低温推进剂贮箱绝热性能实验研究

郑建朋，崔　晨，陈六彪，郭　嘉，周　远，王俊杰

（1.中国科学院理化技术研究所 低温工程学重点实验室，北京　100190；2.中国科学院大学，北京　100049）

低温推进剂贮箱绝热性能实验研究

郑建朋1，2，崔晨1，陈六彪1，2，郭嘉1，周远1，王俊杰1

（1.中国科学院理化技术研究所 低温工程学重点实验室，北京100190；2.中国科学院大学，北京100049）

针对低温推进剂长时间在轨贮存的要求，搭建了绝热系统地面验证测试装置。本测试装置通过维持高真空及恒壁面温度条件，可以较好地模拟在轨条件；通过贮箱颈管处设置的温度补偿器，有效的屏蔽掉颈管导热漏热。测试装置可实时监测系统中的真空度及壁面温度变化，可对贮箱蒸发排出气体流量和绝热系统不同位置的温度分布进行测量。针对10 mm硬质聚氨酯泡沫和30层多层绝热的复合绝热系统，在真空度2×10-3Pa，冷热壁面温度分别为96 K和313 K条件下，测得液氮日蒸发率为0.210%，折算液氧日蒸发率为0.156%。

低温推进剂；在轨贮存；低温绝热；地面验证

0　引言

随着我国深空探测事业的发展，对低温推进剂的长时间在轨贮存提出了迫切的需求。应用于液氧/液氢在轨贮存的绝热技术可以分为两类，一类是被动绝热技术如多层绝热（MLI）、喷涂泡沫绝热（SOFI）、蒸气冷屏绝热（VCS）和被动轨道阻断技术（PODS）等；另一类为主动绝热技术，采用低温制冷机与推进剂贮箱连接，直接将环境漏热泵送出去。其中，被动绝热技术为主动绝热技术的基础和前提[1]。针对低温推进剂长时间在轨贮存的要求，搭建了绝热系统地面验证测试装置，可模拟在轨条件，对不同绝热方案的热力学性能进行测试。

1　在轨贮存特点

对于低温推进剂在轨贮存所处的空间环境，地面模拟实验中需要模拟的主要有温度、压力等物理参数。对于压力，低轨道航天器所处的真空一般在1×10-3Pa以下，实验时维持的真空要确保可以忽略掉传导漏热和对流漏热。对于温度，空间环境温度为3～4 K，还有太阳和地球的辐射、地球的反照以及航天器不同部分间的换热，低温推进剂贮存的实验中确保模拟环境温度恒定[2]。在轨贮存处于微重力条件下，贮箱内液体表面张力及壁面附着力导致气液分解界面位置难以确定。贮箱向阳面和背阳面温差较大，造成温度不均匀，进而产生热分层现象[3]。

2　测试装置介绍

测试装置可以模拟低温推进剂在轨贮存时的高真空和恒壁温条件，实现在设定真空度和环境温度条件下对不同工艺的绝热系统的总体绝热性能的测试。通过对贮箱内液氮蒸发量进行测量，求得贮箱的总漏热量。同时，对绝热系统中不同位置的温度分布进行测量。测试装置的示意图如图1所示，实验装置可分为贮箱及压力控制单元、环境模拟装置、温度补偿单元和测量单元等四大模块。在实验中，采用液氮作为模拟实验工质[4]。

图1　测试装置流程示意图

2.1贮箱及压力控制单元

贮箱为铝制材质、椭球形、容积约为55 L、表面积约为0.7 m2。贮箱通过颈管吊装在真空舱内，颈管处同时完成模拟工质液氮的加注及蒸发氮气的流出。为模拟低温推进剂在轨时的高压贮存状态，在贮箱出口管路上设置背压阀，可以使贮箱内压力稳定在0.1～1 MPa之间的设定值，从而测试推进剂在不同压力下的漏热量。液氮在不同饱和压力下的饱和温度不同，随着压力的升高，液氮的饱和温度不断升高，如表1所列，数据来源：NISTREFPROP。

2.2环境模拟装置

环境模拟装置主要包括真空舱、水冷机组和真空机组。真空舱可实现对贮箱的支撑固定，维持实验所需的高真空和恒壁温条件。环境模拟装置中配备1台真空机组，其中分子泵的极限真空度可达3×10-5Pa。真空舱顶部通过一针阀和高压氮气瓶连接，在抽真空过程中可对真空舱进行置换气，从而使真空舱内极限真空度低至7.7×10-5Pa。通过真空机组和氮气置换的配合，可使真空舱内真空度维持在设定值。

表1　液氮在不同饱和压力下的饱和温度

真空舱壁面夹层与水冷机组连接，以水作为冷却/加热工质时，可以实现10～50℃之间的恒温控制。对水冷机组的控温效果进行了实验：设定温度为20/30/40℃时，真空舱壁面不同位置的温度差异小于0.1℃，24 h内同一位置测得温度波动小于0.3℃。

2.3温度补偿单元

系统中设置液氮罐，其作用主要有两点，其一是往贮箱内加注模拟实验工质—液氮；其二是为吊装颈管处的温度补偿器提供低温工质。在贮箱颈管处设置一温度补偿器，使颈管处控温点的温度随贮箱壁面温度变化，可以有效屏蔽掉通过颈管的导热漏热。

温度补偿器的入口管路同液氮罐密封连接，其出口管路上设置电磁阀。取温度补偿器与贮箱连接颈管上部测温点的温度进行控制，利用温控器控制温度补偿器出口电磁阀的开闭。其工作过程为：当测得温度低于设定温度时，电磁阀开启，液氮自液氮罐流入温度补偿器并使其降温；当测得温度低于设定温度时，电磁阀关闭，液氮停止流入温度补偿器，则温度补偿器自外吸热温度升高，至温度高于设定温度后，电磁阀再次开启，如此循环。由此实现整个温度补偿器的恒温控制。

2.4测量单元

测试装置可实时监测系统中的真空度及壁面温度变化，可对贮箱蒸发排出气体流量和绝热系统不同位置的温度分布进行测量。贮箱出口管路上设置气体质量流量计，与流量积算仪连接，以测量贮箱内蒸发气体的瞬时流量和累积流量；真空舱上设置电阻规和电离规，以测量真空舱内真空度变化；在贮箱的绝热系统中不同位置布设PT100温度计，与温度巡检仪连接，以测量绝热系统中温度分布；在背压阀前后分别设置压力表，以测量贮箱内压力及气体通过背压阀后的压降。测量单元中主要仪器参数如表2所列，其中温度巡检仪和流量积算仪的软件可实时显示并自动记录实验数值，操作界面如图2所示。

表2　测量单元主要仪器参数

图2　测量单元软件显示界面

3　实验结果及分析

贮箱的绝热系统采用喷涂泡沫绝热（SOFI）和多层绝热（MLI）相结合，其中喷涂泡沫为硬质聚氨酯泡沫材料；多层绝热中防辐射层采用镀铝聚酯膜，隔热层采用绝热纸。实验所采用硬质聚氨酯泡沫闭孔率为98%，其室温下导热系数为0.025 W/（m·K），77 K时导热系数为0.016 W/（m·K），总厚度为10 mm。多层绝热中采用一层镀铝聚酯膜和两层隔热纸交替布置的方式，共30组。贮箱的复合绝热系统及漏热示意图如图3所示。

图3　贮箱的复合绝热系统及漏热示意图

在高真空、恒壁温条件下，对贮箱绝热系统的绝热性能进行测试。贮箱内液氮压力维持在0.6 MPa，此时液氮的饱和温度为96.38 K，即为冷边界温度。待绝热层各层温度波动较小，幅度低于0.5 K/ 24 h时，则认为绝热系统达到了热力学稳态。连续对贮箱蒸发量测量24 h，通过获得的贮箱蒸发气体的流量，则可以计算得出贮箱的实际漏热量。实验中测得的物理量包括贮箱内压力，绝热层层间不同位置的温度，贮箱蒸发的氮气流量等。

在真空度2×10-3Pa，环境温度313 K条件下，测得了贮箱内压力为0.6 MPa时的氮气蒸发流量，由此求得贮箱漏热量、绝热材料的表观导热系数和贮箱日蒸发率。通过表观导热系数法计算，得到贮存液氧时的对应日蒸发量，如表3所列。分析实验和数据，稳态后液氮日蒸发率为0.210%，由此算得的多层绝热层表观导热系数为3.664×10-5W/（m·K），折算液氧日蒸发率为0.156%[5]。表3中同时给出了贮箱漏热量的理论计算值，采用文献[6]中的表观导热系数法，求得漏热量的理论值为0.239 9 W，比实际测得值多约10%。分析其原因可能是理论计算时绝热材料物性参数选取值比较保守。

表3　贮箱压力0.6 MPa时的实验结果与理论值比较

在实验中，分别在泡沫层壁面（0层）、多层绝热层第5、10、15、20、25和30层（均为从内向外数）布置了PT100温度计，每层分上、中、下三点布置。由于高真空条件下多层绝热层的导热系数远小于泡沫层，则泡沫层的热阻及两侧温差可忽略。利用逐层计算模型（layer by layermodel）[7]，求得的多层绝热层间温度分布和实际测得温度对比，如图4所示。通过对比，多层绝热层间实测温度比计算值偏低，一个可能的原因是实验过程中多层绝热层层间的实际真空度比计算值更差。

图4　MLI层间不同位置温度测得值与理论值比较图

贮箱绝热层传热达到稳态后，多层绝热层不同层数各测温点测得温度如表4所示。值得注意的是，MLI的同层不同位置存在明显的温度差异，即多向传热现象，其中以第20层测得温度差最大。从竖直方向温度分布来看，同一层测得温度呈现自上往下递增的趋势。分析其原因主要有两点：一是贮箱出口颈管温度较低，冷量自颈管处沿平行于防辐射层的方向传导至贮箱中下部；二是相邻防辐射层之间的缝隙可能成为一个平行于绝热层方向的辐射通道，辐射波在其中反射衰减导致温度分布差异。

表4　稳态时多层绝热层各层温度分布

4　结论

本测试装置通过维持高真空及恒壁温条件，可以较好的模拟在轨条件，通过设置贮箱颈管处的温度补偿器，可以有效的屏蔽掉颈管的导热漏热。经过初步实验，证明了本测试装置可对低温推进剂贮箱绝热系统在不同工况下的热力学性能进行测试。针对10 mm硬质聚氨酯泡沫和30层多层绝热的复合绝热系统，在真空度2×10-3Pa，冷热壁面温度分别为96 K和313 K条件下，测得液氮日蒸发率为0.210%，折算液氧日蒸发率为0.156%。

[1]胡伟峰，申麟，彭小波，等.低温推进剂长时间在轨的蒸发量控制关键技术分析[J].低温工程，2011（3）:59-66.

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[5]张建可.多层绝热的间隔材料有效低温热导率测试研究[J].真空与低温，2007，12（1）:38-40.

[6]陈国邦.低温绝热与传热技术[M].北京：科学出版社，2004：70-85

[7]HastingsLJ，HedayatA，Brown TM.Analyticalmodelingand test correlation of variable density multilayer insulation for cryogenicstorage[J].NASA/TM，2004.

EXPERIMENTAL STUDY ON INSULATION PERFORMANCEOFCRYOGENIC PROPELLANT TANK

ZHENG Jian-peng1，2，CUIChen1，CHEN Liu-biao1，2，GUO Jia1，ZHOUYuan1，WANG Jun-jie1，
（1.Key Laboratory of Cryogenics，Technical Institute of Physicsand Chem istry，CAS，Beijing100190，China
2.University of Chinese Academ y of Sciences，Beijing100049，China）

To meet the requirements of the long time on obit storage of cryogenic propellant，a test system for the ground testhas been built.Bymaintaining high vacuum and constantwall temperature condition，on orbit condition can be simulated.A temperature compensator is setup to shield the heat conduction loss in theneck tube of tank.The vacuum degree and the wall temperature in the system can bemonitored，and the temperature distribution of the insulation system and the gas flow rate of the tank can bemeasured.In the 10 mm rigid polyurethane foam and 30 layersofmultilayer insulation experiment，in the vacuum of 2×10-3Pa，boundary temperature of 96 K and 313 K，themeasured daily evaporation rate of liquid nitrogen is0.210%，and translated daily evaporation rate of liquid oxygen is0.156%.

cryogenic propellant；on orbitstorage；cryogenic insulation；ground verification

O514；V511+.6

A

1006-7086（2015）06-0026-04

10.3969/j.issn.1006-7086.2015.06.006

2015-10-04

郑建朋（1990-），男，山东淄博人，硕士研究生在读，主要研究方向为低温绝热技术。Email：wangjunjie@mail.ipc.ac.cn。