陳忠燦，黃永華，汪彬，李鵬，孫培杰，王天祥，崔佳勛

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熱負(fù)荷對R141b熱力學(xué)排氣系統(tǒng)自增壓特性及排氣損失的影響

陳忠燦1，黃永華1，汪彬1，李鵬2，孫培杰2，王天祥3，崔佳勛1

（1上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所，上海 200240；2上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201108；3航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點實驗室，北京 100028）

為了研究低溫推進(jìn)劑在軌貯存技術(shù)所涉及的基本科學(xué)問題，在以R141b為氣液相變儲存介質(zhì)的室溫溫區(qū)熱力學(xué)排氣系統(tǒng)（TVS）模擬裝置上，進(jìn)行了“漏熱”功率分別為120、160和200 W的儲箱壓力控制實驗研究。獲得了TVS作用下的儲箱增壓特性，3種熱負(fù)荷下自增壓速率分別為6.43、12.92和18.05 kPa·h-1。將采用TVS方法與定期直接放空法控制儲箱壓力產(chǎn)生的工質(zhì)損失進(jìn)行了對比，以其中熱負(fù)荷120 W工況為例，采用TVS方法可減少工質(zhì)損失79.3%。若是處于氣液不分離的在軌微重力環(huán)境中，以直接放空時氣體中夾帶40%液體計，采用TVS方法可減少工質(zhì)損失84.7%，驗證了TVS方法在控制儲箱壓力方面的優(yōu)越性。

R141b；熱力學(xué)；壓力控制；傳熱；相變

引 言

深空探測和空間站建設(shè)運(yùn)行等任務(wù)都對低溫推進(jìn)劑（如液氫、液氧、液態(tài)甲烷等）提出了在軌貯存的要求[1]。然而，由于太陽熱輻射的存在，即使處于真空環(huán)境的低溫推進(jìn)劑儲箱外部包覆高性能的多層絕熱材料，仍然會有0.1～1 W·m-2量級的漏熱進(jìn)入儲箱[2-3]，使得低溫推進(jìn)劑汽化從而造成箱內(nèi)壓力升高。此外，在微重力環(huán)境中相變流體的氣液相不明顯分離且自然對流基本消失，在不采取措施的情況下，低溫推進(jìn)劑必然出現(xiàn)嚴(yán)重的熱分層[4]，從而加速壓力攀升過程。當(dāng)達(dá)到儲箱設(shè)計壓力許用值時，必須給予排放。若簡單采用安全閥或定期直接放空的方法，則必然導(dǎo)致大量低溫氣液混合物排出箱外，造成嚴(yán)重的推進(jìn)劑質(zhì)量損失。尋求一種既可以有效控制儲箱壓力又可以在相同條件下將低溫推進(jìn)劑損失最小化的新技術(shù)手段，對于低溫推進(jìn)劑的在軌貯存實為重要。熱力學(xué)排氣系統(tǒng)（thermodynamic vent system，TVS)[5-7]便是能夠滿足這一要求的有效解決方案之一。它一方面通過內(nèi)部噴射器的噴射攪動消除推進(jìn)劑熱分層，另一方面能夠不依賴于儲箱內(nèi)氣液界面位置的分布情況進(jìn)行只排氣不排液，而且可以充分利用所排放氣體節(jié)流后的溫降，冷卻儲箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑，在雙重作用下有效控制儲箱壓力。

1999～2014年間，Hastings等[8-12]在多用途氫測試臺（MHTB）上先后進(jìn)行了不同充注率和環(huán)境漏熱下的液氮、液氫和液態(tài)甲烷貯存實驗來考察TVS的性能，其實驗結(jié)果表明，噴射桿TVS能有效將儲箱內(nèi)這幾種流體的壓力變化幅度控制在約6.9 kPa。我國在低溫推進(jìn)劑長期在軌貯存技術(shù)方面的研究剛剛起步，大多停留在文獻(xiàn)搜集和調(diào)研層面[13-18]，也有初步方案的討論和論證工作[19-20]，與國際先進(jìn)水平仍有較大差距。為了盡快掌握有關(guān)低溫推進(jìn)劑管理的核心技術(shù)，亟需開展熱力學(xué)排氣相關(guān)技術(shù)的實驗研究工作。然而，一方面一步到位搭建一套直接針對液氫、液氧等低溫推進(jìn)劑的熱力學(xué)排氣測試系統(tǒng)組件設(shè)備技術(shù)難度大、安全要求高、造價昂貴；另一方面，開展相關(guān)的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)理論仿真需要豐富的實驗數(shù)據(jù)作為對比和檢驗參照?；谏鲜霈F(xiàn)實和需求，本文工作設(shè)計和研制了一套工作于室溫溫區(qū)的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)模擬裝置，用于在安全可靠和低成本的先決條件下，摸索和揭示用于氣液相變流體的熱力學(xué)排氣技術(shù)的基本共性規(guī)律。該系統(tǒng)選用無毒、不可燃、安全性高的制冷劑R141b為模擬工質(zhì)，其正常沸點為32.05℃，適合室溫溫區(qū)熱力學(xué)排氣過程模擬要求。

利用上述熱力學(xué)排氣系統(tǒng)模擬裝置，在熱負(fù)荷分別為120、160和200 W工況下進(jìn)行儲箱壓力控制實驗，研究TVS作用下的儲箱增壓特性。通過與采用定期直接放空方法控制儲箱壓力產(chǎn)生的工質(zhì)損失量進(jìn)行對比，來驗證TVS方法在控制儲箱壓力方面的優(yōu)越性和實際可操作性，為后續(xù)低溫?zé)崃W(xué)排氣系統(tǒng)的研究提供指導(dǎo)和積累經(jīng)驗。

1 實驗裝置

實驗系統(tǒng)如圖1所示，主要由儲箱、循環(huán)泵、換熱噴射裝置、節(jié)流閥、補(bǔ)氣增壓管路、各類傳感器、數(shù)據(jù)采集與自動控制單元、電加熱等組成。

其中儲箱為直徑450 mm、高790 mm、壁厚3 mm的圓筒體，兩端分別為上封頭與下封頭，上封頭通過連接法蘭與儲箱主體相連，實現(xiàn)儲箱的敞開和密閉，當(dāng)需要安裝、更換儲箱內(nèi)部被測部件時，可通過打開連接法蘭并移走上端封頭實現(xiàn)（圖2）。在儲箱內(nèi)設(shè)置一環(huán)氧垂桿，在上面等間距地布置有溫度傳感器，用于測量儲箱內(nèi)部流體沿儲箱軸向溫度分布。換熱噴射裝置采取套管式結(jié)構(gòu)（圖3）：內(nèi)管外徑14 mm、壁厚0.5 mm，走熱流體，與冷端流體換熱后經(jīng)噴射器外壁密布的小孔噴回儲箱；外管外徑19 mm、壁厚0.5 mm，走經(jīng)過節(jié)流閥降溫后的冷流體，在與熱流體換熱完成后排出儲箱。內(nèi)管與外管之間的夾層沿軸向螺旋纏繞紫銅絲，用以增強(qiáng)流體擾動，提高換熱效率。該換熱噴射裝置總高605 mm，為獨立的結(jié)構(gòu)，采用法蘭固定于儲箱下端封頭內(nèi)側(cè)底部，方便安裝、拆卸、更換。

傳感器主要包括分別用于測量溫度、壓力、氣體流量、液體流量、液位的Pt100鉑電阻、壓力傳感器、氣體流量計、液體流量計和差壓液位計，其量程及精度見表1。差壓液位傳感器布置在儲箱外底部，與差壓液位傳感器相連的氣相引壓管與液相引壓管均沿儲箱內(nèi)壁面布置，不僅降低了外界環(huán)境漏熱的影響，也減少了對于儲箱內(nèi)流場及溫場的影響。數(shù)據(jù)采集與自動控制單元主要由上位機(jī)的LabView程序、下位機(jī)的Agilent多路數(shù)據(jù)采集儀、PLC以及作為執(zhí)行機(jī)構(gòu)的電磁閥和循環(huán)泵組成。LabView程序讀取和記錄Agilent采集到的溫度、壓力、流量和液位等數(shù)據(jù)后進(jìn)行邏輯判斷，通過向PLC發(fā)送命令控制電磁閥及循環(huán)泵的開啟與關(guān)閉。電加熱由緊貼儲箱外壁面的4片功率可調(diào)的半開式加熱瓦組成，既可以模擬儲箱均勻漏熱，也可以模擬儲箱非均勻漏熱。

表1 測量系統(tǒng)中傳感器的量程及精度

2 實驗方法

2.1 不同熱負(fù)荷時TVS作用下儲箱增壓特性的獲得

按照敞口蒸發(fā)階段、自增壓階段和TVS作用階段依次進(jìn)行操作即可獲得儲箱增壓特性。

敞口蒸發(fā)階段的主要目的是測量實際進(jìn)入儲箱中的熱量。電加熱開啟后，熱量進(jìn)入儲箱，工質(zhì)蒸發(fā)，當(dāng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)工況時，實際進(jìn)入儲箱中的熱量real可由式（1）計算

敞口蒸發(fā)階段結(jié)束后，關(guān)閉儲箱所有閥門進(jìn)行自增壓，直至儲箱壓力達(dá)到設(shè)定的壓力帶上限后進(jìn)入TVS作用階段。

TVS作用階段可分為兩個過程：過程Ⅰ，循環(huán)泵抽取儲箱中的液體或氣液兩相流，將它直接壓入噴射器，再經(jīng)過噴射器外壁密布的小孔噴出返回儲箱，以此攪動儲箱內(nèi)的液體，消除熱分層，產(chǎn)生一定的壓力控制效果；過程Ⅱ，當(dāng)單獨的噴射攪動已不再有進(jìn)一步的收效，即不能達(dá)到壓力控制要求時，循環(huán)泵送出的部分液體通過節(jié)流閥降溫得到過冷低壓流體，并進(jìn)入套管式換熱器冷端與換熱器熱端流動的液體進(jìn)行熱交換，吸收熱量后自身溫度升高并完全汽化，排出儲箱，而換熱器熱端的流體則被冷卻后回到儲箱內(nèi)與其余儲液混合。其綜合結(jié)果是在損失少量儲液（氣化）的情況下，將漏入儲箱熱量帶出，從而實現(xiàn)儲箱內(nèi)的壓力控制。

在熱負(fù)荷分別為120、160和200 W工況下依次按照上述3個階段進(jìn)行操作即可得到不同熱負(fù)荷下儲箱增壓特性。為了體現(xiàn)可比性，3組實驗均選取具有代表性的初始充注率50%，泵流量0.072 kg·s-1，通過節(jié)流閥的流量占泵流量的5%（節(jié)流閥流量可由圖1中“9—flowmeterⅠ”的測量值減去“12—flowmeterⅡ”的測量值獲得），壓力帶上限設(shè)為表壓90 kPa，下限設(shè)為表壓80 kPa。

2.2 TVS方法和定期直接放空法產(chǎn)生的工質(zhì)損失量的獲得

TVS作用階段，由氣體流量計測得的排氣質(zhì)量即為應(yīng)用TVS方法產(chǎn)生的工質(zhì)損失量。采用定期直接放空法控制儲箱壓力與TVS方法具有相同的敞口蒸發(fā)階段和自增壓階段，不同點在于：當(dāng)儲箱壓力升高至壓力帶上限時，該方法開啟儲箱頂部閥門直接放空氣體，排氣質(zhì)量同樣可由氣體流量計測得，待儲箱壓力降低至壓力帶下限時，關(guān)閉閥門重新增壓。為保證可對比性，定期直接放空法的壓力帶上、下限同樣分別為表壓90 kPa和表壓80 kPa，充注率為50%。

3 結(jié)果與討論

3.1 熱負(fù)荷對TVS作用下儲箱增壓特性的影響

在敞口蒸發(fā)階段，系統(tǒng)達(dá)到穩(wěn)態(tài)時，3種熱負(fù)荷下測得的儲箱工質(zhì)蒸發(fā)流量及通過式（1）計算得到的實際進(jìn)入儲箱中的熱量見表2?？梢?，盡管儲箱及管路外部都包覆有厚約10 mm的保溫棉，加熱瓦提供的熱量仍有部分散失在環(huán)境中。

表2 實驗測得實際進(jìn)入儲箱的熱量

圖4給出了自增壓階段不同熱負(fù)荷時儲箱壓力變化曲線。熱負(fù)荷越大，增壓速率越大。120、160和200 W熱負(fù)荷時，增壓速率分別為6.43、12.92、18.05 kPa·h-1，且儲箱壓力均近似呈線性增加。

自增壓階段= 4 h時，3種熱負(fù)荷下，由垂桿上等間距布置的溫度傳感器測得的儲箱內(nèi)沿軸向溫度分布如圖5所示。圖中右縱坐標(biāo)軸示出了儲箱底部、頂部以及加熱瓦在儲箱側(cè)壁的安裝位置。3種熱負(fù)荷下溫度分布規(guī)律相似：氣、液相中均存在熱分層，液相尤為明顯。

方差是衡量一組數(shù)據(jù)離散程度的度量，可由式（2）算出

式中，2為方差；為樣本數(shù)量；x為樣本數(shù)據(jù)；為樣本平均值。若用方差來定量衡量儲箱內(nèi)部軸向熱分層的程度，則自增壓階段= 4 h時，120、160和200 W 3種工況下，由垂桿上溫度傳感器所測溫度的方差見表3。可見，在上述3種熱負(fù)荷下，液相熱分層的程度分別為氣相的77倍、64倍和68倍。無論是氣相還是液相，熱負(fù)荷越大，熱分層越嚴(yán)重。

表3 自增壓階段t=4 h時垂桿上溫度傳感器測得的溫度方差

儲箱壓力達(dá)到設(shè)定的上限（表壓90 kPa）后進(jìn)入TVS作用階段。TVS作用階段分兩個過程進(jìn)行，過程Ⅰ單單依靠噴射器的噴射攪動作用，消除熱分層，將儲箱壓力控制在壓力帶內(nèi)。當(dāng)單純的噴射攪動不能達(dá)到壓力控制要求時，進(jìn)入過程Ⅱ，即依靠噴射攪動與換熱排氣雙重作用控制儲箱壓力。圖6(a)～(c)分別給出了120、160及200 W熱負(fù)荷時，TVS作用下的儲箱壓力控制曲線。需要說明的是，由于閥門開啟后的降壓過程幾乎在瞬間完成，而Agilent數(shù)采儀的采集速率相對較慢，不能完全保證系統(tǒng)在儲箱壓力降低到壓力帶下限時恰好停止工作，但這對于分析TVS作用規(guī)律不會產(chǎn)生影響。經(jīng)實驗測定，熱負(fù)荷為120 W時，單單依靠噴射器的噴射攪動，系統(tǒng)可以連續(xù)工作7.75 h；熱負(fù)荷為160 W時，系統(tǒng)可工作2.23 h；而當(dāng)熱負(fù)荷升至200 W時，系統(tǒng)僅可工作1.55 h。可以推斷，當(dāng)熱負(fù)荷繼續(xù)升高至一定值時，TVS開啟時將越過過程Ⅰ直接進(jìn)入過程Ⅱ。圖6(d)為Hastings等[10]針對液氫充注率為25%、漏熱量為18.8 W工況下獲得的壓力控制周期曲線。本文實驗在工質(zhì)種類、儲箱尺寸、漏熱量、充注率、壓力控制帶等方面與Hastings等所做實驗存在差異，使得儲箱增壓速率不同，無法進(jìn)行直接的定量比較，但從定性角度看，對比圖6(a)～(c)和圖6(d)，本文所獲得壓力控制周期曲線變化規(guī)律（將在后文詳細(xì)闡述）與他們的實驗結(jié)果基本吻合。

為了更直觀、清晰地比較不同熱負(fù)荷時TVS的作用規(guī)律，圖7給出了120、160和200 W工況下的TVS壓力控制過程Ⅰ和過程Ⅱ各一個周期的曲線。

6組曲線具有相同的變化趨勢，即TVS作用后，儲箱壓力迅速降低（a-b段），而與此同時儲箱中液體溫度變化很小，液體過熱出現(xiàn)閃蒸，導(dǎo)致儲箱壓力出現(xiàn)短時間急劇增加（b-c段），而后液體過熱度減小，儲箱壓力開始緩慢上升（c-d段）。進(jìn)一步對比可以發(fā)現(xiàn)，由于換熱排氣作用，儲箱部分熱量被帶出，使得120和160 W熱負(fù)荷時換熱排氣階段（spray+vent對應(yīng)的b-c-d段）升壓速率低于單純依靠噴射器作用階段（spray對應(yīng)的b-c-d段）的升壓速率。而當(dāng)熱負(fù)荷升至200 W時，進(jìn)入儲箱的熱量過大，換熱排氣作用對儲箱壓力升高的抑制失效，從而導(dǎo)致?lián)Q熱排氣階段升壓速率略高于單純依靠噴射器作用階段升壓速率。

圖8(a)、(b)分別給出了200 W熱負(fù)荷時TVS作用下儲箱內(nèi)部軸向溫度及液位隨時間的變化。噴射器第1次開始工作=15.78 h時，儲箱最大熱分層產(chǎn)生的上下溫差約為19.3℃，方差為4.83；而當(dāng)進(jìn)行到=17.38 h時，儲箱最大熱分層造成的溫差僅為0.95℃，方差為0.8。這表明依靠噴射器的攪動可以明顯消除熱分層。此外，氣體側(cè)溫度進(jìn)行周期性振蕩，其平均值在該過程中基本保持恒定，而底部的液體溫度則呈現(xiàn)出臺階狀升高規(guī)律。這說明噴射器實質(zhì)上相當(dāng)于起到了沿豎直方向工作于液相和氣相之間的“導(dǎo)熱棒”作用，即通過沿筒體徑向的噴射與氣液界面的蒸發(fā)冷凝過程，將頂部溫度較高的氣體中的熱量有效傳遞到底部溫度較低的液體。由于液體的比熱容較大并且汽化過程中伴有潛熱釋放，從而有效抑制了氣體溫度的過快增長，也就最直接地控制了儲箱壓力。噴射器工作工程中，儲箱內(nèi)部分液體被抽取并噴向氣相區(qū)及壁面，使得儲箱中液位迅速降低；噴射器停止工作后，氣相中及殘留在壁面的液體又重新回到液相區(qū)中，液位逐漸恢復(fù)到原來狀態(tài)。因而，TVS作用過程中儲箱中液位也出現(xiàn)了與氣相壓力、溫度相似的周期性振蕩。120和160 W熱負(fù)荷時的溫度及液位變化規(guī)律與上述相同，不再贅述。

換熱器是TVS系統(tǒng)中的一個核心部件。本文所采用的換熱器為套管式結(jié)構(gòu)，順流布置。圖9給出了加熱功率為160 W時，噴射攪動與換熱排氣共同作用過程中換熱器內(nèi)管及外管的進(jìn)出口溫度變化曲線。內(nèi)管熱流體經(jīng)換熱后出口溫度低于入口溫度，而外管冷流體經(jīng)換熱后出口溫度高于入口溫度，系統(tǒng)依靠內(nèi)外管冷熱流體換熱將儲箱內(nèi)部部分熱量帶出，從而實現(xiàn)儲箱壓力控制。

經(jīng)計算外管冷流體入口平均溫度為30.7℃，出口平均溫度為35.7℃。假設(shè)冷流體入口為飽和液體，出口壓力為排氣背壓（101.325 kPa），則冷流體經(jīng)換熱器從儲箱帶走的熱量ex可由式（3）算出

3.2 TVS方法與定期直接放空法產(chǎn)生的工質(zhì)損失量對比

分別采用TVS方法及定期直接放空法控制儲箱壓力產(chǎn)生的工質(zhì)損失對比如圖10所示，圖中工質(zhì)平均損失速率由式（4）算出

式中，為將儲箱壓力保持在壓力帶內(nèi)的總時間；loss為時間內(nèi)總的工質(zhì)損失量。

與定期直接放空法相比，120、160和200 W熱負(fù)荷時采用TVS方法分別減少工質(zhì)損失79.3%（0.46 kg·h-1）、61.3%（0.57 kg·h-1）和39.6%（0.57 kg·h-1），這充分說明了TVS方法在控制儲箱壓力方面的優(yōu)越性。而在深空探測任務(wù)中由于微（零）重力下氣液不明顯分離，直接放空排氣時會夾帶液體。假設(shè)夾帶液體比例為40%，則在上述相應(yīng)熱負(fù)荷時采用TVS方法可分別減少工質(zhì)損失84.7%（0.81 kg·h-1）、72.2%（1.3 kg·h-1）、57.0%（2.0 kg·h-1）。如果是初期接近滿罐的高填充率狀態(tài)下，相比而言采用的優(yōu)勢將會更加明顯。

4 結(jié) 論

在120、160和200 W 3種熱負(fù)荷工況下進(jìn)行了TVS作用下儲箱壓力控制實驗，得到了相應(yīng)工況下儲箱增壓特性，并將采用TVS方法與定期直接放空法控制儲箱壓力產(chǎn)生的工質(zhì)損失進(jìn)行了對比，得到如下結(jié)論。

（1）自增壓過程中壓力近似呈線性增長，氣液相中均存在熱分層，液相尤為明顯，無論是氣相還是液相，熱負(fù)荷越大，熱分層越嚴(yán)重。

（2）由于換熱與排氣共同作用，漏入儲箱的絕大部分熱量被有效排出，換熱排氣階段升壓速率低于單純依靠噴射器作用階段的升壓速率。

（3）與采用定期直接放空法相比，在120、160和200 W熱負(fù)荷時采用TVS方法可分別減少工質(zhì)損失79.3%、61.3%、39.6%，而當(dāng)直接放空氣體中夾帶40%液體時，工質(zhì)損失可分別減少84.7%、72.2%、57.0%，驗證了采用TVS方法在控制儲箱壓力方面的優(yōu)越性和實際可操作性。

符 號 說 明

hc,out, hc,in, Δh——分別為換熱器冷流體出口及入口焓值和穩(wěn)態(tài)敞口蒸發(fā)階段汽化潛熱，J·kg-1 mloss——排氣階段工質(zhì)損失質(zhì)量，kg , , ——分別為排氣階段工質(zhì)損失速率、換熱器冷流體質(zhì)量流率和穩(wěn)態(tài)敞口蒸發(fā)階段質(zhì)量流率，kg·s-1 pmax, pmin——分別為壓力帶上限和下限，kPa Qreal, Qex——分別為實際進(jìn)入儲箱中的熱量及冷流體經(jīng)換熱器從儲箱帶走的熱量，W t——排氣時間

References

[1] CHATO D J. Cryogenic technology development for exploration missions [C]// AIAA, 2007: 8-11.

[2] HASAN M M, LIN C S, VAN DRESAR N T. Self-pressurization of a flight weight liquid hydrogen storage tank subjected to low heat flux: 103804 [R]. NASA /TM, 1991.

[3] VAN DRESAR N T, HASAN M M, LIN C S. Self-pressurization of a flight weight liquid hydrogen tank: effects of fill level at low wall heat flux: 105411 [R]. NASA/TM, 1991.

[4] TIBOR L, CHARLES W. Zero-G thermodynamic venting system final report: SSD 94M0038[R]. Rockwell Aerospace Report, 1994.

[5] HASTINGS L J, TUCKER S P, FLACHBART R H. Marshall space flight center in-space cryogenic fluid management program overview [C]// AIAA, 2005: 1-11.

[6] VAN OVERBEKEO T J. Thermodynamic vent system test in a low earth orbit simulation [C]// AIAA, 2004: 11-14.

[7] HURLBERT E A, ROMING K A, JIMENEZ R,. Thermodynamic vent system for an on-orbit cryogenic reaction control engine: MSC-24543-1[R]. NASA Tech Briefs, 2012.

[8] HEDAYAT A, BAILEY J W, HASTINGS L J,. Test data analysis of a spray bar zero-g liquid hydrogen vent system for upper stages [J]. Advances in Cryogenic Engineering, 2004, 49: 1171-1178.

[9] FLACHBART R H, HASTINGS L J, MARTIN J J. Testing of a spray bar zero gravity cryogenic vent system for upper stages [C]// AIAA, 1999.

[10] HASTINGS L J, FLACHBART R H, MARTIN J J,Spray bar zero-gravity vent system for on-orbit liquid hydrogen: 212926 [R]. NASA/TM, 2003.

[11] FLACHBART R H, HASTINGS L J, HEDAYAT A. Thermodynamic vent system performance testing with subcooled liquid methane and gaseous helium pressurant [J]. Cryogenics, 2008, 5: 217-222

[12] HASTINGS L J, BOLSHINSKIY L G, HEDAYAT A,. Liquid methane testing with a large-scale spray bar thermodynamic vent system: 218197 [R]. NASA/TP, 2014.

[13] 朱洪來, 孫沂昆, 張阿莉, 等. 低溫推進(jìn)劑在軌貯存與管理技術(shù)研究[J]. 載人航天, 2015, 21(1): 13-18. ZHU H L, SUN Y K, ZHANG A L,. Research on on-orbit storage and management technology of crogenic propellant [J]. Manned Spaceflight, 2015, 21(1): 13-18.

[14] 張?zhí)炱? 空間低溫流體貯存的壓力控制技術(shù)進(jìn)展[J]. 真空與低溫, 2006, 12(3): 125-131. ZHANG T P. The progress of pressure control technology of cryogenic liquid storage in space [J]. Vacuum & Cryogenics, 2006, 12(3): 125-131.

[15] 顏露, 黃永華, 吳靜怡, 等. 低溫推進(jìn)劑在軌儲存熱力學(xué)排氣系統(tǒng)TVS研究進(jìn)展[J]. 低溫與超導(dǎo), 2015, 43(2): 5-13. YAN L, HUANG Y H, WU J Y,. Development of thermodynamic venting system technology for cryogenic propellant storage on orbit [J]. Cryogenics & Superconductivity, 2015, 43(2): 5-13.

[16] 李鵬, 孫培杰, 包軼穎, 等. 低溫推進(jìn)劑長期在軌儲存技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 載人航天, 2012, 18(1): 30-36. LI P, SUN P J, BAO Y Y,. Cryogenic propellant long-term storage on orbit technology overview [J]. Manned Spaceflight, 2012, 18(1): 30-36.

[17] 冶文蓮, 王小軍, 王麗紅, 等. 微重力下低溫貯箱壓力控制技術(shù)進(jìn)展[J]. 低溫技術(shù), 2012, 40(6): 8-12. YE W L, WANG X J, WANG L H,Progress of pressure control technology of cryogenic storage tanks in microgravity [J]. Crogenics, 2012, 40(6): 8-12.

[18] 劉展, 厲彥忠, 王磊, 等. 低溫推進(jìn)劑長期在軌壓力管理技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 宇航學(xué)報, 2014, 35(3): 254-261. LIU Z, LI Y Z, WANG L,. Progress of study on long-term in-orbit pressure management technique for cryogenic propellant [J]. Journal of Astronautics, 2014, 35(3): 254-261.

[19] 胡偉峰, 申麟, 彭小波, 等. 低溫推進(jìn)劑長時間在軌的蒸發(fā)量控制關(guān)鍵技術(shù)分析[J]. 低溫工程, 2011, (3): 59-66. HU W F, SHEN L, PENG X B,. Key technology analysis of boil-foo control study on cryogenic propellant long-term application on orbit [J]. Crogenics, 2011, (3): 59-66.

[20] 馬原, 厲彥忠, 王磊, 等. 低溫燃料貯箱熱力學(xué)排氣系統(tǒng)優(yōu)化分析與性能研究[J]. 低溫與超導(dǎo), 2014, 42(7): 10-15. MA Y, LI Y Z, WANG L,. Optimized analysis and performance study on thermodynamic vent system in cryogenic fuel tank [J]. Cryogenics & Superconductivity, 2014, 42(7): 10-15.

Effect on self-pressurization characteristics and mass loss of thermodynamic vent system for refrigerant R141b by heat load

CHEN Zhongcan1, HUANG Yonghua1, WANG Bin1, LI Peng2, SUN Peijie2, WANG Tianxiang3, CUI Jiaxun1

(1Institute of Refrigeration and Cryogenics, Shanghai Jiao Tong University, Shanghai 200240, China;2Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201108, China;3State Key Laboratory of Technologies in Space Cryogenic Propellants, Beijing 100028, China)

In order to study the fundamental problems involved in the storage of cryogens in space, the experimental investigation of tank pressure control was carried out on a simulator of thermodynamic vent system (TVS), which works at room temperature with refrigerant R141b as working fluid. The pressure control characteristics were obtained at heat load of 120, 160 and 200 W. The test results showed that the self-pressurization rate were 6.43, 12.92 and 18.05 kPa·h-1respectively at those three different heat load. Mass loss as a result of tank pressure control was compared between TVS method and direct gas vent method. Taking the heat load of 120 W as an example, the mass loss can be reduced by 79.3%. Assuming the mixture vented directly at zero-gravity containing 40% liquid, the TVS method can reduce the mass loss even by up to 84.7%. It was proved that the TVS method cannot only control the tank pressure but also significantly reduce the loss of the storage fluid.

R141b; thermodynamics; pressure control; heat transfer; phase change

2016-05-09.

HUANG Yonghua, huangyh@sjtu.edu.cn

10.11949/j.issn.0438-1157.20160613

V 511.6

A

0438—1157（2016）10—4047—08

航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點實驗室基金項目（SKLTSCP1206-W）。

2016-05-09收到初稿，2016-06-01收到修改稿。

聯(lián)系人：黃永華。第一作者：陳忠燦（1990—），男，碩士研究生。

supported by the Open Research Fund of the State Key Laboratory of Technologies in Space Cryogenic Propellants (SKLTSCP1206-W).