大型空間環境模擬器熱沉氣氮調溫系統設計與實現

徐照武，林博穎，陳金明，王 晶，姜 涌

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大型空間環境模擬器熱沉氣氮調溫系統設計與實現

徐照武，林博穎，陳金明，王 晶，姜 涌

（北京衛星環境工程研究所，北京 100094）

文章結合某型號航天器對調溫熱沉試驗需求，對國內外氣氮調溫系統進行分析調研，對某空間環境模擬器進行了氣氮調溫系統流程設計，對影響系統的關鍵參數如氣氮流量、液氮體積流量及有關供氣供熱管徑等進行分析研究和設計實施，并進行了系統調試。調試結果表明，熱沉溫度均勻性達到±5℃，升/降溫速率均達到或超過1℃/min，滿足相應的型號試驗要求。

熱真空試驗；空間環境模擬器；熱沉調溫

0 引言

目前國內外的熱真空試驗設備多采用液氮制冷或機械制冷提供低溫環境，采用紅外加熱器、燈陣、電加熱片等對試驗件進行加熱，通過控制加熱量來對試驗件溫度進行控制。這種方法需要消耗大量的電能，經濟性較差；而且需要根據試驗件的形狀來設計電加熱裝置，普適性較差，特別是對于外形復雜或較小的試驗件，電加熱裝置的設計極其困難。此外，電加熱裝置需要占用較多的空間，對試驗件有較大的遮擋。

熱沉調溫系統使用載冷劑作為工作介質，將滿足溫度要求的載冷劑直接通入熱沉，通過調節熱沉溫度控制試驗件溫度，可以減少或避免使用加熱工裝及測/控溫系統，能有效減少試驗測/控溫工作量、降低試驗成本、提高試驗精度和設備使用效率。對于一些非常規的空間結構機構展開試驗，由于不需要加熱裝置，可以大大降低試驗設計難度。

當前，國際上許多國家或組織的航天器試驗中心都建設有熱沉可調溫的空間環境模擬器。美國噴氣推進實驗室（JPL）空間環境模擬器（8.23m×25.9m）[1]的氣氮調溫系統主要由氣體發生器、高低溫風機、液氮換熱器和電加熱器組成，可以分別對主/輔熱沉、反射鏡冷卻裝置和防污染板的溫度進行控制。熱沉溫度調節范圍為-120～120℃，溫度均勻性可達±3℃。美國PDM公司的熱真空試驗設備[2]使用氣氮調溫系統可以使熱沉溫度在-156～121℃范圍內調節，升降溫速率達到1.1℃/min。美國戈達德空間飛行中心的熱真空試驗設備[3]使用氣氮調溫系統可以使熱沉溫度在-120～150℃范圍內調節。日本宇宙航空研究開發機構（JAXA）熱真空試驗設備[4]、歐空局ESTEC大型空間環境模擬器（LSS）[5]和印度ISRO衛星中心熱真空試驗設備[6]等均采用氣氮調溫手段調節熱沉溫度。

我國在某熱真空試驗設備中采用了調溫熱沉技術，溫度控制范圍為-120～120℃[7]，其熱沉調溫系統由調節閥、汽化器、電加熱器、安全閥、傳感器等組成。國內ZM4300高性能光學遙感器空間環境模擬與試驗設備也具有調溫功能[8]，利用液氮和機械制冷2個可切換的制冷流程，液氮制冷時熱沉溫度最低達-173℃，機械制冷時熱沉可以在-60～100℃間精確控溫。

綜合國內外熱沉調溫技術研究現狀可以看出，大型調溫系統采用液氮、氣氮調溫結合電加熱器的方式實現溫度調節，而小型調溫熱沉系統采用一些新的調溫形式和工質。液氮工作狀態下溫度都能夠達到優于100K，氣液混合狀態下熱沉溫度低溫調節范圍一般為-120～120℃。為滿足我國目前正在研制的火星車的熱平衡試驗需求，本文開展了調溫系統設計實施及關鍵技術參數的分析計算。

1 調溫系統設計與構成

1.1 調溫系統原理及特點

氣氮調溫系統以氮氣為載冷工質，將滿足溫度要求的氮氣直接通入熱沉，實現熱沉溫度在一定范圍內調節，并間接對試驗件的溫度進行控制。氣氮調溫方法主要有液氮換熱式冷卻調溫和液氮噴淋式調溫。前者即常溫氮氣經過一個液氮容器換熱降溫后，再經電加熱器進行氮氣溫度的調節；后者即向循環氮氣中噴入液氮，然后經電加熱器進入熱沉。圖1為典型液氮噴淋式調溫系統原理示意，液氮噴入量和加熱功率依熱沉的溫度要求而定。液氮噴淋式調溫方法不但利用了液氮的相變熱，還利用噴淋器進口氣體溫度與液氮沸點（77K）間的溫差熱降低了液氮的消耗，是目前國際上最先進的調溫方法。

圖1 液氮噴淋式調溫系統原理

考慮到水平艙承擔火星車環境試驗期間熱沉溫度調節指標要求較高，在設計時充分考慮液氮噴淋溫度控制精度差、波動性大的特點，在液氮噴淋后與常溫氮氣進行混合調溫。同時，考慮到試驗期間由于各路熱沉面對的加熱裝置不同，容易導致不同路熱沉之間存在溫度不均勻性，在混合調節后的氮氣進入熱沉前再次實施精準控溫，以實現熱沉溫度均勻性和調節及時性。

1.2 系統組成部件及功能

1）循環管路。作為氮氣流通路徑，連接動力設備、加熱設備、制冷設備并最終輸送至熱沉管路內部。為實現熱沉溫度調節的均勻性和升降溫的必要速度，一般要求循環管路管徑較大。

2）供液管路。液氮是氣氮調溫系統的冷源，供液管路將液氮輸送至液氮噴淋調節裝置內。由于液氮相變熱和溫差熱較大，供液管路管徑一般較小。

3）加熱裝置。是氣氮調溫系統的熱源，以提升流經裝置的氮氣溫度來實現熱沉升溫。為滿足熱沉溫度調節的精度和均勻性，一般使用主管路加熱和熱沉支管路加熱控溫的方式布置加熱裝置。

4）噴淋調節裝置。將系統運行的氮氣和冷源液氮進行混合調節，實現熱沉降溫。在噴淋調節裝置設計時應充分考慮噴淋頭的選型以及布局方式，以便實現液氮充分汽化與氮氣進行換熱。

5）氣體輸送裝置。將系統運行的氮氣進行密閉循環，為熱沉換熱的氮氣提供新的循環動力。熱沉溫度調節范圍較為寬泛，一般氣體輸送設備能夠適應不同溫度調節下使用。

6）儀器儀表及閥門。儀器儀表實現氣氮運行參數可視，閥門實現流量調節，包括進出口氣動調節閥，DN80低溫氣動調節閥；氣體調節器控制閥，DN20低溫氣動閥門，DN200低溫截止閥，DN200低溫氣動開關閥。

1.3 預期達到的指標

結合火星車熱試驗的需求和空間環境模擬器現狀，提出利用氣氮調溫方式實現KM6F空間環境模擬器熱沉溫度調節，試驗設備指標如下：

1）熱沉溫度范圍：-130～120℃之內可調；

2）熱沉溫度均勻性：±5℃；

3）升降溫速率：不小于1℃/min。

2 調溫系統模擬分析及計算

2.1 系統熱沉結構

KM6F熱沉尺寸為4.2m×9.5m，分別為大門熱沉、端部熱沉、外熱沉外圈、外熱沉內圈、內熱沉外圈和內熱沉內圈等6路主體熱沉，見圖2(a)。容器大門熱沉和端部熱沉分別位于大門和容器后端部，圓柱段熱沉沿長度方向二等分、圓周方向二等分，均分成4路柱段熱沉。

熱沉采用管翅結構形式（圖2(b)），其中管路為21mm×2.2mm的不銹鋼管，沿半圓周方向排布，壁板為1.5mm的紫銅板。每路柱段熱沉為2.1m×4.25m的半圓弧面，估算每路柱段熱沉質量約720kg。大門與端部熱沉尺寸均為4.5m，估算質量為330kg。

圖2 KM6F空間環境模擬器熱沉結構

2.2 氣氮流量分析

氣氮流量是獲得熱沉溫度均勻性的關鍵參數，為使獲得熱沉溫度均勻性達到±5℃，用Thermal Destop軟件對柱段熱沉建模并計算。模型如圖3所示，其中+軸豎直向上。右圖為局部放大圖。藍色為主管，下進上出；綠色為并聯21根支管；紅色為紫銅壁板。

圖3 熱沉支路的TD模型

模型建立的主要條件和假設：工質流體為純氮氣，管路壓力為0.2MPa；熱沉輪廓尺寸為2.1m×4.25m；熱沉主管通徑為DN50；熱沉支管為21mm×2.2mm；容器內充氮氣時壓力為1000Pa；熱沉內面為黑漆，外面鍍鋁膜，壁板厚度為1.5mm。

通過仿真分析結果得出，熱沉溫度均勻性達到±5℃時筒體支路熱沉的體積流量在220m3/h以上。根據各支路氣氮流量按照質量均勻分配的原則，每個柱段熱沉氣氮流量需要達到220m3/h時，計算可得氣氮調溫系統氮氣總流量不得小于1073m3/h。再利用氣氮流速與管路截面積的關系進行管徑計算，

π(GN)2GN4， (1)

其中：GN為氮氣流速，當壓力在0.1～0.6MPa范圍內時，流速為10～20m/s；GN為氣氮管路直徑。取流速10和20m/s，可計算得到管路直徑分別為194.9和137.8mm。

選取氣氮壓縮機單臺最大輸出氣量43m3/min（N），轉換為0.2MPa氮氣流量1551.6m3/h，選取DN200管路作為水平艙氮氣主管路改造的管徑，可以實現氣氮調溫系統最小熱沉流量1073m3/h，相應的柱段支路熱沉流量分別為282.6m3/h。

2.3 升降溫能力分析計算

為了獲得升降溫速率不小于1℃/min能力，氣氮系統配置一個液氮噴淋器和電加熱器，噴淋器實現低溫再經過電加熱器精準控溫后進入熱沉管路，熱沉總質量為3540kg。由

=?(2)

計算得到換熱功率=29.5kW。式中：為不銹鋼比熱容；為熱沉質量；?為溫度變化速率。

考慮循環工質、循環不銹鋼管路、漏冷/漏熱以及負載負荷，要求加熱、制冷功率不小于60kW，加熱功率直接由電加熱器功率選定，制冷功率依靠噴淋液氮供應量確定。液氮流量為

=總/()， (3)

式中：總為制冷負荷；為液氮的密度，供液壓力為0.2MPa時為776.25kg/m3；為液氮的潛熱，供液壓力為0.2MPa時為189.09kJ/kg；為液氮的體積流量，m3/h。液氮標壓下蒸發溫度為-196℃，按照極限低溫-160℃考慮，可用的顯熱溫差為30K。氮氣比熱容為1.04kJ/(kg·K)，折算成潛熱計算為31.2kJ/kg，則總潛熱為220.3kJ/kg。

液氮體積流量為=60/(776×220.3)×3600=1.26m3/h。考慮50%余量，液氮體積流量確定為1.9m3/h。

液氮體積流量和供液管徑LN之間的關系為

π(LN)2LN4， (4)

其中LN為液氮流速，一般取1～2m/s。計算得到供液管徑在18.3～25.8mm之間，故選取通徑DN20作為供液管路管徑，可實現1℃/min的降溫速率。

3 系統調試及分析

3.1 過程調試

在完成了各項準備工作后，對氣氮調溫系統進行調試。在-122、-132和27℃這3個溫度點進行了均溫保持。在本次調試中，啟動了2臺氣氮壓縮機，氣氮流量達到2000m3/h，進行系統極限低溫能力和最大流量能力條件下的溫度均勻性調試。

3.2 調試結果

圖4為各部分熱沉進出口溫度曲線，在-140℃低溫工況，進出口溫差最大為9.7℃，滿足均勻性±5℃要求。圖5為熱沉降溫過程曲線，降溫速率在1.0～1.1℃/min范圍內。圖6為熱沉升溫過程曲線，升溫速率高于1.5℃/min。可見，調溫系統升降溫速率都滿足大于1℃/min的設計要求。

圖4 各部分熱沉進出口溫度曲線

圖5 熱沉降溫曲線

圖6 熱沉升溫曲線

4 結束語

通過對國內外氣氮調溫系統的分析調研，針對我國某空間環境模擬器的具體情況，對氣氮調溫系統進行了流程設計，并進行了仿真分析，確定了系統中的一些關鍵設計參數。最終調試結果顯示：熱沉溫度均勻性達到±5℃的要求，降溫速率可以達到1℃/min，升溫速率可達到1.5℃/min，能夠滿足某型號試驗要求。由此可見，本氣氮調溫系統流程設計合理，關鍵參數選擇正確。

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（編輯：馮露漪）

Design and implementation of heat sink temperature adjusting system for large space environment simulator

XU Zhaowu, LIN Boying, CHEN Jinming, WANG Jing, JIANG Yong

(Beijing Institute of Spacecraft Environmental Engineering, Beijing 100094, China)

According to the demand of the heat sink temperature adjustment in the large space environmental simulation for spacecraft, this paper, based on a review of the current development of GN2heat sink temperature adjustment, proposes a design of a GN2temperature adjustment system for a space environmental simulator. Analysis is made for the critical parameters that affect the system performance, such as the circular flow of the GN2, the volume flow rate of LN2, the pipe diameter for gas supply, etc. Then the whole system is implemented and put into system debugging. It is shown that the uniformity of temperature is within ±5℃; the temperature rising and the cooling power reaches or exceeds 1℃/min, which meets the demand of test for certain spacecraft.

thermal vacuum test; space environment simulator; heat sink temperature adjusting

TB663

B

1673-1379(2018)02-0190-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2018.02.015

徐照武（1983—），男，碩士學位，從事真空熱環境試驗技術研究。E-mail: xuzhaowu1983@sina.com。

2017-09-13；

2018-04-11