量热器上下保护容器及测量容器内缓慢加注液氮，直至液氮溢出，确保在测试时间内，夹层真空度优于1×10－3Pa（冷态）［4］。

3.5 试验数据记录

每隔10 min记录一次气体流量计流量、流量计出口处温度T1及压力P1，当1小时内流量的变化范围小于5%时，认为整个系统的漏热达到稳态，继续记录接下来1小时的气体流量，以此计算平均流量V。当系统漏热达到稳态后，每隔10 min记录一次试样的冷、热壁温度Tc与Th，持续记录1 h。

测量期间每隔2 h向量热器的上、下保护容器加注液氮，直至注满为止，保证测量容器和保护容器之间没有纵向传热。

当系统漏热达到稳态之后，测量从测量胆内蒸发出的氮气流量V与冷、热壁的温度Tc与Th，结合测得的组合防具热材料厚度δ、气体流量计出口处氮气温度T1、压力P1，计算求得该测量系统下组合绝热材料的表观导热系数λ与比热流q，具体的计算公式见式（3）～（4）：

其中：ρg为273.15 K下氮气气体密度，单位为J／kg；Th和Tc分别为系统达到稳态后，热壁温度和冷壁温度1 h内的平均值，单位为K。

4 试验结果及分析

量热器法测试的组合绝热材料性能包括两个部分，一部分为热导率的数值，一部分为热流量数据。其中热流量数据是根据液氮蒸发过程中的热量计算得到的，更为直观，热导率数据是由热流量数据通过公式计算而来，作为材料的一种本征性能，厚度对热导率具有一定的影响。

针对是否添加泡沫层的绝热材料开展研究，2个试验工况分别为添加泡沫层和不添加泡沫层。试验温度为液氮温度，试验真空环境为2×10－4Pa，缠绕MLI的预紧力为1 kg。

从试验结果得出，绝热结构中引入泡沫塑料后，整体结构的热流量从1.173 W降低到0.758W，但是如果将组合绝热材料作为整体材料来考虑，材料的有效热导率要考虑厚度对绝热性能的影响，单独的聚氨酯泡沫的热导率测试结果为2.0×10－2W／（m·K），因此热导率的计算值比MLI计算结果偏大。

针对不同层数MLI的组合绝热材料绝热性能开展研究，得到优化的MLI层数。4个试验工况MLI层数分别为10、20、30、40，试验温度为液氮温度，试验真空环境为2×10－4Pa，MLI预紧力为3 kg。

从试验结果得出，随着层数的增加，组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势，这是由于施工过程中不能保证多层隔热材料层与层之间有足够的距离造成的。因为多层隔热材料的隔热效果由接触传热和辐射传热共同决定，当反射层数量较少时，辐射传热热阻占主导，但由于辐射传热的隔绝量不足，导致热导率较高。随着反射屏的数量继续增加，辐射传热热阻增加，但缠绕过程导致的反射屏之间的接触增加，接触热阻减小，使得试验样件在MLI达到40层时热流量显著增加，从试验结果得出MLI为20层和30层的组合绝热材料的隔热性能较好，热导率在3.0×10－4W／（m·K）。

针对不同预紧力缠绕MLI的试验样件开展研究，3个试验工况的MLI层数均为30层，缠绕预紧力分别为1 kg、3 kg、5 kg，试验温度为液氮温度，试验真空环境为2×10－4Pa。

从试验结果得出，MLI层数相同情况下，随着预紧力的增加，材料的漏热热流量呈现增加的趋势，但在3 kg和5 kg条件下的热流量相近，均超过了0.9 W的水平。但由于预紧力增加，MLI厚度降低，因此热导率呈现出随着张力的增加而降低的趋势。

5 结论

组合绝热材料在真空、低温环境下可以有效降低低温液体贮存系统的漏热，通过量热器法开展不同状态的组合绝热材料隔热性能测试，获得以下结论：

1）绝热结构中引入泡沫塑料后，整体结构的隔热能力增加；

2）随着MLI层数的增加，组合绝热材料的热流量呈先减少后增加的趋势；

3）在MLI层数相同情况下，随着预紧力的增加，材料的漏热热流量呈现增加的趋势。

（References）

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［3］ 胡伟峰，申麟，彭小波，等.低温推进剂长时间在轨的蒸发量控制关键技术分析［J］.低温工程，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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［6］ Scholtens B E，Fesmire JE，Sass JP，etal.Cryogenic ther⁃mal performance testing of bulk⁃fill and aerogel insulationma⁃terials［R］.KSC⁃2007⁃108，2007.

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

载人航天预先研究项目（060301）

闫指江，男，硕士，工程师，研究方向为空间飞行器热控与热防护。E⁃mail：bryan0212＠163.com