蘇新明，王 晶,2，郄殿福,2，紀(jì)欣言，謝吉慧，徐照武，許冬彥，李日華

（1.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094；2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094；3.中國(guó)航天標(biāo)準(zhǔn)化研究所，北京 100071）

0 引言

載人空間站（如國(guó)際空間站、“和平號(hào)”空間站）都是多艙段組合，支持長(zhǎng)期載人及多向?qū)拥拇笮?、永久性空間站。為保證載人空間站在軌運(yùn)行的穩(wěn)定性及可靠性，需要在地面開展各類功能及性能試驗(yàn)。由于空間站體積龐大、功耗高、考核項(xiàng)目多、試驗(yàn)周期長(zhǎng)、影響因素復(fù)雜、涉及的學(xué)科和分系統(tǒng)眾多，其地面熱試驗(yàn)往往技術(shù)復(fù)雜、耗資巨大[1]。出于安全性和資金方面的考慮，國(guó)際上一般只針對(duì)空間站單個(gè)艙段開展真空環(huán)境下的熱試驗(yàn)，在常壓環(huán)境下開展空間站組合體的熱試驗(yàn)[2]。例如，國(guó)際空間站在地面開展了常壓熱集成試驗(yàn)[3-6]，驗(yàn)證了組合體狀態(tài)下各艙段之間熱接口的匹配性以及能流輸運(yùn)關(guān)系。 在整星常壓熱試驗(yàn)方面，我國(guó)唐伯昶等人[7]對(duì)在地面條件下開展整星常壓熱試驗(yàn)的方法進(jìn)行了研究，提出了常壓熱試驗(yàn)隔間的分區(qū)溫度控制方法，并指出對(duì)于帶有密封艙的載人航天器可以采用常壓熱試驗(yàn)對(duì)以對(duì)流換熱為主的密封艙內(nèi)部進(jìn)行可靠性考核。我國(guó)空間站可以借鑒國(guó)內(nèi)外的相關(guān)研究經(jīng)驗(yàn)，充分利用真空熱試驗(yàn)和常壓集成熱試驗(yàn)，對(duì)密封艙內(nèi)的溫度和環(huán)境控制能力進(jìn)行全面驗(yàn)證。

對(duì)于我國(guó)正在研制的空間站而言，其單個(gè)艙段的高度均在10 m以上，在豎直狀態(tài)下開展真空熱試驗(yàn)時(shí)，密封艙內(nèi)部存在“煙囪效應(yīng)”，以致無法準(zhǔn)確模擬密封艙內(nèi)部的氣體換熱情況；而在常壓熱試驗(yàn)時(shí)可以將艙段水平放置，避免了“煙囪效應(yīng)”，從而可以對(duì)密封艙內(nèi)氣體換熱以及空氣流動(dòng)的情況進(jìn)行充分的驗(yàn)證。因此對(duì)于載人空間站，開展常壓熱試驗(yàn)是對(duì)真空熱試驗(yàn)結(jié)果的進(jìn)一步補(bǔ)充和完善，有利于獲得全面準(zhǔn)確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，支撐空間站的研制。

本文圍繞大型載人航天器常壓熱試驗(yàn)環(huán)境模擬技術(shù)，進(jìn)行了空間站在軌漏熱分析、空間站多層隔熱組件常壓隔熱性能分析、大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)研制及試驗(yàn)?zāi)芰Ψ治?，最后通過常壓集成熱試驗(yàn)，對(duì)比分析了空間站某艙段在常壓熱試驗(yàn)中的漏熱模擬情況。

1 在軌漏熱分析

開展常壓熱試驗(yàn)，應(yīng)首先分析常壓環(huán)境對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，獲得準(zhǔn)確的熱邊界模擬方法。依據(jù)航天器在軌熱平衡原理[8]，通過分析，空間站密封艙在軌熱平衡關(guān)系為

式中：Qp為乘員的代謝產(chǎn)熱；Qd為平臺(tái)設(shè)備熱負(fù)荷；Qe為實(shí)驗(yàn)載荷熱負(fù)荷；Qr為輻射器排散熱負(fù)荷；Qz為空間站對(duì)載人飛船和貨運(yùn)飛船支持的熱負(fù)荷；Ql為密封艙漏熱量。

式(1)中只有密封艙漏熱量與環(huán)境條件有關(guān)，因此，如果在常壓條件下能夠準(zhǔn)確模擬空間站的漏熱量，則可為空間站提供有效的在軌熱邊界。通過進(jìn)一步的仿真計(jì)算發(fā)現(xiàn)，低溫工況時(shí)，漏熱量可能超過熱耗的20%，因此在常壓試驗(yàn)時(shí)必須準(zhǔn)確模擬漏熱量。在常壓熱試驗(yàn)中艙體漏熱量取決于試驗(yàn)環(huán)境溫度，說明大型常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)的環(huán)境溫度控制能力是開展空間站密封艙常壓熱試驗(yàn)的基礎(chǔ)。

2 多層隔熱組件常壓隔熱性能測(cè)試

獲得空間站多層隔熱組件在常壓下的隔熱性能，可以指導(dǎo)確定不同工況下的環(huán)境模擬溫度，對(duì)于常壓熱試驗(yàn)中漏熱模擬的準(zhǔn)確性有重要意義。為此，基于一維穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱模型

開展了空間站多層隔熱組件的隔熱性能試驗(yàn)測(cè)試。式(2)中：Q0為穩(wěn)態(tài)時(shí)通過多層的熱量；λe為多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)；A為多層面積；δ為多層厚度；Tout為多層冷端溫度；Tin為多層熱端溫度；R為多層等效熱阻。

常壓環(huán)境下多層隔熱組件的隔熱性能測(cè)試原理如圖1所示，試驗(yàn)中以鋁合金為基板，采用加熱片加熱的方式在常壓熱循環(huán)箱中完成測(cè)量。

圖1 多層隔熱組件的隔熱性能測(cè)試原理Fig.1 Principle of thermal insulation test of MLI

共進(jìn)行6個(gè)試驗(yàn)工況（見表1）的測(cè)試。通過對(duì)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行分析，得到不同工況下的多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)和等效熱阻如圖2、圖3所示?？紤]到系統(tǒng)誤差，可以近似地認(rèn)為：不同工況下得到的15單元多層的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)和等效熱阻一致，分別約為0.02 W/(m·K)和2.88 ℃/W。即在常壓條件下多層的隔熱性能基本穩(wěn)定，受環(huán)境溫度的影響較小[9]。基于該結(jié)果進(jìn)一步確定了開展空間站密封艙常壓熱試驗(yàn)時(shí)不同工況的環(huán)境模擬溫度。

表1 多層隔熱性能試驗(yàn)工況Table 1 Conditions for MLI insulation behavior test

圖2 不同工況下多層當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)Fig.2 Equivalent thermal conductivities of MLI

圖3 不同工況下多層等效熱阻Fig.3 Equivalent thermal resistances of MLI

3 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)

3.1 系統(tǒng)研制

大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)（CY-1200常壓箱）是我國(guó)首個(gè)具有液氮溫區(qū)的大型常壓熱試驗(yàn)系統(tǒng)，由箱體隔熱系統(tǒng)、加熱制冷系統(tǒng)、測(cè)控系統(tǒng)、電氣控制系統(tǒng)以及輔助系統(tǒng)等組成，在常壓熱試驗(yàn)中可為空間站密封艙提供穩(wěn)定的環(huán)境溫度邊界，并根據(jù)工況的改變進(jìn)行調(diào)整。在其研制過程中，突破了高低溫極限溫度、大空間溫度場(chǎng)控制、大跨度機(jī)械結(jié)構(gòu)寬溫區(qū)交變防變形以及低溫區(qū)運(yùn)行濕度控制等關(guān)鍵技術(shù)。該系統(tǒng)的實(shí)際指標(biāo)如表2所示，加熱方式采用電加熱，制冷方式采用液氮制冷。其低溫模擬極限、溫度均勻性及穩(wěn)定性等核心技術(shù)指標(biāo)均領(lǐng)先國(guó)內(nèi)同類產(chǎn)品，可以滿足大型載人航天器的常壓熱試驗(yàn)需求。建成后的系統(tǒng)外觀見圖4。

表2 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)指標(biāo)Table 2 Specifications of the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖4 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)外觀Fig.4 The appearance of the large-scale ambient pressure thermal test validation system

3.2 仿真模型

在大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)建設(shè)完成后，為進(jìn)一步獲得該系統(tǒng)的除濕及升/降溫能力，分別建立了CY-1200常壓箱單獨(dú)和帶有空間站某密封艙段的仿真模型，如圖5所示，采用流體力學(xué)仿真對(duì)系統(tǒng)的熱環(huán)境模擬能力進(jìn)行分析。

模型的上部氣體處理單元中間截面為風(fēng)扇面，y方向吹風(fēng)形成純氮?dú)饬鲃?dòng)動(dòng)力；進(jìn)口設(shè)置為質(zhì)量流量入口，出口設(shè)置為自然出口；箱內(nèi)氣體使用氧氣、氮?dú)?、水蒸氣多組分流，流體域使用k-ε湍流模型[10]。

圖5 CY-1200常壓箱仿真模型Fig.5 Simulation model of the CY-1200 chamber

3.3 除濕能力

為考察大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)將環(huán)境露點(diǎn)降至-70 ℃的能力，首先需要確定-70 ℃時(shí)對(duì)應(yīng)的水蒸氣飽和蒸氣壓。較為精確的低溫水蒸氣飽和蒸氣壓關(guān)聯(lián)式主要有Goff Gratch[11]和Bolton[12]，表3列出了按這2種關(guān)聯(lián)式計(jì)算得到的-50～-80 ℃對(duì)應(yīng)的水蒸氣飽和蒸氣壓數(shù)據(jù)。

表3 低溫水蒸氣飽和蒸氣壓Table 3 Saturated water vapor pressure in low temperaure

從表3可以看出，-70 ℃時(shí)的水蒸氣飽和蒸氣壓分別為 0.513 1 Pa（Goff Gratch）和 0.489 8 Pa（Bolton），本文計(jì)算時(shí)取-70 ℃時(shí)的水蒸氣飽和蒸氣壓為這2個(gè)數(shù)值的近似平均值0.5 Pa，其常壓下對(duì)應(yīng)的含濕量（水蒸氣質(zhì)量分?jǐn)?shù)）為3.22×10-6，水蒸氣摩爾分?jǐn)?shù)為4.94×10-6。因此，當(dāng)仿真計(jì)算得到常壓箱內(nèi)環(huán)境中水蒸氣的摩爾分?jǐn)?shù)下降至4.94×10-6mol/mol時(shí)，即認(rèn)為系統(tǒng)可將箱內(nèi)環(huán)境的露點(diǎn)降至-70 ℃。大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)除濕能力的仿真計(jì)算條件如表4所示。

表4 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)除濕能力仿真計(jì)算條件Table 4 Conditions for dewatering simulation regarding the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖6給出了2種工況下常壓箱內(nèi)的流場(chǎng)分布?？梢钥闯觯r1時(shí)進(jìn)入的氮?dú)庠陲L(fēng)扇的吹動(dòng)下流經(jīng)了整艙的空間，而工況2中密封艙段位置處的氣流比較紊亂。圖7給出了2種工況下常壓箱內(nèi)水蒸氣的摩爾分?jǐn)?shù)隨時(shí)間變化的曲線，工況1和工況2箱內(nèi)環(huán)境露點(diǎn)降至-70 ℃所需要的時(shí)間分別是3.6 h和2.8 h，說明在有密封艙段的情況下，箱內(nèi)氣體量更少，更有利于系統(tǒng)除濕。

圖6 CY-1200常壓箱內(nèi)流場(chǎng)分布Fig.6 Flow field inside the CY-1200 chamber

圖7 CY-1200常壓箱內(nèi)水蒸氣的摩爾分?jǐn)?shù)隨時(shí)間變化曲線Fig.7 Mole fraction variation of water vapor in the CY-1200 chamber

3.4 升、降溫能力

大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)采用電加熱和液氮噴淋制冷2種方式分別實(shí)現(xiàn)對(duì)送風(fēng)氣體的升、降溫控制，試驗(yàn)中對(duì)空間站密封艙的升、降溫能力是比較重要的一項(xiàng)指標(biāo)，因此利用圖5(b)所示仿真模型，開展了不同送風(fēng)流量下的密封艙段升、降溫速率計(jì)算，表5列出了仿真計(jì)算條件。

表5 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)升、降溫能力仿真計(jì)算條件Table 5 Conditions for temperature rise and fall simulation regarding the large-scale ambient pressure thermal test validation system

圖8所示為不同工況下密封艙段的平均升、降溫速率，可以看出隨著入口流量的增加，箱內(nèi)密封艙段的升降溫速率整體呈遞增趨勢(shì)，其中當(dāng)入口流量達(dá)到3×105m3/h時(shí)，升溫速率出現(xiàn)了階躍上升，而降溫速率則維持在2×105m3/h時(shí)的水平。仿真結(jié)果表明：在試驗(yàn)過程中可以通過調(diào)節(jié)送風(fēng)流量達(dá)到控制密封艙段升、降溫速率的目的。

圖8 不同工況下密封艙段的平均升降溫速率Fig.8 The average heating and cooling rates of the sealed cabin in different cases

4 空間站某密封艙段漏熱模擬驗(yàn)證

在獲得并掌握完整的大型載人航天器常壓熱試驗(yàn)環(huán)境模擬技術(shù)后，2017年，利用大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)，對(duì)空間站某密封艙段進(jìn)行了系統(tǒng)級(jí)常壓集成熱試驗(yàn)。整個(gè)試驗(yàn)布局如圖9所示，其中密封艙段通過支架車與熱控小艙連接，模擬載人飛船的艙間通風(fēng)接口。

圖9 某密封艙段常壓熱試驗(yàn)布局Fig.9 Layout of the ambient pressure thermal test of a sealed cabin

試驗(yàn)過程中以真空熱試驗(yàn)結(jié)果為參照，通過設(shè)置大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)內(nèi)的環(huán)境溫度，將密封艙段總漏熱量與真空熱平衡試驗(yàn)中對(duì)應(yīng)工況的密封艙段漏熱量差值控制在100 W以內(nèi)，即認(rèn)為建立了熱邊界。密封艙漏熱量為

式中：Qp為密封艙內(nèi)各類熱負(fù)荷水平之和（包含初樣設(shè)備、結(jié)構(gòu)熱控件、乘員模擬代謝產(chǎn)熱）；Qcold為低溫內(nèi)回路收集的熱量；Qmod為中溫內(nèi)回路收集的熱量。

表6是常壓熱試驗(yàn)部分工況中大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)所建立的環(huán)境溫度邊界和此時(shí)密封艙段的漏熱量與真空熱試驗(yàn)相同工況條件下密封艙段漏熱量之間的偏差。可以看出，大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)對(duì)環(huán)境溫度的調(diào)節(jié)能力，使得相同工況中常壓熱試驗(yàn)與真空熱試驗(yàn)的漏熱水平相當(dāng)，保證了常壓熱試驗(yàn)中密封艙段溫度邊界建立的準(zhǔn)確性，從而能夠正常建立常壓熱試驗(yàn)各個(gè)工況，使常壓熱試驗(yàn)環(huán)境模擬效果滿足試驗(yàn)要求，達(dá)到了預(yù)期的試驗(yàn)?zāi)康摹?/p>

表6 大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)的漏熱模擬結(jié)果Table 6 Test results of heat leakage for the large-scale ambient pressure thermal test validation system

5 展望

本文闡述了載人航天器常壓熱試驗(yàn)環(huán)境模擬技術(shù)相關(guān)工作，重點(diǎn)介紹了自研的我國(guó)首個(gè)具有液氮溫區(qū)的1200 m3大型常壓熱試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)。最終的驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果證明該系統(tǒng)達(dá)到了預(yù)期效果。對(duì)于保證常壓熱試驗(yàn)中密封艙段溫度邊界的準(zhǔn)確性發(fā)揮了重要作用。未來，可以基于該系統(tǒng)開展空間站其他艙段的常壓熱試驗(yàn)。同時(shí)，由于該系統(tǒng)具備較好的高低溫環(huán)境控制能力，還可用于開展其他航天器整星或大部件的常壓熱試驗(yàn)，以及特種車輛、機(jī)載設(shè)備及武器裝備等的高低溫環(huán)境考核試驗(yàn)。在民用領(lǐng)域，可利用該設(shè)備開展復(fù)雜的高/低溫、濕度環(huán)境試驗(yàn)。