氦氣氛高低溫環(huán)境模擬系統(tǒng)及初調(diào)實驗

王珊珊 黃永華 張良俊，2 吳靜怡 李素玲 許煜雄 徐 烈

(1上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所 上海 200240)

(2上?？臻g飛行器機構(gòu)重點實驗室 上海 201108)

氦氣氛高低溫環(huán)境模擬系統(tǒng)及初調(diào)實驗

王珊珊1黃永華1張良俊1，2吳靜怡1李素玲1許煜雄1徐 烈1

(1上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所 上海 200240)

(2上海空間飛行器機構(gòu)重點實驗室 上海 201108)

為滿足比常規(guī)熱真空罐快得多的升降溫要求，設(shè)計和制造了高變溫速率的高低溫空間環(huán)境模擬系統(tǒng)，其特點為艙內(nèi)非高真空環(huán)境，而是充注絕對壓力90 kPa氦氣，工作溫度范圍為68—373 K。除了有與熱真空罐相同的輻射傳熱，更重要的是允許艙內(nèi)有自然對流甚至強制對流傳熱，從而大大加快傳熱速度，特別是在接近目標(biāo)溫度時明顯減少對被測物的冷卻或加熱時間。這一特性使得該新型高低溫系統(tǒng)在結(jié)構(gòu)上存在與常規(guī)熱真空罐本質(zhì)的區(qū)別。其優(yōu)點除了升降溫速率大外，內(nèi)部溫度均勻性也得到提升。

高低溫系統(tǒng) 熱環(huán)境模擬 快速升降溫

1 引言

隨著月球探測和資源開發(fā)以及火星等深空探測的推進(jìn)，極端特殊環(huán)境對著陸器、巡視器以及搭載的探測設(shè)備可靠性提出了極為苛刻的要求。以月球為例，由于其表面幾乎沒有大氣層和大氣活動，晝夜溫差很大，月晝溫度為400—420 K，月夜溫度為90—110 K，而且晝夜交替沒有明顯過渡，升降溫速率極大。隨著月球表面溫度的變化，月表氣壓在10-9—10-13Pa范圍內(nèi)變化［1-2］。因此，在地面建造空間環(huán)境模擬系統(tǒng)，模擬和驗證設(shè)備在極端高低溫環(huán)境中靜態(tài)和大速率動態(tài)溫變條件下的可靠安全性是非常必要和緊迫的。

為了配合阿波羅探月計劃，美國在20世紀(jì)60年代設(shè)計并建造了大型空間環(huán)境模擬實驗室SESL［3-4］。它由兩個實驗艙組成，其一是美國最大的熱真空實驗空間模擬器，空載極限真空度1.3×10-3Pa，熱沉溫度100—400 K可調(diào)，并在容器頂部和側(cè)面安裝太陽模擬器;其二可用于載人及有關(guān)運動機構(gòu)試驗，空載極限真空度1.3×10-2Pa，熱沉溫度80—400 K可調(diào)。歐洲和日本等都建造了大型熱真空環(huán)境試驗設(shè)備。中國從1961年開始進(jìn)行空間環(huán)境模擬設(shè)備的設(shè)計和制造，建成第一批空間環(huán)境模擬設(shè)備KM1、KM2、BZ1及BZ2等4臺設(shè)備。之后的KM6是中國最大的空間環(huán)境試驗設(shè)備，具有試驗空間大、熱載荷大、抽氣速率大、試驗自動化程度高、多功能和多用途的特點，極限真空度4.5×10-6Pa，熱沉溫度低于100 K［5］。這些系統(tǒng)基本上都采用真空條件下熱沉或電加熱輻射來實現(xiàn)內(nèi)部空間的降溫或升溫，其溫度變化過程比較緩慢，特別是在接近目標(biāo)溫度時由于冷熱雙方溫差足夠小，達(dá)到熱平衡往往需要幾十小時甚至更長時間。

為了滿足極端高低溫環(huán)境和大升降溫速率的要求，本文工作設(shè)計和建造了一氦氣氛高低溫空間環(huán)境模擬系統(tǒng)，用于驗證設(shè)備對熱設(shè)計指標(biāo)的滿足度。系統(tǒng)試驗艙內(nèi)部凈尺寸為直徑2 m長2.5 m，為非高真空環(huán)境，充有90 kPa氦氣，載有冷源和熱源的熱沉通過輻射傳熱和自然對流對設(shè)備和艙內(nèi)氦氣進(jìn)行冷卻或加熱，必要時還可通過增加強迫對流傳熱的方式，達(dá)到更高的降溫速率和溫度均勻性要求。系統(tǒng)熱沉溫度為68 K到373 K可調(diào)，并可在深冷條進(jìn)下長久保溫(15天以上)，平均升降溫速率為±(3—10)K/min，并且容器溫度均勻性要求任意兩點的溫差不大于±3 K。

2 實驗系統(tǒng)介紹

實驗設(shè)計的氦氣氛高低溫空間環(huán)境模擬系統(tǒng)由絕熱容器、斯特林制冷系統(tǒng)、冷氦氣循環(huán)系統(tǒng)、氦氣補氣系統(tǒng)、液氮供給系統(tǒng)、液氮回收系統(tǒng)、氣氮供給系統(tǒng)、真空泵系統(tǒng)和控制系統(tǒng)構(gòu)成，如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成示意圖及試驗艙實物圖Fig.1 Schematic of thermal simulation system and actual chamber

2.1 氦氣氛高低溫試驗艙

氦氣氛高低溫試驗艙為一臥式罐體模擬器，以直徑為2.7 m的外筒體和直徑為2.3 m的內(nèi)筒體為主框架，兩者構(gòu)成密封夾層。為盡可能減少漏熱，在夾層空間設(shè)置液氮冷屏，外筒和液氮冷屏之間布置多層絕熱，從外筒傳入容器內(nèi)部的熱量絕大部分通過冷屏盤管中的液氮帶走，并利用真空多層絕熱的卓越絕熱性能，將輻射換熱、層間固體導(dǎo)熱和殘余氣體導(dǎo)熱都減小到最低程度;內(nèi)筒與液氮冷屏間采用高真空絕熱形式。內(nèi)外筒夾層熱態(tài)封結(jié)真空度為10-2Pa，常溫環(huán)境真空度為10-3Pa量級，當(dāng)溫度降至液氮溫區(qū)時由于低溫泵原理，真空度將上升至10-4Pa量級。試驗艙橫截面結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 試驗艙橫截面結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Cross-sectional structure of chamber

試驗艙內(nèi)部的冷源和熱源依附于熱沉結(jié)構(gòu)。熱沉采用不銹鋼管網(wǎng)與銅翅片結(jié)合的魚骨式結(jié)構(gòu)，如圖3所示。這種結(jié)構(gòu)既能充分發(fā)揮不銹鋼的良好低溫性能，又兼?zhèn)渥香~的良好導(dǎo)熱性，曾在KM6、KM3改造，KM4改建，上海衛(wèi)星所KM5A、東方紅KM3B、長春光機所ZM4300及新KM2等大量空間環(huán)境模擬器上獲得應(yīng)用［6］。熱沉盤管中兩相鄰支管為不同工質(zhì)的獨立管路，分別為液氮管路和低溫氦氣管路。液氮和低溫氦氣流向由低到高，易于在穩(wěn)態(tài)時液氮所含氣泡的分離，更適合于開式液氮流程的流動特征，有利于熱沉的降溫啟動和保障溫度均勻性。進(jìn)出口采用對角線流道原理設(shè)計，保障每支管的流動阻力大致相等。

圖3 熱沉三維示意圖Fig.3 Schematic diagram of heat sink

系統(tǒng)冷源由荷蘭斯特林四缸兩級制冷機提供，該制冷機可在68 K提供1 200 W的制冷量。為實現(xiàn)容器內(nèi)部的升溫及滿足高溫試驗要求，在熱沉外部壁面布置電加熱帶，能在68—373 K溫度范圍內(nèi)正常工作，設(shè)計功率保證升溫速率不小于3 K/min。為有效模擬太空的冷黑環(huán)境，使熱沉吸收大部分從設(shè)備表面發(fā)出的輻射熱，不產(chǎn)生二次輻射，在熱沉內(nèi)表面噴涂特種黑漆，半球向發(fā)射率大于0.91，對太陽光的吸收率大于0.96。

2.2 系統(tǒng)循環(huán)工作原理

本系統(tǒng)試驗空間傳熱方式為輻射傳熱和自然對流傳熱，能達(dá)到快速升降溫和溫度均勻性要求。系統(tǒng)冷卻過程總體上分為兩部分:液氮冷卻和低溫氦氣冷卻。前一過程利用液氮較大的汽化潛熱和大溫差下的顯熱將試驗艙內(nèi)氦氣和被測物冷卻至液氮溫區(qū)，技術(shù)成熟，成本低廉，主要用于80 K以上測試任務(wù)。后一過程采用四缸兩級斯特林制冷機，提供冷氣氦實現(xiàn)降溫，主要用于77 K以下測試任務(wù)。

具體降溫過程可分為4個步驟:

(1)首先開啟羅茨泵將實驗艙內(nèi)氣體抽除，達(dá)到真空度10-1Pa。關(guān)閉真空泵閥門，打開氦氣鋼瓶閥向試驗艙內(nèi)充入1 kPa的低壓氦氣。再次開啟真空泵，將艙內(nèi)氣體抽除至10-1Pa。如此往復(fù)置換試驗艙內(nèi)氣體3次，實現(xiàn)系統(tǒng)內(nèi)的氣體純化。最終往試驗艙內(nèi)充入90 kPa氦氣。

(2)為避免快速降溫對容器和管路產(chǎn)生過大的熱應(yīng)力，先用低溫氮氣進(jìn)行初步冷卻。液氮經(jīng)過空氣汽化器后為低溫氮氣，進(jìn)入液氮冷屏和熱沉的不銹鋼盤管，通過輻射和自然對流的形式實現(xiàn)艙內(nèi)氦氣和被測物的冷卻。當(dāng)系統(tǒng)冷卻至150 K，關(guān)閉冷氣氮的閥門，開啟液氮供給閥門，使液氮直接進(jìn)入液氮冷屏和熱沉盤管，對艙內(nèi)進(jìn)一步冷卻，直至溫度達(dá)到85 K左右。

(3)繼續(xù)降溫將使液氮固化膨脹導(dǎo)致管道堵塞甚至破裂，因此先用氦氣吹除熱沉盤管內(nèi)的液氮。開啟低溫制冷機，出口溫度為50 K的低溫氦氣進(jìn)入熱沉氦氣盤管，將試驗器件冷卻至68 K附近。然后通過變頻調(diào)節(jié)制冷機冷量輸出及電加熱補償?shù)姆椒▽崿F(xiàn)68 K溫度精確控制。

(4)當(dāng)系統(tǒng)完成降溫過程進(jìn)入穩(wěn)態(tài)保溫階段，可根據(jù)需要調(diào)節(jié)氦氣流量，以維持系統(tǒng)處于穩(wěn)態(tài)時的冷量補償需求。

完成深冷試驗后，如需復(fù)溫或進(jìn)行高溫試驗(373 K)，首先關(guān)閉冷氣氦的供給，開啟附于熱沉壁面的電加熱，通過輻射和自然對流對艙內(nèi)氣體和試驗件進(jìn)行加熱，并通過可控硅及分組調(diào)壓器實現(xiàn)精準(zhǔn)目標(biāo)溫度控制。

3 高低溫調(diào)試實驗及分析

調(diào)試試驗分低溫試驗和高溫試驗，這兩部分可為后續(xù)試驗提供指導(dǎo)和改進(jìn)措施。低溫調(diào)試試驗的目標(biāo)溫度為85 K，因此采用氮氣為艙內(nèi)工作介質(zhì)，高溫試驗時為空氣。低溫試驗，主要考察熱沉壁面和艙內(nèi)空間降溫至液氮溫區(qū)的過程，改變艙內(nèi)氮氣壓力，增加強制對流等條件對溫度場的影響，以及復(fù)溫階段的溫度均勻性分析。高溫試驗，主要考察在不同電加熱輸入功率條件下，熱沉壁面和艙內(nèi)空間升溫速率和溫度分布情況。根據(jù)試驗要求，在試驗艙內(nèi)25個不同位置分別布置測量溫度點。如圖4所示，在門側(cè)、熱沉中心側(cè)、尾側(cè)截面分別布置8個測溫點，每一截面包括在圓周上成90°的4支熱沉壁面溫度計和4支空間溫度計，最后一支溫度計(T25)布于試驗艙中心點處。

圖4 溫度計布置圖Fig.4 Temperature sensor positions in workspace

3.1 低溫調(diào)試試驗

3.1.1 低溫降溫實驗

進(jìn)行艙內(nèi)氣體為氮氣的低溫試驗，熱沉最低目標(biāo)溫度降至80 K附近。在艙內(nèi)布置耐高低溫風(fēng)扇，可增加強制對流條件。風(fēng)扇位于熱沉尾側(cè)下部(T2、T4之間)，出風(fēng)方向為熱沉對角線方向(T9、T11之間)，熱沉降溫開始即開啟風(fēng)扇。圖5和圖6分別為熱沉壁面溫度變化總曲線和各時間段內(nèi)不同操作引起的溫度變化情況。圖6(b)中可知，從通入低溫氮氣開始熱沉溫度從室溫293 K降至110 K左右并至初步穩(wěn)定耗時45 min，平均降溫速率為4.06 K/min。其中圈1 表示 T1、T3、T5、T7、T9、T11 共 6 支熱沉上部溫度計，從降溫曲線可知熱沉上部管內(nèi)有氣阻，到160 K之后管內(nèi)流動變通暢;圈2為熱沉下部6支溫度計，從圖中可知熱沉下部管內(nèi)流動從降溫開始就保持通暢。圖6(c)為調(diào)節(jié)液氮閥門減小熱沉液氮流量引起的溫度變化，圈3包括的T1、T3、T5、T7尾側(cè)和中間截面熱沉上部溫度對液氮流量變化非常敏感，迅速上升60 K，當(dāng)重新加大液氮流量后，溫度恢復(fù)至流量調(diào)節(jié)前;圈4表示門側(cè)截面熱沉上部兩支溫度計T9、T11，升溫幅度為12 K。其余6支為熱沉下部溫度計，升溫幅度為5 K。圖6(d)為調(diào)節(jié)風(fēng)扇和艙內(nèi)壓力時熱沉壁面溫度變化情況。從圖中可知，關(guān)閉風(fēng)扇后，T3(尾側(cè)上)和T9(門側(cè)上)溫度迅速上升2 K，其中T3為風(fēng)扇吹風(fēng)死角，主要是由于關(guān)閉風(fēng)扇后強制對流消失僅存自然對流，熱氣體上升至艙內(nèi)上部，熱沉上部溫度有小幅升高;同時艙內(nèi)氣體使熱沉壁面的換熱量減小，熱沉下部溫度有所下降，其中T6(中間下)為12支溫度計里變溫幅度最大的，降溫5 K，T2(尾側(cè)下)、T8(中間下)、T10(門側(cè)下)和 T12(門側(cè)下)降溫2 K。兩方面原因促使上下溫差拉大，偏離均勻性指標(biāo)。

圖5 熱沉壁面降溫曲線總圖Fig.5 Experimental temperature diagram of heat sink

圖7和圖8分別為試驗艙內(nèi)空間各點溫度變化總曲線和各時間段內(nèi)不同操作引起的溫度變化情況。從圖8(a)可知，試驗艙抽真空使空間溫度迅速降低17 K(這與絕熱容器的放氣過程熱力學(xué)計算完全相符)，之后由于內(nèi)筒體和熱沉的熱容作用溫度回升。艙內(nèi)抽真空結(jié)束后開始通常溫氮氣，艙內(nèi)溫度迅速上升又被內(nèi)部固體冷卻稍有回落趨于穩(wěn)定。圖8(b)顯示，由于艙內(nèi)強制對流和輻射傳熱共同作用，艙內(nèi)空間溫度隨著熱沉盤管中液氮的加注而不斷降低，并且響應(yīng)快。圖8(c)為與圖6(d)對應(yīng)的調(diào)節(jié)風(fēng)扇和艙內(nèi)壓力時艙內(nèi)空間各點溫度變化情況。關(guān)閉風(fēng)扇，T17(中心上)、T21(門側(cè)上)和T25(中心)溫度快速顯著上升，升幅為12 K。其中，T25在開啟風(fēng)扇時接近艙內(nèi)最低溫度，而關(guān)閉風(fēng)扇后，溫度回升至中間溫度區(qū)。分析原因是T21位于風(fēng)扇對角，風(fēng)扇吹出的氣流從T21至T17形成回流，風(fēng)扇對T17和T21作用明顯。

圖6 各段時間內(nèi)不同操作引起的熱沉溫場變化情況Fig.6 Temperature variation of heat sink due to different operations

圖7 艙內(nèi)空間各點降溫曲線總圖Fig.7 Experimental temperature diagram of chamber space

從以上分析可知，試驗艙內(nèi)增加強制對流條件，能有效地加強傳熱效果，但是由于風(fēng)力揚程不夠和布置位置不合理等問題，該風(fēng)扇對整體溫度均勻性作用不明顯，特別是降溫及復(fù)溫開始階段，熱沉壁面與空間溫差仍顯得過大。同時，減小艙內(nèi)氣體壓力能降低壁面及空間溫度，但對降溫速率的影響不明顯。

3.1.2 低溫自然復(fù)溫實驗

圖9和圖10分別為熱沉壁面和艙內(nèi)空間的各點溫度經(jīng)過13.5 h自然復(fù)溫的變化情況。熱沉上下最大溫差為25 K，隨著時間縮小到9 K;同一水平高度沿軸向各位置點溫度均勻性非常好，曲線幾乎重合;艙內(nèi)空間最大溫差由開始階段23 K逐漸縮小到測試結(jié)束時的6 K。經(jīng)過13.5 h的自然復(fù)溫，熱沉壁面和空間平均溫度分別為185 K和187 K，均勻性較好。

3.2 高溫試驗

啟動附于熱沉外壁面的電加熱器對試驗艙內(nèi)常壓空氣進(jìn)行升溫，每組電加熱功率為5.4 kW。熱沉壁面及試驗艙空間溫度在加熱工況時變化情況如圖11和圖12所示。首先開啟全部5組電加熱，熱沉壁面平均升溫速率為4.33 K/min，通過自然對流和輻射傳熱作用，艙內(nèi)空間各點的溫度也逐漸升高。當(dāng)熱沉壁面最高溫度超過390 K后，關(guān)閉其中3組電加熱，熱沉壁面溫度瞬間有所下降且趨于穩(wěn)定，同時艙內(nèi)空間各點溫度仍然逐漸升高，但升溫速率減小。最后只開啟一組電加熱，熱沉壁面溫度和艙內(nèi)空間溫度都趨于穩(wěn)定。

圖8 各段時間內(nèi)不同操作引起的空間溫場變化情況Fig 8 Temperature variation of chamber space due to different operations

圖9 熱沉壁面復(fù)溫溫度曲線Fig.9 Temperature variation of heat sink during warming-up

圖10 艙內(nèi)空間復(fù)溫溫度曲線Fig.10 Temperature variation of space during warming-up

圖12 艙內(nèi)空間升溫曲線Fig.12 Temperature variation of chamber space under heating test

4 結(jié)論

設(shè)計并制造了滿足快速升降溫要求的氦氣氛高低溫空間環(huán)境模擬系統(tǒng)，控溫范圍為68—373K，且容器內(nèi)溫度均勻分布。系統(tǒng)除了與熱真空罐相同的輻射傳熱，更重要的是允許艙內(nèi)有自然對流傳熱甚至強迫對流，大大增加傳熱速率。分別進(jìn)行了高低溫工況下的初步調(diào)試試驗，考察了低溫工況下改變艙內(nèi)壓力和增加強制對流條件對熱沉壁面和空間溫度的影響和溫度均勻性，自然復(fù)溫情況，以及高溫工況下不同電加熱輸入功率對升溫速率的影響。通過初步試驗可知，系統(tǒng)總體上滿足升溫速率和溫度均勻性要求且有良好的保溫絕熱性能，并且對系統(tǒng)試驗有指導(dǎo)性意義。

1 歐陽自遠(yuǎn)，鄒永廖，李春來，等.月球探測與人類社會的可持續(xù)發(fā)展［J］. 礦物巖石地球化學(xué)通報，2003，22(4):328-333.

2 石曉波，李運澤，黃 勇等.月球表面環(huán)境綜合模擬系統(tǒng)的設(shè)想［J］. 中國工程科學(xué)，2006，8(11):48-52.

3 黃本誠，童靖宇.空間環(huán)境工程學(xué)［M］.北京:中國科學(xué)技術(shù)出版社，2010.

4 Grant H，David V，Bevan M F.Lunar sourcebook-A user’s guide to the moon［M］.Cambridge:Cambridge University Press，1991.121-474.

5 黃本誠.KM6載人航天器空間環(huán)境試驗設(shè)備［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2002(3):1-5.

6 王 立.不銹鋼-銅熱沉是新的發(fā)展方向［J］.航天器環(huán)境工程，2007，24(5):331-336.

Design and preliminary experimental study on a high and low temperature system with helium gas in chamber

Wang Shanshan1Huang Yonghua1Zhang Liangjun1，2Wu Jingyi1Li Suling1Xu Yuxiong1Xu Lie1
(1Institute of Refrigeration and Cryogenics，Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China)
(2Shanghai Key Laboratory of Spacecraft Mechanisms，Shanghai 201108，China)

A high and low temperature thermal simulation system with high heating/cooling rate capacity was designed and fabricated to produce environment at any specified temperature between 68 K and 373 K.The simulation chamber of the system was filled with 90 kPa helium gas，which was different from most other vacuum chambers for spatial simulation purposes.Free or forced convection of the helium gas significantly accelerates the cooling or heating process，in addition to the radiation heat transfer from the heat sink.Uniform temperature distribution is one of the major features of the chamber beside the advantage of high temperature changing rate.

high and low temperature system;thermal environment simulation;high heating and cooling rate

TB657，TB663

A

1000-6516(2012)05-0028-06

2012-07-04;

2012-09-27

上海航天基金(HTJ10-13)，上海市科學(xué)技術(shù)委員會06DZ22105課題。

王珊珊，女，25歲，碩士研究生。