大型空间环境模拟器热沉气氮调温系统设计与实现

徐照武，林博颖，陈金明，王 晶，姜 涌



大型空间环境模拟器热沉气氮调温系统设计与实现

徐照武，林博颖，陈金明，王 晶，姜 涌

（北京卫星环境工程研究所，北京 100094）

文章结合某型号航天器对调温热沉试验需求，对国内外气氮调温系统进行分析调研，对某空间环境模拟器进行了气氮调温系统流程设计，对影响系统的关键参数如气氮流量、液氮体积流量及有关供气供热管径等进行分析研究和设计实施，并进行了系统调试。调试结果表明，热沉温度均匀性达到±5℃，升/降温速率均达到或超过1℃/min，满足相应的型号试验要求。

热真空试验；空间环境模拟器；热沉调温

0 引言

目前国内外的热真空试验设备多采用液氮制冷或机械制冷提供低温环境，采用红外加热器、灯阵、电加热片等对试验件进行加热，通过控制加热量来对试验件温度进行控制。这种方法需要消耗大量的电能，经济性较差；而且需要根据试验件的形状来设计电加热装置，普适性较差，特别是对于外形复杂或较小的试验件，电加热装置的设计极其困难。此外，电加热装置需要占用较多的空间，对试验件有较大的遮挡。

热沉调温系统使用载冷剂作为工作介质，将满足温度要求的载冷剂直接通入热沉，通过调节热沉温度控制试验件温度，可以减少或避免使用加热工装及测/控温系统，能有效减少试验测/控温工作量、降低试验成本、提高试验精度和设备使用效率。对于一些非常规的空间结构机构展开试验，由于不需要加热装置，可以大大降低试验设计难度。

当前，国际上许多国家或组织的航天器试验中心都建设有热沉可调温的空间环境模拟器。美国喷气推进实验室（JPL）空间环境模拟器（8.23m×25.9m）[1]的气氮调温系统主要由气体发生器、高低温风机、液氮换热器和电加热器组成，可以分别对主/辅热沉、反射镜冷却装置和防污染板的温度进行控制。热沉温度调节范围为-120～120℃，温度均匀性可达±3℃。美国PDM公司的热真空试验设备[2]使用气氮调温系统可以使热沉温度在-156～121℃范围内调节，升降温速率达到1.1℃/min。美国戈达德空间飞行中心的热真空试验设备[3]使用气氮调温系统可以使热沉温度在-120～150℃范围内调节。日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）热真空试验设备[4]、欧空局ESTEC大型空间环境模拟器（LSS）[5]和印度ISRO卫星中心热真空试验设备[6]等均采用气氮调温手段调节热沉温度。

我国在某热真空试验设备中采用了调温热沉技术，温度控制范围为-120～120℃[7]，其热沉调温系统由调节阀、汽化器、电加热器、安全阀、传感器等组成。国内ZM4300高性能光学遥感器空间环境模拟与试验设备也具有调温功能[8]，利用液氮和机械制冷2个可切换的制冷流程，液氮制冷时热沉温度最低达-173℃，机械制冷时热沉可以在-60～100℃间精确控温。

综合国内外热沉调温技术研究现状可以看出，大型调温系统采用液氮、气氮调温结合电加热器的方式实现温度调节，而小型调温热沉系统采用一些新的调温形式和工质。液氮工作状态下温度都能够达到优于100K，气液混合状态下热沉温度低温调节范围一般为-120～120℃。为满足我国目前正在研制的火星车的热平衡试验需求，本文开展了调温系统设计实施及关键技术参数的分析计算。

1 调温系统设计与构成

1.1 调温系统原理及特点

气氮调温系统以氮气为载冷工质，将满足温度要求的氮气直接通入热沉，实现热沉温度在一定范围内调节，并间接对试验件的温度进行控制。气氮调温方法主要有液氮换热式冷却调温和液氮喷淋式调温。前者即常温氮气经过一个液氮容器换热降温后，再经电加热器进行氮气温度的调节；后者即向循环氮气中喷入液氮，然后经电加热器进入热沉。图1为典型液氮喷淋式调温系统原理示意，液氮喷入量和加热功率依热沉的温度要求而定。液氮喷淋式调温方法不但利用了液氮的相变热，还利用喷淋器进口气体温度与液氮沸点（77K）间的温差热降低了液氮的消耗，是目前国际上最先进的调温方法。

图1 液氮喷淋式调温系统原理

考虑到水平舱承担火星车环境试验期间热沉温度调节指标要求较高，在设计时充分考虑液氮喷淋温度控制精度差、波动性大的特点，在液氮喷淋后与常温氮气进行混合调温。同时，考虑到试验期间由于各路热沉面对的加热装置不同，容易导致不同路热沉之间存在温度不均匀性，在混合调节后的氮气进入热沉前再次实施精准控温，以实现热沉温度均匀性和调节及时性。

1.2 系统组成部件及功能

1）循环管路。作为氮气流通路径，连接动力设备、加热设备、制冷设备并最终输送至热沉管路内部。为实现热沉温度调节的均匀性和升降温的必要速度，一般要求循环管路管径较大。

2）供液管路。液氮是气氮调温系统的冷源，供液管路将液氮输送至液氮喷淋调节装置内。由于液氮相变热和温差热较大，供液管路管径一般较小。

3）加热装置。是气氮调温系统的热源，以提升流经装置的氮气温度来实现热沉升温。为满足热沉温度调节的精度和均匀性，一般使用主管路加热和热沉支管路加热控温的方式布置加热装置。

4）喷淋调节装置。将系统运行的氮气和冷源液氮进行混合调节，实现热沉降温。在喷淋调节装置设计时应充分考虑喷淋头的选型以及布局方式，以便实现液氮充分汽化与氮气进行换热。

5）气体输送装置。将系统运行的氮气进行密闭循环，为热沉换热的氮气提供新的循环动力。热沉温度调节范围较为宽泛，一般气体输送设备能够适应不同温度调节下使用。

6）仪器仪表及阀门。仪器仪表实现气氮运行参数可视，阀门实现流量调节，包括进出口气动调节阀，DN80低温气动调节阀；气体调节器控制阀，DN20低温气动阀门，DN200低温截止阀，DN200低温气动开关阀。

1.3 预期达到的指标

结合火星车热试验的需求和空间环境模拟器现状，提出利用气氮调温方式实现KM6F空间环境模拟器热沉温度调节，试验设备指标如下：

1）热沉温度范围：-130～120℃之内可调；

2）热沉温度均匀性：±5℃；

3）升降温速率：不小于1℃/min。

2 调温系统模拟分析及计算

2.1 系统热沉结构

KM6F热沉尺寸为4.2m×9.5m，分别为大门热沉、端部热沉、外热沉外圈、外热沉内圈、内热沉外圈和内热沉内圈等6路主体热沉，见图2(a)。容器大门热沉和端部热沉分别位于大门和容器后端部，圆柱段热沉沿长度方向二等分、圆周方向二等分，均分成4路柱段热沉。

热沉采用管翅结构形式（图2(b)），其中管路为21mm×2.2mm的不锈钢管，沿半圆周方向排布，壁板为1.5mm的紫铜板。每路柱段热沉为2.1m×4.25m的半圆弧面，估算每路柱段热沉质量约720kg。大门与端部热沉尺寸均为4.5m，估算质量为330kg。

图2 KM6F空间环境模拟器热沉结构

2.2 气氮流量分析

气氮流量是获得热沉温度均匀性的关键参数，为使获得热沉温度均匀性达到±5℃，用Thermal Destop软件对柱段热沉建模并计算。模型如图3所示，其中+轴竖直向上。右图为局部放大图。蓝色为主管，下进上出；绿色为并联21根支管；红色为紫铜壁板。

图3 热沉支路的TD模型

模型建立的主要条件和假设：工质流体为纯氮气，管路压力为0.2MPa；热沉轮廓尺寸为2.1m×4.25m；热沉主管通径为DN50；热沉支管为21mm×2.2mm；容器内充氮气时压力为1000Pa；热沉内面为黑漆，外面镀铝膜，壁板厚度为1.5mm。

通过仿真分析结果得出，热沉温度均匀性达到±5℃时筒体支路热沉的体积流量在220m3/h以上。根据各支路气氮流量按照质量均匀分配的原则，每个柱段热沉气氮流量需要达到220m3/h时，计算可得气氮调温系统氮气总流量不得小于1073m3/h。再利用气氮流速与管路截面积的关系进行管径计算，

π(GN)2GN4， (1)

其中：GN为氮气流速，当压力在0.1～0.6MPa范围内时，流速为10～20m/s；GN为气氮管路直径。取流速10和20m/s，可计算得到管路直径分别为194.9和137.8mm。

选取气氮压缩机单台最大输出气量43m3/min（N），转换为0.2MPa氮气流量1551.6m3/h，选取DN200管路作为水平舱氮气主管路改造的管径，可以实现气氮调温系统最小热沉流量1073m3/h，相应的柱段支路热沉流量分别为282.6m3/h。

2.3 升降温能力分析计算

为了获得升降温速率不小于1℃/min能力，气氮系统配置一个液氮喷淋器和电加热器，喷淋器实现低温再经过电加热器精准控温后进入热沉管路，热沉总质量为3540kg。由

=∆(2)

计算得到换热功率=29.5kW。式中：为不锈钢比热容；为热沉质量；∆为温度变化速率。

考虑循环工质、循环不锈钢管路、漏冷/漏热以及负载负荷，要求加热、制冷功率不小于60kW，加热功率直接由电加热器功率选定，制冷功率依靠喷淋液氮供应量确定。液氮流量为

=总/()， (3)

式中：总为制冷负荷；为液氮的密度，供液压力为0.2MPa时为776.25kg/m3；为液氮的潜热，供液压力为0.2MPa时为189.09kJ/kg；为液氮的体积流量，m3/h。液氮标压下蒸发温度为-196℃，按照极限低温-160℃考虑，可用的显热温差为30K。氮气比热容为1.04kJ/(kg·K)，折算成潜热计算为31.2kJ/kg，则总潜热为220.3kJ/kg。

液氮体积流量为=60/(776×220.3)×3600=1.26m3/h。考虑50%余量，液氮体积流量确定为1.9m3/h。

液氮体积流量和供液管径LN之间的关系为

π(LN)2LN4， (4)

其中LN为液氮流速，一般取1～2m/s。计算得到供液管径在18.3～25.8mm之间，故选取通径DN20作为供液管路管径，可实现1℃/min的降温速率。

3 系统调试及分析

3.1 过程调试

在完成了各项准备工作后，对气氮调温系统进行调试。在-122、-132和27℃这3个温度点进行了均温保持。在本次调试中，启动了2台气氮压缩机，气氮流量达到2000m3/h，进行系统极限低温能力和最大流量能力条件下的温度均匀性调试。

3.2 调试结果

图4为各部分热沉进出口温度曲线，在-140℃低温工况，进出口温差最大为9.7℃，满足均匀性±5℃要求。图5为热沉降温过程曲线，降温速率在1.0～1.1℃/min范围内。图6为热沉升温过程曲线，升温速率高于1.5℃/min。可见，调温系统升降温速率都满足大于1℃/min的设计要求。

图4 各部分热沉进出口温度曲线

图5 热沉降温曲线

图6 热沉升温曲线

4 结束语

通过对国内外气氮调温系统的分析调研，针对我国某空间环境模拟器的具体情况，对气氮调温系统进行了流程设计，并进行了仿真分析，确定了系统中的一些关键设计参数。最终调试结果显示：热沉温度均匀性达到±5℃的要求，降温速率可以达到1℃/min，升温速率可达到1.5℃/min，能够满足某型号试验要求。由此可见，本气氮调温系统流程设计合理，关键参数选择正确。

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（编辑：冯露漪）

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，硕士学位，从事真空热环境试验技术研究。E-mail: xuzhaowu1983@sina.com。

2017-09-13；

2018-04-11