過冷度對飛行器貯箱熱力學排氣系統性能的影響

張 浩，王 帥，耑 銳，陳其法，張 亮，汪 彬，黃永華

(1.上海宇航系統工程研究所，上海 201109; 2.上海交通大學 制冷與低溫工程研究所，上海 200240)

0 引言

隨著載人探月與深空探測任務的陸續規劃與開展，低溫推進劑[1-2](液氧LO2、液態甲烷LCH4、液氫LH2等)因其高比沖、無污染的特點成為了完成相關任務的理想燃料。由于低溫流體沸點低和易汽化的特點，在太陽輻照的影響下，當貯箱已經具備高性能絕熱時，仍然會有約1 W/m2量級的熱量進入貯箱，使得其不斷蒸發造成貯箱壓力不斷上升并在流體區形成熱分層。因此，低溫推進劑長期在軌貯存技術的發展有利于載人登月及深空探測任務的順利實施。對于短期任務而言，被動絕熱變密度多層絕熱便實現貯箱漏熱量的有效控制，對于中長期任務，在貯箱被動絕熱做到最優之后，還需要采用有效的貯箱壓力控制手段，即熱力學排氣技術，必要時甚至需要采用低溫制冷機主動制冷等零蒸發措施，由于空間用大制冷量低溫制冷機技術尚未成熟，熱力學排氣系統則被認為是實現低溫推進劑LH2-LO2長期在軌貯存最可行的手段之一[3-5]。

國外相關研究機構率先開展了TVS相關研究，Flachbart[6-9]和Hastings[10-13]等在馬歇爾飛行中心分別進行了液氫、液氮和液態甲烷的熱力學排氣控壓實驗研究，獲得了不同充注率下的TVS運行特性。Van Overbeke[14]和Van Dresar[15]在格林研究中心以液氧為工質進行了50%和90%兩種不同充注率下有氦氣增壓時的TVS控壓研究，研究表明無論是否進行氦氣增壓，該系統都可以將氣枕壓力和液體溫度控制在設定范圍內。Thibault[16-17]在法國LEGI實驗室的圓筒形貯箱內搭建了一臺小型常溫TVS實驗系統，進行了噴射溫度和流量等參數對貯箱溫度影響的實驗。我國在TVS方面的研究大多停留在文獻的搜集和綜述，近幾年來相關研究逐漸活躍，劉展[18]建立了一個用于評價套管式換熱器性能的準靜態模型，研究了管外自然對流、管子尺寸等因素對換熱器的性能影響。陳忠燦[19]設計和搭建了一套以制冷劑R141b為貯存工質的常溫TVS模擬系統，獲得了TVS作用下貯箱增壓特性及排氣損失初步規律[20-21]。

綜上所述，目前國內外對低溫貯箱熱力學排氣系統的研究大部分都停留在運行參數[22-23]和環境參數上，缺乏低溫流體物性參數對低溫貯箱壓力和溫度控制影響的分析。針對上述不足，本文針對低溫貯箱和熱力學排氣系統進行數學建模，利用液氮工質實驗平臺對仿真模型進行了驗證，分析了不同液體過冷度下熱力學排氣系統對低溫貯箱溫度和壓力的控制特性。

1 熱力學排氣原理及數理模型

1.1 熱力學排氣原理

熱力學排氣系統主要由節流閥、低溫泵、耦合同軸套管式換熱器的噴射系統組成，如圖1所示。熱力學排氣系統中，節流閥和低溫泵的啟停及開閉以氣枕壓力pu和液體溫度對應的飽和壓力psat為控制信號。在貯箱自增壓過程中，當pu上升到壓力控制帶上限pmax時，系統開啟低溫泵，流經低溫泵的流體通過噴射系統的噴射攪動實現貯箱氣枕空間的降溫降壓。當pu上升到壓力帶上限pmax且psat上升到壓力控制帶下限pmin時，同時開啟低溫泵和節流閥，低溫泵抽取的部分液體流經節流閥，節流降溫后通過換熱器與主流流體換熱，促使主流流體的降溫，降溫后的過冷流體通過噴射器返回貯箱進行換熱，實現貯箱內氣枕與液體的降溫降壓。節流后的低溫流體換熱后以氣體的形式排出箱外。熱力學排氣系統具有混合和排氣兩種運行模式，根據貯箱控溫控壓的實際要求，可以進行運行模式的切換。

圖1 熱力學排氣原理

1.2 熱力學排氣仿真模型

熱力學排氣系統模型主要由三部分組成：低溫貯箱兩相模型、噴射換熱模型和低溫泵模型。貯箱模型主要分為主流液相區、氣相區和貯箱壁面。采用集總參數法對低溫貯箱進行分區建模，假設低溫泵及節流閥內流體為等焓流動的理想過程，考慮外界漏熱及氣液相之間自然對流與相變等過程。貯箱熱力模型如圖2所示。耦合低溫貯箱及熱力學排氣系統模型及求解計算模型參見此前已發表的文獻[24]。

圖2 貯箱熱力模型圖

2 熱力學排氣實驗系統

液氮貯箱TVS實驗系統主要由低溫貯箱、低溫離心泵、J-T節流閥、低溫截止閥、換熱器、冷屏、變密度多層絕熱、外部真空腔、分子泵機組、溫度傳感器、壓力傳感器、流量計、安全閥、數據采集儀和液氮增壓杜瓦等組成，如圖3所示。

圖3 TVS實驗系統示意圖

為了研究自增壓過程中液氮的溫度分布，在低溫貯箱內部布置了28支鉑電阻PT1000溫度計，布置方式為豎直方向上16支，3個不同高度的水平方向上各4支，所有的溫度傳感器都安裝在一個支撐桿上以測量液體的溫度。該貯箱為圓柱形，底部為橢圓封頭，頂部為平面封頭，其直徑和內部凈高分別為1 m和2 m，體積和表面積分別為1.36 m3和6.23 m2。貯箱外表面包覆變密度多層絕熱材料，用于隔絕輻射漏熱。通過對穩定狀態下貯箱內液氮蒸發量的測量，換算得到在真空度為10-3Pa量級時該液氮貯箱的漏熱量為58 W，即9.2 W/m2。貯箱底部為潛液式低溫離心泵，通過一部SIEMENS?S7-400 PLC控制一臺功率為20 W的電機來實現其運行或停止，在該功率下，泵的額定流量為2 m3/h。貯箱中部安裝有兩個節流閥，分別用于氣相節流、液相節流或者氣液兩相節流(模擬空間微重力狀態)。貯箱頂部安裝有一支壓力傳感器用于測量氣枕壓力。由于液體自然蒸發階段的氣體流量與熱力排氣階段的氣體流量相差較大，在貯箱排氣管路上并聯安裝有兩支不同量程的氣體流量計，型號分別為Burkert?8006和8719。所有上述溫度、壓力、流量等數據的采集和存儲都是由一臺型號為Agilent?34980A的數據采集儀來完成的。為了使該實驗系統的漏熱降到最低，低溫貯箱、相關閥門、管路都放置于一個大的真空腔內。與真空腔相連的是一臺分子泵機組，腔內真空度的測量則是由一支型號為ReBorn?ZJ-27的真空規管來完成的。為了使真空腔內的真空度盡可能地長時間保持，在低溫貯箱底部放置了若干吸附劑。實驗系統詳細參數見文獻[25]。

3 結果與討論

3.1 仿真模型驗證

為了驗證熱力排氣系統仿真模型在貯箱壓力控制方面的準確性，將其按實驗工況(充注率50%、壓力控制范圍220～240 kPa)的參數進行計算，得到結果與實驗數據進行比較。圖4給出了貯存時間22 h內的TVS運行階段仿真計算結果和實驗測得氣枕壓力的對比。由于模型對貯箱自增壓過程的預測速率略快于其實際增壓速率，故仿真計算的TVS首次運行時間比實驗數據提前24 min。相比于整個自增壓過程的時間(9.5 h)，其誤差僅為4.2%。在相同時間內，模型預測和實驗測量的TVS運行次數分別為33次和31次；模型預測和實驗測量的系統總運行時間分別為34.6 min和32.8 min。可見該仿真模型對于系統的啟停頻率的預測同樣達到了較高的精度，可以將其用于低溫貯箱排氣特性的預測和指導相關系統的優化設計。

圖4 TVS運行階段實驗和模擬氣枕壓力對比

為了更清楚地展示熱力排氣系統運行后仿真計算的貯箱壓力變化與實驗測量數據的區別，圖5給出了系統單次運行周期內的實驗和模擬氣枕壓力變化對比。可以看到，仿真模型精確地反映出了熱力排氣系統運行后貯箱內的壓力變化過程，包括系統停止運行后貯箱增壓的不同階段。另一方面，除了之前已經討論過的模型預測的氣枕增壓速率略快于實驗測量結果之外，模擬的貯箱降壓速率也略快于實驗測量數據，這是由于該模型并未考慮氣枕的溫度分層情況，得到的氣枕溫度稍高于實際溫度，造成氣枕與主流液體的溫差稍大于實際貯箱內的溫差，使得低溫液體噴射混合的降溫效果更好。

圖5 單次運行周期的實驗和模擬氣枕壓力對比

3.2 飽和狀態下貯箱溫度壓力變化

目前工程應用中，航天器加注的液氫液氧推進劑均為飽和狀態，利用上述仿真模型，針對長期在軌低溫推進飛行器貯箱，進行貯箱氣枕壓力和溫度變化的仿真預測。氫箱氧箱的初始壓力為0.2 MPa，氫箱漏熱為1.6 W/m2，氧箱漏熱量為1.4 W/m2，氫箱氧箱充注率均為95%。當貯箱壓力控制范圍設定為150～250 kPa時，液氫貯箱的熱力學排氣系統運行了18次，液氧貯箱熱力學排氣系統運行了21次，如圖6所示。由于混合運行模式的原理是通過噴射液體冷卻氣枕，使氣體冷凝，從而降低貯箱壓力，而當液體為飽和狀態時，液體吸收氣枕熱量后會汽化，從而使氣枕中的含氣量增大，氣枕壓力反而上升，此時氣液混合并不能降低氣枕壓力，故熱力學排氣系統的混合模式失效，系統從一開始便處于排氣模式運行狀態。在排氣模式運行下，氫箱氧箱的壓力都得到有效控制，且都呈現出初始時間段內運行頻率快，一段時間后運行頻率減慢且逐漸穩定下來的趨勢。這是由于排氣模式下，部分流體被節流成為低溫低壓氣液兩相流體，該流體與主流流體換熱將自身汽化潛熱帶來的冷量輸送到貯箱內部，致使貯箱內氣枕壓力上升速率得以減緩。

圖6 液氫液氧貯箱氣枕壓力變化曲線(飽和狀態)

氫箱氧箱氣枕溫度變化情況如圖7和圖8所示。可以看到，在120 h的時間內，氫箱氧箱的氣枕溫度都得到有效控制，區別在于，氧箱氣枕溫度從98 K逐漸上升至150 K，氫箱氣枕溫度則穩定在22.8～24.1 K之間。其主要原因在于氫氣的熱容大于氧氣的熱容，0.2 MPa時氫氣定容比熱容為6.6 kJ/(kg·K)，而氧氣的定容比熱容僅為0.67 kJ/(kg·K)。此外，對于相同的節流壓力，由于液氫的汽化潛熱大于液氧，故液氫節流產生的冷量大于液氧，對于0.25 MPa的節流前壓力，液氫的節流冷量約為16 kJ/kg，液氧的則僅為7 kJ/kg。故對于相同量級的漏熱熱流，氧箱氣枕的溫度上升更快更高。另一方面，氣枕的初始溫度對于低溫推進劑的最終貯存狀態有較大的影響，初始溫度越高，氣枕壓力上升到壓力帶上限所用的時間越短，TVS啟動運行的頻率也隨之加快，造成低溫推進劑的損失也隨之增多，從而不利于低溫推進劑的長期貯存。

圖7 液氧貯箱氣枕溫度變化曲線(飽和狀態)

圖8 液氫貯箱氣枕溫度變化曲線(飽和狀態)

3.3 不同過冷度下貯箱溫度壓力變化

過冷狀態的推進劑比飽和態具有更高的密度，故在相同容積下具有更大的質量，可以有效減少系統干重，從而提高飛行器性能。此外，過冷狀態的推進劑有利于延長其在軌貯存時間和貯箱壓力控制。為此，分別以液氫(0.2 MPa，20 K；0.2 MPa，16 K)和液氧(0.2 MPa，90 K；0.2 MPa，78 K)為例，進行過冷度對低溫推進劑貯箱熱力學排氣系統控壓特性的影響分析。氫箱氧箱不同過冷度下氣枕壓力變化如圖9和圖10所示。可以看到，液氫20 K和16 K時貯箱熱力學排氣系統都只運行了4次，相比于飽和態時的18次，運行次數減少了77.8%。液氧90 K和78 K時貯箱熱力學排氣系統分別運行了10次和9次，相比于飽和態時的21次，運行次數分別減少了52.3%和57.1%。可見，加注過冷態的推進劑可以大幅減少熱力學排氣系統的運行次數。需要說明的是，由于液體具有較大的過冷度，混合模式運行下氣枕可以充分吸收液體的冷量，達到氣枕降溫降壓的目的，此時的熱力學排氣系統一直處于混合模式運行，即在軌120 h內氫箱氧箱實現了零排放。

圖9 液氫貯箱氣枕壓力變化曲線(過冷狀態)

圖10 液氧貯箱氣枕壓力變化曲線(過冷狀態)

不同過冷度時，熱力學排氣系統的總運行時間也有較大區別，16 K液氫時熱力學排氣系統的運行時間(546 s)相比于20 K液氫(663 s)減少了17.6%。78 K液氧時熱力學排氣系統的運行時間(2 760 s)相比于90 K液氧(16 469 s)減少了83.2%。氧箱熱力學排氣系統運行時間減少幅度更大的原因是液氧的過冷度在原來的基礎上提升了12 K，而氫箱中液氫的過冷度只提升了4 K。可見，提高液體過冷度可以有效減少系統運行時間，降低系統運行占空比，從而降低系統運行故障產生的概率(見表1)。

表1 推進劑不同過冷度下混合運行次數及時間對比

氫箱氧箱的氣枕溫度變化如圖11和圖12所示。不同的過冷度對于液氫箱氣枕溫度的影響較小，僅對系統運行停止后氣枕溫升速率有小幅影響。液氧箱氣枕溫度則受過冷度影響明顯，90 K時氣枕溫度在120 K左右，78 K時氣枕溫度則穩定在100 K左右，其相比于飽和態時的氣枕溫度150 K都明顯降低。大過冷度下氣枕溫度的波動更小(95～100 K)、升溫速率更慢。故從工程應用角度而言，20 K液氫已經可以滿足長期貯存零排放的要求，液氧則需過冷到78 K時才具有更好的長期貯存效果。

圖11 液氫貯箱氣枕溫度變化曲線(過冷狀態)

圖12 液氧貯箱氣枕溫度變化曲線(過冷狀態)

4 結論

針對低溫貯箱和熱力學排氣系統進行了數學建模，獲得了耦合低溫貯箱和熱力學排氣的系統集成仿真模型，并利用液氮工質實驗平臺對模型進行了驗證。進行了不同液體過冷度下熱力學排氣系統對低溫貯箱溫度和壓力的控制特性研究。得到如下結論：

1)相比于飽和態推進劑，采用過冷態推進劑時，推進劑貯箱熱力學排氣系統始終處于混合模式運行，在貯箱壓力得到有效控制的同時實現了低溫貯箱在軌5天零排放。

2)采用過冷態推進劑時，推進劑貯箱熱力學排氣系統運行次數大幅減小。液氫20 K和16 K時貯箱熱力學排氣系統運行4次，相比于飽和態時的18次，運行次數減少了77.8%。液氧90 K和78 K時貯箱熱力學排氣系統分別運行了10次和9次，相比于飽和態時的21次，運行次數分別減少了52.3%和57.1%。

3)過冷度越大，貯箱的排氣次數越少，熱力學排氣系統運行總時間越短。16 K液氫時熱力學排氣系統的運行時間(546 s)相比于20 K液氫(663 s)減少了17.6%。78 K液氧時熱力學排氣系統的運行時間(2 760 s)相比于90 K液氧(16 469 s)減少了83.2%。