于新剛 范宇峰 黃家榮 滿廣龍

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

1 引言

隨著航天器功能的不斷增強(qiáng)，設(shè)備的功耗也不斷增大，高熱流密度及溫度均勻性的要求，使得采用流體回路技術(shù)進(jìn)行有效熱控成為大型航天器主動(dòng)熱設(shè)計(jì)的必然選擇［1］。對(duì)于載人航天器而言，由于尺度增大引起的熱量收集、傳輸、排散問題以及密封艙內(nèi)溫濕度的控制，目前都只能通過流體回路來解決。流體回路系統(tǒng)包括單相流體回路和兩相流體回路。兩相流體回路系統(tǒng)具有系統(tǒng)重量輕、功耗小、溫度均勻性高的特點(diǎn)，但是，目前對(duì)在軌微重力情況下的相變換熱機(jī)理以及相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)（比如汽液分離技術(shù)、運(yùn)行穩(wěn)定性等）的研究還不成熟［2］。而單相流體回路由于熱量排散能力強(qiáng)、機(jī)理簡(jiǎn)單、可靠性高，在聯(lián)盟號(hào)飛船、航天飛機(jī)、“國際空間站”等載人航天器上都得到了廣泛的應(yīng)用［3-5］。

單相流體回路熱控制技術(shù)最早應(yīng)用于載人飛船，流體回路在使用過程中更多地考慮在給定功耗和重量資源下的功能實(shí)現(xiàn)。而隨著載人航天器在軌時(shí)間延長、工作模式增多，對(duì)熱控系統(tǒng)可靠性、安全性方面提出了更高的要求，從而也要求作為主動(dòng)熱控核心的流體回路系統(tǒng)具有更高的安全性。

本文以目前單相流體回路設(shè)計(jì)過程中的一些安全性設(shè)計(jì)考慮為基礎(chǔ)，結(jié)合“國際空間站”等國外應(yīng)用單相流體回路設(shè)計(jì)的經(jīng)驗(yàn)，分析了單相流體回路防凍結(jié)設(shè)計(jì)、防靜電設(shè)計(jì)、工質(zhì)處理、系統(tǒng)壓力控制等方面的基本設(shè)計(jì)方法。

2 單相流體回路設(shè)計(jì)中的主要安全性問題

在進(jìn)行單相流體回路系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，首先是設(shè)計(jì)指標(biāo)應(yīng)該在功能上滿足需求，例如系統(tǒng)散熱量、重量、溫度控制水平等。在此基礎(chǔ)上應(yīng)該考慮系統(tǒng)在各種復(fù)雜內(nèi)外部環(huán)境下的工作狀況，盡可能地提高流體回路的工作可靠性和安全性，避免出現(xiàn)危及整個(gè)系統(tǒng)的情況，為此主要應(yīng)從以下幾個(gè)方面考慮問題。

（1）流體回路靠液體的流動(dòng)來傳遞熱量，因此流體回路系統(tǒng)應(yīng)時(shí)刻保持工質(zhì)的流動(dòng)，避免凍結(jié)。如果由于工質(zhì)的局部溫度過低發(fā)生凍結(jié)，流體回路系統(tǒng)即失去功能，此外工質(zhì)凍結(jié)-解凍的過程會(huì)引起系統(tǒng)壓力的大幅變化，產(chǎn)生危險(xiǎn)。

（2）流體回路系統(tǒng)對(duì)不凝性氣體比較敏感，工質(zhì)中氣體的存在對(duì)系統(tǒng)工作可以產(chǎn)生多種危害，會(huì)降低泵的壓頭、阻礙換熱，甚至有可能阻塞流動(dòng)［6］，故應(yīng)采取措施避免。

（3）流體回路是一個(gè)封閉系統(tǒng)，由于液體的可壓縮性差，當(dāng)溫度變化時(shí)如果沒有補(bǔ)償或補(bǔ)償不足，系統(tǒng)壓力會(huì)急劇變化。一般來說，系統(tǒng)壓力降低會(huì)影響泵的工作，而壓力升高超過設(shè)備的耐壓時(shí)會(huì)發(fā)生泄漏等安全問題。

上述任何一個(gè)問題發(fā)生都可能發(fā)生系統(tǒng)級(jí)失效，是單相流體回路設(shè)計(jì)階段應(yīng)著重考慮的幾個(gè)安全性問題。此外，還有一些有可能引起間接危害的因素如靜電等問題也應(yīng)引起注意。下面著重介紹如何避免上述幾個(gè)問題的設(shè)計(jì)方法和措施。

3 防凍結(jié)設(shè)計(jì)

單相流體回路在進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，一般按照外熱流最大，同時(shí)熱耗最大的極端情況，來確定其輻射器的面積等參數(shù)；然而實(shí)際在軌運(yùn)行時(shí)，卻可能是低熱耗和低外熱流的情況，此時(shí)整個(gè)流體面臨的一個(gè)問題就是防凍結(jié)。

飛船在進(jìn)行交會(huì)對(duì)接任務(wù)時(shí)，完成對(duì)接后會(huì)進(jìn)行一段時(shí)間的組合體飛行，此時(shí)飛船處于?？磕Ｊ?。由于飛船太陽電池翼?？匾虼讼到y(tǒng)供電能力下降，大量設(shè)備此時(shí)關(guān)機(jī)，整船的熱耗下降約為正常飛行時(shí)的50%，此時(shí)輻射器的防凍是一個(gè)問題。在流體回路系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，可以采用液路加熱器來提高進(jìn)入輻射器的工質(zhì)溫度，此液路加熱器布置在輻射器的入口，其開關(guān)由輻射器出口處的插入式的溫度傳感器來控制。此液路加熱器直接作用于工質(zhì)，加熱效率高、并且溫升速度相應(yīng)較快。圖1給出了不同流量下液路加熱器加熱量與溫升試驗(yàn)的關(guān)系。隨著流量增加溫升減小，并且加熱量與溫升為線性關(guān)系。這種模式的最大的缺點(diǎn)是所需功耗較大，而系統(tǒng)質(zhì)量也較大，因此限制了它的應(yīng)用。

圖1 不同流量下加熱功率與溫升關(guān)系Fig．1 Temperature change with power for various flowrate

“國際空間站”流體回路也面臨著防凍的問題，在運(yùn)行過程中采取了多種措施來預(yù)防輻射器凍結(jié)。以電池控溫回路為例［7］，該回路是一個(gè)單回路系統(tǒng)，回路的工質(zhì)采用液態(tài)氨，分析表明［6］，在沒有熱耗同時(shí)外熱流最小的情況下，只要輻射器每根管內(nèi)的流動(dòng)不小于0．66lb／h（0．299 4kg／h），就可以保證輻射器管路不被凍結(jié)。因此在設(shè)計(jì)流體回路系統(tǒng)控制邏輯時(shí)須保證流體回路的溫控閥（Flow Control Valve）的開度不小于5%（對(duì)應(yīng)流量為0．79lb／h（0．358 3kg／h）），可采用兩種控制方式：①設(shè)定一個(gè)計(jì)時(shí)器，當(dāng)溫控閥開度小于5%時(shí)開始計(jì)時(shí)，假如時(shí)間超過一個(gè)預(yù)設(shè)的時(shí)間（8min），溫控閥則被設(shè)置到一個(gè)固定的開度（70%）并保持一定的時(shí)間（30s），以對(duì)輻射器內(nèi)管路進(jìn)行沖刷；上述時(shí)間和開度都是根據(jù)對(duì)輻射器凍結(jié)和沖刷的分析得到的；為了避免溫控閥的不必要操作，這一控制措施當(dāng)輻射器供液溫度超過一定溫度時(shí)不啟動(dòng)。②根據(jù)輻射器的入口溫度（放置于泵組件內(nèi)）來進(jìn)行溫控閥控制，當(dāng)輻射器溫度低于一個(gè)預(yù)設(shè)值時(shí)，將溫控閥設(shè)置為部分旁路，從而避免輻射器凍結(jié)；這種防凍措施優(yōu)點(diǎn)是不增加額外的配置，缺點(diǎn)是人為控制溫控閥動(dòng)作，會(huì)引起控溫點(diǎn)的溫度波動(dòng)。

上述的防凍措施都在“國際空間站”流體回路運(yùn)轉(zhuǎn)期間采用，在流體回路由于種種原因停止運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，主要通過控制姿態(tài)的方式來防止凍結(jié)，即在此時(shí)將輻射器朝向太陽或者地球來對(duì)輻射器進(jìn)行加熱。

在深空探測(cè)等領(lǐng)域目前出現(xiàn)了一種新的方式來防止凍結(jié)，它采用一個(gè)回?zé)釗Q熱器來收集系統(tǒng)熱量，從而保證經(jīng)過輻射器的流量。Eugene K．Ungar給出了回?zé)釗Q熱器預(yù)防凍結(jié)的一個(gè)方案［8］。圖2為一個(gè)普通的流體回路示意圖，通過溫控閥的開度控制經(jīng)過輻射器的流量，實(shí)現(xiàn)對(duì)給定溫度點(diǎn)的溫度控制。圖3為一個(gè)采用回?zé)釗Q熱設(shè)計(jì)的流體回路示意圖，增加回?zé)釗Q熱器后，在回路中通過溫控閥控制通過回?zé)釗Q熱器和回?zé)釗Q熱器旁路的流量比例來控制系統(tǒng)溫度，當(dāng)熱耗最大時(shí)回?zé)釗Q熱器被完全旁路（與傳統(tǒng)的控制模式相似），當(dāng)系統(tǒng)熱耗低時(shí)，全流量流過回?zé)釗Q熱器。

圖2 典型的流體回路系統(tǒng)示意圖Fig．2 Schematic of a typical fluidloop

采用回?zé)釗Q熱器之后，工質(zhì)始終全流量流過輻射器，工質(zhì)流速較高，不易凍結(jié)。此外由于回?zé)釗Q熱器的存在降低了輻射器的入口溫度，使得輻射器的平均溫度降低，由于輻射器的散熱量與輻射器溫度的4 次方成正比，降低平均溫度后減少了輻射器的散熱量，從而減小了整個(gè)系統(tǒng)通過輻射器損失的熱量；即一部分之前通過輻射器散失的熱量通過回?zé)釗Q熱器又進(jìn)入流體回路系統(tǒng)，減小了維持系統(tǒng)運(yùn)行所需的最低熱耗。根據(jù)Eugene K．Ungar的分析結(jié)果，采用這一方案系統(tǒng)運(yùn)行所需最低熱耗可以降低30%。該方式缺點(diǎn)是增加了系統(tǒng)質(zhì)量，優(yōu)點(diǎn)是不增加額外的能量消耗、防凍的效果較好。

圖3 增加回?zé)釗Q熱的回路系統(tǒng)Fig．3 Schematic of a fluidloop with regenerative heat exchanger

4 氣體去除

工質(zhì)中不凝性氣體的來源主要有兩個(gè)：一是在加注時(shí)工質(zhì)中溶解的氣體隨工質(zhì)進(jìn)入回路；二是密封艙內(nèi)在軌更換設(shè)備時(shí)也會(huì)引入空氣。這些不凝性氣體隨著工質(zhì)進(jìn)行循環(huán)運(yùn)動(dòng)，當(dāng)系統(tǒng)的溫度或壓力降低時(shí)會(huì)大量析出?；谏鲜龌芈分胁荒詺怏w產(chǎn)生的兩種原因，要去除工質(zhì)中的不凝性氣體一般從兩方面著手。一方面是在加注前對(duì)工質(zhì)進(jìn)行處理，以減少在工質(zhì)中溶解的不凝性氣體含量；另一方面在軌時(shí)還可以通過捕集的方式來排除不凝性氣體。

圖4為一種典型加注脫氣的結(jié)構(gòu)示意圖。在裝有工質(zhì)的容器中，通過一個(gè)抽真空口來降低工質(zhì)上部的壓力，從而使得工質(zhì)中溶解的氣體析出，達(dá)到去除工質(zhì)中不凝性氣體的目的。試驗(yàn)表明，采用這種方式可以去除工質(zhì)中溶解的超過95%的溶解空氣；完成脫氣處理的工質(zhì)在進(jìn)行加注后，進(jìn)行降壓試驗(yàn)，泵入口處壓力降至35kPa時(shí)，系統(tǒng)仍能正常工作，泵轉(zhuǎn)速、壓差、電流均正常，直至壓力降至31kPa時(shí)泵出現(xiàn)空轉(zhuǎn)，系統(tǒng)無法工作。而脫氣之前的試驗(yàn)泵入口處壓力降至80kPa泵已經(jīng)不能工作，因此脫氣有效。通過脫氣大大增加了流體回路在低溫、低壓下的工作可靠性。

圖4 工質(zhì)脫氣示意圖Fig．4 Schematic of a gas removal system

“國際空間站”上由于大量采用在軌可更換設(shè)備（Orbital Replacement Units，ORU），因此在回路中布置了專門的氣體捕集裝置（Gas Trap）。Joseph T．Humphrey 等人［8］介紹了“國際空間站”上美國艙采用的一種雙膜氣體分離裝置。圖5為這種氣體分離裝置的原理圖。該裝置由置于一個(gè)鈦管殼中的雙膜結(jié)構(gòu)組成，外層是一種親水膜可以使工質(zhì)透過，內(nèi)層是一種疏水膜可以透過氣體不透過工質(zhì)，從而實(shí)現(xiàn)氣液分離。這種氣液分離裝置的優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本低，但其缺點(diǎn)也是比較明顯的，首先由于阻塞等原因會(huì)造成膜的效率下降，此外工質(zhì)也有可能透過疏水膜而產(chǎn)生損失。目前NASA 正在對(duì)這一設(shè)計(jì)進(jìn)行改進(jìn)［9］。

圖5 氣體捕集裝置示意圖Fig．5 Schematic of gas trap

在“國際空間站”上的俄羅斯艙段還采用了另外一種形式的氣液分離裝置［10］。這種分離裝置的原理為離心分離的方式。裝置的形狀為一個(gè)錐形，液體沿著椎體的底部（直徑較小一端）的切向進(jìn)入，工質(zhì)的旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生離心力，由于氣液的離心力不同形成氣液的分離。而隨著工質(zhì)的流動(dòng)，椎體的直徑逐漸增大，工質(zhì)的速度減慢，最終分離的氣體都聚集在椎體的頂端，直至氣體排出，完成對(duì)工質(zhì)中氣體的分離。這種設(shè)計(jì)方式結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單，可靠性較高，但是存在阻力損失較大的問題。

5 系統(tǒng)壓力控制

5．1 系統(tǒng)壓力控制

單向流體回路系統(tǒng)的壓力控制目前主要是通過補(bǔ)償器來實(shí)現(xiàn)的。補(bǔ)償器是一種波紋管隔離的兩腔結(jié)構(gòu)，一側(cè)充有氣體，另一側(cè)與回路連接。高溫時(shí)工質(zhì)體積膨脹氣體壓縮，工質(zhì)進(jìn)入補(bǔ)償器，低溫時(shí)氣側(cè)體積膨脹，工質(zhì)進(jìn)入主回路，從而起到調(diào)節(jié)系統(tǒng)壓力的作用。“國際空間站”的外回路就在不同的部位共布置了10臺(tái)補(bǔ)償器［11］，補(bǔ)償器對(duì)高壓的補(bǔ)償一般是對(duì)流體回路系統(tǒng)（包括轉(zhuǎn)運(yùn)、發(fā)射、在軌運(yùn)行的全周期的高溫情況）進(jìn)行分析，根據(jù)溫度的變化結(jié)合工質(zhì)的膨脹特性，計(jì)算出最大膨脹量，然后在工質(zhì)加注過程中對(duì)補(bǔ)償器預(yù)留出這一膨脹量。

在流體回路系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，有一種情況可能在系統(tǒng)中產(chǎn)生局部壓力增大，值得注意。當(dāng)流體回路系統(tǒng)要通過多個(gè)艙段時(shí)整個(gè)流體回路系統(tǒng)的高度有可能很高，在進(jìn)行發(fā)射時(shí)，由于火箭的加速以及工質(zhì)本身自重，有可能在底部產(chǎn)生較大的靜壓，其壓力表達(dá)為

式中：P為回路系統(tǒng)壓力（靜壓，Pa），ρ為工質(zhì)密度（kg／m3），gn為重力加速度（m／s2），a為運(yùn)載火箭的加速度（m／s2），h為流體回路系統(tǒng)高度（m）。這種情況可以通過兩種方式來解決：一方面通過閥門將流體回路隔斷，使得整個(gè)系統(tǒng)形成一種分段的形式，減小高度；另一方面可以增大補(bǔ)償器的高溫端的補(bǔ)償余量，使得在運(yùn)載火箭加速過程中回路上端的部分工質(zhì)進(jìn)入補(bǔ)償器內(nèi)，緩解系統(tǒng)壓力變化。

5．2 局部壓力控制

除了對(duì)流體回路系統(tǒng)進(jìn)行補(bǔ)償外，對(duì)于某些在軌可更換設(shè)備，由于其存放和更換后是充滿工質(zhì)的，也需要考慮其壓力控制問題。圖6 給出了“國際空間站”的哥倫布艙內(nèi)的流體試驗(yàn)?zāi)K的局部圖，在其上的回路安裝有小的膨脹節(jié)（Fluid Expander），這種膨脹節(jié)結(jié)構(gòu)原理和補(bǔ)償器相似，也是一種由不銹鋼波紋管隔開的一種兩腔結(jié)構(gòu)，其中一側(cè)充有氮?dú)猓?0］。此外在某些快速拔插設(shè)備的兩端安裝有軟管（hose），如圖7 所示，這種軟管主要是方便快速拔插操作，也能對(duì)工質(zhì)進(jìn)行少量的補(bǔ)償［10］。

圖6 包含膨脹節(jié)的回路Fig．6 Fluidloop with fluid expander

圖7 包含軟管的ORUFig．7 ORU with hose

6 防靜電設(shè)計(jì)

航天器一般對(duì)電子設(shè)備有防靜電的要求，主要是要求電子設(shè)備的電連接器與安裝面之間的阻值小于一給定值，從而達(dá)到接地的目的。這一點(diǎn)對(duì)具有電性能的流體回路設(shè)備也有類似的要求，只不過部分流體回路設(shè)備由于其安裝的特殊性很多設(shè)備沒有規(guī)則的安裝面，而是通過卡箍安裝，安裝時(shí)為了調(diào)節(jié)卡箍和設(shè)備之間的安裝狀態(tài)，中間有毛氈等材料，導(dǎo)致設(shè)備不能通過安裝面接地，因此一般是通過設(shè)備的接頭與管路的連接處接地。

單向流體回路設(shè)備的防靜電除了對(duì)上述電子設(shè)備有接地要求外，對(duì)于長期在軌運(yùn)行的回路，對(duì)非電子設(shè)備也應(yīng)考慮進(jìn)行防靜電設(shè)計(jì)。這是由于在流體回路中工質(zhì)在不斷地循環(huán)流動(dòng)，由于工質(zhì)和設(shè)備之間的摩擦可能產(chǎn)生靜電電荷，隨著電荷的不斷積累有可能產(chǎn)生靜電放電［2］，這種不斷發(fā)生的微小放電會(huì)造成兩方面的問題：一是可能對(duì)管壁造成損傷，即在管壁上形成微小的放電凹坑；二在放電的同時(shí)可能在管路中形成多余物，阻塞過濾器等設(shè)備，造成系統(tǒng)阻力上升。這也是有些長期運(yùn)行的流體回路雖然在裝配階段經(jīng)過很仔細(xì)的清潔和多余物控制，運(yùn)行一段時(shí)間后仍有可能產(chǎn)生多余物的原因。荷蘭Bradford Engineering 公司為美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（JPL）研制的用于深空探測(cè)的流體回路系統(tǒng)在進(jìn)行壽命試驗(yàn)時(shí)即發(fā)生了過濾器的阻塞，后來在系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)他們通過對(duì)泵的設(shè)計(jì)優(yōu)化，取消了過濾器，從而消除了這種過濾器阻塞的隱患。

7 結(jié)束語

航天器在軌時(shí)間延長、工作模式增多，對(duì)作為主動(dòng)熱控核心的流體回路系統(tǒng)有了更高的安全性要求。在航天器流體回路設(shè)計(jì)時(shí)，除功能設(shè)計(jì)外，另一個(gè)重要的方面就是提高系統(tǒng)工作的安全性和可靠性，提高系統(tǒng)在復(fù)雜情況下的工作能力。通過在系統(tǒng)設(shè)計(jì)階段對(duì)任務(wù)需求的分析，對(duì)流體回路系統(tǒng)在工質(zhì)防凍結(jié)、氣體去除、壓力控制、防靜電等方面進(jìn)行細(xì)致的分析和設(shè)計(jì)，可以有效地提高單相流體回路的安全性和在復(fù)雜工況情況下的工作能力。

（References）

［1］張加迅，李勁東，侯增祺．流體回路技術(shù)在大型航天器上的應(yīng)用［C］／／第六屆空間熱物理會(huì)議．北京：北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，2003：9-14

Zhang Jiaxun，Li Jindong，Hou Zengqi．Application of fluid loop in large-scale spacecraft［C］／／6thSymposium on Space Thermal Physics．Beijing：Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，2003：9-14（in Chinese）

［2］Gilmore D G．Spacecraft thermal control handbook volume I：fundamental technologies［M］．California：The Aerospace Press，2002

［3］黃家榮，范宇峰，劉炳清，等．神舟七號(hào)飛船熱控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)和在軌性能評(píng)估［J］．中國空間科學(xué)技術(shù)，2009，29（5）：1-7

Huang Jiarong，F(xiàn)an Yufeng，Liu Bingqing．et al．Design and on-orbit performance evaluation of thermal control system for Shenzhou-7spaceship［J］．Chinese Space Science and Technology，2009，29（5）：1-7（in Chinese）

［4］Chambliss J，Rankin G，Bond T．The state of ISS ATCS design，assembly and operation［J］．SAE，2003，1（1）：5-18

［5］Jiang Jun，Xu Jiwan，F(xiàn)an Hanlin．Study of fluid cooling loop system in Chinese manned spacecraft［C］／／53rd International Astronautical Congress-The World Space Congress．Houston：IAF，2002：101-104

［6］Humphrey J T，Supra L N，F(xiàn)aust M B．A thermal control system dual-membrane gas trap for the International Space Station［C］／／27thInternational Conference on Environmental Systems．Washington：National Renewable Energy Laboratory，1997：1-8

［7］Hajela G，Goldberg V，Gombas F，Thermal control subsystem for the photovoltaic module on the International Space Station Alpha，AIAA-94-4061［R］．Washington：AIAA，1994

［8］Ungar E K．Spacecraft radiator freeze protection using a regenerative heat exchanger with bypass setpoint temperature control［C］／／38th International Conference on Environmental Systems． Houston： NASA Johnson Space Center，2008：84-94

［9］Ritchie S M C，Holladay J B，Holt J M，et al．Clark an improved design for air removal from aerospace fluid loop coolant systems，2003-01-2569［R］．Warrendale：SEA，2003

［10］Vaccaneo P，Gottero M．The thermal environmental control（TEC）of the fluid science laboratory（FSL）：a combined（water／air）thermal design solution for a columbus active rack，2001-01-2374［R］．Warrendale：SAE，2001

［11］Delgado A，Arx A V．Accumulator analysis of the early external active thermal control system for the International Space Station，2000-1-2313［R］．Warrendale：SAE，2001