王珊珊;黄永华;张良俊;吴静怡;李素玲;许煜雄;徐烈
【摘 要】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.%为满足比常规热真空罐快得多的升降温要求,设计和制造了高变温速率的高低温空间环境模拟系统,其特点为舱内非高真空环境,而是充注绝对压力90 kPa氦气,工作温度范围为68-373K.除了有与热真空罐相同的辐射传热,更重要的是允许舱内有自然对流甚至强制对流传热,从而大大加快传热速度,特别是在接近目标温度时明显减少对被测物的冷却或加热时间.这一特性使得该新型高低 温系统在结构上存在与常规热真空罐本质的区别.其优点除了升降温速率大外,内部温度均匀性也得到提升.
【期刊名称】《低温工程》
【年(卷),期】2012(000)005
【总页数】7页(P28-33,40)
【关键词】高低温系统;热环境模拟;快速升降温
【作 者】王珊珊;黄永华;张良俊;吴静怡;李素玲;许煜雄;徐烈
【作者单位】上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海空间飞行器机构重点实验室 上海201108;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240;上海交通大学制冷与低温工程研究所 上海200240
【正文语种】中 文
【中图分类】TB657;TB663
随着月球探测和资源开发以及火星等深空探测的推进，极端特殊环境对着陆器、巡视器以及搭载的探测设备可靠性提出了极为苛刻的要求。以月球为例，由于其表面几乎没有大气层和大气活动，昼夜温差很大，月昼温度为400—420 K，月夜温度为90—110 K，而且昼夜交替没有明显过渡，升降温速率极大。随着月球表面温度的变化，月表气压在10-9—10-13Pa范围内变化［1-2］。因此，在地面建造空间环境模拟系统，模拟和验证设备在极端高低温环境中静态和大速率动态温变条件下的可靠安全性是非常必要和紧迫的。
为了配合探月计划，美国在20世纪60年代设计并建造了大型空间环境模拟实验室SESL［3-4］。它由两个实验舱组成，其一是美国最大的热真空实验空间模拟器，空载极限真空度1.3×10-3Pa，热沉温度100—400 K可调，并在容器顶部和侧面安装太阳模拟器;其二可用于载人及有关运动机构试验，空载极限真空度1.3×10-2Pa，热沉温度80—400 K可调。欧洲和日本等都建造了大型热真空环境试验设备。中国从1961年开始进行空间环境模拟设备的设计和制造，建成第一批空间环境模拟设备KM1、KM2、BZ1及BZ2等4台设备。
之后的KM6是中国最大的空间环境试验设备，具有试验空间大、热载荷大、抽气速率大、试验自动化程度高、多功能和多用途的特点，极限真空度4.5×10-6Pa，热沉温度低于100 K［5］。这些系统基本上都采用真空条件下热沉或电加热辐射来实现内部空间的降温或升温，其温度变化过程比较缓慢，特别是在接近目标温度时由于冷热双方温差足够小，达到热平衡往往需要几十小时甚至更长时间。
为了满足极端高低温环境和大升降温速率的要求，本文工作设计和建造了一氦气氛高低温空间环境模拟系统，用于验证设备对热设计指标的满足度。系统试验舱内部净尺寸为直径2 m长2.5 m，为非高真空环境，充有90 kPa氦气，载有冷源和热源的热沉通过辐射传热和自然对流对设备和舱内氦气进行冷却或加热，必要时还可通过增加强迫对流传热的方式，达到更高的降温速率和温度均匀性要求。系统热沉温度为68 K到373 K可调，并可在深冷条进下长久保温(15天以上)，平均升降温速率为±(3—10)K/min，并且容器温度均匀性要求任意两点的温差不大于±3 K。
实验设计的氦气氛高低温空间环境模拟系统由绝热容器、斯特林制冷系统、冷氦气循环系统、氦气补气系统、液氮供给系统、液氮回收系统、气氮供给系统、真空泵系统和控制系统构成，如图1所示。 氦气氛高低温试验舱为一卧式罐体模拟器，以直径为2.7 m的外筒体和直径为2.3 m的内筒体为主框架，两者构成密封夹层。为尽可能减少漏热，在夹层空间设置液氮冷屏，外筒和液氮冷屏之间布置多层绝热，从外筒传入容器内部的热量绝大部分通过冷屏盘管中的液氮带走，并利用真空多层绝热的卓越绝热性能，将辐射换热、层间固体导热和残余气体导热都减小到最低程度;内筒与液氮冷屏间采用高真空绝热形式。内外筒夹层热态封结真空度为10-2Pa，常温环境真空度为10-3Pa量级，当温度降至液氮温区时由于低温泵原理，真空度将上升至10-4Pa量级。试验舱横截面结构如图2所示。
试验舱内部的冷源和热源依附于热沉结构。热沉采用不锈钢管网与铜翅片结合的鱼骨式结构，如图3所示。这种结构既能充分发挥不锈钢的良好低温性能，又兼备紫铜的良好导热性，曾在KM6、KM3改造，KM4改建，上海卫星所KM5A、东方红KM3B、长春光机所ZM4300及新KM2等大量空间环境模拟器上获得应用［6］。热沉盘管中两相邻支管为不同工质的独立管路，分别为液氮管路和低温氦气管路。液氮和低温氦气流向由低到高，易于在稳态时液氮所含气泡的分离，更适合于开式液氮流程的流动特征，有利于热沉的降温启动和保障温度均匀性。进出口采用对角线流道原理设计，保障每支管的流动阻力大致相等。
系统冷源由荷兰斯特林四缸两级制冷机提供，该制冷机可在68 K提供1 200 W的制冷量。为实现容器内部的升温及满足高温试验要求，在热沉外部壁面布置电加热带，能在68—373 K温度范围内正常工作，设计功率保证升温速率不小于3 K/min。为有效模拟太空的冷黑环境，使热沉吸收大部分从设备表面发出的辐射热，不产生二次辐射，在热沉内表面喷涂特种黑漆，半球向发射率大于0.91，对太阳光的吸收率大于0.96。
本系统试验空间传热方式为辐射传热和自然对流传热，能达到快速升降温和温度均匀性要求。系统冷却过程总体上分为两部分:液氮冷却和低温氦气冷却。前一过程利用液氮较大的汽化潜热和大温差下的显热将试验舱内氦气和被测物冷却至液氮温区，技术成熟，成本低廉，主要用于80 K以上测试任务。后一过程采用四缸两级斯特林制冷机，提供冷气氦实现降温，主要用于77 K以下测试任务。
具体降温过程可分为4个步骤:
(1)首先开启罗茨泵将实验舱内气体抽除，达到真空度10-1Pa。关闭真空泵阀门，打开氦气钢瓶阀向试验舱内充入1 kPa的低压氦气。再次开启真空泵，将舱内气体抽除至10-1Pa。如此往复置换试验舱内气体3次，实现系统内的气体纯化。最终往试验舱内充入90 kPa氦
气。
(2)为避免快速降温对容器和管路产生过大的热应力，先用低温氮气进行初步冷却。液氮经过空气汽化器后为低温氮气，进入液氮冷屏和热沉的不锈钢盘管，通过辐射和自然对流的形式实现舱内氦气和被测物的冷却。当系统冷却至150 K，关闭冷气氮的阀门，开启液氮供给阀门，使液氮直接进入液氮冷屏和热沉盘管，对舱内进一步冷却，直至温度达到85 K左右。
(3)继续降温将使液氮固化膨胀导致管道堵塞甚至破裂，因此先用氦气吹除热沉盘管内的液氮。开启低温制冷机，出口温度为50 K的低温氦气进入热沉氦气盘管，将试验器件冷却至68 K附近。然后通过变频调节制冷机冷量输出及电加热补偿的方法实现68 K温度精确控制。
