航天器真空熱試驗的負壓過冷系統設計

劉 然，丁文靜，茹曉勤，李培印

（北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

航天器真空熱試驗的負壓過冷系統設計

劉 然，丁文靜，茹曉勤，李培印

（北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

航天器外部組件（如太陽電池陣）進行熱真空試驗時，其表面溫度需降至-170℃，一般的空間環境模擬器配備的液氮及熱沉系統很難將試驗件冷卻至-170℃，為進一步降低試驗溫度，研制一種負壓過冷系統。系統由過冷器、加熱系統、壓力控制系統和管路連接系統組成，利用液氮在真空環境中具有更低飽和溫度的特性以獲得比常規液氮系統更低的液氮溫度。設計了負壓過冷系統，搭建了工程樣機，并且進行了調試試驗。試驗驗證結果表明，過冷器出口溫度低于-200℃，針對-170℃溫區的試驗，可縮短試驗周期40%。

真空熱試驗；空間環境模擬器；負壓過冷系統；設計

0 引言

真空熱試驗是航天器空間環境模擬試驗中的重要試驗之一，可以使航天器在真空環境和熱環境中暴露航天器的材料和工藝缺陷，排除早期失效，從而大幅提高航天器在軌運行的可靠性[1]。在軌期間長期暴露于航天器外部的組件（如太陽電池陣），處于溫度劇烈變化的太空環境中，真空熱試驗非常重要。不同于衛星其他部件的熱真空試驗，太陽電池陣鑒定真空熱試驗中最低溫度一般要達到-170℃，且在75～-160℃區間的降溫時間要求不大于185 min[2]。

航天器的真空熱試驗一般在空間環境模擬器中進行，通常采用常壓過冷系統對熱沉進行冷卻，使熱沉溫度維持在-173℃，模擬太空中的冷黑環境[3-6]。在這種情況下，試驗件依靠與熱沉進行輻射換熱，很難在規定時間內降至-160℃，為達到低溫限溫度（-170℃）也需要耗費大量的時間，不但增加了試驗周期，而且使試驗經費也大幅增加。熱沉中的液氮溫度決定了熱沉和試驗件所能達到的極限溫度，因此，進一步降低液氮溫度是解決該問題的關鍵。

液氮的飽和溫度隨液氮壓力的降低而降低，利用這一性質，可通過降低過冷器中飽和液氮的壓力獲得更低的溫度，用于冷卻過冷器內換熱器的高壓液氮。

1 系統方案

負壓過冷系統的主要技術指標：（1）過冷器出口溫度低于-200℃；（2）系統熱負荷50 kW。負壓過冷系統由過冷器、加熱系統、壓力控制系統及相應的管路等組成，通過控制過冷器內容器的壓力可得到更低的液氮溫度，系統原理如圖1所示。

負壓過冷系統的工作流程為：壓力控制系統將過冷器內容器的壓力抽至負壓，過冷器容器內的飽和液氮溫度隨壓力的下降而下降，通過過冷器內板翅式換熱器的熱交換，換熱器內流動的高壓液氮溫度降至更低的溫度。負壓下的飽和液氮因吸熱不斷氣化，產生的低溫氮氣經兩級電加熱器加熱至常溫，壓力控制系統將加熱至常溫的氣體排出系統。壓力控制蝶閥的開關將維持過冷器內容器壓力的穩定，緩沖氣罐將對系統壓力的波動。

圖1 負壓過冷系統原理圖Fig.1 Schematic diagram of negative pressure subcooling system

設計負壓過冷系統時，首先確定過冷器內部溫度，根據出口溫度確定過冷器內部壓力，并根據系統熱負荷計算真空泵抽氣速率，最后匹配加熱功率，根據計算結果配置主要設備，形成負壓過冷系統。

根據氮的熱物理性質，三相點的溫度為-210℃，壓力為0.0125 MPa，當溫度低于-210℃時，液氮會凝固成固體，所以過冷液氮制冷最低理論極限溫度是-210℃[6]。為防止液氮進入三相點溫度從而凝固，導致換熱器換熱效率降低，應控制液氮溫度在-208℃以上。已知液氮在0.02 MPa壓力下，飽和溫度約為-207.4℃，此時過冷器出口密閉循環液氮溫度可維持低于-200℃。在系統熱負荷內，熱沉溫度可維持低于-190℃，可實現試驗件-170℃溫區的真空熱試驗。

根據不同的試驗需求，可通過壓力控制系統控制過冷器內部壓力，用于達到不同的熱沉溫度需求。通常負壓過冷系統具備兩種工作模式：

（1）常規試驗時，打開過冷器放空口，關閉負壓過冷系統中的低溫調節閥，此時壓力控制系統不需要工作，過冷器作為常壓過冷器參與液氮循環，將從熱沉出口流出的液氮降低至-188℃左右；

（2）進行太陽電池陣或其他對溫度由特殊要求的試驗時，開啟低溫調節閥，關閉放空口，啟動壓力控制系統，對過冷器內部進行抽真空操作，同時依次啟動I、II級電加熱器，保證真空泵抽走的氮氣處于常溫。通過控制過冷器內部壓力，調節過冷器出口液氮溫度，從而控制熱沉溫度在試驗溫度要求范圍內。

2 關鍵設備設計與選型

2.1 壓力控制系統

壓力控制系統主要用于帶走過冷器因吸熱而產生的氣態氮氣。壓力控制系統包括機械泵、緩沖罐、測量系統和控制柜，如圖2所示。

機械泵主要用于將過冷器本體抽真空至目標壓力，緩沖罐作為機械泵抽氣的緩沖罐，測量與控制系統主要用于控制系統壓力。其中機械泵抽速的匹配是設計關鍵。

圖2 壓力控制系統示意圖Fig.2 Schematic diagram of pressure control system

機械泵抽速由系統的氣體負荷決定，主要有兩部分組成：

（1）系統熱負荷引起的氣體負荷

環境模擬設備本身需要帶走試驗件產生的熱量，該熱量需要通過過冷器內的液氮氣化潛熱帶走。系統設計最大熱負荷50 kW（按已有環境模擬設備低溫工況下的熱負荷選取），過冷器內容器液氮由此部分熱負荷帶來的氣化量見式（1）[7]。

式中：qm1為液氮消耗量，kg/s；Q為熱負荷，kW；γ為液氮汽化潛熱，kJ/kg。經計算，qm1=0.236 kg/s。

（2）過冷器補液附加熱氣體負荷

過冷器內容器內由于液氮不斷吸熱氣化，需根據試驗液氮耗量對過冷器內容器進行液氮補充，以維持內容器液氮量的穩定。負壓狀態下，過冷器內容器中液氮壓力0.02 MPa，過冷器補液壓力為儲槽液氮壓力，一般取0.25 MPa，不同壓力下，液氮的物性參數如表1所示。

表1 不同壓力下LN2的飽和溫度Table1 Saturated Temperature of LN2at different pressure

當壓力為0.25 MPa的飽和液氮流入過冷器內容器時，過冷器內負壓液氮會吸熱氣化，稱為過冷器補液時產生的附加熱負荷，計算如式（2）[8]：

式中：Qa為補液產生的附加熱負荷，kW；qm1為過冷器補液量，與液氮消耗量相同，kg/s；Cp為液氮定壓比熱，取平均值2.01 kJ/kg·K；ΔT為液氮溫度變化量，19.7℃。經計算，Qa=9.32 kW。由此熱負荷帶來的液氮汽化量按計算，qm2=0.044 kg/s。由計算結果可知，系統液氮氣化量為qm=qm1+qm2=0.28 kg/s。氮氣在0.02 MPa下（-207.4～20℃）的平均密度為0.636 kg/m3，所以過冷器所產生的氮氣為440 L/s。

根據計算結果，所需穩定條件下的壓力控制系統的抽速不小于440 L/s，依靠閥門的PID調節，將過冷器內容器真空度維持在0.02±0.002 MPa之間。所選取的蝶閥控制系統的控制精度達到真空規最大測量范圍的0.1%，選取在0.02 MPa時精度較高的電容薄膜真空規，可達到的控制精度為100 Pa，能夠滿足±2 000 Pa控制要求。過冷器真空抽氣范圍從大氣到0.02 MPa，管道氣流的流導對抽速的影響不大，但選取的真空泵的抽速應在0.02 MPa時能達到440 L/s，因此根據真空泵的抽氣曲線，選取2臺萊寶公司的SV300型真空泵和2臺SV630BF型真空泵并聯抽氣，其技術參數分別為：

（1）機械泵名義抽速：SV300型≥280 m3/h；SV630BF型≥640 m3/h；

（2）機械泵在20 000 Pa時的抽速：SV300型≥240 m3/h；SV630BF型≥600 m3/h。

2.2 加熱系統

加熱系統主要作用是將過冷器放空口抽出來的冷氮氣加熱至室溫，保證壓力控制系統內設備的安全。加熱系統采用兩級電加熱器串聯加熱，可保證稀薄的氮氣被均勻的加熱。

由于負壓過冷系統在工作狀態時，飽和液氮揮發出來的氮氣也處于負壓狀態，因此氮氣的密度較小，與加熱器的換熱功率大幅度下降。如果采用普通電加熱器對稀薄的氣體進行加熱，則會產生電加熱器爐芯溫度過高，但被加熱氮氣溫度卻不能升高至目標溫度的現象。為了避免這種現象，加熱系統采用兩級電加熱器串聯加熱的方式。

I級電加熱器可將氮氣溫度由-207.4℃加熱至-50℃，II級電加熱器將氮氣溫度加熱至10℃。電加熱器的有效功率可由式（3）計算：

式中：Q為電加熱器有效功率，kW；T1為氮氣出口平均溫度，K；T2為氮氣進口溫度，K；Cp為氮氣的定壓比熱，kJ/kg·K；qm為氮氣質量，0.28 kg/s。經計算，QI=46 kW，QII=17.5 kW。

考慮電加熱器加熱效率、熱損失等因素，選擇I級電加熱器功率50 kW，II級電加熱器功率20 kW。

2.3 過冷器

過冷器由內外容器組成，內容器包含板翅式換熱器，換熱器內有兩種流體，一種流體為從熱沉排出的高壓液氮；另一種是過冷器內容器內的負壓飽和液氮，兩種流體經過充分的熱量交換，將從熱沉排出的液氮冷卻為具有一定過冷度的液氮，重新流回熱沉。

相對于常規的常壓過冷器，負壓過冷器內容器增加了負壓的承壓要求，因此應對過冷器的內容器進行結構強度校核計算，以確認其是否滿足負壓的要求。

設備筒體為圓筒形，承受外壓，按照短圓筒穩定條件，其壁厚由式（4）[9]進行計算。

式中：E為材料的彈性模量，206×103MPa；C為壁厚附加量，0 mm；Di為筒體內徑，mm；p為設計壓力，0.1 MPa；L為筒體計算長度，mm。經計算，Sn=4.62 mm＜5 mm，根據計算可知筒體厚度取5 mm可以滿足要求。

3 試驗驗證

利用已有KM3級環境模擬設備搭載建設負壓液氮過冷系統樣機，將負壓液氮過冷系統連接在已有的KM3液氮系統管路上，形成液氮系統的單相密閉循環。該系統的工作原理是整個系統管路及熱沉經過充分的預冷并充滿液氮后，啟動液氮泵，液氮泵將過冷狀態下的液氮以一定的壓力和流量輸送到模擬室內的熱沉，將熱沉吸收的熱量帶走，然后返回過冷器，與過冷器內負壓下的液氮進行熱交換，重新達到過冷狀態。

對負壓過冷系統進行了單機測試，調試數據如表2所列。

表2 負壓過冷系統調試數據Table2 Commissioning date of negative pressure subcooling system

最終系統達到穩定狀態后，負壓過冷器內部壓力穩定在49.5 kPa，過冷器出口溫度最終達到-203.1℃，熱沉平均溫度為-198.0℃，熱沉溫度隨時間變化曲線如圖3所示。

圖3 熱沉溫度隨時間變化曲線Fig.3 The temperature of thermal shroud varies with time

由于氮氣在抽真空過程中流經的設備較多，管線較長，系統流阻較大，導致穩壓罐與過冷器內容器中的壓力較大，并隨著壓力的降低，壓差也大。最終導致過冷器內容器穩定壓力未能達到0.02 MPa。但負壓液氮過冷器主要目的在于降低過冷器出口液氮溫度，過冷器出口溫度已達到-203.1℃，優于技術指標要求。隨后對負壓過冷器系統進行了試驗測試。測試試驗件為“國旗”，測試試驗件溫度為-170～+170℃，測試結果如圖4所示。

圖4 試驗件測試結果Fig.4 Test result of specimen

試驗結果表明，啟動負壓過冷器之前，試件降至-150℃之后，降溫速率大幅減小，經過24 h后，試件達到-160℃，但依然無法達到目標溫度。之后啟動了負壓過冷系統，試件表面溫度順利達到-170℃。在下一個高低溫循環中，在+75～-160℃溫度范圍內，試件降溫時間縮短了55%，整個高低溫循環時間縮短了40%，大幅度縮短了試驗周期。

4 結論

負壓過冷系統利用了液氮在負壓環境下飽和溫度降低的特性，通過對過冷器內容器進行抽真空，可有效的降低熱沉溫度。通過驗證試驗，達到的效果為：

（1）實現了過冷器出口溫度降至-203℃，熱沉平均溫度降至-198℃；

（2）拓寬了航天器真空熱試驗的試驗溫區，順利完成了-170～+170℃溫區的試驗；

（3）在+75～-160℃溫度范圍內，試件降溫時間縮短了55%，整個高低溫循環時間縮短了40%，大幅度縮短了試驗周期。

負壓過冷系統的研制成功，對于提高航天器熱真空試驗水平、增強空間環境模擬器市場競爭力、拓展試驗領域等方面起到重要的作用。

[1]黃本誠，馬有禮.航天器空間環境試驗技術[M].北京：國防工業出版社，2002：39-40.

[2]馬有禮.航天器太陽電池陣熱真空試驗技術[J].航天器環境工程，2000，17（1）：29-38.

[3]達道安.空間低溫技術[M].北京：國防工業出版社，2004：422-439.

[4]黃本誠，童靖宇.空間環境工程學[M].北京：中國科學技術出版社，2010：85-89.

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[6]劉波濤，黃本誠，余品瑞，等.液氮系統設計系統[J].中國空間科學技術，2002，V22（3）：61-64.

[7]陳國邦，黃永華，包銳，等.低溫流體熱物理性質[M].北京：國防工業出版社，2006：190.

[8]楊世銘，陶文銓編著.傳熱學[M].北京：高等教育出版社，1998：2-35.

[9]王心明.工程壓力容器設計與計算[M].北京：國防工業出版社，2011：32.

NEGATIVE PRESSURE SUBCOOLING SYSTEM DESIGN FOR SPACECRAFT THERMAL VACUUM TEST

LIU Ran，DING Wen-jing，RU Xiao-qin，LI Pei-yin
（Beijing Institute of Space Environment Engineering，Beijing 100094）

The spacecraft external components（such as solar array）surface temperature is needed to be reduced to-170℃during thermal vacuum test.The specimen is hard to be cooled to-170℃ by the liquid nitrogen and thermal shroud system of conventional space environment simulator.A negative pressure subcooling system was developed to further reduce the test temperature.The system consists of subcooler，heating system，pressure control system and piping system，utilizes liquid nitrogen to have a lower saturation temperature at negative pressure to obtain a lower liquid nitrogen temperature than conventional liquid nitrogen systems.Negative pressure subcooling system was designed in this paper，and an engineering prototype was built and tested.The result of thermal tests shows that the outlet temperature of subcooler can reach lower than-200℃and the period of thermal tests with the lowest temperature of-170℃can be minimized to 40%.

thermal vacuum test；space environment simulator；negative pressure subcooling system；design

V416.8

A

1006-7086（2017）05-0292-05

10.3969/j.issn.1006-7086.2017.05.008

2017-07-25

劉然（1984-），女，北京人，碩士，主要從事空間環境模擬技術。E-mail：liuran_cast511@126.com。