邱瑞紅,吳志強,高 峰,尚文錦,黃永虎

(中國航天員科研訓(xùn)練中心，北京100094)

空間動態(tài)水氣分離器失重飛行試驗研究

邱瑞紅,吳志強,高 峰,尚文錦,黃永虎

(中國航天員科研訓(xùn)練中心，北京100094)

長期載人航天中必須突破的關(guān)鍵技術(shù)是水和氧氣的循環(huán)再生。微重力下，水和氧氣的循環(huán)再生首要解決的問題是氣液兩相流的分離?？臻g動態(tài)水氣分離器利用離心力原理實現(xiàn)氣液分離，但由于地面無法長時間模擬微重力環(huán)境，因而無法評價動態(tài)水氣分離器在失重條件下的工作性能。2010年3月利用法國NOVESPACE Airbus A300 ZERO-G失重飛機，對空間動態(tài)水氣分離器的水氣分離效果進(jìn)行了研究。結(jié)果觀察到拋物線飛行過程中，分離液體中的含氣率變化總體效果與地面重力條件下一致；而分離氣體中觀察到可視液滴，與地面重力條件下無可視液滴的結(jié)果不同。說明空間動態(tài)水氣分離器的工作性能受重力影響，地面評價方法還需進(jìn)一步完善。2012年10月再次利用法國的失重飛機，對改進(jìn)后的動態(tài)水氣分離器進(jìn)行了搭載試驗，結(jié)果顯示分離性能已滿足要求，驗證了改進(jìn)方法的正確性。

動態(tài)水氣分離器；拋物線飛行試驗；兩相流；空間生保系統(tǒng)；微重力

1 引言

空間生保系統(tǒng)面臨的主要技術(shù)難題之一就是微重力下的氣液兩相流混合問題。在地面常重力環(huán)境條件下，因氣液兩相的密度差，氣液混合物自然分層。微重力條件下，則必須通過氣液分離技術(shù)實現(xiàn)[1]。動態(tài)水氣分離技術(shù)利用離心力實現(xiàn)氣液分離，具有分離處理量大、分離速度快、適用于各種氣液混合比、耐污染性強、易于主動控制等特點，在中長期載人航天器中有著廣泛的應(yīng)用，是再生式環(huán)境控制和生命保障系統(tǒng)必須突破的關(guān)鍵技術(shù)[2]。國際空間站的廢水和衛(wèi)生水回收系統(tǒng)、尿處理系統(tǒng)、冷凝水處理系統(tǒng)等都應(yīng)用了動態(tài)水氣分離技術(shù)[1]。

中國航天員科研訓(xùn)練中心研制了應(yīng)用于空間尿收集系統(tǒng)的動態(tài)水氣分離器，由于在地面無法長時間模擬微重力環(huán)境，因而無法評價動態(tài)水氣分離器在空間試驗下的分離性能[3]。2010年3月和2012年10月利用法國NOVESPACE Airbus A300 ZERO-G失重飛機[4]，對在研的動態(tài)水氣分離器進(jìn)行了兩次失重飛行試驗，驗證了動態(tài)水氣分離器的微重力性能，揭示了重力對分離過程的影響機制，建立了分離設(shè)備在常重力和微重力下性能的關(guān)聯(lián)，為進(jìn)一步掌握動態(tài)水氣分離技術(shù)奠定了基礎(chǔ)[5]。

2 試驗裝置和流程

空間動態(tài)水氣分離器參加失重飛行試驗時應(yīng)用的試驗裝置如圖1所示，包括被測動態(tài)水氣分離器(2臺)、液體回路(軟水箱、手動開關(guān)、微齒輪泵、手動三通閥、電磁閥、延時繼電器等)、氣體回路(風(fēng)機、吸水材料等)、測控系統(tǒng)及攝像系統(tǒng)等，試驗介質(zhì)為座艙空氣和純凈水。兩臺動態(tài)水氣分離器一臺為正式產(chǎn)品，一臺為針對失重飛行試驗改造的試驗樣機，對機殼等進(jìn)行了處理，采用透明材質(zhì)，以使試驗結(jié)果更直觀。

圖1 試驗裝置原理圖Fig.1 Schematic diagram of the experiment apparatus

液體回路為封閉回路。軟水箱加注純凈水用于液體的循環(huán)，材質(zhì)為塑料，總量約500 mL。微齒輪泵驅(qū)動軟水箱中的液體進(jìn)入動態(tài)水氣分離器，進(jìn)液量和進(jìn)液速度由手動開關(guān)配合延時繼電器控制微齒輪泵實現(xiàn)，每次進(jìn)液量約為150～200 mL，每次進(jìn)液速度1.6～1.8 L/min。風(fēng)機以一定風(fēng)量抽取座艙氣體，在動態(tài)水氣分離器進(jìn)口與液體混合形成氣液混合物，動態(tài)水氣分離器對氣液混合物進(jìn)行分離，分離液體經(jīng)透明管路再次回到軟水箱。透明管路上架設(shè)攝像機，對分離液體中的含氣情況進(jìn)行拍攝。

氣體回路為開放式的，進(jìn)氣口和出氣口均有吸水材料，以防分離不徹底的液體隨氣流排入座艙。通風(fēng)量大小可通過風(fēng)機的驅(qū)動電源進(jìn)行調(diào)節(jié)，變化范圍在170～250 L/min之間。氣液混合物經(jīng)過動態(tài)水氣分離器的分離，分離氣體從氣路出口通過透明管路排入座艙。在透明管路上架設(shè)攝像機，對分離氣體中的含液情況進(jìn)行拍攝。

測控系統(tǒng)主要由手控盒(包括動態(tài)水氣分離器、風(fēng)機和泵的手動開關(guān))、兩臺穩(wěn)壓電源、動態(tài)控制器、測控裝置和計算機等組成，可實現(xiàn)試驗過程的半自動控制和試驗參數(shù)的自動檢測。

試驗的具體流程為:系統(tǒng)上電后開動態(tài)水氣分離器和風(fēng)機，設(shè)置延時繼電器時間，以控制泵的運行時間，同時測控系統(tǒng)上電；當(dāng)失重飛機進(jìn)入第N次飛行，聽到“失重開始”命令時，手動開泵，動態(tài)水氣分離器在微重力下進(jìn)行水氣分離，攝像機記錄分離過程，測控系統(tǒng)記錄水氣分離器工作電壓、工作電流、工作轉(zhuǎn)速以及壓力信號等參數(shù)；當(dāng)失重結(jié)束時，泵在延時繼電器的控制下自動關(guān)閉，等待下一次“失重開始”命令。此外，分別在2臺動態(tài)水氣分離器上進(jìn)行了微重力下的啟停試驗，以及不同通風(fēng)量下的水氣分離效果測試。

3 結(jié)果與討論

3.1 微重力下的水氣分離效果

3.1.1 分離液體中的含氣量

在失重飛行試驗過程中，模擬動態(tài)水氣分離器的真實應(yīng)用狀態(tài)，以252 L/min通風(fēng)量以及1.6～1.8 L/min的液體流量建立氣液混合物，并使之進(jìn)入動態(tài)水氣分離器，在微重力下進(jìn)行氣液分離。分離液體在管路中的流動圖像如圖2所示。

圖2 分離液體中的氣液兩相流形態(tài)Fig.2 Flow patterns of the gas/liquid separator

從圖像觀察，在分離初始和結(jié)束階段，分離液體中可見氣泡，氣液兩相流在微重力下呈典型的彈狀流[6]形態(tài)，而在分離穩(wěn)態(tài)過程中，則較少觀察到氣泡。

根據(jù)上述失重飛行試驗結(jié)果，可得如下結(jié)論:

1)由于氣泡僅在分離初始和結(jié)束階段出現(xiàn)，穩(wěn)態(tài)分離過程中無可見氣泡，說明該動態(tài)水氣分離器的液路分離過程比較穩(wěn)定，氣液分離比較徹底，故與液路分離有關(guān)的各設(shè)計參數(shù):包括動態(tài)水氣分離器的旋轉(zhuǎn)速度、旋輪直徑、引水管數(shù)量及分布、出水流速等設(shè)計合理。

2)由于無法在失重飛機提供的短時微重力時間內(nèi)定量測出分離液體中的含氣量，故只能采用比對的方法，將失重飛行試驗時管路中的氣液混合物圖像與地面試驗時的圖像進(jìn)行比對，結(jié)果顯示氣泡出現(xiàn)過程是一致的，均是在分離初始和結(jié)束階段出現(xiàn)。通過分析，由于動態(tài)水氣分離器產(chǎn)生的離心加速度與旋轉(zhuǎn)鼓的大小和轉(zhuǎn)速有如式(1)所示關(guān)系:

式中:

ω—角加速度，rad/s2；

n—旋轉(zhuǎn)鼓轉(zhuǎn)速，r/s；

r—旋轉(zhuǎn)鼓半徑，m；

a—離心加速度，m/s2。

空間動態(tài)水氣分離器的轉(zhuǎn)速為1150 r/min，旋轉(zhuǎn)鼓直徑100 mm，根據(jù)式(1)計算，旋轉(zhuǎn)鼓產(chǎn)生的離心加速度高達(dá)1450 m/s2，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于重力加速度9.8 m/s2。失重環(huán)境對液體的分離效果影響較小，分離液體中的含氣量不會大于地面試驗結(jié)果。地面試驗結(jié)果表明，動態(tài)水氣分離器分離液體中的含氣率不大于1%，故失重環(huán)境下，動態(tài)水氣分離器分離液體中的含氣率也不會大于1%。

3)分析分離初始和結(jié)束階段出現(xiàn)氣泡的原因，應(yīng)為引水管內(nèi)進(jìn)入氣體所致。設(shè)計初衷，希望引水管入口始終浸沒在分離液體中，即使在分離結(jié)束后，在微重力下，也應(yīng)浸沒在殘余液體中，以避免氣體進(jìn)入液路，如圖3所示。但有兩個原因可能導(dǎo)致引水管入口露出液面:一是根據(jù)失重飛行試驗同時對旋輪凹槽結(jié)構(gòu)所做的水管理試驗研究，當(dāng)凹槽內(nèi)的液體量在40 mL左右時，現(xiàn)有的凹槽結(jié)構(gòu)無法管理該液量的液體，該部分液體在微重力下會爬出凹槽，導(dǎo)致引水管入口露出液面(參試的兩臺動態(tài)水氣分離器，經(jīng)地面測試，殘余液體量均大于或等于40 mL)。二是根據(jù)失重飛行試驗結(jié)果，當(dāng)分離結(jié)束后，隨著通風(fēng)時間的延長，殘余液體的壓力會不斷下降，如圖4，說明不斷有殘余液體被氣流帶出，最終也導(dǎo)致引水管入口露出液面。

圖3 引水管入口與旋輪凹槽的相對位置圖Fig.3 Relative position of the groove and the pitot tube

圖4 殘余液體壓力變化趨勢Fig.4 Variation trend of the residual liquid pressure

從上述分析可知，殘余液體量和凹槽結(jié)構(gòu)會影響分離初始和結(jié)束階段分離液體中的含氣量，通過改變殘余液體量和凹槽結(jié)構(gòu)，可以控制液體中的含氣量。

3.1.2 分離氣體中的含液量

微重力下，在通風(fēng)量為250 L/min、液體量為160 mL左右、液體流速為1.6～1.8 L/min的氣液混合物分離試驗中，當(dāng)氣液混合物進(jìn)入旋輪4～5 s后，有大量液滴隨氣流飛濺到動態(tài)水氣分離器外殼上，如圖5a所示。持續(xù)3～4 s后，逐漸減少，直至分離結(jié)束。隨著試驗次數(shù)的增加，飛濺液體在外殼不斷累積，一定量后隨氣流從氣路出口溢出，如圖5b所示。

圖5 分離氣路中出現(xiàn)液體的圖像Fig.5 Image of the shell and the air outlet pipe

上述現(xiàn)象不滿足分離氣體中無可視液滴的指標(biāo)要求。根據(jù)圖6動態(tài)水氣分離器結(jié)構(gòu)和失重飛行試驗現(xiàn)象分析:

1)在氣液混合物進(jìn)入旋輪的初始幾秒，大量液體集中在旋輪B處，此時無可視液滴出現(xiàn)，說明飛濺液滴主要來源于旋輪的上部；

2)經(jīng)計算，進(jìn)液4～5 s后，已有約150 mL液體進(jìn)入旋輪上部，皮托管與分離液體已開始攪動，而此時無液滴出現(xiàn)，說明當(dāng)氣液混合物進(jìn)入旋輪的初始幾秒鐘，大量液體將A處通道堵死，無氣流或少量氣流進(jìn)入旋輪上部，即使皮托管攪動引起飛濺，飛濺液滴也不會隨氣流流出；

3)由于目前設(shè)計的動態(tài)水氣分離器采用的是快進(jìn)慢出的型式，當(dāng)進(jìn)液結(jié)束后，水氣分離仍在進(jìn)行，故分離初始階段，旋輪上部的分離液面較低，飛濺液滴距離氣路出口較近，故出液后的前3～4 s，出現(xiàn)液滴較多，隨著分離過程的持續(xù)，分離液面逐漸遠(yuǎn)離出口，隨氣流流出的液滴逐漸減少。

因此，為減小氣路出液量，可以從加大氣路出口和分離液面的距離、減小分離過程中的飛濺現(xiàn)象，以及減少進(jìn)入旋輪上部的氣流幾方面進(jìn)行改進(jìn)。

圖6 動態(tài)水氣分離器分離過程原理圖Fig.6 Schematic diagram of the dynamic gas/liquid separator

3.2 變風(fēng)量對水氣分離效果的影響

通過調(diào)節(jié)風(fēng)機電源電壓，改變通風(fēng)量，測試了不同通風(fēng)量下，動態(tài)水氣分離器的水氣分離效果。共進(jìn)行了風(fēng)機電壓為22 V、20 V、18 V、17 V下的氣液混合物分離試驗，對應(yīng)的通風(fēng)量在250～180 L/min之間。

從拍攝的錄像資料看，如圖7，不同通風(fēng)量下，均不同程度的有液體隨氣體溢出現(xiàn)象，且通風(fēng)量越大，溢出現(xiàn)象越嚴(yán)重。說明在微重力下，通風(fēng)量對分離氣路中的含液量影響較大，故在系統(tǒng)允許的范圍內(nèi)，應(yīng)盡可能采用較小的通風(fēng)量實現(xiàn)氣液分離。

圖7 不同通風(fēng)量時的氣體管路圖片F(xiàn)ig.7 Image of the air outlet pipe at various air flow

4 改進(jìn)與驗證

微重力下，氣路流量對本次設(shè)計的動態(tài)水氣分離器影響較大，分離氣體中出現(xiàn)可視液滴，不滿足分離氣體中無可視液滴的指標(biāo)要求。經(jīng)對產(chǎn)品結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析認(rèn)為，如圖6氣路流道設(shè)計過于暢通，在氣液混合物進(jìn)入動態(tài)水氣分離器后，在微重力下，飛濺的液滴很容易被氣流帶出，且由于出液量比較大，氣路出口設(shè)計的四層金屬絲網(wǎng)對液滴的捕獲作用也不是很明顯。該結(jié)構(gòu)在地面試驗時，并未出現(xiàn)氣路出現(xiàn)可視液滴的現(xiàn)象，雖然也考慮了微重力的影響，但僅進(jìn)行了動態(tài)水氣分離器旋轉(zhuǎn)90°的水氣分離試驗。故從此次試驗結(jié)果看，還需進(jìn)一步完善地面試驗方法。

改進(jìn)措施主要針對氣路通道展開，由于皮托管的攪動不可避免，飛濺現(xiàn)象始終存在，故主要方案是在盡量保證氣液混合物分離通道暢通的前提下，適當(dāng)加大旋輪直徑，減少皮托管數(shù)量，適當(dāng)降低分離轉(zhuǎn)速，增加液封結(jié)構(gòu)，減小進(jìn)入旋輪上部的氣流，增加氣路擋板，使攜帶有飛濺液滴的氣流在動態(tài)水氣分離器內(nèi)充分停留，多次分離，達(dá)到減小分離氣體中的含液量的目的。

2012年10月，攜帶改進(jìn)后的動態(tài)水氣分離器，再次進(jìn)行了失重飛行試驗，試驗結(jié)果表明在相同試驗條件下，分離氣體中已無可視液滴，證明了上述改進(jìn)方法的有效性。

5 結(jié)論

本文利用失重飛機提供的短時微重力環(huán)境，對空間動態(tài)水氣分離器的分離效果進(jìn)行了觀察和分析，可以得到如下結(jié)論:

1)分離液體中觀察到的含氣率變化總體效果與地面試驗一致，說明重力變化對液路的分離效率影響不大；

2)產(chǎn)品改進(jìn)前，地面重力環(huán)境下分離氣體中未發(fā)現(xiàn)可視液滴，而拋物線飛行過程中出現(xiàn)大量可視液滴，說明重力的變化對動態(tài)水氣分離器氣路的分離效率影響較大，應(yīng)該通過失重飛行試驗彌補地面試驗的不足，同時在此基礎(chǔ)上完善地面微重力模擬試驗方法；

3)在微重力下，通風(fēng)量對分離氣路中的含液量影響較大，故在系統(tǒng)允許的范圍內(nèi)，應(yīng)盡可能采用較小的通風(fēng)量實現(xiàn)氣液分離；

4)試驗結(jié)果說明，在盡量保證氣液混合物分離通道暢通的前提下，適當(dāng)增加氣路流阻，使攜帶有飛濺液滴的氣流在旋轉(zhuǎn)鼓內(nèi)充分停留，有助于提高氣路分離效果。

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Experimental Study on Performance of a Space Dynamic Gas/Liquid Separator aboard Zero-g Plane

QIU Ruihong，WU Zhiqiang，GAO Feng，SHANG Wenjin，HUANG Yonghu
(China Astronaut Research and Training Center，Beijing 100094，China)

The major challenge for Environmental Control and Life Support System(ECLSS)to be used in future China space station is the Regenerative ECLSS.Separation of a two-phase gas/liquid flow stream under microgravity condition is a key technology.A Space Rotary Gas/Liquid Separator was designed，fabricated and tested by Astronaut Center of China(ACC)，as part of the Environmental Control and Life Support System(ECLSS).To evaluate the performance of such a rotary separator，a microgravity experiment of Space Rotary Gas/Liquid Separator was carried out on the French NOVESPACE Airbus A300 ZERO-G in March 2010.The phase separation performance，the start-stop operation and the results to liquid carryover under various gas flowing were evaluated in microgravity environment.The problem of liquid water found in the gas tube was identified and the direction of modification was given.A follow-up flight test was conducted in October 2012 and the effectiveness of modification was verified.

dynamic gas/liquid separator；parabolic flight test；two phase flow；space life support system；microgravity

V444.3

A

1674-5825(2015)03-0212-05

2014-09-12；

2015-04-17

邱瑞紅(1970－)，女，碩士，高級工程師，研究方向為環(huán)境控制與生命保障。E-mail:qiuruihong＠sohu.com