空間站流體回路/熱管耦合式熱輻射器性能研究

豐茂龍，來霄毅，韓海鷹，李振宇，黃 磊，曹劍峰

（1.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094；2.空間熱控技術北京重點實驗室，北京 100086；3.上海宇航系統工程研究所，上海 201109）

0 引言

空間熱輻射器擔負著航天器內部熱量向外太空排散的任務，是航天器熱控系統的關鍵設備。其中流體回路輻射器是載人航天器常用輻射器，例如美國的航天飛機/行星際探測器及中國神舟飛船/天宮實驗室等都采用了這種輻射器［1-2］，Alpha 國際空間站則采用了以液氨為工質的單相流體回路可展開式輻射器，輻射器上有相互獨立的兩套回路系統，通過大量的熱關節——軟管接頭串接起來，結構較復雜［3-4］。

中國天宮空間站對單相流體回路輻射器進行了深入優化設計，加入了熱管耦合傳熱環節，并采用雙管路備份［5-6］，大幅提高了輻射器的可靠性［7］及散熱性能。本文對中國空間站流體管/熱管耦合式輻射器進行了試驗研究，簡要介紹了試驗目的及方案，論述了試驗結果；通過對試驗數據的分析，得出輻射器散熱能力與姿態及流體回路參數之間的關系；以試驗為基礎，進行典型工況的仿真驗證，實現仿真模型與試驗的良好吻合。輻射器整個試驗過程合理有效，試驗數據采集準確充分，為輻射器輻射散熱性能的在軌預測提供了地面數據，而仿真分析模型的一致性則為輻射器散熱性能研究及在軌預示提供了基礎。

1 輻射器狀態

輻射器試驗對象輻射器模塊，結構如圖1 所示。由輻射板、熱管和流體管3 部分組成。

圖1 輻射器背面（貼艙壁一側）Fig.1 Back side of the radiator（beside bulkhead）

輻射器正面為散熱面，噴涂了高發射低吸收白漆，背面為鋁本色狀態。試驗時，正面采用紅外籠模擬外熱流，背面包覆多層隔熱組件。如圖2所示。

圖2 輻射器正面（散熱面，豎直+X 方向）Fig.2 Front side of the radiator（cooling surface，vertical+X-direction）

熱管輻射器的傳熱路徑為：熱負荷首先由工質傳遞到流體管壁，再傳遞到熱管，然后經熱管傳遞給輻射器蒙皮，輻射板蒙皮噴涂了高發射低吸收涂層，將熱排散至外空間。與神舟飛船流體管路輻射器相比，減少了流體管，增加了熱管的傳熱環節，減少了流體管在空間的暴露面積，且熱管和蒙皮對流體管形成防護，提高了輻射器在軌對微流星的耐受能力，從而提高了輻射器壽命及可靠性。

2 試驗方案

2.1 方案概述

本文所述試驗為真空熱平衡試驗［8-9］，試驗項目包括代表在軌性能的水平姿態試驗、代表整艙真空熱試驗狀態的豎直姿態試驗、輻射器在軌低溫凍結解凍以及代表輻射器故障的單流體管路運行狀態的試驗［10］。

輻射器熱試驗在直徑3 m 的空間熱環境模擬器內開展，通過真空罐+紅外籠模擬輻射器在軌空間環境及外熱流，通過泵驅動實現工質在輻射器管路中流動換熱，通過加熱器控制工質進口溫度。試驗原理如圖3 所示，圖中，P為回路壓力傳感器，T代表回路溫度傳感器，用于測量回路工質壓力及溫度。

圖3 輻射器熱試驗原理Fig.3 Schematic diagram of the thermal test for the radiator

主要試驗環節或要點為：1）試驗環境保證，采用真空罐保證真空環境及環境溫度，采用紅外籠加熱裝置提供輻射器試驗所需外熱流；2）回路要求，配置流體回路地面系統，用于回路驅動，輻射器標準流量工況為單路150 L/h，兩路300 L/h；3）工質溫度保證，采用水箱及加熱器保證工質進口溫度滿足要求，輻射器進口溫度一般在10～20 ℃。4）工質參數測量，采用溫度傳感器和熱電偶測量輻射器進出口工質溫度，采用壓力傳感器測量輻射器進出口壓力，采用流量傳感器測量工質流量；5）輻射器溫度測量，采用熱電偶測溫。6）通過試驗支架保證輻射器水平或豎直姿態，如圖4 所示為水平姿態，支架翻轉90°則輻射器調整為豎直姿態，2 種姿態試驗前均調水平度。

圖4 試驗件及支架（水平+Y 方向）Fig.4 Radiator and holder（horizontal，+Y-direction）

2.2 試驗工況

本試驗主要目的是研究輻射器水平姿態（熱管水平，可忽略重力影響，代表在軌微重力情況）和豎直姿態（熱管豎直，會受到重力影響，是整艙熱平衡試驗的主要姿態）的散熱性能，確定航天器地面熱平衡試驗及在軌情況下輻射器的性能情況。其中航天器典型在軌姿態為慣性飛行，因此試驗時選取了慣性飛行，太陽光線入射角為0°的典型外熱流工況，假定太陽光線直照Ⅲ象限輻射器模塊，外熱流模擬均采用陰影陽照平均（陽照區平均291.6 W/m2，陰影區平均152.2 W/m2）。工況及參數見表1。

表1 輻射器熱平衡試驗工況參數表Tab.1 Parameters of the thermal balance tests for the radiator under different working conditions

3 結果與分析

根據航天器整艙熱平衡試驗及在軌飛行預示需求，對輻射器熱平衡試驗的數據進行了整理，從5 個不同的維度進行了對比分析：1）水平姿態下工質不同進口溫度的散熱性能變化；2）水平姿態下有/無外熱流散熱能力變化；3）水平姿態與豎直姿態同參數下散熱能力變化；4）水平姿態下不同流量情況下散熱能力變化；5）水平姿態下單流體管路和雙流體管路散熱能力變化。

3.1 不同進口溫度對比

對工況1b/1c/1d/1e 數據進行了對比分析，得出了水平姿態下不同進口溫度的散熱性能變化。輻射器為水平姿態，在其他參數均相同，而進口溫度不同時（進口溫度分別為0.5、10.2、17.1、20.1 ℃）輻射器模塊的散熱能力變化曲線如圖5 所示。

圖5 工況1b～1e 散熱能力對比曲線Fig.5 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1b～1e

10.2 ℃時輻射器散熱能力與0.5 ℃和20.1 ℃時的散熱能力的平均值一致（偏差3.6%），17.1 ℃的散熱能力與10.2 ℃到20.1 ℃的相應溫度插值一致（偏差3.8%），即進口溫度在0～20 ℃時，輻射器散熱能力近似成線性變化，這一規律可用于估算輻射器不同溫度下的散熱能力。

3.2 有/無外熱流對比

輻射器在水平姿態下有/無外熱流散熱能力變化曲線如圖6 所示。有外熱流時，陰影區平均散熱能力為910 W，陽照區散熱能力為405 W；而無外熱流時，散熱能力為1 070 W。實際上，輻射器陰影區總外熱流計算值為532.7 W，而陽照區總外熱流計算值為1 020.6 W，陰影區散熱能力（910 W）減掉陽照區比陰影區增加的外熱流（487.3 W）得出422.1 W，與試驗實際得出的數值偏差4.1%，即在此情況下，可以采用輻射器已知外熱流的工況的散熱能力及新增的外熱流數值（外熱流數值應該在散熱能力50%以上）估算輻射器有外熱流的散熱能力。

圖6 工況1a/1b 散熱能力對比曲線Fig.6 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1a and 1b

3.3 水平/豎直姿態對比

如圖7 所示，給出了工況1c 和工況3 在進口溫度、流量、外熱流均相同，而試驗姿態分別為水平和豎直2 種情況下散熱能力變化曲線。

圖7 工況1c/3 水平和豎直試驗姿態散熱能力對比曲線Fig.7 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 1c and 3

輻射器工況1c 陰影區平均散熱能力為798 W，工況3 為876 W，工況1c 陽照區平均散熱能力為365 W，工況3 為392 W，豎直姿態下散熱能力略小于水平姿態散熱能力（按照軌道平均計算，低9.6%），原因是地面試驗，熱管受重力影響，工質在熱管底部積聚，熱源與熱管液端存在一定匹配偏差，不能保證工質全部發揮作用，從而影響了散熱能力，而水平姿態下，熱管受重力影響可忽略。這一規律可作為空間站整艙熱平衡試驗的參考。

3.4 不同流量對比

水平姿態下不同流量情況散熱能力變化曲線如圖8 所示。

圖8 工況2a/2b 散熱能力對比曲線Fig.8 Comparison of the heat dissipation capability curves for cases 2a and 2b

入口溫度約15 ℃，工質流量從150 L/h 增加到300 L/h 時，陰影區散熱能力約從720 W 增加到860 W，升高約150 W；陽照區散熱能力約從260 W增加到340 W，升高約80 W。此工況下，輻射器流量增加1 倍，散熱量僅增加約23.9%，此工況驗證了輻射器流量和散熱能力不成正比，流量較小時，流量增加會顯著增加輻射散熱能力，當流量增大到一定程度，則流量增加對輻射能力影響變小。流量和輻射器散熱能力的關系詳見文獻［11］，不再贅述。

3.5 單/雙管路對比

單/雙管路對比工況驗證了相同流量下，輻射器單流體管路與雙流體管路工作時散熱能力變化規律，上文分別給出了工況1c 和工況2b 的輻射散熱能力曲線，這里不再羅列，僅對兩者散熱能力進行對比分析。

工況1c 輻射器陰影區散熱能力876 W，陽照區散熱能力392 W，工況2b 陰影區散熱能力860 W，陽照區散熱能力340 W，軌道周期平均散熱能力分別為589.6 W 和548 W，相同流量下，單流體管工作時散熱能力是雙流體管工作散熱能力的93.2%。這一數據可用于空間站輻射器在軌故障工況決策。說明即使輻射器單個管路被擊穿失效后，依靠熱管的作用，仍然能維持足夠的散熱能力。這是熱管耦合式輻射器結構的優勢。

3.6 熱傳輸分析

本文根據試驗數據，對輻射器傳熱過程進行了分析，其中輻射器傳熱過程包括工質到流體管壁的對流換熱、流體管壁到熱管的導熱、熱管自身的傳熱及熱管殼體與輻射板之間的導熱。工質到流體管壁的對流換熱與工質種類、流體管參數及流量相關，換熱能力可利用流體力學公式計算；熱管則可簡化視為超導熱材料；流體管和熱管為焊接結構，對于給定輻射器，兩者傳熱系數為固定值。這里幾個傳熱系數均利用試驗數據計算得出［12］。

匯總所有工況數據，根據流體管和熱管之間的傳熱量、平均傳熱溫差及耦合面積得出了流體管壁-熱管管壁等效傳熱系數為8 194～8 981 W/（m2·K）；根據總輻射散熱量、熱管與輻射板測溫溫差及兩者耦合面積計算得出了熱管管壁-輻射板等效傳熱系數為1 260～1 312 W/（m2·K）；然后結合流體管內部工質與管壁的對流換熱系數，得出了輻射器流體工質-輻射板的整體換熱系數，在單流體管流量為150 L/h 時，流體管-輻射板的整體傳熱系數為700 W/（m2·K），在單流體管流量為300 L/h 時，流體管-輻射板的整體傳熱系數為890 W/（m2·K）。

4 仿真驗證

將試驗獲得的輻射器各傳熱環節傳熱系數帶入輻射器仿真模型，仿真模型考慮了輻射器所處空間環境，尤其是空間站大型柔性太陽翼結構［13］對輻射器的影響，針對航天器典型工況1c 進行仿真驗證。具體建模及仿真方法參考文獻［14］和文獻［15］。

仿真計算得出了在軌道瞬時熱流下輻射器的散熱能力，并與工況1c 的試驗數據進行了對比，如圖9 所示。其中仿真為在軌瞬時外熱流，因此與試驗工況的軌道陰影陽照平均外熱流存在差異，但仿真結果的陰影區和陽照區平均散熱能力分別為377和852 W，與試驗結果一致，綜合偏差3.3%，主要原因為試驗中流體管路存在彎管及接頭等增大了局部換熱系數，而仿真計算無法模擬。仿真驗證與試驗結果一致，表明模型有效，可用于后續輻射器在軌溫度預示。

圖9 工況1c 與仿真驗證散熱能力對比曲線Fig.9 Comparison of the test and simulation results of the heat dissipation capability for case 1c

5 結束語

本文對空間站流體管/熱管耦合式輻射器熱平衡試驗進行了論述分析及仿真驗證，獲得的輻射器散熱規律對載人航天器熱試驗及在軌預示均具有參考意義，主要成果包括：

1）完成了輻射器在軌工作狀態（水平姿態）試驗研究，在其他條件相同時，單管路輻射能力是雙管路輻射能力的93.2%，表明輻射器在單路故障時能夠保持工作性能。

2）完成了輻射器整艙熱平衡試驗狀態（豎直姿態）試驗研究，研究表明，豎直姿態，其他條件相同時，輻射能力是水平姿態下的90.4%，可為真空熱試驗采用豎直姿態代替水平姿態提供數據支撐。

3）通過試驗數據分析得出了熱管輻射器熱傳輸相關參數，完善了輻射器仿真模型，可用于后續其他復雜工況下的輻射器在軌仿真預示。

4）利用試驗數據，評估了輻射器散熱能力與進口溫度及外熱流的變化規律，散熱能力在0～20 ℃的溫區內近似線性關系，此結論可用于輻射器的散熱能力的工程評估。