劉海娃

(1.上?？臻g推進(jìn)研究所，上海201112 2.上?？臻g發(fā)動(dòng)機(jī)工程技術(shù)研究中心，上海201112)

0 引言

載人飛船一般沿近圓軌道運(yùn)行，且體縱對(duì)稱平面常位于軌道面內(nèi)[1]。由于未來(lái)的載人飛船與以往相比，在軌飛行的對(duì)日連續(xù)偏航飛行姿態(tài)時(shí)間增長(zhǎng)，對(duì)整船來(lái)說(shuō)熱環(huán)境條件更加嚴(yán)酷。對(duì)于熱控系統(tǒng)來(lái)說(shuō)首要目的是保證所有組件在各自的溫度指標(biāo)內(nèi)[2]。由于原有熱控設(shè)計(jì)方案未考慮該種飛行姿態(tài)，推進(jìn)分系統(tǒng)面臨著原有的熱控狀態(tài)下各組件是否符合原有溫度指標(biāo)要求的情況，而在試驗(yàn)條件不具備的情況下，仿真計(jì)算可以有效而快速地解決該問(wèn)題。

I-deas/TMG現(xiàn)在稱為 “NX Master FEM TMG Thermal”,是UGS系列注冊(cè)軟件之一“I-deas?NX Series”的一個(gè)內(nèi)置模塊。NX Master FEM TMG是一個(gè)全面的傳熱仿真程序，它采用先進(jìn)的有限元分析方法建立非線性、瞬態(tài)熱交換問(wèn)題的模型，采用三維建模思想，創(chuàng)建和關(guān)聯(lián)幾何與熱分析有限元模型，快速精確地求解復(fù)雜的傳熱問(wèn)題。

本文應(yīng)用I-deas/TMG軟件對(duì)載人飛船軌控機(jī)組進(jìn)行熱分析計(jì)算，對(duì)軌控機(jī)組在原有的熱控狀態(tài)下在連續(xù)偏航飛行模式下進(jìn)行考核，通過(guò)高溫和低溫工況下的計(jì)算和分析最終確定熱控狀態(tài)，有效解決了復(fù)雜宇宙環(huán)境帶來(lái)的熱控設(shè)計(jì)難題。

1 連續(xù)偏航飛行姿態(tài)和坐標(biāo)定義

軌道坐標(biāo)系原點(diǎn)O0在航天器質(zhì)心處，O0Z0軸指向地心方向,O0X0軸在O0X0Y0平面追蹤太陽(yáng)，O0Y0軸垂直于O0X0Z0平面，O0X0Y0Z0滿足右手定則如圖1所示。

圖1 載人飛船飛行姿態(tài)示意圖Fig.1 Schematic sketch of manned spacecraft flight attitude

2 控制方程

2.1 控制體方法

通過(guò)控制體邊界的凈熱流與控制體內(nèi)的熱產(chǎn)之和等于控制體貯存的能量。

其方程式為：

(1)

式中：qu為單位面積的熱流密度；a為面積；q′ 為單位體積的熱產(chǎn)；V為體積；ρ為密度；c為比熱容；T為溫度；t為時(shí)間。

2.2 有限元方法

有限元方法的基本思想是人為地把連續(xù)體的求解域劃分成若干單元，單元與單元之間通過(guò)節(jié)點(diǎn)互相連接，用構(gòu)成一個(gè)單元的集合來(lái)替代本身的連續(xù)體。通過(guò)能量關(guān)系來(lái)建立節(jié)點(diǎn)量相互之間的方程式，而后形成代數(shù)方程組，根據(jù)邊界條件對(duì)方程組進(jìn)行求解。

各向異性體傳熱問(wèn)題能量方程為：

(2)

式中：qx，qy,qz為單位面積熱流向量分量；Q為內(nèi)熱源；ρ為材料密度；c為材料熱容；T為溫度；t為時(shí)間；x,y,z為向量方向。

3 熱控指標(biāo)

電磁閥和管路的溫度需保證在0～80 ℃范圍內(nèi)。

4 熱分析

4.1 機(jī)組結(jié)構(gòu)和熱控狀態(tài)

軌控機(jī)組由4臺(tái)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)組成，處于推進(jìn)艙尾部中央位置,其周邊由高溫隔熱屏、艙壁多層組件形成半包圍結(jié)構(gòu)。高溫隔熱屏朝向艙內(nèi)部分為承力截錐部件，軌控機(jī)組的上半部分(即軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的頭部和電磁閥)位于推進(jìn)分系統(tǒng)的承力截錐結(jié)構(gòu)環(huán)境內(nèi)，其示意圖見(jiàn)圖2，熱控狀態(tài)見(jiàn)表1。

圖2 載人飛船尾部俯視圖Fig.2 Schematic sketch from the back of manned spacecraft表1 軌控機(jī)組熱控狀態(tài)匯總表Tab.1 SummaryTable of thermal control design for the divert thruster unit

部位熱控措施發(fā)動(dòng)機(jī)頭部電加熱器和多層隔熱材料[3]電磁閥電加熱器和多層隔熱材料(表面為鍍鋁面朝外)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口管路電加熱器和多層隔熱材料(表面為鍍鋁面朝外)

4.2 熱模型描述

影響軌控機(jī)組溫度場(chǎng)的組件主要為軌控發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口管路、軌控機(jī)架、高溫隔熱屏、錐形艙壁多層組件、承力截錐組件。建立物理模型包括軌控發(fā)動(dòng)機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口管路、軌控機(jī)架、高溫隔熱屏、錐形艙壁多層組件和承力截錐組件。為同時(shí)保證有限元模型的準(zhǔn)確性和合理有效網(wǎng)格數(shù)量，將各組件模型逐一進(jìn)行簡(jiǎn)化[4]：軌控發(fā)動(dòng)機(jī)除忽略螺紋孔及少數(shù)倒角外其余按發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際尺寸建模；高溫隔熱屏和錐形艙壁的按實(shí)際尺寸建模；承力截錐由于包括了貯箱等多組件，但實(shí)際計(jì)算過(guò)程中只需考慮其表面的熱控狀態(tài)對(duì)軌控機(jī)組可見(jiàn)組件的影響，因此將承力截錐按最大外緣尺寸將其等效為一錐形平頂薄壁結(jié)構(gòu)；發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口管路，將所有的管路簡(jiǎn)化為三段液路管路。

用I-deas的Simulation的Master modeler為軌控發(fā)動(dòng)機(jī)等組件建立模型。有限元分析中，由于各組件形狀不規(guī)則并且存在薄壁結(jié)構(gòu)，因此網(wǎng)格化是一項(xiàng)重要復(fù)雜且困難的工作。為保證熱分析仿真計(jì)算的準(zhǔn)確性和模擬精度,每個(gè)組件均有不同大小的體單元,表面覆蓋零厚度的直線型三角殼單元,分別賦予組件各自材料的熱物理性質(zhì)[5]，總共生成32 233個(gè)節(jié)點(diǎn)和75 811個(gè)單元，形成有限元模型,見(jiàn)圖3。

4.3 邊界條件和軌道設(shè)置

邊界條件根據(jù)該模型的具體應(yīng)用情況分為溫度、熱耦合、輻射、熱流和軌道設(shè)置：①空間背景溫度4 K，軟件自動(dòng)將艙壁空間處理為由6個(gè)巨大的溫度恒定的正方形單元組成的六面體，該六面體與模型中各輻射面之間組成封閉體；②發(fā)動(dòng)機(jī)噴管與法蘭盤(pán)聯(lián)接方式為焊接,法蘭盤(pán)與電磁閥通過(guò)螺釘以及內(nèi)部的密封圈接觸，因此接觸面之間設(shè)定接觸熱阻[6]；③所有表面均參與輻射，有限元模型中根據(jù)各組件的相對(duì)位置設(shè)定不同形式的輻射關(guān)系；④邊界溫度：連續(xù)偏航工況下，根據(jù)系統(tǒng)仿真計(jì)算結(jié)果，艙壁最高溫度和承力截錐表面溫度分別取40 ℃和30 ℃；⑤熱流條件：這里以軌道設(shè)置來(lái)實(shí)現(xiàn)，外界熱流包括太陽(yáng)輻照熱流、地球?qū)μ?yáng)的反照熱流和地球紅外熱流。由于該熱分析針對(duì)在軌飛行中推進(jìn)艙尾對(duì)日連續(xù)偏航模式，根據(jù)實(shí)際在軌運(yùn)行的情況，太陽(yáng)β角在25°到65°之間變化，因此計(jì)算中定義一個(gè)軌道運(yùn)行模式，取太陽(yáng)β角25°和65°，以上熱流自動(dòng)施加在有限元模型中，有限元模型軌道示意見(jiàn)圖4;⑥發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口管路端面與電磁閥表面設(shè)置熱耦合，總管路一段由于接近環(huán)形管，由于位置關(guān)系，其主要與承力截錐進(jìn)行熱傳導(dǎo)和輻射，認(rèn)為最高溫度不會(huì)超過(guò)承力截錐最高溫度，所以設(shè)定該段管路在連續(xù)偏航姿態(tài)下溫度為30℃(由承力截錐溫度30℃而定)。軟件據(jù)以上邊界條件運(yùn)算根據(jù)需要進(jìn)行穩(wěn)態(tài)溫度計(jì)算。

圖3 軌控機(jī)組有限元模型圖Fig.3 Finite element model of divert thruster unit

圖4 連續(xù)偏航在軌飛行姿態(tài)下軌道模型圖Fig.4 Orbit model diagram under continuous yaw attitude

4.4 現(xiàn)有熱控狀態(tài)評(píng)估

對(duì)于在軌飛行的航天器來(lái)說(shuō)，太陽(yáng)入射角是非常重要的參數(shù)，其表示太陽(yáng)光線與軌道面之間的夾角[7],不同的太陽(yáng)入射角[8]對(duì)應(yīng)的軌道周期受曬因子不同，太陽(yáng)入射角越大，受曬因子越大[9]，因此考慮飛船在軌道周期內(nèi)經(jīng)受的最大太陽(yáng)熱流對(duì)其的影響，選定飛船所有軌道周期內(nèi)最大的太陽(yáng)角65°，在該太陽(yáng)角下對(duì)飛船連續(xù)偏航飛行姿態(tài)下的高溫工況進(jìn)行熱分析計(jì)算。在連續(xù)偏航飛行姿態(tài)以及相應(yīng)的邊界條件可得到不同工況的溫度結(jié)果，圖5和圖6為軌控機(jī)組在原熱控狀態(tài)下的連續(xù)偏航飛行姿態(tài)下的溫度云圖。

由于軌控機(jī)組位于整艙的尾部，發(fā)動(dòng)機(jī)的身部大部分都暴露在外，因此當(dāng)飛船尾對(duì)日連續(xù)偏航65°的飛行姿態(tài)下，軌控機(jī)組溫度水平比較高。根據(jù)熱量平衡原則，最終所有組件在計(jì)算完成后得出一個(gè)穩(wěn)態(tài)溫度值。由圖5可得，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管尾部為56.7 ℃，該部分由于與深冷空間直接輻射換熱并且由于與高溫隔熱屏和艙壁的輻射角系數(shù)較小，因此溫度水平最低，最高溫度出現(xiàn)在高溫隔熱屏中央未被發(fā)動(dòng)機(jī)身部遮擋的區(qū)域，達(dá)到149 ℃，高溫隔熱屏和艙壁錐形多層組件由于本身位置和外形與接受太陽(yáng)光熱流入射程度不同，溫度為52.5～149 ℃。由圖6可得，氧路電磁閥最高溫度為65.8 ℃，燃路電磁閥最高溫度為73.2 ℃。氧路管路溫度為28.1～62.4 ℃，燃管溫度為28.4～69.3 ℃。

圖5 軌控機(jī)組尾部溫度云圖Fig.5 Temperature cloud diagram of divert thruster unit

圖6 軌控機(jī)組承力截錐內(nèi)部各組件溫度云圖Fig.6 Temperature cloud diagram of the components inside bearing truncated cone of divert thruster unit

根據(jù)NASA的軍標(biāo)MIL-STD-1540,在高溫端增加11 ℃的熱不確定余量[10]，得到軌控發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥在載人飛船連續(xù)偏航飛行姿態(tài)下電磁閥和管路預(yù)示最高溫度分別為84.2 ℃和80.3 ℃，溫度不滿足使用要求，為保證其正常工作，需更改熱控措施降低其溫度。

4.5 更改熱控狀態(tài)

由于原有的軌控機(jī)組熱控狀態(tài)無(wú)法滿足其溫度要求，因此需對(duì)其進(jìn)行熱控方案的更改。更改方案從兩個(gè)方面考慮：①改變熱控組件表面輻射特性。由于采用不同太陽(yáng)吸收率和發(fā)射率的材料，可決定暴露于空間環(huán)境中表面熱平衡溫度[11]，從而達(dá)到降低各組件溫度的目的；②改變熱控多層厚度。熱控多層主要是絕熱作用[12]，通過(guò)減少其厚度，加強(qiáng)組件與外部低溫環(huán)境(指主承力壁面)之間的換熱，達(dá)到降低組件溫度的目的。

根據(jù)相應(yīng)的邊界條件以及飛行姿態(tài)(推進(jìn)艙尾對(duì)日連續(xù)偏航姿態(tài))，制定其多種熱控方案，見(jiàn)表2，各工況的熱分析溫度結(jié)果見(jiàn)表3。

表2 熱控狀態(tài)更改方案以及相應(yīng)工況情況表Tab.2 Operating conditions of modified thermalcontrol design

表3 各工況熱分析最高溫度匯總Tab.3 Maximum temperatures of thermal analysisunder various operating conditions

更改熱控措施經(jīng)過(guò)多輪仿真計(jì)算，從表3可以得出，工況1～工況3下，電磁閥和管路的表面溫度均滿足熱控目標(biāo)，此時(shí)需要選定最優(yōu)的熱控狀態(tài)，以最少的代價(jià)取得較好的溫控效果，這里工況3對(duì)應(yīng)有多層隔熱材料的熱控狀態(tài)要比工況1和2無(wú)多層隔熱材料狀態(tài)溫度高出約20 ℃，因此去除多層隔熱材料對(duì)高溫工況來(lái)說(shuō)是可取的。多層隔熱材料的表面狀態(tài)的選取可依據(jù)工況1和工況2，可以得出兩種熱控狀態(tài)下溫度基本一致，但白色防原子氧布由于表面發(fā)射率要比聚酰亞胺薄膜高出19%，采用白色防原子氧布帶來(lái)的問(wèn)題是低溫工況下(即無(wú)外熱流)向低溫環(huán)境散熱量較高，加熱功率高，因此選用工況2對(duì)應(yīng)的電磁閥和管路表面無(wú)多層隔熱材料，表面為亞胺面狀態(tài)。因此，軌控機(jī)組的熱控技術(shù)狀態(tài)進(jìn)行如下更改：電磁閥和管路的熱控表面狀態(tài)由多層外表面為鍍鋁面更改為：多層取消，外表面為亞胺面。

對(duì)工況2進(jìn)行熱分析。從表3可得，氧閥最高溫度33.9 ℃，燃閥最高溫度41.7 ℃，頭部最高溫度76.4 ℃，高溫隔熱屏(包括錐形艙壁多層)最高溫度148 ℃，氧管最高溫度31 ℃，燃管最高溫度36.4 ℃。管路和電磁閥的預(yù)示最高溫度分別47.4 ℃和52.7 ℃，各組件特別是閥門(mén)均符合溫控指標(biāo)要求。

4.6 低溫工況熱分析

對(duì)高溫工況下軌控機(jī)組熱控狀態(tài)進(jìn)行了更改，還需對(duì)低溫工況(這里考慮為完全無(wú)外熱流的情況)進(jìn)行熱分析。

對(duì)軌控機(jī)組的熱控狀態(tài)進(jìn)行更改后，高溫工況下確實(shí)起到了降低各組件溫度的目的，但是在低溫工況下，即頭對(duì)日連續(xù)偏航飛行姿態(tài)下，電磁閥和管路表面材料的發(fā)射率有明顯的提升，隔熱效果下降，更改后的亞胺面發(fā)射率是原來(lái)鍍鋁面的 12.4倍，散發(fā)的熱量有所增加導(dǎo)致加熱功率隨之增加，具體體現(xiàn)在控溫回路的占空比[13](反映加熱回路開(kāi)啟頻率參數(shù))增加，需要考核原有設(shè)計(jì)功率是否滿足溫控要求，同時(shí)需要對(duì)占空比進(jìn)行量化分析。表4為工況2下低溫工況加熱功率、占空比以及對(duì)應(yīng)的熱分析情況。

從表4可得，與外界低溫宇宙環(huán)境路徑最近的頭部加熱功耗在原有設(shè)計(jì)狀態(tài)下需要占空比最多，平均加熱功耗也最多，離宇宙環(huán)境越遠(yuǎn)其功耗占空比越小，在此占空比下各組件可均符合控溫要求，說(shuō)明總設(shè)計(jì)功率可以保證各組件的溫度，因此選工況2對(duì)應(yīng)的熱控狀態(tài)作為軌控機(jī)組熱控狀態(tài)，熱控狀態(tài)更改后在低溫工況下加熱功耗滿足控溫指標(biāo)要求。

表4 低溫工況下各組件加熱功耗與占空比情況Tab.4 Heating power and duty cycle of components underthe low-temperature operating condition

5 結(jié)論

以載人飛船軌控發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)組作為研究對(duì)象，對(duì)調(diào)整熱控狀態(tài)前后的軌控機(jī)組進(jìn)行了高溫工況下的熱分析計(jì)算，對(duì)更改熱控狀態(tài)后低溫工況功率進(jìn)行了復(fù)核，得出如下結(jié)論：

1)在高溫工況下，對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥和管路增大表面材料的發(fā)射率和降低表面多層厚度，可以將承力截錐表面的相對(duì)低溫環(huán)境有效地與電磁閥和連接管路進(jìn)行熱交換，降低其表面溫度。

2)在熱設(shè)計(jì)過(guò)程中，不但要通過(guò)必要的熱控措施保證高溫工況下各組件滿足溫度指標(biāo)要求，并且在選取熱控材料時(shí)同時(shí)考慮低溫工況下帶來(lái)的不利效應(yīng)，應(yīng)盡量降低該效應(yīng)。

3)在無(wú)外熱流的低溫工況下，對(duì)軌控機(jī)組進(jìn)行了熱分析，并且得出了加熱功耗占空比，該項(xiàng)工作在以往的熱控設(shè)計(jì)中鮮少開(kāi)展，為主動(dòng)熱控設(shè)計(jì)提供了有力的數(shù)據(jù)支持。

4)將載人飛船高低溫下的熱設(shè)計(jì)和對(duì)應(yīng)的加熱占空比進(jìn)行綜合考慮和評(píng)估，形成了全面和合理的熱設(shè)計(jì)思路。