基于多孔結構的液體管理技術在空間中的應用

王曄 付振東 方澤農 劉思學 黃金印 張紅星 苗建印

(北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

在地面常重力環境或空間加速飛行過程中,貯箱或儲液器中氣液兩相會由于密度差異而使液體自發沉底。但在微重力環境下,表面張力成為影響氣液相分布的主導因素,液相粘附于固壁面,包覆、隔離氣體區域,氣液兩相呈現互相摻混的復雜分布,難以準確定位氣液兩相界面。因此,微重力環境下的氣液相分離已經成為影響空間技術發展的重要因素之一,需要開展流體的在軌管理技術研究,保障空間環境下的氣液相分離,以避免氣液兩相摻混,實現純液/純氣的定向輸運。

表面張力驅動式氣液分離技術可以充分利用微重力環境下起主導作用的表面張力對液體進行吸附和定位,是一種極具前景的空間氣液分離技術[1-2]?；诙嗫捉Y構的相分離裝置能夠充分利用流體在多孔介質內的毛細作用,借助孔隙內的表面張力實現氣液兩相流體的相分離和定向輸運。多孔結構可以提供更大的表面張力,構型更加多樣,能夠適應不同結構布局和重力環境下的相分離需求。

基于多孔結構的液體管理技術在航天器中的應用主要有低溫推進劑貯箱中的液體獲取裝置[3]、熱泵/泵驅兩相流體回路系統中的儲液器[4],以及熱管系統中的蒸發器[5]。本文重點分析了多孔結構氣液相分離原理,明確了影響相分離性能的關鍵參數及其測試表征方法,分析和梳理出基于多孔結構的液體管理技術在空間中的應用特點和優化策略,可以為相關產品研制提供參考。

1 基于多孔結構的液體管理及氣液相分離特性分析

1.1 基于多孔結構的相分離原理

聚焦于孔隙尺度,將多孔結構的復雜孔隙簡化為一個孔隙通道,圖1展示了基于多孔結構的氣液相分離過程。

注:圖中△P為驅動壓力;△Pbp為泡破壓力。圖1 基于多孔結構的相分離過程示意圖Fig.1 Schematic of separation processes based on a porous medium

當氣液兩相流體在壓力驅動下流經多孔結構時,與材料接觸角小于90°的液相將在毛細力作用下沿孔隙進行毛細流動,快速充滿孔隙,并沿固體骨架形成連續薄液膜,如圖1(a)所示。此時,液體在壓差驅動下很容易穿過完全潤濕的多孔結構,其流動速度與驅動壓力成正比,如圖1(b)所示。當氣相進入多孔介質的孔隙時,表面張力會在氣液兩相界面處產生毛細壓力以阻止氣相的入侵。隨著外部驅動壓力的增加,氣相進一步入侵孔隙,彎月面沿孔隙通道移動?？缀鞤p定義為孔隙通道中橫截面積最小的位置。彎月面在孔喉處的曲率最大,此時兩相界面處的毛細壓力最大,需要更大的壓差以推動彎月面進一步移動,如圖1(c)所示。一旦多孔介質兩側施加的驅動壓差大于通過孔喉處所需的最大毛細壓力,氣相就會完全入侵孔隙并打開孔隙通道,這也意味著氣相首次突破毛細力的束縛、穿過多孔結構,導致相分離失效,如圖1(d)所示。氣相首次突破時多孔介質兩側的壓差定義為靜態泡破壓力,靜態泡破壓力描述了多孔介質相分離失效前的極限運行狀態?；诙嗫捉Y構的相分離技術主要涉及到3個流動過程:一是液相在多孔介質內的毛細流動過程;二是相分離過程中液相流經多孔介質的單相流動過程;三是相分離失效時涉及的氣相突破多孔結構的兩相流動過程。

1.2 毛細潤濕特性

毛細潤濕特性是實現多孔結構相分離的重要前提?？紤]多孔介質內的毛細流動為不可壓縮層流,毛細流動過程中毛細驅動壓力和流動阻力、重力相平衡,其動量守恒方程為

(1)

基于式(1),在線性毛細爬升實驗中,液面前緣所能達到的最大高度為

(2)

流動過程中忽略重力因素的影響,對式(1)進行時間t積分,即獲得Lucas-Washburn模型為

(3)

多孔絲網、燒結毛細芯等多孔結構由大量不規則的微孔和微通道組成,其等效毛細孔徑難以直接計算獲得,可以基于式(1)～(3)通過線性毛細流動實驗結果進行反算。多孔結構毛細潤濕特性的評價指標有最大毛細壓力和毛細流動速率兩個參數。其中,最大毛細壓力與孔徑成反比,多孔結構的孔徑越小,其能達到的最大毛細壓力越大,而毛細流動速率隨孔徑并非單調變化,需要綜合考慮毛細驅動壓力和流動阻力二者的影響。

1.3 壓降特性

單相流體流經多孔結構的壓降特性是決定其相分離性能的關鍵參數,與工質流速和多孔介質的結構參數密切相關。當流動區域的雷諾數Re<1時,多孔介質流動處于線性層流區,粘性力起主導作用,達西定律成立,流經多孔介質的壓降與流體速度呈線性關系[6]。隨著流速的增加,多孔介質局部幾何結構和慣性力對流動的影響逐漸增強,因此,在達西方程中引入Forchheimer項以描述慣性力的影響,并引入滲透率描述多孔介質幾何結構的影響。Darcy-Forchheimer方程是多孔介質流動的動量守恒方程

(4)

(5)

式中:兩個常數項a=1.75,b=150是通過對表面積和密度已知的均質多孔結構開展實驗確定的[7-8],該常數項的準確性已經證實,并廣泛應用于各種多孔材料的壓降預測中,包括多孔絲網、多孔泡沫、填充床等結構。

在實際應用過程中,獲得流體流經多孔結構壓降的方法主要有3種:一是對于燒結粉末、燒結纖維等非周期性的多孔材料,可以通過實驗直接測試不同流速下流體流經多孔結構的壓降數據,獲得壓降-流速曲線;二是針對編織網幕等周期性多孔結構,可以根據已有經驗公式,結合多孔結構的孔隙率、比表面積、孔徑等參數來計算其粘性阻力系數和慣性阻力系數,進而計算壓降;三是針對周期性多孔結構,可以通過理論分析計算其理論滲透率,帶入Darcy-Forchheimer方程中,獲得該多孔結構的壓降數據[9]。

1.4 泡破壓力

泡破壓力(Bubble Point Pressure)定義為氣體突破多孔結構內液體表面張力束縛、侵入孔隙并穿透多孔結構時所對應的兩側臨界壓差,是影響多孔結構相分離性能的關鍵參數。泡破壓力越大,材料的相分離極限越大?；赮oung-Laplace方程,將多孔結構等效為毛細管,即可將靜態泡破壓力等效為毛細管中氣-液-固三相界面處的毛細壓差為

(6)

式中:等效泡破孔徑Dbp是將多孔結構中的孔隙通道等效成一個毛細管所對應的有效孔徑,與多孔介質的孔徑和孔隙結構有關。泡破孔徑計算方法主要有3種:一是參考流體計算法,即測量標準參考流體的泡破壓力,基于式(6),根據泡破壓力、表面張力、接觸角直接反算其泡破孔徑,參考流體計算法的最大優點是一次泡破實驗即可確定孔徑,但是對實驗測量過程的準確性要求極高;二是斜率計算法[10],采用不同流體進行多次實驗,以表面張力和泡破壓力為橫縱軸,根據數據趨勢線的斜率計算泡破孔徑,相較于參考流體計算法,斜率計算法的準確性更高,但是需要對多種流體進行泡破實驗,工作量較大;三是理論分析法,基于多孔介質的三維孔隙結構,通過對孔喉位置的孔隙結構分析來估算其孔徑[11]。

1.5 力學性能

除流動特性外,多孔結構的材料特性,包括力學性能、抗變形能力、與其他材料的兼容性等也是影響其空間應用的重要參數[3]。航天器在發射和變軌階段將經歷復雜的變重力環境,多孔結構在液體瞬時沖擊下是否會發生屈服甚至斷裂、孔隙是否會膨脹變形、多孔材料與外部殼體的封裝強度等都是在飛行設計和多孔結構選材、選型中需要考慮的重要問題。

2 航天器中的應用

面向空間應用的熱泵、環路熱管和低溫推進系統等都是涉及氣液兩相流的航天器熱控/推進技術,其在運行過程中均需要實現液體的精準取用,以避免氣液兩相摻混輸運,采用多孔結構相分離技術的儲液器、蒸發器已經應用于“國際空間站”、嫦娥五號月球探測器等。

2.1 低溫推進劑貯箱

低溫推進劑具有高比沖、高能量密度的顯著優勢,相比于常溫肼推進劑,可大幅降低航天器質量,愈來愈成為航天器進入空間及在軌服務的首選動力方案。在空間微重力環境下,必須在低溫推進劑貯箱中增加液體獲取裝置,以保障發動機的純液供應。若不進行氣液分離,推進劑貯箱出口處游走的氣團進入發動機將造成動力衰減甚至引發事故,嚴重危害航天器的安全運行。

多孔通道式液體獲取裝置(LAD)是一種基于多孔絲網的氣液相分離裝置,該裝置由4或8根靠近貯箱內壁面均布的空心通道組成,每個通道靠近貯箱內壁面的一側是由緊密編織的金屬絲網組成,另外三側為金屬固壁面,如圖2所示。在壓差驅動下,液相可以順利穿過多孔絲網進入通道,氣相則會被孔隙中的毛細力阻擋在多孔絲網之外,從而將純液推進劑輸送至發動機中。多孔通道式液體獲取裝置能夠適用于更大范圍的溫度環境和旋轉、加速等更惡劣的加速度環境,具有無需消耗多余燃料、不受低溫流體蒸發影響的優勢,特別適用于深空探測任務中遠航程、高機動的飛行環境。NASA將多孔通道式LAD認定為當前最具前景的低溫推進劑在軌氣液分離技術[1-2],正在加速推進地面試驗與驗證工作。

圖2 多尺度下多孔通道式液體獲取裝置的相分離過程Fig.2 Phase separation process of the screen channel liquid acquisition device at multi-scale

多孔通道式液體獲取裝置穩定運行的關鍵就是在給定的驅動壓差下,液相能夠穿過多孔絲網并沿通道輸送至貯箱出口,而氣相會被阻擋在多孔絲網之外。液體在整個流程中產生的總壓損為ΔPloss,由液體流經多孔絲網的壓降ΔPf、流體在通道中的粘性壓損和動壓損組成。冷氦氣對推進劑貯箱加壓產生的驅動壓差表示為ΔPapplied。氣體突破多孔結構毛細力束縛進入通道的泡破壓力為ΔPbp。為保證多孔通道式液體獲取裝置的穩定運行,各壓力必須滿足條件ΔPapplied=ΔPloss<ΔPbp。在運行過程中驅動壓差應始終小于泡破壓力以保證氣體被阻擋在多孔絲網以外;同時,在小于泡破壓力的前提下,還應盡量增大驅動壓差以獲得最大流量的液體推進劑。泡破壓力是決定多孔通道式液體獲取裝置驅動壓力的上限值。

2.2 儲液器

隨著深空探測和載人航天工程的發展,未來航天器將面臨熱功耗增大、熱流密度增強等問題,現有技術已經無法滿足超大功率熱傳輸和高溫環境熱排散需求。熱泵系統能夠通過提高輻射溫度大幅減少輻射器面積、降低航天器熱控系統質量,是未來航天熱控的重要技術手段[12]。泵驅兩相流體回路能夠將航天器內部的廢熱進行收集、傳輸和排散,特別適用于大功率熱排散需求、空間環境復雜多變、載荷工作狀態多的環境。

圖3為熱泵系統和泵驅兩相流體回路系統的示意圖。熱泵系統由壓縮機、儲液器、冷凝換熱器、蒸發換熱器和膨脹閥組成。運行過程中,經壓縮機作用的高溫高壓氣相工質首先經過冷凝換熱器放熱,再進入儲液器進行氣液相分離;隨后,純液工質進入膨脹閥中降壓后,低溫低壓氣液兩相工質進入蒸發換熱器進行蒸發吸熱,最后高溫氣相工質再次流進壓縮機中,實現循環。泵驅兩相流體回路系統由機械泵、儲液器、蒸發器、冷凝器和氣液管路組成。運行過程中,機械泵驅動單相工質流進蒸發器中,單相工質蒸發吸熱轉變為氣液兩相流體;隨后氣液兩相工質通過冷凝器與輻射散熱器進行熱交換,將從發熱設備收集的熱量排散至外部;最后流體經過儲液器轉化成過冷單相工質,流進機械泵中,實現循環。

圖3 熱泵系統和泵驅兩相流體回路系統組成及流動循環示意圖Fig.3 Composition and working process of the heat pump system and the pump-driven two-phase fluid loop system

機械泵是泵驅兩相流體回路系統的“心臟”,在運行過程中需在其前端布置具有氣液相分離性能的儲液器,保證純液工質供應至機械泵中,以避免機械泵空化和氣蝕損壞。儲液器作為熱泵系統的核心部件,安裝在冷凝器和膨脹閥之間,保證進入膨脹閥的工質為純液態,以提高節流效率。地面常重力環境中,只需要將氣體出口布置于儲液器頂部,氣液兩相即可由于密度差異而自發分離。但在空間微重力環境下,必須在儲液器內增設液體管理裝置進行氣液相分離,避免氣體進入膨脹閥和機械泵中?！皣H空間站”上的阿爾法磁譜儀(AMS-02)是國際上首套在軌運行的機械泵驅兩相流體回路系統,其儲液器使用了多孔結構進行液體管理,實現了微重力下高壓低表面張力工質的氣液分離和CO2兩相精密控溫,目前在國際空間站上穩定運行。

文獻[13]提出一種基于多孔結構的圓柱型相分離裝置,能夠應用于微重力下的氣液相分離。該裝置由圓柱形外殼和多孔結構卷成的圓筒組成,多孔圓筒插入圓柱形外殼內,將內部流動區域劃分為靠近管壁的環形高壓區和靠近軸線的中心低壓區,如圖4所示。當氣液兩相沿軸向流進裝置時,液相會在表面張力作用下流進多孔結構的孔隙中并在多孔圓筒表面形成液膜。隨著液膜形成,液相將在壓力作用下進入中心低壓區。而當中心低壓區和環形高壓區之間的壓差ΔPcylinder小于多孔結構的泡破壓力ΔPbp時,氣相無法突破已經潤濕的孔隙,而保留在環形高壓區,并在壓差驅動下沿環形高壓區流出圓柱型裝置,從而實現氣液相分離。文獻[14]也提出一種具有微槽結構的氣液相分離裝置應用于熱泵系統中,利用表面張力將液相匯聚于微槽中,實現氣液分離。

圖4 基于多孔結構的圓柱型相分離裝置示意圖Fig.4 Schematic diagram of a cylindrical phase separation device based on porous screen

2.3 蒸發器

蒸發器是熱管系統和兩相流體回路系統的核心部件。以環路熱管為例,環路熱管由蒸發器、冷凝器、儲液器、氣體管路和液體管路組成,如圖5所示。運行過程中,液體在蒸發器中的毛細芯外表面蒸發,吸收熱量,產生的氣態工質經蒸氣管路流向冷凝器,在冷凝器中釋放熱量,凝結成液體并過冷,過冷液態工質流經儲液器后,通過液體管路向蒸發器毛細芯內部供應液態工質,液態工質流經毛細芯,最后到達毛細芯表面再次受熱蒸發,形成循環。

注:圖中Qout為冷凝器散熱量;Qin為蒸發器吸熱量。圖5 環路熱管系統組成及流動循環示意圖Fig.5 Composition and working process of the loop heat pipe system

蒸發器是熱管系統中與散熱設備接觸的關鍵部件,其換熱效率直接決定熱管系統的傳熱效率和最大傳熱能力。在高熱通量下,加熱表面上氣泡成核位點較多,若氣泡不及時排散,將會在液體和加熱面之間形成蒸氣膜,嚴重影響傳熱性能,甚至出現沸騰危機。因此,對蒸發器進行氣液管理,及時將氣體排散,避免蒸氣膜形成,盡量使蒸發器處于低熱阻薄膜沸騰,是強化蒸發器性能的有效途徑[5]。圖6所示為一種基于多孔膜的蒸發器結構。啟動初期,蒸發器內充滿液體,直到蒸氣區的壓力Pg大于儲液器中的壓力Pl,即可借助毛細力對蒸發器的氣液兩相流體進行相分離。相分離后,液體在毛細力作用下沿多孔結構從儲液器輸運至蒸發器中的毛細芯處,液體受熱蒸發;產生的氣體則能夠沿蒸發器中的蒸氣通道及時排散至氣體管路,避免積聚。為保證液體持續供應至加熱面,避免燒干,多孔結構毛細力與系統總壓損必須滿足關系:ΔPcap>ΔPloss,同時,氣體管路與儲液器之間的壓差應始終小于多孔結構的泡破壓力Pg-Pl<ΔPbp,以避免氣泡留存至蒸發器中,并防止液體進入蒸氣管線。

圖6 基于多孔結構的蒸發器結構示意圖Fig.6 Schematic diagram of evaporator based on porous structures

進一步提高多孔結構與工質的表面潤濕性,能夠提高多孔結構的毛細作用,促進氣泡脫離,強化蒸發器的傳熱性能[15];在多孔結構中增加微通道,也能夠有效降低液體流動阻力保證液體持續快速供應,提高蒸發器的臨界熱流密度[16]。

3 啟示與建議

基于多孔結構的液體管理技術是空間微重力環境下實現氣液相分離的有效途徑,為低溫推進劑在軌管理、儲液器設計、蒸發器性能提升提供了新的思路?；诙嗫捉Y構的液體管理技術具有以下幾點優勢。

(1)基于多孔結構的液體管理是一種被動式流體管理技術,具有無須消耗額外能源、結構簡單、可靠性高的優點。多孔結構內微米乃至納米級孔隙中能夠產生較大的毛細力,配合通道等設計能夠適應不同結構布局和變重力環境下的相分離需求。

(2)多孔介質材料有燒結粉末型、燒結纖維型、金屬絲網、金屬泡沫、復合型等多種形式,可以針對液體獲取速率、相分離效率、相變傳熱等不同應用需求,對多孔材料的滲透率、孔徑、熱導率和機械強度等參數進行調節,以適應不同場景的多孔材料應用需求。同時,還可以與涂層技術相結合,調節多孔材料的表面潤濕性,以適應對強化液體輸運和增加氣泡成核位點等不同調控需求。

同時,通過對多孔介質相分離特性的分析與研究,梳理出需要進一步解決的關鍵問題,以支撐基于多孔介質的液體管理技術未來在航天領域的應用與發展。

(3)新型多孔結構強化相分離性能。多孔介質的壓降特性和泡破特性直接決定其相分離效率。理想的多孔結構應當具有較高的泡破壓力和較低的流動阻力,以保證足夠的相分離能力和盡量高的相分離效率。然而,泡破壓力和流動阻力均與多孔結構的孔徑成反比,難以在提升泡破壓力的同時降低其流動阻力。實際應用中往往是對泡破壓力與流動阻力進行綜合權衡,以獲得最佳的相分離效果。需要進一步探究具有微納復合孔隙和具有復合潤濕性的新型多孔結構以解決該博弈難題,該問題的解決對提升相分離效率、增加相分離極限至關重要。

(4)傳熱及相變過程對相分離性能的影響?，F有研究中大多忽略熱因素和相變過程對相分離性能的影響,但是在低溫推進劑應用中,低溫貯箱內存在漏熱導致液相蒸發、主動制冷導致氣相冷凝的相變過程。在蒸發器中,也存在毛細輸運、液體蒸發、氣泡脫離的兩相流動和相變傳熱過程。此時,多孔介質的相分離必須要考慮兩相流動阻力和蒸發冷凝過程對動態相分離性能的影響。

(5)工程應用上的難點?；赮oung-Laplace方程,表面張力與孔徑成反比,氣體更容易穿過大孔隙。因此,在實際相分離狀態下,多孔結構的相分離極限取決于該結構的最大孔徑。由此引發兩個問題:一是對多孔材料的質量控制,應當保證孔隙尺寸的均勻性,不得出現壞點或缺陷,否則將導致實際相分離能力遠小于設計性能;二是多孔結構的安裝與固定必須具有較好的密封性,且安裝或密封方式不可破壞多孔材料的孔隙。然而,應用于相分離的多孔結構孔徑多為微米乃至納米量級,必須尋求合適的安裝與密封方式,為基于多孔結構的液體管理技術在空間環境中的應用提供技術支撐。

4 結束語

基于多孔結構的相分離過程能夠充分利用流體在多孔介質內的毛細作用和表面張力實現氣液兩相分離和純液/純氣的定向輸運,特別適用于以表面張力為主導作用的空間微重力環境。詳細分析了基于多孔結構的相分離過程以及毛細潤濕特性、壓降特性、泡破特性等關鍵性能參數,梳理了各參數的計算和表征測試方法,點明毛細潤濕性能是實現多孔結構相分離的重要前提,壓降特性和泡破特性是決定多孔結構相分離效率和液體獲取速度的關鍵參數?；诙嗫捉Y構的液體管理技術能夠應用于低溫推進劑貯箱、熱泵/泵驅兩相流體回路系統的儲液器、以及熱管蒸發器等航天器技術中,實現微重力環境下的氣液兩相分離、避免氣液兩相摻混輸運。本文在總結國內外研究的基礎上,梳理出新型多孔結構強化相分離性能、傳熱及相變過程對相分離性能的影響、多孔材料的孔隙一致性控制和安裝密封技術等需要解決的關鍵問題,這些問題的解決將有效支撐基于多孔介質的液體管理技術在航天領域的應用與發展。