低溫推進劑貯箱絕熱性能實驗研究

鄭建朋，崔　晨，陳六彪，郭　嘉，周　遠，王俊杰

（1.中國科學院理化技術研究所 低溫工程學重點實驗室，北京　100190；2.中國科學院大學，北京　100049）

低溫推進劑貯箱絕熱性能實驗研究

鄭建朋1，2，崔晨1，陳六彪1，2，郭嘉1，周遠1，王俊杰1

（1.中國科學院理化技術研究所 低溫工程學重點實驗室，北京100190；2.中國科學院大學，北京100049）

針對低溫推進劑長時間在軌貯存的要求，搭建了絕熱系統地面驗證測試裝置。本測試裝置通過維持高真空及恒壁面溫度條件，可以較好地模擬在軌條件；通過貯箱頸管處設置的溫度補償器，有效的屏蔽掉頸管導熱漏熱。測試裝置可實時監測系統中的真空度及壁面溫度變化，可對貯箱蒸發排出氣體流量和絕熱系統不同位置的溫度分布進行測量。針對10 mm硬質聚氨酯泡沫和30層多層絕熱的復合絕熱系統，在真空度2×10-3Pa，冷熱壁面溫度分別為96 K和313 K條件下，測得液氮日蒸發率為0.210%，折算液氧日蒸發率為0.156%。

低溫推進劑；在軌貯存；低溫絕熱；地面驗證

0　引言

隨著我國深空探測事業的發展，對低溫推進劑的長時間在軌貯存提出了迫切的需求。應用于液氧/液氫在軌貯存的絕熱技術可以分為兩類，一類是被動絕熱技術如多層絕熱（MLI）、噴涂泡沫絕熱（SOFI）、蒸氣冷屏絕熱（VCS）和被動軌道阻斷技術（PODS）等；另一類為主動絕熱技術，采用低溫制冷機與推進劑貯箱連接，直接將環境漏熱泵送出去。其中，被動絕熱技術為主動絕熱技術的基礎和前提[1]。針對低溫推進劑長時間在軌貯存的要求，搭建了絕熱系統地面驗證測試裝置，可模擬在軌條件，對不同絕熱方案的熱力學性能進行測試。

1　在軌貯存特點

對于低溫推進劑在軌貯存所處的空間環境，地面模擬實驗中需要模擬的主要有溫度、壓力等物理參數。對于壓力，低軌道航天器所處的真空一般在1×10-3Pa以下，實驗時維持的真空要確?？梢院雎缘魝鲗岷蛯α髀?。對于溫度，空間環境溫度為3～4 K，還有太陽和地球的輻射、地球的反照以及航天器不同部分間的換熱，低溫推進劑貯存的實驗中確保模擬環境溫度恒定[2]。在軌貯存處于微重力條件下，貯箱內液體表面張力及壁面附著力導致氣液分解界面位置難以確定。貯箱向陽面和背陽面溫差較大，造成溫度不均勻，進而產生熱分層現象[3]。

2　測試裝置介紹

測試裝置可以模擬低溫推進劑在軌貯存時的高真空和恒壁溫條件，實現在設定真空度和環境溫度條件下對不同工藝的絕熱系統的總體絕熱性能的測試。通過對貯箱內液氮蒸發量進行測量，求得貯箱的總漏熱量。同時，對絕熱系統中不同位置的溫度分布進行測量。測試裝置的示意圖如圖1所示，實驗裝置可分為貯箱及壓力控制單元、環境模擬裝置、溫度補償單元和測量單元等四大模塊。在實驗中，采用液氮作為模擬實驗工質[4]。

圖1　測試裝置流程示意圖

2.1貯箱及壓力控制單元

貯箱為鋁制材質、橢球形、容積約為55 L、表面積約為0.7 m2。貯箱通過頸管吊裝在真空艙內，頸管處同時完成模擬工質液氮的加注及蒸發氮氣的流出。為模擬低溫推進劑在軌時的高壓貯存狀態，在貯箱出口管路上設置背壓閥，可以使貯箱內壓力穩定在0.1～1 MPa之間的設定值，從而測試推進劑在不同壓力下的漏熱量。液氮在不同飽和壓力下的飽和溫度不同，隨著壓力的升高，液氮的飽和溫度不斷升高，如表1所列，數據來源：NISTREFPROP。

2.2環境模擬裝置

環境模擬裝置主要包括真空艙、水冷機組和真空機組。真空艙可實現對貯箱的支撐固定，維持實驗所需的高真空和恒壁溫條件。環境模擬裝置中配備1臺真空機組，其中分子泵的極限真空度可達3×10-5Pa。真空艙頂部通過一針閥和高壓氮氣瓶連接，在抽真空過程中可對真空艙進行置換氣，從而使真空艙內極限真空度低至7.7×10-5Pa。通過真空機組和氮氣置換的配合，可使真空艙內真空度維持在設定值。

表1　液氮在不同飽和壓力下的飽和溫度

真空艙壁面夾層與水冷機組連接，以水作為冷卻/加熱工質時，可以實現10～50℃之間的恒溫控制。對水冷機組的控溫效果進行了實驗：設定溫度為20/30/40℃時，真空艙壁面不同位置的溫度差異小于0.1℃，24 h內同一位置測得溫度波動小于0.3℃。

2.3溫度補償單元

系統中設置液氮罐，其作用主要有兩點，其一是往貯箱內加注模擬實驗工質—液氮；其二是為吊裝頸管處的溫度補償器提供低溫工質。在貯箱頸管處設置一溫度補償器，使頸管處控溫點的溫度隨貯箱壁面溫度變化，可以有效屏蔽掉通過頸管的導熱漏熱。

溫度補償器的入口管路同液氮罐密封連接，其出口管路上設置電磁閥。取溫度補償器與貯箱連接頸管上部測溫點的溫度進行控制，利用溫控器控制溫度補償器出口電磁閥的開閉。其工作過程為：當測得溫度低于設定溫度時，電磁閥開啟，液氮自液氮罐流入溫度補償器并使其降溫；當測得溫度低于設定溫度時，電磁閥關閉，液氮停止流入溫度補償器，則溫度補償器自外吸熱溫度升高，至溫度高于設定溫度后，電磁閥再次開啟，如此循環。由此實現整個溫度補償器的恒溫控制。

2.4測量單元

測試裝置可實時監測系統中的真空度及壁面溫度變化，可對貯箱蒸發排出氣體流量和絕熱系統不同位置的溫度分布進行測量。貯箱出口管路上設置氣體質量流量計，與流量積算儀連接，以測量貯箱內蒸發氣體的瞬時流量和累積流量；真空艙上設置電阻規和電離規，以測量真空艙內真空度變化；在貯箱的絕熱系統中不同位置布設PT100溫度計，與溫度巡檢儀連接，以測量絕熱系統中溫度分布；在背壓閥前后分別設置壓力表，以測量貯箱內壓力及氣體通過背壓閥后的壓降。測量單元中主要儀器參數如表2所列，其中溫度巡檢儀和流量積算儀的軟件可實時顯示并自動記錄實驗數值，操作界面如圖2所示。

表2　測量單元主要儀器參數

圖2　測量單元軟件顯示界面

3　實驗結果及分析

貯箱的絕熱系統采用噴涂泡沫絕熱（SOFI）和多層絕熱（MLI）相結合，其中噴涂泡沫為硬質聚氨酯泡沫材料；多層絕熱中防輻射層采用鍍鋁聚酯膜，隔熱層采用絕熱紙。實驗所采用硬質聚氨酯泡沫閉孔率為98%，其室溫下導熱系數為0.025 W/（m·K），77 K時導熱系數為0.016 W/（m·K），總厚度為10 mm。多層絕熱中采用一層鍍鋁聚酯膜和兩層隔熱紙交替布置的方式，共30組。貯箱的復合絕熱系統及漏熱示意圖如圖3所示。

圖3　貯箱的復合絕熱系統及漏熱示意圖

在高真空、恒壁溫條件下，對貯箱絕熱系統的絕熱性能進行測試。貯箱內液氮壓力維持在0.6 MPa，此時液氮的飽和溫度為96.38 K，即為冷邊界溫度。待絕熱層各層溫度波動較小，幅度低于0.5 K/ 24 h時，則認為絕熱系統達到了熱力學穩態。連續對貯箱蒸發量測量24 h，通過獲得的貯箱蒸發氣體的流量，則可以計算得出貯箱的實際漏熱量。實驗中測得的物理量包括貯箱內壓力，絕熱層層間不同位置的溫度，貯箱蒸發的氮氣流量等。

在真空度2×10-3Pa，環境溫度313 K條件下，測得了貯箱內壓力為0.6 MPa時的氮氣蒸發流量，由此求得貯箱漏熱量、絕熱材料的表觀導熱系數和貯箱日蒸發率。通過表觀導熱系數法計算，得到貯存液氧時的對應日蒸發量，如表3所列。分析實驗和數據，穩態后液氮日蒸發率為0.210%，由此算得的多層絕熱層表觀導熱系數為3.664×10-5W/（m·K），折算液氧日蒸發率為0.156%[5]。表3中同時給出了貯箱漏熱量的理論計算值，采用文獻[6]中的表觀導熱系數法，求得漏熱量的理論值為0.239 9 W，比實際測得值多約10%。分析其原因可能是理論計算時絕熱材料物性參數選取值比較保守。

表3　貯箱壓力0.6 MPa時的實驗結果與理論值比較

在實驗中，分別在泡沫層壁面（0層）、多層絕熱層第5、10、15、20、25和30層（均為從內向外數）布置了PT100溫度計，每層分上、中、下三點布置。由于高真空條件下多層絕熱層的導熱系數遠小于泡沫層，則泡沫層的熱阻及兩側溫差可忽略。利用逐層計算模型（layer by layermodel）[7]，求得的多層絕熱層間溫度分布和實際測得溫度對比，如圖4所示。通過對比，多層絕熱層間實測溫度比計算值偏低，一個可能的原因是實驗過程中多層絕熱層層間的實際真空度比計算值更差。

圖4　MLI層間不同位置溫度測得值與理論值比較圖

貯箱絕熱層傳熱達到穩態后，多層絕熱層不同層數各測溫點測得溫度如表4所示。值得注意的是，MLI的同層不同位置存在明顯的溫度差異，即多向傳熱現象，其中以第20層測得溫度差最大。從豎直方向溫度分布來看，同一層測得溫度呈現自上往下遞增的趨勢。分析其原因主要有兩點：一是貯箱出口頸管溫度較低，冷量自頸管處沿平行于防輻射層的方向傳導至貯箱中下部；二是相鄰防輻射層之間的縫隙可能成為一個平行于絕熱層方向的輻射通道，輻射波在其中反射衰減導致溫度分布差異。

表4　穩態時多層絕熱層各層溫度分布

4　結論

本測試裝置通過維持高真空及恒壁溫條件，可以較好的模擬在軌條件，通過設置貯箱頸管處的溫度補償器，可以有效的屏蔽掉頸管的導熱漏熱。經過初步實驗，證明了本測試裝置可對低溫推進劑貯箱絕熱系統在不同工況下的熱力學性能進行測試。針對10 mm硬質聚氨酯泡沫和30層多層絕熱的復合絕熱系統，在真空度2×10-3Pa，冷熱壁面溫度分別為96 K和313 K條件下，測得液氮日蒸發率為0.210%，折算液氧日蒸發率為0.156%。

[1]胡偉峰，申麟，彭小波，等.低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制關鍵技術分析[J].低溫工程，2011（3）:59-66.

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[5]張建可.多層絕熱的間隔材料有效低溫熱導率測試研究[J].真空與低溫，2007，12（1）:38-40.

[6]陳國邦.低溫絕熱與傳熱技術[M].北京：科學出版社，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

鄭建朋（1990-），男，山東淄博人，碩士研究生在讀，主要研究方向為低溫絕熱技術。Email：wangjunjie@mail.ipc.ac.cn。