航天器动力管路热控设计与试验研究_王领华.pdf

航天器动力管路热控设计与试验研究航天器动力管路热控设计与试验研究王领华1，张皓2，王骞1，吕建伟1，吴勇3，赵允宁3，刘辰3（1.中国运载火箭技术研究院，北京100076；2.北京卫环境工程研究所，北京100094；3.首都航天机械有限公司，北京100076）摘要：针对某航天器动力系统管路布局分散造成系统温差大、控温难的问题，结合动力管路温度指标要求和边界环境条件，采用以被动热控措施为主、辅以电加热主动热控措施的设计方案。分析确立动力管路的热环境，建立换热模型；通过仿真分析和整器热平衡试验，选取不同工况，验证了动力系统氧化剂管路和燃烧剂管路温度均维持在 820 范围内的热控设计结果。该方案对各类航天器的动力管路热控设计和分析有一定的指导和借鉴作用。关键词：航天器；动力管路；热设计；仿真分析；热平衡试验中图分类号：V433文献标志码：A文章编号：1673-1379(2023)01-0001-05DOI:10.12126/see.2022093Thermal control design and experimental study ofspacecraft propulsion pipelinesWANGLinghua1,ZHANGHao2,WANGQian1,LJianwei1,WUYong3,ZHAOYunning3,LIUChen3(1.ChinaAcademyofLaunchVehicleTechnology,Beijing100076,China;2.BeijingInstituteofSpacecraftEnvironmentEngineering,Beijing100094,China;3.CapitalAerospaceMachineryCo.,Ltd.,Beijing100076,China)Abstract:In view of the large temperature difference and difficulty in thermal control caused by thescatteredspacecraftpropulsionpipelines,adesignschemebasedonpassivethermalcontrolsupplementedbyelectricallyheatedactivethermalcontrolwasproposedincombinationwiththetemperaturerequirementsandboundaryenvironmentalconditionsofpropulsionpipelines.Thethermalenvironmentofpropulsionpipelineswasanalyzedanddetermined,anditsheattransfermodelwasestablished.Throughthesimulationanalysisandthethermalbalancetestofthewholedevice,differentworkingconditionswereselectedtoverifythethermalcontroldesignresultsthatthetemperaturesoftheoxidantandthecombustionagentpipelinesofthepropulsionsystemweremaintainedwithintherangeof8to20.Theschemecanbeusedasaguideandreferenceforthedesignandanalysisofthermalcontrolofpropulsionpipelinesforvariousspacecrafts.Keywords:spacecraft;propulsionpipeline;thermaldesign;simulationanalysis;thermalbalancetest收稿日期：2022-09-02；修回日期：2023-01-27基金项目：国家重点研发计划项目“某航天器热控系统研制”引用格式：王领华,张皓,王骞,等.航天器动力管路热控设计与试验研究J.航天器环境工程,2023,40(1):1-5WANG L H,ZHANG H,WANG Q,et al.Thermal control design and experimental study of spacecraft propulsion pipelinesJ.Spacecraft Environment Engineering,2023,40(1):1-5第40卷第1期航天器环境工程Vol.40,No.12023年2月SPACECRAFTENVIRONMENTENGINEERING1http:/E-mail:Tel:(010)68116407,68116408,68116544 0 引言引言动力系统是航天器的关键系统，决定着飞行任务的成败。因此，作为动力系统重要部件的管路在严酷的空间环境下应具有高可靠性，而其可靠性除了取决于管路的冗余设计之外，对温度的变化也非常敏感。一方面，大部分动力管路内充满推进剂，对温度要求较严苛温度过高会使推进剂蒸发，易产生管路爆裂等问题；温度过低会使推进剂凝结，影响发动机正常工作。另一方面，动力管路遍布航天器各个部位，受不同空间外热流、飞行器自身遮挡和内热源影响，管路附近结构的温度差异较大且不断变化，从而影响动力管路温度的稳定性，且不同管路（气路或液路）的温度指标也不同。同时，航天器长期在轨运行所面临的空间环境具有真空、冷黑及外热流复杂等特点，给动力管路热控设计带来一定挑战。因此，动力管路热控设计是航天器热控系统中的重点和难点，开展相关技术研究具有重要的工程意义1。目前，国内外对航天器热控系统的研究主要针对发动机2-6，而对动力管路热控的研究报道较少。本文以某航天器动力管路为研究对象，参考发动机头部控温方法，结合管路外部环境条件，提出热控设计方案，并采用仿真计算和试验 2 种方法对热控方案进行验证。1 研究对象研究对象本文研究的某航天器动力管路主要作为推进剂燃料的输送通道，推进剂为双组元（一甲基肼和绿色四氧化二氮）。为确保推进剂安全，管路温度指标要求为-550。管路安装布局在航天器内部的Z 两侧，受晒程度不同，+Z 侧几乎长期受晒，-Z 侧仅短时受晒；管路通过支架与结构进行连接、固定，如图 1 所示，Z 两侧管路各采用 5 个安装支架，管路长度分别为 3.7m 和 4.5m，管路外径为 6mm。航天器运行在 600km 高度的圆轨道上，太阳与轨道面夹角的变化范围为 073；航天器在轨姿态多变，Z 两侧接收到的空间外热流差异大。航天器+Z侧航天器-Z侧图1航天器动力管路布局示意Fig.1Layoutofspacecraftpropulsionpipelines 2 动力管路热控设计动力管路热控设计2.1设计原则动力管路的热控设计可以参照航天器舱内设备的热控并结合管路布局和热环境特点开展。根据在轨任务需求以及动力管路所要经受的外部热载荷状况，采用各种热控制措施来组织动力管路和航天器舱内结构的热交换过程，保证在整个任务运行期间管路的温度水平维持在规定范围之内，并且满足高可靠性和低功耗等要求7。动力管路热控设计的主要原则如下：1）采用成熟、可靠、有效的热控技术，遵循航天器和热控研制的各项规范和标准，以保证热控设计的高可靠；2）以被动热控（热控涂层、隔热和导热材料等）为主，必要时辅以电加热等主动热控措施；3）充分利用航天器的资源，考虑设计余量，特别是供电和测控温资源，提高热控的调节能力，增强动力管路的环境适应性；4）加强热分析计算，充分发挥其在热控研制中的作用，提高热控设计水平；5）优先采用具有可维修性和更换能力的热控构件，并使热控分系统的质量和功耗尽量小。2.2设计方案本文的动力管路热控设计采用“被动热控为主，主动热控为辅”的思路，并通过加热回路精细化、分区化设计，实现动力管路高精度控温，满足温度指标要求。具体方案如下：航天器内部结构受姿态、轨道参数等影响，温2航天器环境工程第40卷度波动较大。为减小舱内结构对动力管路温度的影响，动力管路外表面全部包覆多层隔热组件。所选多层隔热组件为 15 单元，每单元由一层薄膜和一层涤纶网相互间隔而成，多层最外层采用 1825m厚双面镀铝聚酯膜。动力管路采用隔热性能优异的尼龙支架安装，对于无法采用尼龙支架的部位采用金属支架+聚酰亚胺隔热垫实现隔热设计。由于动力管路本身不发热，单纯通过上述被动热控措施并不能将管路温度控制在所要求的范围内，所以还需要通过采取主动热控措施来控制其温度水平。动力管路大都采用钛合金材质，导热率低，管路温差大；且管路布置在航天器Z 两侧，环境温度条件差异较大。为了更好满足动力管路控温要求、减小管路温差，采用Z 两侧管路分别控温的设计思路。两侧管路均设置主、备 2 路加热回路，将加热丝均匀缠绕在管路外表面；每条管路上设置2 个温度传感器，取其温度平均值进行加热回路开关控制，主份加热回路控温阈值为 10,12，备份加热回路控温阈值为 5,15。加热回路及测温点布局参见图 2，+Z 侧控温区域为虚线框内管路，剩余部分为-Z 侧控温区域；控温点 1 和控温点 2 对应+Z 侧管路，控温点 3 和控温点 4 对应-Z 侧管路。控温点1控温点2控温点4控温点3航天器+Z侧航天器-Z侧图2动力管路主动加热设计示意Fig.2Activethermaldesignofpropulsionpipelines 3 动力管路的换热模型动力管路的换热模型建立航天器舱内动力管路的换热模型如图 3所示，管路与周围结构间的换热包括辐射换热 qr和传导换热 qc。假定主动加热功率为 qh，则管路热平衡方程为 qhqcqr=c(T/)。因为动力管路周围的结构或设备温度是不断变化的，所以管路热平衡是一个动态平衡的过程。管路qrqcqh舱内结构或设备图3动力管路换热关系示意Fig.3Heattransferrelationsofpropulsionpipelines3.1辐射换热模型动力管路热控设计中的辐射换热主要由多层隔热组件层间辐射换热、多层外表面与周围结构或设备间辐射换热 2 部分构成。多层隔热组件层间辐射换热量为Qm=S(T14T24)(n+1)(2/1)，(1)式中：为斯忒藩玻耳兹曼常量；S 为多层等效辐射面积；T1为多层最内层温度；T2为多层最外层温度；n 为多层单元数；为多层各层表面的发射率。多层外表面与周围结构或设备间辐射换热量为qr=S(T24Tw4)1/m+1/w1，(2)式中：Tw为管路周围结构及设备等效温度；m为多层最外层表面的发射率；w为管路周围结构及设备的等效发射率。3.2热传导模型动力管路与安装结构之间的热传导按第一类边界条件处理。随着航天器在轨运行姿态和轨道参数的变化，舱内动力管路安装结构的温度也不断变化。动力管路与冷结构支架间的热阻包括接触热阻和传导热阻 2 部分。接触热阻为R1=1KA1，(3)式中：K 为接触传热系数，干接触传热系数取值范围为 50300W/(m2)；A1为接触面积，m2。传导热阻为R2=A2，(4)式中：为结构厚度，该处指安装支架高度，m；A2为安装支架截面积，m2；为安装支架材料的导热率，W/(mK)。则，动力管路与安装结构之间的导热量为Qc=TbTwR1+R2，(5)第1期王领华等：航天器动力管路热控设计与试验研究3式中，Tb为动力管路壁面温度，可视为与多层最内层温度 T1相等。根据上述动力管路换热模型，通过仿真计算获得管路周围安装结构的温度 Tw，并考虑 20%加热功率余量，即可求得+Z 侧和-Z 侧管路的加热功率分别为 4.6W 和 5.6W，具体计算过程不再赘述。4 热分析与试验验证热分析与试验验证为了评估本文航天器动力管路热控方案设计的合理性，采用仿真分析和地面试验 2 种手段对极端工况进行验证8。4.1仿真