空间高温材料实验系统热控性能仿真分析

孙晋川　康昌玺　王雪松　李生华　崔晓杰　马彦坤　张富华　安景涛

摘  要：本文主要针对我国载人空间站高温材料科学实验系统的任务需求，完成了系统热控方案的设计，包括液冷板布置、电机驱动机构和真空室热设计。基于系统三维几何模型，应用Thermal Desktop软件建立了系统仿真模型，确定了实验系统在最恶劣工况时的边界条件。仿真结果表明，真空室外壁、控制电机、丝杠、滑块及导轨的最高温度分别为36.3℃、44.3℃、47.3℃、49.6℃和46.1℃，均低于温度限制值，系统热控性能满足设计要求。

关键词：空间实验  热控制  仿真 高温炉

中图分类号：O42 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2021）06（c）-0001-04

Abstract： According to the task requirements of the high temperature materials science experiment system of China's manned space station， this paper completes the design of the thermal control scheme of the system， including the layout of liquid cooling plate， motor driving mechanism and thermal design of vacuum chamber. Based on the three-dimensional geometric model of the system， the system simulation model is established by using thermal desktop software， and the boundary conditions of the experimental system under the worst working conditions are determined. The simulation results show that the maximum temperatures of the outer wall of the vacuum chamber， the control motor， the lead screw， the sliding block and the guide rail are 36.3 ℃， 44.3 ℃， 47.3 ℃， 49.6 ℃ and 46.1 ℃ respectively， which are lower than the temperature limit， and the thermal control performance of the system meets the design requirements.

Key Words： Space experiment; Thermal control; Simulation; High temperature furnace

1  前言

空間材料实验系统利用空间微重力环境制备高品质材料，是各主要空间大国争相研究的方向[1]。美国航空航天局、欧空局、俄罗斯空间局等利用研发的高温材料装置，积累了丰富的空间实践经验，获得了大量研究成果[2-4]。我国也利用科学实验卫星、神舟载人飞船等搭载研制的多种空间材料实验装置进行了一系列空间材料实验，取得了不少有价值的成果[5～7]。为了满足国家高技术领域战略急需，我国载人空间站应用任务规划了高温材料科学实验系统研究。作为我国新一代空间材料实验装置，采用了模块化、标准化和集成化的设计思路，具有高可靠性、高精度、长寿命等特点，可实现温度高达1800℃的熔融材料实验能力。

热控组件是高温材料实验系统的核心部件，主要在真空环境中建立合适的温度场。本文主要针对载人空间站高温材料科学实验系统任务特点，设计了相应的热控系统，运用数值方法对其热控性能进行了仿真分析，研究结果为高温材料科学实验系统优化设计提供依据。

2  高温材料实验系统热控设计

高温材料实验系统组成和冷板布置如图1所示。为了避免炉体高温热环境对元器件及空间站的影响，该系统中设计有液冷板作为热沉。通过液冷板、反射屏、隔热导热、部件表面光学处理等方式，对真空室内的温度环境进行调控，为电机、丝杆、编码盘等组件提供良好的温度环境。同时，尽可能将热量通过液冷工质带走，减少对空间站直接排放热量，主要热控设计措施如下。

2.1 液冷板布置

液冷工质从机柜底部的出口流入到高温炉系统的主动冷却单元，再从主动冷却单元的液冷出口流入到高温炉侧壁液冷板，然后流经底部液冷板，最后从底部液冷板的出口流入到机柜的入口，如图1（b）所示。底部液冷板、侧壁液冷板材料为3A12铝合金，表面发黑处理，红外发射率为0.85。额定流量工况下换热系数不低于2300W/（m2·K）。

2.2 电机驱动机构热设计

电机安装座材料为2A12铝合金。为增加与液冷板的导热，增大了安装座同液冷板的接触面积，且在安装座和液冷板之间涂覆导热脂。为了防止辐射导致电机温度升高，在丝杠安装座上安装2A12铝合金反射片。铝合金反射片、电机安装座均为铝合金光量化处理，红外发射率为0.1。电机自身壳体为钛合金本色，红外发射率为0.85。

为降低炉体高温对电机丝杠、导轨、滑块的辐射及导热，电机丝杠表面进行镀金处理，红外发射率为0.05。滑块（铝青铜QAL9-4）、导轨（45号钢）、炉体移动组件（钛合金）表面光量化处理，红外发射率为0.1。炉体移动组件采用钛合金，降低从炉体向滑块和导轨的导热。

编码器通过丝杠安装座将热量传导到液冷板，丝杠安装座与液冷板之间涂覆导热脂。丝杠安装座及编码器壳体均为铝合金光量化处理，红外发射率为0.1。

2.3 真空室热设计

真空室为航天员皮肤可接触部件。为保证真空室不高于45℃，增加反射隔热屏，且隔热屏和上盖板之间导热安装，主动控温单元盖板同上盖板间导热安装，反射隔热屏采用2A12铝合金，表面光量化处理，红外发射率为0.1，减少炉体对真空室壁的漏热。

3  系统热控性能仿真分析

3.1 仿真模型简化

根据所提供的三维几何模型和各组件材料属性，采用Thermal Desktop软件建立仿真模型，如图2所示。

考虑温度最恶劣条件，假定所有热耗均被侧壁冷板吸收，入口工质温度为26.5℃，工质温升约为9℃，则侧壁冷板工质平均温度为31℃，底板液冷板工质平均温度为35.5℃。快速冷却单元根据输入条件最高温为45℃，设为定温边界。高温炉外壁红外发射率为0.15W，功耗为800W。电机组件发热功率为15W，每台编码器发热功率为3W，磁场单元发热功率为12W。

暂时不考虑同空间站舱体之间的安装界面热传导及辐射。考虑高温炉系统同空间站之间自然对流较恶劣的情况，换热系数取为2W/（m2·K），舱内环境温度为26.5℃。

3.2 仿真结果分析

针对上述计算工况进行仿真计算，可以得到各个部分的温度云图，如图3、图4和图5所示。由图3、图4和图5可以看出，皮肤触及真空室壁面的最高温度为36.3℃，低于指标要求的最高温度45℃。控制电机组件最高温度为44.3℃，小于其要求的最高温度50℃。丝杠温度最高为47.3℃，低于其要求的最高温度60℃。滑块及导轨受高温炉体导热影响较大，滑块最高温度为49.6℃，导轨最高温度为46.1℃，均接近其所求的最高温度50℃。

由图3可以看出，系统外壳温度高温区域即是真空室的外壁温度，高温区温度在34～36.3℃，其绝大部分区域温度在26.1～34℃，满足系统要求的裸露皮肤可触及部位的接触点温度应不大于45℃和不小于10℃的温度指标。

由图4可以看出，控制电机高温区域主要集中在电机上部区域，温度不低于39℃，下部区域由于靠近冷板其温度相对较低，温度不超过36℃。这表明电机工作时产生的热量可以通过所设计的导热路径有效导入冷板排散掉。编码器大部分区域温度在35.4～38.3℃，温度有较大的余量，这表明其能被冷板有效冷却。

如图5所示，由于丝杠、导轨和滑块比较靠近高温炉体，其温度比较高。丝杠大部分区域温度不低于37℃，导轨和滑块大部分区域温度不低于40℃，最高温度达到了49.6℃，非常接近其最高限制温度50℃。

此外，通过计算统计得到高温炉在此工况下向外界通过空气自然对流漏热约25W，漏热约占总输入功率的2.96%，满足漏热不超过4%的指标要求。

4  结语

针对我国载人空间站高温材料科学实验系统热控需求，完成了空间高溫材料实验系统热控方案设计，建立了数值仿真模型，针对给定的最恶劣工况进行了仿真分析，结果表明，真空室外壁最高温度为36.3℃，控制电机组件最高温度为44.3℃，丝杠温度最高为47.3℃;滑块及导轨受高温炉体导热影响较大，滑块最高温度为49.6℃，导轨最高温度为46.1℃，均可以满足温度指标要求。本文研究结果可为高温材料科学实验系统优化设计提供依据。

参考文献

[1] 阮莹，胡亮，闫娜，等.空间材料科学研究进展与未来趋势[J].中国科学：技术科学，2020，50（6）：603-649.

[2] Edwards D L， Tighe A P， Eesbeek M V， et al. Overview of the natural space environment and ESA， JAXA， and NASA materials flight experiments[J]. MRS Bull， 2011， 35： 25–34

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