航天器动力管路热控设计与试验研究

王领华，张 皓，王 骞，吕建伟，吴 勇，赵允宁，刘 辰

（1.中国运载火箭技术研究院，北京 100076； 2.北京卫环境工程研究所，北京 100094；3.首都航天机械有限公司，北京 100076）

0 引言

动力系统是航天器的关键系统，决定着飞行任务的成败。因此，作为动力系统重要部件的管路在严酷的空间环境下应具有高可靠性，而其可靠性除了取决于管路的冗余设计之外，对温度的变化也非常敏感。一方面，大部分动力管路内充满推进剂，对温度要求较严苛——温度过高会使推进剂蒸发，易产生管路爆裂等问题；温度过低会使推进剂凝结，影响发动机正常工作。另一方面，动力管路遍布航天器各个部位，受不同空间外热流、飞行器自身遮挡和内热源影响，管路附近结构的温度差异较大且不断变化，从而影响动力管路温度的稳定性，且不同管路（气路或液路）的温度指标也不同。同时，航天器长期在轨运行所面临的空间环境具有真空、冷黑及外热流复杂等特点，给动力管路热控设计带来一定挑战。因此，动力管路热控设计是航天器热控系统中的重点和难点，开展相关技术研究具有重要的工程意义[1]。

目前，国内外对航天器热控系统的研究主要针对发动机[2-6]，而对动力管路热控的研究报道较少。本文以某航天器动力管路为研究对象，参考发动机头部控温方法，结合管路外部环境条件，提出热控设计方案，并采用仿真计算和试验2 种方法对热控方案进行验证。

1 研究对象

本文研究的某航天器动力管路主要作为推进剂燃料的输送通道，推进剂为双组元（一甲基肼和绿色四氧化二氮）。为确保推进剂安全，管路温度指标要求为-5～50 ℃。管路安装布局在航天器内部的±Z两侧，受晒程度不同，+Z侧几乎长期受晒，-Z侧仅短时受晒；管路通过支架与结构进行连接、固定，如图1 所示，±Z两侧管路各采用5 个安装支架，管路长度分别为3.7 m 和4.5 m，管路外径为6 mm。航天器运行在600 km 高度的圆轨道上，太阳与轨道面夹角的变化范围为0°～73°；航天器在轨姿态多变，±Z两侧接收到的空间外热流差异大。

图1 航天器动力管路布局示意Fig.1 Layout of spacecraft propulsion pipelines

2 动力管路热控设计

2.1 设计原则

动力管路的热控设计可以参照航天器舱内设备的热控并结合管路布局和热环境特点开展。根据在轨任务需求以及动力管路所要经受的外部热载荷状况，采用各种热控制措施来组织动力管路和航天器舱内结构的热交换过程，保证在整个任务运行期间管路的温度水平维持在规定范围之内，并且满足高可靠性和低功耗等要求[7]。

动力管路热控设计的主要原则如下：

1）采用成熟、可靠、有效的热控技术，遵循航天器和热控研制的各项规范和标准，以保证热控设计的高可靠；

2）以被动热控（热控涂层、隔热和导热材料等）为主，必要时辅以电加热等主动热控措施；

3）充分利用航天器的资源，考虑设计余量，特别是供电和测控温资源，提高热控的调节能力，增强动力管路的环境适应性；

4）加强热分析计算，充分发挥其在热控研制中的作用，提高热控设计水平；

5）优先采用具有可维修性和更换能力的热控构件，并使热控分系统的质量和功耗尽量小。

2.2 设计方案

本文的动力管路热控设计采用“被动热控为主，主动热控为辅”的思路，并通过加热回路精细化、分区化设计，实现动力管路高精度控温，满足温度指标要求。具体方案如下：

航天器内部结构受姿态、轨道参数等影响，温度波动较大。为减小舱内结构对动力管路温度的影响，动力管路外表面全部包覆多层隔热组件。所选多层隔热组件为15 单元，每单元由一层薄膜和一层涤纶网相互间隔而成，多层最外层采用18～25 μm厚双面镀铝聚酯膜。动力管路采用隔热性能优异的尼龙支架安装，对于无法采用尼龙支架的部位采用金属支架+聚酰亚胺隔热垫实现隔热设计。

由于动力管路本身不发热，单纯通过上述被动热控措施并不能将管路温度控制在所要求的范围内，所以还需要通过采取主动热控措施来控制其温度水平。动力管路大都采用钛合金材质，导热率低，管路温差大；且管路布置在航天器±Z两侧，环境温度条件差异较大。为了更好满足动力管路控温要求、减小管路温差，采用±Z两侧管路分别控温的设计思路。两侧管路均设置主、备2 路加热回路，将加热丝均匀缠绕在管路外表面；每条管路上设置2 个温度传感器，取其温度平均值进行加热回路开关控制，主份加热回路控温阈值为[10, 12]，备份加热回路控温阈值为[5, 15]。加热回路及测温点布局参见图2，+Z侧控温区域为虚线框内管路，剩余部分为-Z侧控温区域；控温点1 和控温点2 对应+Z侧管路，控温点3 和控温点4 对应-Z侧管路。

图2 动力管路主动加热设计示意Fig.2 Active thermal design of propulsion pipelines

3 动力管路的换热模型

建立航天器舱内动力管路的换热模型如图3所示，管路与周围结构间的换热包括辐射换热qr和传导换热qc。假定主动加热功率为qh，则管路热平衡方程为qh-qc-qr=ρc(∂T/∂τ)。因为动力管路周围的结构或设备温度是不断变化的，所以管路热平衡是一个动态平衡的过程。

图3 动力管路换热关系示意Fig.3 Heat transfer relations of propulsion pipelines

3.1 辐射换热模型

动力管路热控设计中的辐射换热主要由多层隔热组件层间辐射换热、多层外表面与周围结构或设备间辐射换热2 部分构成。多层隔热组件层间辐射换热量为

式中：σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量；S为多层等效辐射面积；T1为多层最内层温度；T2为多层最外层温度；n为多层单元数；ε为多层各层表面的发射率。

多层外表面与周围结构或设备间辐射换热量为

式中：Tw为管路周围结构及设备等效温度；εm为多层最外层表面的发射率；εw为管路周围结构及设备的等效发射率。

3.2 热传导模型

动力管路与安装结构之间的热传导按第一类边界条件处理。随着航天器在轨运行姿态和轨道参数的变化，舱内动力管路安装结构的温度也不断变化。动力管路与冷结构支架间的热阻包括接触热阻和传导热阻2 部分。接触热阻为

式中：K为接触传热系数，干接触传热系数取值范围为50～300 W/(m2·℃)；A1为接触面积，m2。

传导热阻为

式中：δ为结构厚度，该处指安装支架高度，m；A2为安装支架截面积，m2；λ为安装支架材料的导热率，W/(m·K)。

则，动力管路与安装结构之间的导热量为

式中，Tb为动力管路壁面温度，℃，可视为与多层最内层温度T1相等。

根据上述动力管路换热模型，通过仿真计算获得管路周围安装结构的温度Tw，并考虑20%加热功率余量，即可求得+Z侧和-Z侧管路的加热功率分别为4.6 W 和5.6 W，具体计算过程不再赘述。

4 热分析与试验验证

为了评估本文航天器动力管路热控方案设计的合理性，采用仿真分析和地面试验2 种手段对极端工况进行验证[8]。

4.1 仿真分析

航天器动力管路为无源部件，应重点关注低温情况。本文使用热分析软件Thermal Desktop 求解热网络模型，航天器动力管路安装的结构采用壳单元，在软件中按实际轨道参数和姿态参数赋值，自动获取各部位温度变化。其中，动力管路热分析模型见图4 所示。

图4 动力管路热分析模型Fig.4 Thermal analysis model of propulsion pipelines

为准确评估热控方案的合理性，计算时主要选取2 种典型工况，太阳常数均按最小值1309 W/m2取值，太阳与轨道面夹角β分别取0°和73°，采用瞬态计算方法获得航天器动力管路各个监控点的温度变化曲线，如图5 所示。可以看到：1）β取0°时，管路附近结构的接收外热流较小，温度较低，导致管路温度偏低，+Z侧管路温度最低为8.2 ℃，仍能满足热控指标要求；经统计，主份加热回路占空比为28%，备份加热回路占空比为0。2）β取73°时，+Z侧结构受晒，温度较高；-Z侧结构不受晒，温度较低，因此，+Z侧管路温度最低为15.3 ℃，加热回路未启用，即主、备加热回路占空比均为0；-Z侧管路温度最低为9.4 ℃，主份加热回路正常工作，占空比为32%，管路温度满足热控指标要求。

图5 不同β 角条件下动力管路温度变化曲线Fig.5 Temperature variation curves of propulsion pipelines at different β angles

4.2 试验验证

动力管路安装支架及多层隔热组件的漏热量与实际实施过程密切相关，仿真分析难以准确模拟，计算结果可能与动力管路在轨运行时的实际温度有差异，为进一步验证动力管路热控设计的正确性，需开展热平衡试验验证。

考虑到动力管路与航天器结构换热存在紧耦合，通过局部试验难以准确模拟动力管路周围的边界温度，该验证试验在KM8 真空罐内随整器进行，热沉温度低于100 K，容器内压力低于1.3×10-3Pa。试验中采用红外笼对航天器表面外热流进行模拟，动力管路表面同时粘贴了热敏电阻和热电偶，实现对管路温度的监测。图6 为热平衡试验中动力管路温度变化曲线，表1 为动态平衡后仿真计算结果与试验结果对比。由图表结果可知，试验中管路温度保持在9.3 ℃以上，满足管路温度指标要求；试验和仿真中加热回路均为主份回路工作，占空比不低于25%，备份回路未启用，满足20%加热功率设计余量的原则。

表1 动态平衡后试验结果与仿真结果对比Table 1 Results comparison between thermal balance test and simulation

图6 热平衡试验中动力管路温度变化曲线Fig.6 Temperature variation curves of propulsion pipelines in thermal balance test

4.3 小结

综上，利用仿真和试验方法对动力管路热控设计进行了验证，结果显示：仿真分析中管路漏热取值较小，加热回路启动时管路温度存在一定过冲；试验与仿真结果吻合较好，均表明动力管路所采用的加热回路能够满足控温需求，可确保管路温度在极端低温工况条件下不低于为8.2 ℃，均达到热控指标的要求，且仅主份加热回路启动工作。这说明本文所采取的热控设计方案是合理可行的。

5 结束语

本文以航天器的燃料管路为控温对象，热控设计的主要策略为以被动热控措施为主，辅以电加热主动热控。具体措施包括：

1）通过管路支架与结构连接处增加隔热垫、与管路连接采用硅胶垫等措施来减小管路与周围结构间的传导换热；通过管路外部包覆多层隔热组件、周围结构实施低发射率涂层或面膜等措施来减小管路与周围结构间的辐射换热。

2）结合航天器±Z两侧不同的环境条件，在电加热回路设计中采用分区控温方法进行热补偿并使温度分布趋于均匀。仿真和试验结果表明，管路温度均匀，控温效果良好。

3）动力管路周围结构形式多样，处于复杂的热环境中，电加热器功率设计时应重点考虑沿管路长度的辐射漏热和管路支架处的传导漏热，并留有20%的设计余量。

本文所探讨的针对航天器动力管路的热控设计、热分析和试验工作在国内的研究还较少，对类似的动力管路的热控设计有一定的参考和借鉴价值，有助于航天器动力系统热控工作的顺利开展。