航天器動力管路熱控設計與試驗研究

王領華，張 皓，王 騫，呂建偉，吳 勇，趙允寧，劉 辰

（1.中國運載火箭技術研究院，北京 100076； 2.北京衛環境工程研究所，北京 100094；3.首都航天機械有限公司，北京 100076）

0 引言

動力系統是航天器的關鍵系統，決定著飛行任務的成敗。因此，作為動力系統重要部件的管路在嚴酷的空間環境下應具有高可靠性，而其可靠性除了取決于管路的冗余設計之外，對溫度的變化也非常敏感。一方面，大部分動力管路內充滿推進劑，對溫度要求較嚴苛——溫度過高會使推進劑蒸發，易產生管路爆裂等問題；溫度過低會使推進劑凝結，影響發動機正常工作。另一方面，動力管路遍布航天器各個部位，受不同空間外熱流、飛行器自身遮擋和內熱源影響，管路附近結構的溫度差異較大且不斷變化，從而影響動力管路溫度的穩定性，且不同管路（氣路或液路）的溫度指標也不同。同時，航天器長期在軌運行所面臨的空間環境具有真空、冷黑及外熱流復雜等特點，給動力管路熱控設計帶來一定挑戰。因此，動力管路熱控設計是航天器熱控系統中的重點和難點，開展相關技術研究具有重要的工程意義[1]。

目前，國內外對航天器熱控系統的研究主要針對發動機[2-6]，而對動力管路熱控的研究報道較少。本文以某航天器動力管路為研究對象，參考發動機頭部控溫方法，結合管路外部環境條件，提出熱控設計方案，并采用仿真計算和試驗2 種方法對熱控方案進行驗證。

1 研究對象

本文研究的某航天器動力管路主要作為推進劑燃料的輸送通道，推進劑為雙組元（一甲基肼和綠色四氧化二氮）。為確保推進劑安全，管路溫度指標要求為-5～50 ℃。管路安裝布局在航天器內部的±Z兩側，受曬程度不同，+Z側幾乎長期受曬，-Z側僅短時受曬；管路通過支架與結構進行連接、固定，如圖1 所示，±Z兩側管路各采用5 個安裝支架，管路長度分別為3.7 m 和4.5 m，管路外徑為6 mm。航天器運行在600 km 高度的圓軌道上，太陽與軌道面夾角的變化范圍為0°～73°；航天器在軌姿態多變，±Z兩側接收到的空間外熱流差異大。

圖1 航天器動力管路布局示意Fig.1 Layout of spacecraft propulsion pipelines

2 動力管路熱控設計

2.1 設計原則

動力管路的熱控設計可以參照航天器艙內設備的熱控并結合管路布局和熱環境特點開展。根據在軌任務需求以及動力管路所要經受的外部熱載荷狀況，采用各種熱控制措施來組織動力管路和航天器艙內結構的熱交換過程，保證在整個任務運行期間管路的溫度水平維持在規定范圍之內，并且滿足高可靠性和低功耗等要求[7]。

動力管路熱控設計的主要原則如下：

1）采用成熟、可靠、有效的熱控技術，遵循航天器和熱控研制的各項規范和標準，以保證熱控設計的高可靠；

2）以被動熱控（熱控涂層、隔熱和導熱材料等）為主，必要時輔以電加熱等主動熱控措施；

3）充分利用航天器的資源，考慮設計余量，特別是供電和測控溫資源，提高熱控的調節能力，增強動力管路的環境適應性；

4）加強熱分析計算，充分發揮其在熱控研制中的作用，提高熱控設計水平；

5）優先采用具有可維修性和更換能力的熱控構件，并使熱控分系統的質量和功耗盡量小。

2.2 設計方案

本文的動力管路熱控設計采用“被動熱控為主，主動熱控為輔”的思路，并通過加熱回路精細化、分區化設計，實現動力管路高精度控溫，滿足溫度指標要求。具體方案如下：

航天器內部結構受姿態、軌道參數等影響，溫度波動較大。為減小艙內結構對動力管路溫度的影響，動力管路外表面全部包覆多層隔熱組件。所選多層隔熱組件為15 單元，每單元由一層薄膜和一層滌綸網相互間隔而成，多層最外層采用18～25 μm厚雙面鍍鋁聚酯膜。動力管路采用隔熱性能優異的尼龍支架安裝，對于無法采用尼龍支架的部位采用金屬支架+聚酰亞胺隔熱墊實現隔熱設計。

由于動力管路本身不發熱，單純通過上述被動熱控措施并不能將管路溫度控制在所要求的范圍內，所以還需要通過采取主動熱控措施來控制其溫度水平。動力管路大都采用鈦合金材質，導熱率低，管路溫差大；且管路布置在航天器±Z兩側，環境溫度條件差異較大。為了更好滿足動力管路控溫要求、減小管路溫差，采用±Z兩側管路分別控溫的設計思路。兩側管路均設置主、備2 路加熱回路，將加熱絲均勻纏繞在管路外表面；每條管路上設置2 個溫度傳感器，取其溫度平均值進行加熱回路開關控制，主份加熱回路控溫閾值為[10, 12]，備份加熱回路控溫閾值為[5, 15]。加熱回路及測溫點布局參見圖2，+Z側控溫區域為虛線框內管路，剩余部分為-Z側控溫區域；控溫點1 和控溫點2 對應+Z側管路，控溫點3 和控溫點4 對應-Z側管路。

圖2 動力管路主動加熱設計示意Fig.2 Active thermal design of propulsion pipelines

3 動力管路的換熱模型

建立航天器艙內動力管路的換熱模型如圖3所示，管路與周圍結構間的換熱包括輻射換熱qr和傳導換熱qc。假定主動加熱功率為qh，則管路熱平衡方程為qh-qc-qr=ρc(?T/?τ)。因為動力管路周圍的結構或設備溫度是不斷變化的，所以管路熱平衡是一個動態平衡的過程。

圖3 動力管路換熱關系示意Fig.3 Heat transfer relations of propulsion pipelines

3.1 輻射換熱模型

動力管路熱控設計中的輻射換熱主要由多層隔熱組件層間輻射換熱、多層外表面與周圍結構或設備間輻射換熱2 部分構成。多層隔熱組件層間輻射換熱量為

式中：σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；S為多層等效輻射面積；T1為多層最內層溫度；T2為多層最外層溫度；n為多層單元數；ε為多層各層表面的發射率。

多層外表面與周圍結構或設備間輻射換熱量為

式中：Tw為管路周圍結構及設備等效溫度；εm為多層最外層表面的發射率；εw為管路周圍結構及設備的等效發射率。

3.2 熱傳導模型

動力管路與安裝結構之間的熱傳導按第一類邊界條件處理。隨著航天器在軌運行姿態和軌道參數的變化，艙內動力管路安裝結構的溫度也不斷變化。動力管路與冷結構支架間的熱阻包括接觸熱阻和傳導熱阻2 部分。接觸熱阻為

式中：K為接觸傳熱系數，干接觸傳熱系數取值范圍為50～300 W/(m2·℃)；A1為接觸面積，m2。

傳導熱阻為

式中：δ為結構厚度，該處指安裝支架高度，m；A2為安裝支架截面積，m2；λ為安裝支架材料的導熱率，W/(m·K)。

則，動力管路與安裝結構之間的導熱量為

式中，Tb為動力管路壁面溫度，℃，可視為與多層最內層溫度T1相等。

根據上述動力管路換熱模型，通過仿真計算獲得管路周圍安裝結構的溫度Tw，并考慮20%加熱功率余量，即可求得+Z側和-Z側管路的加熱功率分別為4.6 W 和5.6 W，具體計算過程不再贅述。

4 熱分析與試驗驗證

為了評估本文航天器動力管路熱控方案設計的合理性，采用仿真分析和地面試驗2 種手段對極端工況進行驗證[8]。

4.1 仿真分析

航天器動力管路為無源部件，應重點關注低溫情況。本文使用熱分析軟件Thermal Desktop 求解熱網絡模型，航天器動力管路安裝的結構采用殼單元，在軟件中按實際軌道參數和姿態參數賦值，自動獲取各部位溫度變化。其中，動力管路熱分析模型見圖4 所示。

圖4 動力管路熱分析模型Fig.4 Thermal analysis model of propulsion pipelines

為準確評估熱控方案的合理性，計算時主要選取2 種典型工況，太陽常數均按最小值1309 W/m2取值，太陽與軌道面夾角β分別取0°和73°，采用瞬態計算方法獲得航天器動力管路各個監控點的溫度變化曲線，如圖5 所示。可以看到：1）β取0°時，管路附近結構的接收外熱流較小，溫度較低，導致管路溫度偏低，+Z側管路溫度最低為8.2 ℃，仍能滿足熱控指標要求；經統計，主份加熱回路占空比為28%，備份加熱回路占空比為0。2）β取73°時，+Z側結構受曬，溫度較高；-Z側結構不受曬，溫度較低，因此，+Z側管路溫度最低為15.3 ℃，加熱回路未啟用，即主、備加熱回路占空比均為0；-Z側管路溫度最低為9.4 ℃，主份加熱回路正常工作，占空比為32%，管路溫度滿足熱控指標要求。

圖5 不同β 角條件下動力管路溫度變化曲線Fig.5 Temperature variation curves of propulsion pipelines at different β angles

4.2 試驗驗證

動力管路安裝支架及多層隔熱組件的漏熱量與實際實施過程密切相關，仿真分析難以準確模擬，計算結果可能與動力管路在軌運行時的實際溫度有差異，為進一步驗證動力管路熱控設計的正確性，需開展熱平衡試驗驗證。

考慮到動力管路與航天器結構換熱存在緊耦合，通過局部試驗難以準確模擬動力管路周圍的邊界溫度，該驗證試驗在KM8 真空罐內隨整器進行，熱沉溫度低于100 K，容器內壓力低于1.3×10-3Pa。試驗中采用紅外籠對航天器表面外熱流進行模擬，動力管路表面同時粘貼了熱敏電阻和熱電偶，實現對管路溫度的監測。圖6 為熱平衡試驗中動力管路溫度變化曲線，表1 為動態平衡后仿真計算結果與試驗結果對比。由圖表結果可知，試驗中管路溫度保持在9.3 ℃以上，滿足管路溫度指標要求；試驗和仿真中加熱回路均為主份回路工作，占空比不低于25%，備份回路未啟用，滿足20%加熱功率設計余量的原則。

表1 動態平衡后試驗結果與仿真結果對比Table 1 Results comparison between thermal balance test and simulation

圖6 熱平衡試驗中動力管路溫度變化曲線Fig.6 Temperature variation curves of propulsion pipelines in thermal balance test

4.3 小結

綜上，利用仿真和試驗方法對動力管路熱控設計進行了驗證，結果顯示：仿真分析中管路漏熱取值較小，加熱回路啟動時管路溫度存在一定過沖；試驗與仿真結果吻合較好，均表明動力管路所采用的加熱回路能夠滿足控溫需求，可確保管路溫度在極端低溫工況條件下不低于為8.2 ℃，均達到熱控指標的要求，且僅主份加熱回路啟動工作。這說明本文所采取的熱控設計方案是合理可行的。

5 結束語

本文以航天器的燃料管路為控溫對象，熱控設計的主要策略為以被動熱控措施為主，輔以電加熱主動熱控。具體措施包括：

1）通過管路支架與結構連接處增加隔熱墊、與管路連接采用硅膠墊等措施來減小管路與周圍結構間的傳導換熱；通過管路外部包覆多層隔熱組件、周圍結構實施低發射率涂層或面膜等措施來減小管路與周圍結構間的輻射換熱。

2）結合航天器±Z兩側不同的環境條件，在電加熱回路設計中采用分區控溫方法進行熱補償并使溫度分布趨于均勻。仿真和試驗結果表明，管路溫度均勻，控溫效果良好。

3）動力管路周圍結構形式多樣，處于復雜的熱環境中，電加熱器功率設計時應重點考慮沿管路長度的輻射漏熱和管路支架處的傳導漏熱，并留有20%的設計余量。

本文所探討的針對航天器動力管路的熱控設計、熱分析和試驗工作在國內的研究還較少，對類似的動力管路的熱控設計有一定的參考和借鑒價值，有助于航天器動力系統熱控工作的順利開展。