氦氣氛高低溫環境模擬系統及初調實驗

王珊珊 黃永華 張良俊，2 吳靜怡 李素玲 許煜雄 徐 烈

(1上海交通大學制冷與低溫工程研究所 上海 200240)

(2上?？臻g飛行器機構重點實驗室 上海 201108)

氦氣氛高低溫環境模擬系統及初調實驗

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上海交通大學制冷與低溫工程研究所 上海 200240)

(2上?？臻g飛行器機構重點實驗室 上海 201108)

為滿足比常規熱真空罐快得多的升降溫要求，設計和制造了高變溫速率的高低溫空間環境模擬系統，其特點為艙內非高真空環境，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在結構上存在與常規熱真空罐本質的區別。其優點除了升降溫速率大外，內部溫度均勻性也得到提升。

高低溫系統 熱環境模擬 快速升降溫

1 引言

隨著月球探測和資源開發以及火星等深空探測的推進，極端特殊環境對著陸器、巡視器以及搭載的探測設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范圍內變化［1-2］。因此，在地面建造空間環境模擬系統，模擬和驗證設備在極端高低溫環境中靜態和大速率動態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60年代設計并建造了大型空間環境模擬實驗室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，并在容器頂部和側面安裝太陽模擬器;其二可用于載人及有關運動機構試驗，空載極限真空度1.3×10-2Pa，熱沉溫度80—400 K可調。歐洲和日本等都建造了大型熱真空環境試驗設備。中國從1961年開始進行空間環境模擬設備的設計和制造，建成第一批空間環境模擬設備KM1、KM2、BZ1及BZ2等4臺設備。之后的KM6是中國最大的空間環境試驗設備，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］。這些系統基本上都采用真空條件下熱沉或電加熱輻射來實現內部空間的降溫或升溫，其溫度變化過程比較緩慢，特別是在接近目標溫度時由于冷熱雙方溫差足夠小，達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境和大升降溫速率的要求，本文工作設計和建造了一氦氣氛高低溫空間環境模擬系統，用于驗證設備對熱設計指標的滿足度。系統試驗艙內部凈尺寸為直徑2 m長2.5 m，為非高真空環境，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備和艙內氦氣進行冷卻或加熱，必要時還可通過增加強迫對流傳熱的方式，達到更高的降溫速率和溫度均勻性要求。系統熱沉溫度為68 K到373 K可調，并可在深冷條進下長久保溫(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 實驗系統介紹

實驗設計的氦氣氛高低溫空間環境模擬系統由絕熱容器、斯特林制冷系統、冷氦氣循環系統、氦氣補氣系統、液氮供給系統、液氮回收系統、氣氮供給系統、真空泵系統和控制系統構成，如圖1所示。

圖1 系統結構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的內筒體為主框架，兩者構成密封夾層。為盡可能減少漏熱，在夾層空間設置液氮冷屏，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、層間固體導熱和殘余氣體導熱都減小到最低程度;內筒與液氮冷屏間采用高真空絕熱形式。內外筒夾層熱態封結真空度為10-2Pa，常溫環境真空度為10-3Pa量級，當溫度降至液氮溫區時由于低溫泵原理，真空度將上升至10-4Pa量級。試驗艙橫截面結構如圖2所示。

圖2 試驗艙橫截面結構圖Fig.2 Cross-sectional structure of chamber

試驗艙內部的冷源和熱源依附于熱沉結構。熱沉采用不銹鋼管網與銅翅片結合的魚骨式結構，如圖3所示。這種結構既能充分發揮不銹鋼的良好低溫性能，又兼備紫銅的良好導熱性，曾在KM6、KM3改造，KM4改建，上海衛星所KM5A、東方紅KM3B、長春光機所ZM4300及新KM2等大量空間環境模擬器上獲得應用［6］。熱沉盤管中兩相鄰支管為不同工質的獨立管路，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，易于在穩態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。進出口采用對角線流道原理設計，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。為實現容器內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溫度范圍內正常工作，設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境，使熱沉吸收大部分從設備表面發出的輻射熱，不產生二次輻射，在熱沉內表面噴涂特種黑漆，半球向發射率大于0.91，對太陽光的吸收率大于0.96。

2.2 系統循環工作原理

本系統試驗空間傳熱方式為輻射傳熱和自然對流傳熱，能達到快速升降溫和溫度均勻性要求。系統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氦氣和被測物冷卻至液氮溫區，技術成熟，成本低廉，主要用于80 K以上測試任務。后一過程采用四缸兩級斯特林制冷機，提供冷氣氦實現降溫，主要用于77 K以下測試任務。

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氣體抽除，達到真空度10-1Pa。關閉真空泵閥門，打開氦氣鋼瓶閥向試驗艙內充入1 kPa的低壓氦氣。再次開啟真空泵，將艙內氣體抽除至10-1Pa。如此往復置換試驗艙內氣體3次，實現系統內的氣體純化。最終往試驗艙內充入90 kPa氦氣。

(2)為避免快速降溫對容器和管路產生過大的熱應力，先用低溫氮氣進行初步冷卻。液氮經過空氣汽化器后為低溫氮氣，進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艙內氦氣和被測物的冷卻。當系統冷卻至150 K，關閉冷氣氮的閥門，開啟液氮供給閥門，使液氮直接進入液氮冷屏和熱沉盤管，對艙內進一步冷卻，直至溫度達到85 K左右。

(3)繼續降溫將使液氮固化膨脹導致管道堵塞甚至破裂，因此先用氦氣吹除熱沉盤管內的液氮。開啟低溫制冷機，出口溫度為50 K的低溫氦氣進入熱沉氦氣盤管，將試驗器件冷卻至68 K附近。然后通過變頻調節制冷機冷量輸出及電加熱補償的方法實現68 K溫度精確控制。

(4)當系統完成降溫過程進入穩態保溫階段，可根據需要調節氦氣流量，以維持系統處于穩態時的冷量補償需求。

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

3 高低溫調試實驗及分析

調試試驗分低溫試驗和高溫試驗，這兩部分可為后續試驗提供指導和改進措施。低溫調試試驗的目標溫度為85 K，因此采用氮氣為艙內工作介質，高溫試驗時為空氣。低溫試驗，主要考察熱沉壁面和艙內空間降溫至液氮溫區的過程，改變艙內氮氣壓力，增加強制對流等條件對溫度場的影響，以及復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，熱沉壁面和艙內空間升溫速率和溫度分布情況。根據試驗要求，在試驗艙內25個不同位置分別布置測量溫度點。如圖4所示，在門側、熱沉中心側、尾側截面分別布置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 低溫調試試驗

3.1.1 低溫降溫實驗

進行艙內氣體為氮氣的低溫試驗，熱沉最低目標溫度降至80 K附近。在艙內布置耐高低溫風扇，可增加強制對流條件。風扇位于熱沉尾側下部(T2、T4之間)，出風方向為熱沉對角線方向(T9、T11之間)，熱沉降溫開始即開啟風扇。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有氣阻，到160 K之后管內流動變通暢;圈2為熱沉下部6支溫度計，從圖中可知熱沉下部管內流動從降溫開始就保持通暢。圖6(c)為調節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，當重新加大液氮流量后，溫度恢復至流量調節前;圈4表示門側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)為調節風扇和艙內壓力時熱沉壁面溫度變化情況。從圖中可知，關閉風扇后，T3(尾側上)和T9(門側上)溫度迅速上升2 K，其中T3為風扇吹風死角，主要是由于關閉風扇后強制對流消失僅存自然對流，熱氣體上升至艙內上部，熱沉上部溫度有小幅升高;同時艙內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(尾側下)、T8(中間下)、T10(門側下)和 T12(門側下)降溫2 K。兩方面原因促使上下溫差拉大，偏離均勻性指標。

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分別為試驗艙內空間各點溫度變化總曲線和各時間段內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計算完全相符)，之后由于內筒體和熱沉的熱容作用溫度回升。艙內抽真空結束后開始通常溫氮氣，艙內溫度迅速上升又被內部固體冷卻稍有回落趨于穩定。圖8(b)顯示，由于艙內強制對流和輻射傳熱共同作用，艙內空間溫度隨著熱沉盤管中液氮的加注而不斷降低，并且響應快。圖8(c)為與圖6(d)對應的調節風扇和艙內壓力時艙內空間各點溫度變化情況。關閉風扇，T17(中心上)、T21(門側上)和T25(中心)溫度快速顯著上升，升幅為12 K。其中，T25在開啟風扇時接近艙內最低溫度，而關閉風扇后，溫度回升至中間溫度區。分析原因是T21位于風扇對角，風扇吹出的氣流從T21至T17形成回流，風扇對T17和T21作用明顯。

圖6 各段時間內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，試驗艙內增加強制對流條件，能有效地加強傳熱效果，但是由于風力揚程不夠和布置位置不合理等問題，該風扇對整體溫度均勻性作用不明顯，特別是降溫及復溫開始階段，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 低溫自然復溫實驗

圖9和圖10分別為熱沉壁面和艙內空間的各點溫度經過13.5 h自然復溫的變化情況。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;艙內空間最大溫差由開始階段23 K逐漸縮小到測試結束時的6 K。經過13.5 h的自然復溫，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常壓空氣進行升溫，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，艙內空間各點的溫度也逐漸升高。當熱沉壁面最高溫度超過390 K后，關閉其中3組電加熱，熱沉壁面溫度瞬間有所下降且趨于穩定，同時艙內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空間溫度都趨于穩定。

圖8 各段時間內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 熱沉壁面復溫溫度曲線Fig.9 Temperature variation of heat sink during warming-up

圖10 艙內空間復溫溫度曲線Fig.10 Temperature variation of space during warming-up

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

4 結論

設計并制造了滿足快速升降溫要求的氦氣氛高低溫空間環境模擬系統，控溫范圍為68—373K，且容器內溫度均勻分布。系統除了與熱真空罐相同的輻射傳熱，更重要的是允許艙內有自然對流傳熱甚至強迫對流，大大增加傳熱速率。分別進行了高低溫工況下的初步調試試驗，考察了低溫工況下改變艙內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，并且對系統試驗有指導性意義。

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

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

3 黃本誠，童靖宇.空間環境工程學［M］.北京:中國科學技術出版社，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載人航天器空間環境試驗設備［J］.中國空間科學技術，2002(3):1-5.

6 王 立.不銹鋼-銅熱沉是新的發展方向［J］.航天器環境工程，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)，上海市科學技術委員會06DZ22105課題。

王珊珊，女，25歲，碩士研究生。