運載火箭超臨界氦貯罐內支撐結構研究

邢力超 許 光 鄭茂琦 徐珊珊 張立強

(1 北京宇航系統工程研究所 北京 100076)

(2 深低溫技術研究北京市重點實驗室 北京 100076)

1 引言

隨著中國航天領域的不斷發展,運載火箭的重型化及長期在軌能力需求不斷增加,使得火箭增壓系統需要攜帶的氣量越來越大,傳統的增壓方式如冷氦增壓、自生增壓、常溫氣體增壓方案已很難滿足新的需求。超臨界氦增壓系統以低壓狀態貯存液氦,貯存密度約為常溫氦氣的8 倍,因而它具有系統結構緊湊、質量輕等優點,并且避免了高壓貯存,增加了火箭的安全性。因此,超臨界氦增壓技術受到重型運載、深空探測型號的格外關注[1]。

液氦貯罐是超臨界氦增壓系統的核心部件,其內部貯存液氦,工作溫度為4.2K,工作壓力為2 MPa,因此液氦貯罐要具有高絕熱、高強度和良好的振動環境適應性,還要盡可能的實現輕量化設計。高絕熱性能保證了貯罐在液氦加注后的待發時間,決定其內部壓力和溫度上升所允許的范圍;其高強度和良好的振動環境適應性說明了貯罐要具有良好的承受靜態和動態載荷能力,保證在加注后及飛行振動環境下正常工作。由于液氦貯罐多采用高真空絕熱結構,需要在真空外殼和貯存液氦的內殼間設置支撐結構。支撐結構要具有低漏熱、高強度及抗振性,因此支撐結構設計是超臨界氦貯罐設計的關鍵技術,本文擬對空間應用的液氦貯罐支撐結構進行介紹,設計重型運載火箭超臨界氦貯罐內支撐結構形式,通過仿真分析手段驗證內支撐結構方案的可行性。

2 空間低溫容器支撐結構應用情況

自1960 年開始,國際宇航、深空探測領域針對深低溫容器進行了探索性的研制工作,如歐空局阿里安V(Ariane V)火箭應用了超臨界氦貯罐,此外,部分深空探測器也采用超臨界氦甚至超流氦用于敏感元件冷卻,如IBSS、ISO、SIRTF、Herschel 空間探測器等。這些空間應用的低溫貯罐均為高真空絕熱結構,其內、外殼支撐結構的設計必須在保證結構強度前提下滿足低漏熱要求。

阿里安V 火箭上的超臨界氦貯罐內容器通過兩個鎳基高溫合金材料制成的柱狀支撐結構與外殼連接,該支撐結構考慮了力學和熱力學設計,保證支撐結構具有抗翹曲變形的最小厚度,且通過熱傳導輸入的熱量降到最低限度。另外,上部的支撐結構采用中空形式,便于超臨界氦貯罐的加注管、增壓管及傳感器導線的布置[2],具體支撐結構如圖1 所示。

圖1 阿里安V 超臨界氦貯罐支撐結構Fig.1 Inner supporting structure in supercritical helium tank of Ariane V

英國的詹姆斯-克拉克-麥克斯韋望遠鏡(JCMT)1 K 溫區貯箱的冷鏈懸吊系統應用了芳族聚酰胺纖維增強復合材料(凱夫拉纖維)支撐技術,該支撐結構為mK 溫區的設備提供支撐,使其與1 K 的外壁形成絕熱固定,支撐結構如圖2 所示。通過熱負載監測結果表明該支撐結構漏熱僅占總熱量的2%[3]。

圖2 JCMT 系統的凱夫拉支撐帶懸吊技術Fig.2 Kevlar Suspension parts of JCMT

NASA 的格林研究中心(GRC)為了實現空間用支撐結構在保證強度的基礎上達到最小漏熱的需求,開展了被動在軌非連接支撐結構(PODS)研究[4],如圖3 所示。該支撐結構在載荷較大工況時,如火箭起飛階段,支撐柱承載被壓縮,載荷和熱量通過粗壯的碳纖維復合材料管構件進行傳遞,傳遞路徑較短,這樣可滿足短期對支撐結構強度的要求;而在載荷變小時,如空間的自由飛行階段,支撐結構被拉長,銷不再接觸桿,載荷和熱量通過小直徑的碳纖維復合材料管進行傳遞,傳遞路徑長,這樣可實現長期在軌的最小漏熱量。通過系統運行測試,表明該支撐結構漏熱減小了90%,PODS 已經成功應用于地球探測器B(Gravity Probe-B)項目。

圖3 PODS 支撐柱結構圖Fig.3 Structure composition of PODS

另外,“紅外背景信號測量(IBSS)”衛星、“宇宙背景探測者(COBE)” 衛星[5]、“紅外天文望遠 鏡(IRAS)”系統上[6]均使用了超流氦貯箱。為了減少超流氦貯箱的漏熱,支撐系統由固定在外殼上的鈦制張力調整機構、固定在內箱外部的鈦制夾具和多根張力索組成。每根張力索由多個支撐帶連接而成,支撐帶之間采用鈦制螺栓連接,將液氦內箱和絕熱屏懸置固定于真空外殼內部。由于接觸面積非常小,這種方式可以最大限度的降低內外層之間的熱傳導,圖4 為該真空懸置裝置結構圖。

圖4 IBSS 的低溫真空容器懸置裝置Fig.4 Tension strap support configuration of IBSS

3 低溫容器內支撐結構設計原則

對于空間應用的低溫貯罐,其內部貯存低溫介質的容器都必須通過支撐結構部件與處于環境溫度的外殼相連接,該支撐結構工作在復雜的力熱環境中,其設計的基本原則如下:

(1)足夠的支撐強度和抗振性能。貯罐需要承受火箭飛行的惡劣振動環境,其對強度、抗振性能的要求較高。另外,貯罐加注后支撐件受冷后收縮變形,其形成較大的附加熱應力,應采取一定的措施加以改善。例如采用支撐結構一端固定,另一端不固定的形式。

(2)良好的絕熱性能。真空低溫貯罐漏熱包括絕熱體綜合漏熱及容器支撐結構、頸管、管道等機械構件的漏熱。從以往低溫壓力容器數據調研中可知,一個結構良好的低溫容器通過機械構件的漏熱不應超過總漏熱的30%—50%,因此支撐形式設計好壞將嚴重影響容器的絕熱性能。

(3)較輕的結構重量。對于空間應用的低溫貯罐的支撐材料應具有較輕的結構質量,以提高結構效率,降低發射成本。選用的材料在考慮力學性能和絕熱性能的同時,還要關注輕量化性能。

(4)較高的可靠性。如果貯罐內支撐結構發生破壞,會導致貯罐泄漏、爆炸等嚴重后果,因此貯罐內支撐結構設計完成后要通過充分的靜力學、動力學及熱力學分析,改進薄弱部位,同時要通過地面試驗來驗證方案的可行性,提高貯罐的可靠性。

3.1 支撐結構的材料選擇

低溫系統上使用的支撐結構要兼顧良好的強度、絕熱性能和較輕的重量,常用λ/σ(導熱系數/強度)、λ/E(導熱系數/模量)、σ/ρ(強度/密度)和E/ρ(模量/密度)等參數表征材料的性能。其中,λ/σ和λ/E越低表明材料在保證有效強度下通過材料的熱傳導的漏熱量越小;σ/ρ和E/ρ越高表明在保證有效強度下材料重量越輕。據此,低溫系統中可選用不銹鋼、鈦合金、高溫合金等金屬材料或凱夫拉纖維、玻璃鋼、聚四氟乙烯等非金屬作為支撐結構。由于一般非金屬材料約是金屬材料導熱系數的十分之一,如果強度允許,深低溫情況下支撐元件使用的材料可以選用纖維增強復合材料等非金屬材料。劉康等對支撐結構常用的金屬材料和非金屬材料進行了介紹,重點對纖維復合材料進行了試驗和理論研究[7]。

3.2 支撐結構形式

支撐帶和支撐管(柱)作為支撐結構元件被廣泛的應用于低溫系統中。一般根據支撐作用的方式來進行選擇,支撐帶主要承受拉伸載荷,而支承管(柱)主要承受壓縮載荷。

3.2.1 支撐帶

低溫系統上應用的支撐帶通常為復合材料,由纖維結合樹脂后繞型芯軸單向纏繞成型。單向纖維纏繞的復合材料支撐帶可在縱向上提供更高的強度和剛度性能,該類型支撐帶常用于核磁共振元件、杜瓦以及航天器設備的支撐。支撐系統一般設置6 至8條支撐帶,安裝在不同角度以平衡常、低溫結構間的作用力,常、低溫結構上采用線軸或承載銷進行固定。在空間結構允許下,應盡可能加長支撐帶,以增大常、低溫結構間的傳熱路徑[8]。采用支撐帶結構的低溫容器可參見圖5 所示。

圖5 低溫系統中支撐帶結構形式示意圖Fig.5 Sketch of straps in cryogenic system

3.2.2 支撐管(柱)

考慮到結構重量因素,空間低溫容器采用的支撐管(柱)材料多為鈦合金或復合材料制成。其中纖維復合材料支撐管(柱)的成型方式有纏繞成型、定方向拉擠成型及高壓層壓成型等方式,采用支撐管(柱)結構的低溫容器可參見圖6[8]。另外,PODS 支撐結構能對不同工況下所需要的強度及漏熱量進行適應性調整,不但漏熱低、重量較同等作用的支撐結構輕,是一種先進的支撐管(柱)結構。

圖6 低溫系統中支撐管結構形式示意圖Fig.6 Sketch of strut in cryogenic system

4 超臨界氦貯罐內支撐結構設計

中國重型運載火箭擬應用超臨界氦貯罐進行增壓,根據增壓量需求其貯罐有效容積為1 000 L,工作壓力2 MPa,待發時間(指加注液氦后漏熱作用下容器內壓力升至保險閥打開的時間)為24 h,結構質量要求小于200 kg。該貯罐擬采用雙層真空多層絕熱形式保證高絕熱性能,并且需要設計合適的內支撐形式,一方面確保在火箭飛行振動環境下可靠工作,不出現強度破壞、疲勞破壞等問題;還需要對支撐結構漏熱進行嚴格控制,確保漏熱量滿足待發時間要求;同樣,還需要考慮貯罐外形尺寸的約束以及內支撐結構的加工及裝配的工藝性。鑒于超臨界氦貯罐工作時間為發射前的加注階段至火箭飛行后級間分離階段,貯罐工作時間相比深空探測等長期在軌應用的時間短;另外,在火箭飛行過程中,承載一定質量液氦的內殼會隨振動發生晃動的情況,因此超臨界氦貯罐內支撐采用能夠承受壓縮和拉伸載荷的柱式支撐結構,支撐柱采用鈦合金材料,結構簡單,工藝性好,成熟度高。采用8 根支撐柱分上、下兩組對貯罐內外殼提供支撐作用,具體結構如圖7 所示。貯罐內、外殼體均采用鈦合金材料,內殼體直徑為1 300 mm,厚度為1.2 mm;外殼直徑為1 500 mm,殼體厚度為1 mm。支撐結構單根支撐柱長度470 mm,直徑為17 mm。在支撐柱與支座之間設置玻璃鋼墊塊,增加支撐結構內的接觸熱阻,同時來補償液氦加注后的材料變形。

圖7 超臨界貯罐支撐結構圖Fig.7 Supporting structure of supercritical helium tank

4.1 強度及抗振性能分析

采用有限元方法對內殼體及支撐結構進行靜強度和振動強度分析,貯罐內殼承受2 MPa 內壓及4 K的溫度場,并將貯存的液氦質量等效到內殼體上,超臨界氦貯罐支撐結構靜強度分析結果如圖8 所示。最大應力分布在內殼體連接支撐結構的凸臺根部,應力數值為546.6 MPa。在總均方根加速度為26.36 g隨機振動工況下,最大均方根應力出現在支撐結構凸臺根部,應力值為987.5 MPa,如圖9 所示。鈦合金的屈服強度為1 700 MPa(溫度4.2 K),貯罐的支撐結構及內殼體在承載最大的部位均未達到所用材料的許用應力(屈服強度除以安全系數,安全系數一般取1.5),滿足超臨界貯罐的強度要求。

圖8 靜載下的應力分布云圖Fig.8 Stress cloud chart of static loading

圖9 隨機振動下應力云圖Fig.9 RMS stress cloud chart of random vibration

4.2 絕熱性能分析

超臨界氦貯罐的總漏熱包括輻射漏熱、真空層內殘留氣體漏熱、管道及支撐等內外殼連接結構帶來的傳導漏熱。貯罐容積及結構形式確定后,前兩項的漏熱量基本一致,選用不同形式的支撐結構,漏熱量將差別很大。

超臨界氦貯罐要求待發時間24 h,其內部壓力不能超過2 MPa,溫度不能超過8.6 K,可確定液氦貯罐的最大允許漏熱。貯罐的允許漏熱量由罐內氦的最終和最初狀態的內能差決定。假設貯罐初始承裝4.2 K/0.1 MPa 的液氦,最終狀態為8.6 K/2 MPa。計算容積1 000 L 貯罐允許漏熱量應小于1 776.2 kJ,這要求超臨界氦貯罐漏熱不能超過20.6 W。

該超臨界氦貯罐支撐結構的熱阻由鈦合金支撐柱及支座間的玻璃鋼墊塊組成,由于安裝后玻璃鋼墊塊的接觸復雜,本文忽略了玻璃鋼墊塊熱阻影響,計算最惡劣的漏熱情況,支撐結構漏熱量可以通過導熱公式(1)進行計算:

式中:λ(t)為支撐材料的導熱系數,W/(m·K),鈦合金在4.2 K 下的導熱系數為0.2 W/(m·K),293 K 下的導熱系數為8 W/(m·K),假設鈦合金材料的導熱系數隨溫度變化呈線性分布;L為支撐結構長度,m;A為支撐結構截面積,m2;tw1、tw2為外殼、內殼溫度,K。

根據式(1)計算得到單根漏熱量為:Φs=0.57 W。

8 根支撐結構的總漏熱量為:Φsz=0.57 × 8=4.56 W。相比允許的總漏熱量20.6 W,支撐結構的漏熱量占比22%,表明其絕熱性能良好。

5 結論

針對運載火箭超臨界氦貯罐內支撐結構的高強度、抗振性和低漏熱性能的要求,對國內外空間用低溫容器支撐結構進行了介紹,總結了空間用貯罐內支撐結構設計原則,并對重型運載火箭超臨界貯罐內支撐結構進行了設計,分析了貯罐內支撐結構的靜強度、抗振性能及絕熱性能,表明該支撐方案可滿足設計要求,后續還需要通過試驗對支撐方案進行驗證和優化,為產品的工程應用提供技術基礎。