衛星推進系統管路加熱帶溫度分布試驗研究

劉百麟 謝偉華 周江 李一帆 胡幗杰

(中國空間技術研究院通信與導航衛星總體部,北京 100094)

推進系統是衛星的重要組成分系統[1]之一,為衛星變軌、軌道機動、位置保持、姿態調整、離軌等重要操作提供所需的動力和力矩來源,其工作狀態直接關系到衛星空間任務成敗與運行壽命。衛星推進系統一般由高壓氣瓶、推進劑貯箱、推力器(或發動機)、管路及閥件等組成。在高壓氣瓶作用下,管路用于將推進劑貯箱中的推進劑工質輸送到推力器(或發動機),在推力器(或發動機)內通過催化分解或燃燒產生推力,為衛星飛行提供動力[2]。根據衛星控制需要,管路由多個分支從艙內儲供系統(推進劑貯箱、閥門及壓力傳感器)延伸至衛星表面分散布局的推力器(或發動機),受艙內設備布局約束導致推進系統管路走向復雜[3-4],分散遍布于衛星艙內。因衛星上環境冷熱不均,考慮到推進劑工質的物理、化學特性,為保證推力器(或發動機)在軌正常工作,需要對推進劑、部件等產品在軌溫度進行合理控制[3,5-6],通常采取電加熱與包覆多層隔熱組件的主動與被動相結合的熱控措施[3,7],確保輸送管路中的推進劑溫度滿足使用指標要求[8-9]。

目前,國內衛星通過合理分配有限的功耗對推進系統進行主動熱控設計,解決低加熱功耗推進系統的保溫問題[3]。國外衛星推進系統溫控的主要方式也是通過增加控溫資源實現推進系統溫度的分區控制[10]。與國外不同,文獻[11]針對當前熱控設計方法在不同溫度環境分布的推進系統應用中存在溫度分布不均的情況,提出了一種基于軟件邏輯控溫的溫度均衡控制方法,實現推進系統溫度均勻性控制。國內外衛星推進系統熱控研究表明,電加熱[12]是推進系統管路主動溫控的關鍵措施。電加熱器件在高溫工況的溫度分布是導致器件損毀的致命因素之一,僅文獻[7]提出了以功率設計冗余的方式提高管路溫控一度故障的可靠性,而面向管路加熱器件(加熱帶)溫度分布規律的基礎可靠性研究尚屬空白。為此,本文通過試驗研究推進系統管路加熱帶溫度分布受加熱絲直徑、管路管徑、安裝工藝及通電電流等設計變量影響的規律,可為衛星推進系統管路加熱器高可靠設計提供基礎數據。

1 管路加熱帶

衛星推進系統管路布局示意見圖1[3]。通常,衛星推進系統管路為鈦合金材料,管路外徑有Φ4mm,Φ6mm,Φ8mm等規格,管路溫控采取纏繞加熱帶與包覆多層隔熱組件的熱控措施[13]。

圖1 衛星推進系統管路示意Fig.1 Satellite propulsion subsystem pipelines

衛星工程設計時,與推力器溫控采用鎧裝加熱器件[14]不同,管路溫控器件一般選擇聚酰亞胺薄膜型加熱帶(見圖2)。加熱帶以聚酰亞胺薄膜為電絕緣材料,以康銅絲為電熱材料,由電絕緣部分、電加熱部分和引線組成。從可靠性設計角度來說,加熱帶通常預埋2根康銅絲,用于主備份雙回路使用,其安裝方法遵循相應工藝規范[15],即將聚酰亞胺薄膜型加熱帶的一面(與管路接觸面)刮涂一薄層GD414硅橡膠,然后將加熱帶纏繞粘接固定在管路表面,并確保加熱帶與管路之間的絕緣。管路加熱帶引出線(加熱絲)與導線(接入衛星電纜網)焊連構成加熱回路。一般采用搭焊方式,用鉛錫焊料將加熱絲與導線焊接在一起,在焊點處外套雙層熱縮套管并吹縮,套管需要覆蓋導線絕緣層、焊點及加熱帶本體絕緣層,對焊點及引線加以保護。聚酰亞胺薄膜型加熱帶主要技術指標見表1。

圖2 加熱帶Fig.2 Heating belt

表1 聚酰亞胺薄膜型加熱帶主要技術指標Table 1 Main technical indexes of polyimide film heating belt

2 試驗方案

衛星在軌運行于真空環境,試驗時真實模擬衛星推進系統管路在軌實際工作環境與熱控設計狀態,測試管路加熱帶通電工作的穩態溫度場分布。

2.1 試驗裝置

試驗采用空間環境模擬器模擬空間環境,試驗系統主要由管路試驗件(管路、加熱帶、多層隔熱組件等)、隔熱支架、溫度測量系統、溫度控制系統、電源系統和真空系統等組成,試驗裝置見圖3。在空間環境模擬器內,試驗件懸放在隔熱支架上,以此隔絕試驗系統對試驗件的熱影響。試驗時,空間環境模擬器內真空度優于6.65×10-3Pa,熱沉溫度為常溫。

圖3 試驗裝置Fig.3 Test device

2.2 試驗件技術狀態

衛星推進系統管路加熱帶按照相關工藝方法實施安裝在管路上。試驗中,管路熱控措施模擬衛星上熱控設計狀態?？紤]到影響管路加熱帶溫度分布規律的自變量,除了與加熱帶自身設計參數變量(如康銅絲直徑、通電電流)相關外,還與其安裝的管路管徑、安裝工藝等因素密切相關。試驗全面研究這些自變量對管路加熱帶溫度分布的影響,試驗件的技術狀態覆蓋上述多種自變量,且試驗中自變量變化范圍應盡可能覆蓋工程設計極限。試驗件技術狀態見表2。

表2 試驗件技術狀態Table 2 Technical states of test sample

2.3 試驗工況

試驗中,管路加熱帶通電電流是按衛星推進系統管路加熱器回路電流工程設計上限、下限極值進行設置,模擬長通電流極端工作模式下的高溫溫度場,共進行2個工況的熱平衡試驗。正常使用情況下,加熱帶通常是單路通電工作,考慮雙回路同時通電的熱影響,結合技術狀態進行單、雙回路通電工況試驗,具體工況設置見表3。

表3 試驗工況Table 3 Test conditions

3 試驗結果與分析

試驗過程中,空間環境模擬器真空度優于6.65×10-3Pa,熱沉溫度為16.4～21.2℃。2個試驗工況歷時1000min。其中:工況1從0時刻開始通電至600min達到熱平衡,工況2從600min開始通電至1000min達到熱平衡;自1000min起所有加熱帶均斷電至1320min恢復到常溫。4種技術狀態的管路加熱帶溫度分布試驗數據如圖4所示。

圖4 管路加熱帶溫度分布試驗數據Fig.4 Temperature distribution test data of pipeline heating belt

由于試驗中測溫點較多,數據分析時重點對管路溫度、加熱帶極值溫度(最小和最大溫度)、引線焊點溫度(點膠固定溫度和懸浮溫度)等特征溫度測量點數據進行比較分析。由圖4可知:4種狀態的管路加熱帶溫度分布基本規律是一致的。加熱帶纏繞在管路上,溫度高于管路溫度,其溫度極大值均出現在纏繞段中心位置,溫度極小值均出現在纏繞段兩端;引線焊點溫度與其附近管路的溫度水平相當。

3.1 加熱絲絲徑影響分析

由表2可知:狀態1與狀態2中加熱帶加熱絲直徑不同,分別為Φ0.1mm和Φ0.13mm,除此之外,其他技術狀態參數均相同,且在工況1與工況2中具有相同的工作模式與通電電流(見表3),具備加熱絲絲徑對管路加熱帶溫度分布熱影響的可比性。狀態1與狀態2熱平衡時特征溫度見表4。

由表4可知:狀態1中管路、加熱帶、焊點的溫度均高于狀態2,且2種狀態特征溫度的溫差隨工作電流的增大而增大。2個工況相比,通電電流由75mA(工況1)增大到150mA(工況2)時,加熱帶最大溫度升高2.3倍,其中狀態1加熱帶最大溫升約86.2℃,達到了148.4℃,趨近加熱帶使用工作溫度上限(150℃);而狀態2加熱帶最大溫升約62.2℃,達到了110.1℃,明顯低于加熱帶使用工作溫度上限(150℃)。分析上述管路加熱帶溫度分布規律的本質原因,通過對比2種狀態的技術條件差異性可知:狀態2的加熱帶加熱絲直徑是狀態1的1.30倍,因此狀態1中單位長度加熱帶電阻是狀態2的1.69倍,在工作電流相同的情況下,狀態1中單位長度加熱帶電功率是狀態2的1.69倍,這是導致狀態1整體溫度水平高于狀態2的本質因素。工況1與工況2相比,通電電流由75mA增大到150mA,即單位長度的加熱帶電功率增加了4倍,因此工況2中2種狀態的熱平衡溫度水平明顯高于工況1的。

表4 狀態1與狀態2特征測溫點熱平衡試驗溫度Table 4 Thermal balance test temperature of characteristic temperature measuring points in states 1 and 2 ℃

通過上述加熱絲絲徑對管路加熱帶的熱影響比較分析可知:加熱帶溫度水平受加熱絲絲徑影響較大,加熱絲直徑越小,管路、加熱帶及焊點的溫度水平越高,加熱帶的溫度梯度也越大,溫度場分布越不均勻;同時受工作電流影響較大,工作電流越大,熱影響越顯著。

3.2 管徑影響分析

由表2可知:狀態1與狀態3中管路直徑不同,分別為Φ4mm和Φ8mm,除此之外,其他技術狀態參數均相同,且在工況2中具有相同的工作模式與通電電流(見表3),具備管徑對管路加熱帶溫度分布熱影響的可比性。工況2中狀態1與狀態3熱平衡時特征溫度見表5。

由表5可知:狀態3中管路、加熱帶、焊點的溫度均明顯高于狀態1的。從管路、加熱帶、焊點的溫度分布均勻性來看,狀態3的加熱帶溫度場分布更加均勻,其溫度梯度僅是狀態1的50%。分析上述管路加熱帶溫度分布規律的本質原因,通過對比2種狀態的技術條件差異性可知:狀態3中管路外徑與橫截面積分別是狀態1的2倍與2.25倍,由于加熱帶纏繞在管路外表面,因此狀態3中加熱帶電功率是狀態1的2倍,這是導致狀態3的溫度分布高于狀態1的根本原因。雖然狀態3中加熱帶電功率是狀態1的2倍,但狀態3中管路橫截面積是狀態1的2.25倍,其管路熱容約是狀態1的2.25倍,因其管路熱容大,即使在狀態3電加熱功率是狀態1的2倍情況下,狀態3溫升水平仍相對較低,且整體溫度場分布更均勻,2種狀態的加熱帶最大溫度相當,分別為148.4℃和156.7℃,趨近或略超加熱帶使用工作溫度上限(150℃)。

表5 狀態1與狀態3特征測溫點熱平衡試驗溫度Table 5 Thermal balance test temperature of characteristic temperature measuring points in states 1 and 3 ℃

3.3 纏繞工藝影響分析

由表2可知:狀態3與狀態4中加熱帶纏繞工藝不同,分別為涂膠(GD414)纏繞和干纏繞(未涂膠),除此之外,其他技術狀態參數均相同,且在工況1和工況2中均具有相同的工作模式與通電電流,具備纏繞工藝對管路加熱帶溫度分布熱影響的可比性。狀態3與狀態4的熱平衡特征溫度見表6。

表6 狀態3與狀態4特征測溫點熱平衡試驗溫度Table 6 Thermal balance test temperature of characteristic temperature measuring points in states 3 and 4 ℃

由表6可知:狀態4的管路、加熱帶、焊點的溫度均高于狀態3,且2種狀態的溫差隨工作電流的增大而增大。從加熱帶本體溫度變化來看,狀態4的加熱帶溫度水平比狀態3的均約提高15%。從加熱帶與管路之間的溫差來看,狀態4的加熱帶與管路溫差明顯高于狀態3的,高3～4倍。從管路加熱帶本體溫度分布均勻性來看,2個工況中2種狀態的加熱帶溫度場分布都相對比較均勻,其溫差變化范圍為4.9～12.6℃。與狀態3相比,狀態4加熱帶溫度分布更均勻,加熱帶自身溫差約是狀態3的70%。2種狀態的纏繞工藝差異性是引起上述管路加熱帶溫度分布規律的主要因素。通過對比纏繞工藝的差異可知:與狀態4的加熱帶干纏繞(未涂膠)相比,狀態3中加熱帶涂膠纏繞,相當于在加熱帶與管路之間填充了導熱填料,由此增強了加熱帶與管路之間的接觸換熱,即傳熱效率得到提高,因此加熱帶通電發熱時,其發熱量能更高效地轉化為管路內能的提升,因而加熱帶與管路之間溫差也會更小,加熱帶溫度水平也相對偏低。

比較2個工況的溫度水平可知:由于工況2中加熱帶電功率是工況1的2倍,因此工況2中2種狀態的熱平衡溫度水平均明顯高于工況1的。工況2中2種狀態的加熱帶最大溫度均超出了其使用工作溫度上限(150℃),最高可達177.7℃;但從試驗結果來看,加熱帶短時超出使用工作溫度上限仍能安全可靠地正常工作。

3.4 焊點安裝方式影響分析

由表4和表6所示的各工況各種狀態的加熱帶引線焊點溫度試驗數據可知:焊點與其附近管路的溫差范圍為-6.1～+1.2℃,略低或持平于管路溫度。由此表明:加熱帶引線焊點溫度受管路溫度影響較大,無論是點膠固定在管路上還是懸浮在管路上,焊點溫度水平只取決于其附近管路的溫度水平,而與焊點在管路上的安裝方式基本無關。經分析,管路加熱帶引線焊點溫度分布規律與焊點熱實施狀態相關,原因在于:焊點為非發熱部件,且外套熱縮絕緣套管后固定或懸浮在管路上,并連同管路被包覆在多層隔熱組件內,隔絕外部環境熱影響,而管路是焊點的背景熱沉,因此管路溫度是影響焊點溫度的主導因素。另外,試驗中因焊點與其附近管路的測溫點存在位置偏差,導致各狀態的焊點溫度與管路溫度偏差存在一定離散性。試驗中加熱帶引線焊點溫度最高可達137.8℃(錫鉛合金焊料熔點溫度183℃),均低于錫鉛焊料脫焊溫度150℃[16],仍處于安全可靠的容限溫度范圍內。

4 結論

本文基于衛星推進系統管路加熱帶熱控設計技術狀態,通過試驗研究,得到以下結論。

(1)加熱帶溫度分布受加熱絲絲徑、管路管徑的設計參數影響較大。在其他設計參數相同的前提下,加熱絲直徑越小,管路及加熱帶的溫度水平越高,溫度梯度越大,溫度場分布越不均勻,且該變化規律隨工作電流的增大而愈發顯著;管路管徑越大,管路及加熱帶的溫度水平越高,溫度梯度越小,溫度場分布越均勻。

(2)加熱帶溫度分布與其纏繞安裝工藝密切相關。選用涂膠纏繞工藝,加熱帶與管路之間傳熱效率更高,加熱帶與管路溫差相對較小;選用干纏繞(未涂膠)工藝,加熱帶與管路溫差相對較大,加熱帶溫度水平則更高,但加熱帶溫度分布更均勻,且該變化規律隨工作電流的增大而愈發顯著。

(3)加熱帶引線焊點溫度受管路溫度影響較大,焊點溫度取決于其附近管路溫度水平,而焊點在管路上的安裝方式對其溫度影響可忽略。

鑒于上述研究結論,從提高管路加熱器設計可靠性與安全性角度對衛星推進系統管路加熱帶熱設計建議如下。①加熱帶設計選型時,優先選用直徑大的康銅絲作為加熱元件,而加熱帶工作電流優化設計值應為最小化;雖然加熱絲絲徑與工作電流2項參數優化設計原則存在互斥,但在功率設計滿足管路溫控需求的前提下,應同時兼顧二者優化原則,使系統熱設計效果達到最優。②推薦選用加熱帶涂膠纏繞安裝工藝,可提高管路溫控效能。③引線焊點溫度是管路加熱器可靠性設計的薄弱環節之一,焊點布局位置應避免高溫區域。