大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统研制

张良俊，吴静怡，黄永华，徐世超，刘祎石，徐 烈

（1. 上海交通大学 制冷与低温工程研究所，上海 200240；2. 上海宇航系统工程研究所 上海市空间飞行器机构重点实验室，上海 201108）

大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统研制

张良俊1，2，吴静怡1，黄永华1，徐世超2，刘祎石2，徐 烈1

（1. 上海交通大学 制冷与低温工程研究所，上海 200240；2. 上海宇航系统工程研究所 上海市空间飞行器机构重点实验室，上海 201108）

为各类大型空间展开机构地面可靠性验证试验提供高低温环境，研制了一种常压高低温环境模拟试验系统。该系统的保温箱体结构采用内、外框架的结构形式，内、外框架之间的连接采用绝热玻璃纤维增强复合塑料杆，其目的是：在进行大温差高低温交变环境试验时，有助于结构的热边界条件稳定；合理的气流组织布局设计有助于内部高低温环境的快速建立，使温度分布更加均匀；冷热源供给系统可稳定地提供高低温环境建立所需冷量及热量；干燥氮气置换系统可实现高低温环境下的超低露点温度；基于PLC的测控系统对试验系统进行高精度测量及控制。试验表明，此大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统能满足型号产品试验过程中对温度范围、变温速率、温度场均匀性及露点温度的要求。

空间展开机构；温度环境模拟；气流组织；露点温度；试验验证

0 引言

大型太阳电池阵的展开机构、大型可展开天线的展开机构及有效载荷的支撑展开机构等已成为各国竞相发展的热点［1-10］。国际空间站大面积太阳电池阵、美国侦察卫星口径大于100m可展开天线、美国ISAT计划3m×300m平面薄膜天线、日本工程试验卫星ETS-VII上19.2m×16.7m大型构架式展开天线、美国新型Astro Mesh网丝编织天线等，皆使用了大型空间展开机构。由于大型空间展开机构结构复杂、尺寸较大、活动部件及运动副数目多，其在苛刻的空间环境中的展开可靠性非常关键。

针对大型空间展开机构的展开可靠性验证，美国、俄罗斯、日本及欧洲多国都建立了大型的空间环境模拟试验设备［11-14］。我国虽拥有 KM6［15］、KM7［16］以及在建的KM8等空间环境模拟设备，可进行舱段级及整星级真空热试验，然而，对于体积庞大的大型空间展开机构，这些试验设备无法支持展开试验，若要建造足够大的综合性空间环境模拟器，则试验成本很高［17］。目前常压热试验技术可以满足展开机构空间热适应性及可靠性的考核和验收要求，且在成本、研制进度方面具有很大的优势［18］。因此，为满足大型空间展开机构在高低温及微重力环境下展开锁定功能可靠性验证、材料及结构热适应性考核、高精度型面平面度测试等需求，需研制一套超大空间、超低露点温度、大温差变化且具有微重力模拟悬吊装置的常压环境的试验系统。

1 系统功能及原理

常压高低温环境模拟试验系统主要功能是给大型空间展开机构的展开可靠性验证试验提供所需的温度环境，为此需要对试验系统进行合理的热设计，包括温度的快速变化、温度分布均匀性、温度测控以及保温绝热等。

常温条件下，将大型空间展开机构收拢悬吊在长滑轨上，精密调整展开机构姿态及展开轨道参数后，进行手动展开调试；在相关技术参数确定及手动展开操作自如后，关闭试验箱体大门进行高低温条件下的展开试验。通过干燥氮气置换系统，利用高纯干燥氮气置换密闭箱体内的湿空气，以实现超低露点温度的要求。

高温试验时，试验系统为闭环控制，通过环境温度测点反馈及电加热器输出功率控制实现升温速率及目标温度值的控制。低温试验时，试验系统为开环控制，通过环境温度测点反馈及液氮输入量调节和电加热器微调实现降温速率及目标温度值的控制。测控系统可实时测量采集并根据反馈信号对管路阀门、电加热器等实施控制。被收拢的大型空间展开机构在高温或低温环境中保温足够长时间后，展开机构解锁并使之沿悬吊长滑轨方向展开，完成高低温微重力模拟环境下的展开试验验证。

2 试验系统方案设计

大型空间展开机构常压高低温环境模拟试验系统原理如图1所示，该系统主要由箱体结构及保温、气流组织子系统、冷热源发生子系统、干燥氮气置换子系统和测控子系统等组成。

图1　大型空间展开机构高低温环境模拟试验系统图Fig. 1 Schematic diagram of thermal environment simulation system for large space deployable mechanism testing

2.1箱体结构及其保温能力

要为大型空间展开机构提供30m×6m×8m（局部高12.5m）净空间、-120～170℃的温度范围及微重力悬吊支撑，箱体结构及其保温能力的设计是关键。通过对结构的力学强度特性及热-力学耦合响应特性的研究，箱体采用内舱体、外框架结构方案，如图2所示。箱体结构的局部剖面如图3所示。

图2　内舱体与外框架一体化三维模型Fig. 2 3-D model that combines the inner cabinet and the outer frame

图3　箱体结构剖面示意图Fig. 3 Schematic diagram of cabinet structure section

对箱体结构的力学强度和热-力学耦合所引起的热应力及热变形进行了分析，在结构设计时对热变形进行了充分补偿，以确保在高低温交变条件下结构能自由伸缩。

图4　保温材料热阻耦合模型Fig. 4 Thermal resistance coupling model of thermal insulation materials

图5　箱体复合绝热结构Fig. 5 Schematic diagram of composite thermal insulation structure of the cabinet

2.2气流组织子系统

气流组织子系统包括风道、孔板、气体散流器、根据箱体内部-120～170℃交变温度特性，形成2种材料串并联及热阻耦合模型（图4），并以玻璃棉/聚氨酯交界结合点的温度（T结合点）低于聚氨酯安全温度80℃为约束条件，以热阻最大化和厚度最小化为双目标函数，确定箱体结构：从内向外分别由不锈钢的瓦楞板与框架、超细玻璃棉保温层、聚氨酯库板、外框架等结构组成，如图5所示。静压室、气流驱动装置、气流管路和调节阀等。由于本试验系统温度范围广，为保证循环风机大温差运行下的可靠性和长寿命，采用2台分别适用低温工况和高温工况的扬程高、气密性好的冷、热离心风机作为气流驱动及循环动力装置。在研究混合对流传热机理的基础上，对基于最佳温度分布均匀性的系统参数进行了优化，确定了试验箱体底部和顶部为气体散流器、静压室和孔板的气流组织结构形式。系统制冷时采用上送下回、制热时采用下送上回的送风方式，将气体通过管路系统及气体散流器输送至静压室，气流在静压室内实现动压向静压的转换，最后经均布多孔散流板进入试验空间，可满足大型空间展开机构±3℃温度均匀性的模拟试验需求（高温超过100℃时，温度均匀性≤±5℃）。

2.3冷热源发生子系统

冷热源发生子系统主要包括液氮储罐、液氮气液换热器、电加热器及管路阀门等，该子系统为整个试验系统提供-120～170℃温度环境所需的热量及冷量，由4个20m3/0.8MPa立式低温液氮储罐构成。采用高效多孔型翅片的板翅式气液换热器进行液氮与回风氮气的热量交换，最大限度地实现了液氮潜热和显热的利用，可有效节省液氮的消耗。箱体的循环回风进入气液换热器气相入口，与来自液氮储罐的液氮经过充分换热后，使循环回风的温度降低至液氮温度，液氮吸收回风热量后汽化成仍处于液氮温区的过热氮气，气、液相通道出口的 2路低温氮气汇合后经过电加热及循环管路被输送至箱体。板翅式换热器主要技术参数见表1。采用管道式电加热器为系统提供热源。电加热器主要技术参数见表2。

表1　板翅式气液热交换器主要技术参数Table1 Main technical parameters of plate-fin heat exchanger

表2　电加热器主要技术参数Table 2 Main technical parameters of the electric heater

2.4干燥氮气置换子系统

干燥氮气置换子系统除了利用冷热源发生子系统的液氮储罐和电加热器，还包括1个汽化能力为12000Nm3/h的水浴汽化器、1个20m3/0.8MPa储气罐及1个气动减压阀。通过研究常压高低温环境模拟试验系统中的气体置换与热湿传递机理，建立箱体气体置换与热湿传递数学模型，并数值模拟其传热和传质相互耦合过程，在此基础上，确定了不同目标露点温度下的置换氮气风量与露点温度动态变化量。干燥氮气置换前，箱体、电加热器及循环管路闭式自循环加热，经过充分烘烤并保温一段时间后，使保温材料内残存或附着在内壁表面及管道内表面上的水分充分释放并去除；从液氮储罐出来的低温液氮，经过水浴汽化器汽化成常温高纯干燥氮气后进入稳压罐；随后通过减压阀，进入电加热器升温至高于环境温度后从箱体底部进入室内，氮气采用下进上出的方式将舱内湿空气从顶部排出；通过优化调节进入箱体的置换氮气流量，逐步、快速实现所要求的露点温度。图6为干燥氮气置换子系统外观。

图6　干燥氮气发生子系统实景照Fig. 6 Photo of the dry nitrogen feeding system

2.5测控子系统

测控子系统主要由可编程控制器（PLC）、数字电压表、传感器、监控计算机（IPC）及控制柜等组成，如图7所示。测控子系统工作流程如图8所示。PLC与计算机之间通过RS-485/422串行接口实现数据的传送和通信。控制软件由Win-XP、板卡驱动及由LabVIEW虚拟软件开发的核心程序组成。PLC作为主控机，采用工业控制机实施对试验系统的监督与管理。为了提高试验系统的测量精度，同时采用PLC以及数字电压表进行测量：对于与试验系统压力和温度控制有关的参数，采用PLC进行测量，并实施有效的反馈与预测控制；试验系统的压力、温度等参数采用数据采集卡进行测量，保证各个参数的测量精度。

图7　测控子系统构成Fig. 7 Schematic diagram of measurement and control system

图8　测控子系统工作流程Fig. 8 Flow chart of the measurement and control system

3 系统试验验证

为了验证试验系统，对其主要技术指标进行试验分析。根据JJF 101—2003《环境试验设备温度、湿度校准规范》中对测量点位置和数量的要求，在净高8m的箱体内安装了15个A级精度的四线式Pt100温度传感器、1个压差传感器和1个露点温度传感器，各传感器在箱体内的位置见图9。

图9　传感器在箱体内的位置示意图Fig. 9 Sensor distribution inside the chamber

图10为 170℃高温的模拟过程曲线，系统以2.18℃/min的平均升温速率由室温 22℃升温至170℃，升温阶段最大升温速率为3.76℃/min。达到170℃后，系统经短暂调整后进入高温保持阶段，随着保温时间的延长，温度趋于均匀（±3.8℃以内）。

图10 170℃高温模拟过程曲线Fig. 10 Experimental simulation curve of the temperature 170℃ inside the chamber

图11为170℃高温模拟过程中箱体内压力变化情况，最大压力比大气压高 13.7Pa。高温保持阶段，箱体内部与外部环境压力差保持在8～12Pa之间。保温结束后电加热器关闭，箱体内温度迅速回落，压力也随之有短暂较大波动。

图11 170℃高温模拟过程中箱体内压力随时间变化曲线Fig. 11 Experimental variation of pressure inside the chamber vs time at the temperature of 170℃

图12为在空气置换过程中，箱体内露点温度随时间变化情况。从图中可以看出，自第840s 时刻起干燥氮气开始进入箱体，露点温度随时间不断下降，在经过2520s的干燥氮气置换后，箱体内环境的露点温度为-54.1℃。

图12 干燥氮气置换过程中箱体内露点温度随时间变化曲线Fig. 12 Experimental variation of dew point temperature inside the chamber during nitrogen replacement

图13为-120℃低温的模拟过程曲线，试验系统以3.04℃/min的平均降温速率由36.5℃降温至-120℃，降温阶段最大降温速率达8.56℃/min。达到-120℃温度后，系统经短暂调整后进入低温保持阶段，随着保温时间的延长，温度趋于均匀（在±2.7℃以内）。

图13 -120℃低温环境模拟曲线Fig. 13 Experimental variation of temperature inside the chamber during low temperature test of -120℃

图14为-120℃低温模拟过程中箱体内压力变化情况，即箱体内压力始终保持正压，最大压力差为173.5Pa。保温阶段系统热负荷逐渐减小，液氮消耗量也随之减少，箱体内压力比室外压力高40Pa左右。保温结束后，停止供给液氮，系统压力迅速下降。

图14　-120℃低温模拟过程中箱体内压力随时间变化曲线Fig. 14 Experimental variation of pressure inside the chamber during the test at the low temperature of -120℃

通过高温、置换及低温试验验证初步可以看出，本试验系统设计合理，能实现型号产品的高低温试验环境，试验过程中温度范围、温度均匀性、露点温度及压力控制均满足要求。

本试验系统主要性能技术指标见表3。

表3　系统主要技术参数Table 3 Main technical parameters of the test system

4 结束语

在我国探月工程二期、空间站及高分辨率对地观测系统等航天重大工程研制保障条件及上海市科学技术委员会资助项目的资助下，研制了大型常压高低温环境模拟试验系统，可用于各类大型空间展开机构地面可靠性验证试验。经试验验证，该大型常压高低温环境模拟试验系统能满足型号产品试验过程中各项指标要求。

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（编辑：冯露漪）

Design and experiment of an innovative simulation system for thermal environment with normal atmosphere pressure used for large-scale space deployable mechanism testing

ZHANG Liangjun1，2， WU Jingyi1， HUANG Yonghua1， XU Shichao2， LIU Yishi2， XU Lie1
（1. Institute of Refrigeration and Cryogenics， Shanghai Jiao Tong University， Shanghai 200240， China；2. Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanism， Aerospace System Engineering Shanghai，Shanghai 201108， China）

An innovative Thermal Environmental Simulation System （TESS） of reliability demonstration for testing large-scale space deployable mechanisms is developed and investigated experimentally. While maintaining the stable thermal boundary conditions， the TESS’s insulation chamber structure can adapt to a large temperature difference between the high and the low temperature environments， with two independent inner and outer frameworks connected by insulating glass fiber reinforced plastics in key nodes. A reasonable airflow distribution design ensures an excellent temperature uniformity of high and low temperature environments. The stable heat and cold source supply system can provide enough energy to achieve the target thermal environment. The dry nitrogen replacement system is established to obtain an ultra-low dew point temperature. The measurement and control system based on the PLC is adopted. Experimental results show that the temperature range， the temperature change rate， the temperature uniformity and the dew point of the TESS can meet the testing requirements totally and admirably.

space deployable mechanism； thermal environment simulation； airflow distribution； dew point temperature； experiment validation

TP273； V416.5

B

1673-1379（2016）04-0428-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.04.016

2016-02-24；

2016-08-09

国家重大科技专项载人航天、探月工程及高分研制保障条件统筹建设项目；上海市科学技术委员会资助项目（编号：06dz22105）。

张良俊（1980—），男，博士研究生，高级工程师，主要从事空间环境与可靠性试验及试验模拟技术研究；E-mail:liangjunzh@126.com。指导教师：吴静怡（1963—），女，教授，博士生导师，主要从事制冷系统环境控制及能源优化利用研究；E-mail:jywu@sjtu.edu.cn。