航天器熱循環試驗低溫負載工況補償方法

劉張鵬，王珊珊，張婉雨，吳靜怡

（1-上海交通大學機械與動力工程學院制冷與低溫工程研究所，上海 200240；2-上海衛星裝備研究所，上海 200240）

0 引言

熱試驗能夠檢驗航天器熱設計的正確性，暴露產品的質量缺陷，是最重要的地面環境試驗之一。熱循環試驗在常壓環境下進行，傳熱方式以對流傳熱為主，相對于熱真空試驗具有效率高、成本低等優勢，近年來在航天器的研制中受到了普遍重視[1]。在低溫工況下，熱循環試驗溫度變化范圍大，箱體內易產生較大溫差，影響試驗的可重復性和可靠性，并可能產生局部熱應力，對被試航天器造成損傷[2]。因此，針對航天器熱循環試驗低溫工況中溫度分布的研究有重要的理論意義與應用價值[3]。

典型的熱循環試驗箱體一般為規則的矩形截面豎直通道，通過通入高低溫氣體以達到或維持目標溫度[4-5]。低溫工況下箱內氣體除受入口的慣性力作用外，還在壁面受熱浮升力作用，相應的箱內流動為強制對流與自然對流耦合的混合對流[6-7]。JACKSON等[8]的研究表明，管道內混合對流的傳熱特性主要受Reynolds數、Grashof數以及幾何結構等參數影響。YANG等[9]的研究指出，矩形豎直通道內反向浮升力混合對流傳熱相對于同向浮升力有更好的溫度均勻性效果。黃一也等[10]以數值模擬的方法研究了不同運行參數下航天器熱循環試驗箱內的溫度均勻性的變化規律，并設計了控制送風速度和送風溫差的溫度均勻性優化方法。侯雪川等[11]以理論推導的方法探究了熱循環試驗中被試產品對溫度場分布的影響，發現被試產品相對位置與方向的變化能夠引起溫度場的復雜改變。

現有的研究多圍繞熱循環試驗空載工況展開，對于負載工況研究較少。本文參考已有研究[12-18]，通過數值模擬方法對航天器熱循環試驗系統在空載和負載低溫工況下的溫度場分布進行研究，分析了被試航天器對試驗箱內溫度場分布的影響，并設計了一種優化試驗箱內溫度均勻性的補償方法。

1 模型與方法

已有研究發現，反向浮升力混合對流傳熱作用下的流場相對于同向浮升力有更好的溫度均勻性[6]。據此，本文設計航天器熱循環試驗系統流程如圖 1所示。在低溫工況中，系統驅動試驗箱內空氣進入制冷系統，冷卻至目標溫度后通入試驗箱體。冷氣來流在壁面處受到豎直向上的浮升力，因此采取系統氣流順時針流動、箱體內“上進下出”的送風方式，使得浮升力為反向。

本文采用的熱循環試驗箱及航天器的物理模型如圖2(a)所示。箱體為8 m×6 m×7 m的長方體，低溫空氣經過多孔板整流后以均勻恒定的溫度 T∞和速度v∞從頂部或底部進入試驗箱，環境溫度保持恒溫 Tw。航天器模型根據某型號衛星實體結構建立，為壁厚10 mm的密封艙體，材質為鋁合金，在負載工況中放置在箱體中央，與底部距離為h=1 m。

為修正負載工況下被試體對流場變溫效率和溫度場均勻性的負面影響，考慮為試驗空間提供垂直于原氣體來流的補償氣流。在試驗箱體的側面設置6個補償氣流進風口，每個均為0.5 m×0.5 m的矩形均勻氣體來流，距地面h0=4.5 m，同時保持試驗空間氣體體積流量與原工況相同，稱為有補償的工況，如圖2(b)所示。

圖1 常壓熱循環試驗系統流程

圖2 熱循環試驗箱及航天器物理模型

本文使用Fluent 6.3進行數值計算，采用RNG k-ε湍流模型及非均勻的結構化網格，并對壁面附近的邊界層流動進行標準壁面函數法處理。參考試驗系統實際工況條件，設置進風速度為0.01 m/s（體積流量0.64 m3/s）、環境及箱體初始溫度為300 K、進風溫度為253 K、進氣方向為-Y向（上進下出，受反向浮升力）的算例工況1～工況4，如表1所示。

表1 算例計算條件設置

據相關國家標準[19-20]對環境試驗溫度測量點位置和數量的要求，在試驗箱體內設置 14個溫度測點，分別位于距地面1 m、3.5 m及6 m的3個平面上，每個平面各有5個溫度測點（除距地面3.5 m平面因被試航天器阻隔僅有4個測點)，平面四角的溫度測點距寬度方向內壁面為 0.6 m、距長度方向內壁面為 1 m，平面中心的溫度測點位于其幾何中心位置。此外，為了研究航天器表面附近的溫度均勻性，在距航天器表面0.1 m處選取具有代表性的溫度測點8個，共計22個測點（如圖3所示）。為了定量地描述試驗空間內的溫度場變化，分別以22個溫度測量值的平均值Tavg和標準差σ來表征試驗空間溫度和溫度波動度。

圖3 試驗箱體溫度測點布置

2 結果與討論

圖4給出了4種降溫工況下溫度分布隨時間的變化情況。可以發現，在負載工況下，由于被試體的熱容及其對氣體來流的阻擋和粘滯作用，試驗空間內的降溫過程進度明顯減緩。有補償氣流的負載工況相對于無補償負載工況，其降溫過程有明顯加速，被試體本身的平均溫度也更低。

圖4 降溫過程開始后0～600 s（第1～7行）工況1～4（第1～4列）Z=4截面的溫度分布

圖5和圖6分別給出了4種降溫工況下流場平均溫度和溫度標準差隨時間的變化情況。觀察圖 5可以發現，負載工況的降溫效率遠落后于空載工況，在降溫過程開始600 s后，負載工況的降溫幅度僅為空載工況的約 71%。有補償的負載工況的降溫過程相對于無補償負載工況有明顯加速，在降溫過程開始 100 s后，其降溫幅度為無補償負載工況的約152%，此時補償氣流一定程度上抵消了被試體對降溫進程和溫度場均勻性的破壞作用，使得工況 4的曲線一度領先于工況 3的曲線。在降溫過程進行約600 s后，由于除被試體外的試驗空間降溫基本完成，流場內的換熱主要發生在冷氣流與被試體之間，補償氣流的修正效果減弱，此時有補償負載工況的降溫幅度約為無補償負載工況的106%。

圖5 工況1～4流場平均溫度隨時間的變化情況

圖6 工況1～4流場溫度標準差隨時間的變化情況

從圖6可以看出空載工況下具有一定溫度差的氣體來流一開始破壞了原有溫度場的均勻性后，冷氣對試驗空間內初始氣體進行置換，流場重新成為均勻場。無補償空載工況在降溫過程開始約 150 s后 σ≈0，而有補償空載工況在降溫過程開始至少600 s后才達到相同的溫度標準差，整體溫度場均勻性的回復過程落后于無補償的空載工況。對比工況1和工況2的曲線可以發現，負載工況由于被試體的破壞，其溫度場均勻性遠不如空載工況，前者的溫度標準差曲線峰值出現在降溫過程開始約550 s。而有補償的負載工況中，補償氣流不僅促進了降溫過程的進行，同時也使得被試體與冷氣流間的換熱更加充分、徹底，因此工況 4的曲線峰值在 120 s左右即出現，整體趨勢也極大地領先于工況2。

為了更好地觀察被試體對冷氣流的阻擋和粘滯作用，定義試驗空間內兩個定點A和B，其坐標分別為（1.9，3.1，4.4）和（6.2，0.9，4.4），在空間內的相對位置如圖7所示。點A在被試體側面附近，不受其阻擋，但受其粘滯力影響；點B在被試體下方一定距離處，受其粘滯力影響較小，主要受其阻擋。圖8、9分別給出了點A、B在4種工況下溫度及兩點溫度差隨時間的變化趨勢。

圖7 定點A和B在試驗空間中的相對位置

圖8 定點A和B在不同工況中的溫度變化趨勢

定點A和B在工況1中的溫度變化曲線基本重合，并與圖5中平均溫度曲線趨勢大致相同，表明系統空載工況下流場均勻性較好。定點A和B在工況2中降溫過程均受被試體影響而減緩，且有所波動。點B在降溫過程初始階段進度落后于點A，此時點B主要受被試體阻擋，未能充分換熱；隨著降溫過程的進行，點B的冷卻進度逐漸超過了點A，此時點A持續受到粘滯力影響，降溫速率較慢，而冷空氣已經在被試體下方富集，被試體的阻擋作用不再明顯，點B的降溫速率比較穩定。

定點A和B在工況3中的降溫過程由于補償氣流的影響均明顯減緩，但整體與工況3呈現相似的單調遞減趨勢。在工況4中由于補償氣流的修正效果，兩者的降溫過程相對于工況2不僅有所加速，而且因被試體影響而產生的波動也消失了。點A位于補償氣流出口附近，因此被試體對其粘滯力影響被明顯抵消；另一方面，補償氣流加速了冷氣體從側面進入被試體下方，因此點B的冷卻進度得到了明顯提升。圖9給出了點A和B在4種工況中的溫度差變化趨勢，可以更直觀地觀察到補償氣流體現在兩點溫度差上的修正效果。

圖9 定點A和B在不同工況中的溫度差變化趨勢

3 結論

1）當試驗系統負載有被試航天器時，由于被試件的熱容以及其對氣體來流的阻擋和粘滯作用，試驗空間的降溫過程進度減緩，溫度均勻性惡化。在本文所設條件下，負載工況降溫幅度在試驗進行600 s時僅為空載工況的71%，溫度標準差約為16，遠大于空載工況（約為0）。

2）在負載工況下為試驗空間提供垂直于原氣體來流的補償氣流，以促進流場充分換熱，修正其溫度場均勻性。在本文所設條件下，有補償工況的降溫幅度在試驗進行 100 s后約為無補償工況的152%，且溫度標準差曲線峰值出現在120 s左右，領先于無補償工況（出現在約550 s）。可見補償方案對負載工況有較為明顯的效果。