單相流體回路安全性設計

于新剛 范宇峰 黃家榮 滿廣龍

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

隨著航天器功能的不斷增強，設備的功耗也不斷增大，高熱流密度及溫度均勻性的要求，使得采用流體回路技術進行有效熱控成為大型航天器主動熱設計的必然選擇［1］。對于載人航天器而言，由于尺度增大引起的熱量收集、傳輸、排散問題以及密封艙內(nèi)溫濕度的控制，目前都只能通過流體回路來解決。流體回路系統(tǒng)包括單相流體回路和兩相流體回路。兩相流體回路系統(tǒng)具有系統(tǒng)重量輕、功耗小、溫度均勻性高的特點，但是，目前對在軌微重力情況下的相變換熱機理以及相關關鍵技術（比如汽液分離技術、運行穩(wěn)定性等）的研究還不成熟［2］。而單相流體回路由于熱量排散能力強、機理簡單、可靠性高，在聯(lián)盟號飛船、航天飛機、“國際空間站”等載人航天器上都得到了廣泛的應用［3-5］。

單相流體回路熱控制技術最早應用于載人飛船，流體回路在使用過程中更多地考慮在給定功耗和重量資源下的功能實現(xiàn)。而隨著載人航天器在軌時間延長、工作模式增多，對熱控系統(tǒng)可靠性、安全性方面提出了更高的要求，從而也要求作為主動熱控核心的流體回路系統(tǒng)具有更高的安全性。

本文以目前單相流體回路設計過程中的一些安全性設計考慮為基礎，結合“國際空間站”等國外應用單相流體回路設計的經(jīng)驗，分析了單相流體回路防凍結設計、防靜電設計、工質(zhì)處理、系統(tǒng)壓力控制等方面的基本設計方法。

2 單相流體回路設計中的主要安全性問題

在進行單相流體回路系統(tǒng)設計時，首先是設計指標應該在功能上滿足需求，例如系統(tǒng)散熱量、重量、溫度控制水平等。在此基礎上應該考慮系統(tǒng)在各種復雜內(nèi)外部環(huán)境下的工作狀況，盡可能地提高流體回路的工作可靠性和安全性，避免出現(xiàn)危及整個系統(tǒng)的情況，為此主要應從以下幾個方面考慮問題。

（1）流體回路靠液體的流動來傳遞熱量，因此流體回路系統(tǒng)應時刻保持工質(zhì)的流動，避免凍結。如果由于工質(zhì)的局部溫度過低發(fā)生凍結，流體回路系統(tǒng)即失去功能，此外工質(zhì)凍結-解凍的過程會引起系統(tǒng)壓力的大幅變化，產(chǎn)生危險。

（2）流體回路系統(tǒng)對不凝性氣體比較敏感，工質(zhì)中氣體的存在對系統(tǒng)工作可以產(chǎn)生多種危害，會降低泵的壓頭、阻礙換熱，甚至有可能阻塞流動［6］，故應采取措施避免。

（3）流體回路是一個封閉系統(tǒng)，由于液體的可壓縮性差，當溫度變化時如果沒有補償或補償不足，系統(tǒng)壓力會急劇變化。一般來說，系統(tǒng)壓力降低會影響泵的工作，而壓力升高超過設備的耐壓時會發(fā)生泄漏等安全問題。

上述任何一個問題發(fā)生都可能發(fā)生系統(tǒng)級失效，是單相流體回路設計階段應著重考慮的幾個安全性問題。此外，還有一些有可能引起間接危害的因素如靜電等問題也應引起注意。下面著重介紹如何避免上述幾個問題的設計方法和措施。

3 防凍結設計

單相流體回路在進行系統(tǒng)設計時，一般按照外熱流最大，同時熱耗最大的極端情況，來確定其輻射器的面積等參數(shù)；然而實際在軌運行時，卻可能是低熱耗和低外熱流的情況，此時整個流體面臨的一個問題就是防凍結。

飛船在進行交會對接任務時，完成對接后會進行一段時間的組合體飛行，此時飛船處于停靠模式。由于飛船太陽電池翼停控因此系統(tǒng)供電能力下降，大量設備此時關機，整船的熱耗下降約為正常飛行時的50%，此時輻射器的防凍是一個問題。在流體回路系統(tǒng)設計時，可以采用液路加熱器來提高進入輻射器的工質(zhì)溫度，此液路加熱器布置在輻射器的入口，其開關由輻射器出口處的插入式的溫度傳感器來控制。此液路加熱器直接作用于工質(zhì)，加熱效率高、并且溫升速度相應較快。圖1給出了不同流量下液路加熱器加熱量與溫升試驗的關系。隨著流量增加溫升減小，并且加熱量與溫升為線性關系。這種模式的最大的缺點是所需功耗較大，而系統(tǒng)質(zhì)量也較大，因此限制了它的應用。

圖1 不同流量下加熱功率與溫升關系Fig．1 Temperature change with power for various flowrate

“國際空間站”流體回路也面臨著防凍的問題，在運行過程中采取了多種措施來預防輻射器凍結。以電池控溫回路為例［7］，該回路是一個單回路系統(tǒng)，回路的工質(zhì)采用液態(tài)氨，分析表明［6］，在沒有熱耗同時外熱流最小的情況下，只要輻射器每根管內(nèi)的流動不小于0．66lb／h（0．299 4kg／h），就可以保證輻射器管路不被凍結。因此在設計流體回路系統(tǒng)控制邏輯時須保證流體回路的溫控閥（Flow Control Valve）的開度不小于5%（對應流量為0．79lb／h（0．358 3kg／h）），可采用兩種控制方式：①設定一個計時器，當溫控閥開度小于5%時開始計時，假如時間超過一個預設的時間（8min），溫控閥則被設置到一個固定的開度（70%）并保持一定的時間（30s），以對輻射器內(nèi)管路進行沖刷；上述時間和開度都是根據(jù)對輻射器凍結和沖刷的分析得到的；為了避免溫控閥的不必要操作，這一控制措施當輻射器供液溫度超過一定溫度時不啟動。②根據(jù)輻射器的入口溫度（放置于泵組件內(nèi)）來進行溫控閥控制，當輻射器溫度低于一個預設值時，將溫控閥設置為部分旁路，從而避免輻射器凍結；這種防凍措施優(yōu)點是不增加額外的配置，缺點是人為控制溫控閥動作，會引起控溫點的溫度波動。

上述的防凍措施都在“國際空間站”流體回路運轉(zhuǎn)期間采用，在流體回路由于種種原因停止運轉(zhuǎn)時，主要通過控制姿態(tài)的方式來防止凍結，即在此時將輻射器朝向太陽或者地球來對輻射器進行加熱。

在深空探測等領域目前出現(xiàn)了一種新的方式來防止凍結，它采用一個回熱換熱器來收集系統(tǒng)熱量，從而保證經(jīng)過輻射器的流量。Eugene K．Ungar給出了回熱換熱器預防凍結的一個方案［8］。圖2為一個普通的流體回路示意圖，通過溫控閥的開度控制經(jīng)過輻射器的流量，實現(xiàn)對給定溫度點的溫度控制。圖3為一個采用回熱換熱設計的流體回路示意圖，增加回熱換熱器后，在回路中通過溫控閥控制通過回熱換熱器和回熱換熱器旁路的流量比例來控制系統(tǒng)溫度，當熱耗最大時回熱換熱器被完全旁路（與傳統(tǒng)的控制模式相似），當系統(tǒng)熱耗低時，全流量流過回熱換熱器。

圖2 典型的流體回路系統(tǒng)示意圖Fig．2 Schematic of a typical fluidloop

采用回熱換熱器之后，工質(zhì)始終全流量流過輻射器，工質(zhì)流速較高，不易凍結。此外由于回熱換熱器的存在降低了輻射器的入口溫度，使得輻射器的平均溫度降低，由于輻射器的散熱量與輻射器溫度的4 次方成正比，降低平均溫度后減少了輻射器的散熱量，從而減小了整個系統(tǒng)通過輻射器損失的熱量；即一部分之前通過輻射器散失的熱量通過回熱換熱器又進入流體回路系統(tǒng)，減小了維持系統(tǒng)運行所需的最低熱耗。根據(jù)Eugene K．Ungar的分析結果，采用這一方案系統(tǒng)運行所需最低熱耗可以降低30%。該方式缺點是增加了系統(tǒng)質(zhì)量，優(yōu)點是不增加額外的能量消耗、防凍的效果較好。

圖3 增加回熱換熱的回路系統(tǒng)Fig．3 Schematic of a fluidloop with regenerative heat exchanger

4 氣體去除

工質(zhì)中不凝性氣體的來源主要有兩個：一是在加注時工質(zhì)中溶解的氣體隨工質(zhì)進入回路；二是密封艙內(nèi)在軌更換設備時也會引入空氣。這些不凝性氣體隨著工質(zhì)進行循環(huán)運動，當系統(tǒng)的溫度或壓力降低時會大量析出。基于上述回路中不凝性氣體產(chǎn)生的兩種原因，要去除工質(zhì)中的不凝性氣體一般從兩方面著手。一方面是在加注前對工質(zhì)進行處理，以減少在工質(zhì)中溶解的不凝性氣體含量；另一方面在軌時還可以通過捕集的方式來排除不凝性氣體。

圖4為一種典型加注脫氣的結構示意圖。在裝有工質(zhì)的容器中，通過一個抽真空口來降低工質(zhì)上部的壓力，從而使得工質(zhì)中溶解的氣體析出，達到去除工質(zhì)中不凝性氣體的目的。試驗表明，采用這種方式可以去除工質(zhì)中溶解的超過95%的溶解空氣；完成脫氣處理的工質(zhì)在進行加注后，進行降壓試驗，泵入口處壓力降至35kPa時，系統(tǒng)仍能正常工作，泵轉(zhuǎn)速、壓差、電流均正常，直至壓力降至31kPa時泵出現(xiàn)空轉(zhuǎn)，系統(tǒng)無法工作。而脫氣之前的試驗泵入口處壓力降至80kPa泵已經(jīng)不能工作，因此脫氣有效。通過脫氣大大增加了流體回路在低溫、低壓下的工作可靠性。

圖4 工質(zhì)脫氣示意圖Fig．4 Schematic of a gas removal system

“國際空間站”上由于大量采用在軌可更換設備（Orbital Replacement Units，ORU），因此在回路中布置了專門的氣體捕集裝置（Gas Trap）。Joseph T．Humphrey 等人［8］介紹了“國際空間站”上美國艙采用的一種雙膜氣體分離裝置。圖5為這種氣體分離裝置的原理圖。該裝置由置于一個鈦管殼中的雙膜結構組成，外層是一種親水膜可以使工質(zhì)透過，內(nèi)層是一種疏水膜可以透過氣體不透過工質(zhì)，從而實現(xiàn)氣液分離。這種氣液分離裝置的優(yōu)點是結構簡單、成本低，但其缺點也是比較明顯的，首先由于阻塞等原因會造成膜的效率下降，此外工質(zhì)也有可能透過疏水膜而產(chǎn)生損失。目前NASA 正在對這一設計進行改進［9］。

圖5 氣體捕集裝置示意圖Fig．5 Schematic of gas trap

在“國際空間站”上的俄羅斯艙段還采用了另外一種形式的氣液分離裝置［10］。這種分離裝置的原理為離心分離的方式。裝置的形狀為一個錐形，液體沿著椎體的底部（直徑較小一端）的切向進入，工質(zhì)的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生離心力，由于氣液的離心力不同形成氣液的分離。而隨著工質(zhì)的流動，椎體的直徑逐漸增大，工質(zhì)的速度減慢，最終分離的氣體都聚集在椎體的頂端，直至氣體排出，完成對工質(zhì)中氣體的分離。這種設計方式結構比較簡單，可靠性較高，但是存在阻力損失較大的問題。

5 系統(tǒng)壓力控制

5．1 系統(tǒng)壓力控制

單向流體回路系統(tǒng)的壓力控制目前主要是通過補償器來實現(xiàn)的。補償器是一種波紋管隔離的兩腔結構，一側充有氣體，另一側與回路連接。高溫時工質(zhì)體積膨脹氣體壓縮，工質(zhì)進入補償器，低溫時氣側體積膨脹，工質(zhì)進入主回路，從而起到調(diào)節(jié)系統(tǒng)壓力的作用。“國際空間站”的外回路就在不同的部位共布置了10臺補償器［11］，補償器對高壓的補償一般是對流體回路系統(tǒng)（包括轉(zhuǎn)運、發(fā)射、在軌運行的全周期的高溫情況）進行分析，根據(jù)溫度的變化結合工質(zhì)的膨脹特性，計算出最大膨脹量，然后在工質(zhì)加注過程中對補償器預留出這一膨脹量。

在流體回路系統(tǒng)設計時，有一種情況可能在系統(tǒng)中產(chǎn)生局部壓力增大，值得注意。當流體回路系統(tǒng)要通過多個艙段時整個流體回路系統(tǒng)的高度有可能很高，在進行發(fā)射時，由于火箭的加速以及工質(zhì)本身自重，有可能在底部產(chǎn)生較大的靜壓，其壓力表達為

式中：P為回路系統(tǒng)壓力（靜壓，Pa），ρ為工質(zhì)密度（kg／m3），gn為重力加速度（m／s2），a為運載火箭的加速度（m／s2），h為流體回路系統(tǒng)高度（m）。這種情況可以通過兩種方式來解決：一方面通過閥門將流體回路隔斷，使得整個系統(tǒng)形成一種分段的形式，減小高度；另一方面可以增大補償器的高溫端的補償余量，使得在運載火箭加速過程中回路上端的部分工質(zhì)進入補償器內(nèi)，緩解系統(tǒng)壓力變化。

5．2 局部壓力控制

除了對流體回路系統(tǒng)進行補償外，對于某些在軌可更換設備，由于其存放和更換后是充滿工質(zhì)的，也需要考慮其壓力控制問題。圖6 給出了“國際空間站”的哥倫布艙內(nèi)的流體試驗模塊的局部圖，在其上的回路安裝有小的膨脹節(jié)（Fluid Expander），這種膨脹節(jié)結構原理和補償器相似，也是一種由不銹鋼波紋管隔開的一種兩腔結構，其中一側充有氮氣［10］。此外在某些快速拔插設備的兩端安裝有軟管（hose），如圖7 所示，這種軟管主要是方便快速拔插操作，也能對工質(zhì)進行少量的補償［10］。

圖6 包含膨脹節(jié)的回路Fig．6 Fluidloop with fluid expander

圖7 包含軟管的ORUFig．7 ORU with hose

6 防靜電設計

航天器一般對電子設備有防靜電的要求，主要是要求電子設備的電連接器與安裝面之間的阻值小于一給定值，從而達到接地的目的。這一點對具有電性能的流體回路設備也有類似的要求，只不過部分流體回路設備由于其安裝的特殊性很多設備沒有規(guī)則的安裝面，而是通過卡箍安裝，安裝時為了調(diào)節(jié)卡箍和設備之間的安裝狀態(tài)，中間有毛氈等材料，導致設備不能通過安裝面接地，因此一般是通過設備的接頭與管路的連接處接地。

單向流體回路設備的防靜電除了對上述電子設備有接地要求外，對于長期在軌運行的回路，對非電子設備也應考慮進行防靜電設計。這是由于在流體回路中工質(zhì)在不斷地循環(huán)流動，由于工質(zhì)和設備之間的摩擦可能產(chǎn)生靜電電荷，隨著電荷的不斷積累有可能產(chǎn)生靜電放電［2］，這種不斷發(fā)生的微小放電會造成兩方面的問題：一是可能對管壁造成損傷，即在管壁上形成微小的放電凹坑；二在放電的同時可能在管路中形成多余物，阻塞過濾器等設備，造成系統(tǒng)阻力上升。這也是有些長期運行的流體回路雖然在裝配階段經(jīng)過很仔細的清潔和多余物控制，運行一段時間后仍有可能產(chǎn)生多余物的原因。荷蘭Bradford Engineering 公司為美國噴氣推進實驗室（JPL）研制的用于深空探測的流體回路系統(tǒng)在進行壽命試驗時即發(fā)生了過濾器的阻塞，后來在系統(tǒng)設計時他們通過對泵的設計優(yōu)化，取消了過濾器，從而消除了這種過濾器阻塞的隱患。

7 結束語

航天器在軌時間延長、工作模式增多，對作為主動熱控核心的流體回路系統(tǒng)有了更高的安全性要求。在航天器流體回路設計時，除功能設計外，另一個重要的方面就是提高系統(tǒng)工作的安全性和可靠性，提高系統(tǒng)在復雜情況下的工作能力。通過在系統(tǒng)設計階段對任務需求的分析，對流體回路系統(tǒng)在工質(zhì)防凍結、氣體去除、壓力控制、防靜電等方面進行細致的分析和設計，可以有效地提高單相流體回路的安全性和在復雜工況情況下的工作能力。

（References）

［1］張加迅，李勁東，侯增祺．流體回路技術在大型航天器上的應用［C］／／第六屆空間熱物理會議．北京：北京空間飛行器總體設計部，2003：9-14

Zhang Jiaxun，Li Jindong，Hou Zengqi．Application of fluid loop in large-scale spacecraft［C］／／6thSymposium on Space Thermal Physics．Beijing：Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，2003：9-14（in Chinese）

［2］Gilmore D G．Spacecraft thermal control handbook volume I：fundamental technologies［M］．California：The Aerospace Press，2002

［3］黃家榮，范宇峰，劉炳清，等．神舟七號飛船熱控分系統(tǒng)設計和在軌性能評估［J］．中國空間科學技術，2009，29（5）：1-7

Huang Jiarong，F(xiàn)an Yufeng，Liu Bingqing．et al．Design and on-orbit performance evaluation of thermal control system for Shenzhou-7spaceship［J］．Chinese Space Science and Technology，2009，29（5）：1-7（in Chinese）

［4］Chambliss J，Rankin G，Bond T．The state of ISS ATCS design，assembly and operation［J］．SAE，2003，1（1）：5-18

［5］Jiang Jun，Xu Jiwan，F(xiàn)an Hanlin．Study of fluid cooling loop system in Chinese manned spacecraft［C］／／53rd International Astronautical Congress-The World Space Congress．Houston：IAF，2002：101-104

［6］Humphrey J T，Supra L N，F(xiàn)aust M B．A thermal control system dual-membrane gas trap for the International Space Station［C］／／27thInternational Conference on Environmental Systems．Washington：National Renewable Energy Laboratory，1997：1-8

［7］Hajela G，Goldberg V，Gombas F，Thermal control subsystem for the photovoltaic module on the International Space Station Alpha，AIAA-94-4061［R］．Washington：AIAA，1994

［8］Ungar E K．Spacecraft radiator freeze protection using a regenerative heat exchanger with bypass setpoint temperature control［C］／／38th International Conference on Environmental Systems． Houston： NASA Johnson Space Center，2008：84-94

［9］Ritchie S M C，Holladay J B，Holt J M，et al．Clark an improved design for air removal from aerospace fluid loop coolant systems，2003-01-2569［R］．Warrendale：SEA，2003

［10］Vaccaneo P，Gottero M．The thermal environmental control（TEC）of the fluid science laboratory（FSL）：a combined（water／air）thermal design solution for a columbus active rack，2001-01-2374［R］．Warrendale：SAE，2001

［11］Delgado A，Arx A V．Accumulator analysis of the early external active thermal control system for the International Space Station，2000-1-2313［R］．Warrendale：SAE，2001