空间低红外辐射液氮冷屏低温特性研究

     0  前言

     中科院等离子体物理研究所等单位曾就应用于超导核磁控制的托卡马克冷屏进行过研究[1]，其主要应用铺设于冷屏表面的低温氦气管路冷却冷屏表面，从而获得冷屏蔽效应来降低超导核磁体的环境热负荷，谢韩等[2-3]对其进行了表面温度分布规律研究。另外，周杭生等[4]将 GM 制冷机组合式冷屏应用于空间热沉的研究从而模拟空间低温环境，李炜等[5]则应用二级 GM 制冷机冷屏来降低电子束离子阱装置液氦的蒸发量，两者均应用低温制冷机冷头与冷屏表面直接接触并主动冷却冷屏表面从而实现冷屏蔽效应。于涛等[6]采用液体冷却管路与面板焊接的方法获得由液体传热的冷屏翅片用于空间辐冷器的地面模拟研究，并对其传热特点进行研究从而得到管路及流量等参数，以上冷屏蔽系统均应用于地面环境。对于空间冷屏蔽系统，一般采用被动绝热或表面涂层技术以防止太阳辐射从而实现飞行器与空间环境的冷屏蔽效应，或采用低温制冷机主动却冷屏实现低温贮箱的无损贮存等问题[7]，特点是所需制冷量小，表面温度相对较高，持续时间长，制冷机对空间有较大热辐射。由于本文所涉及的空间飞行器飞行高度低于 120 km，飞行时间短且经历加速发射过程，中段速度接近 6.8km/s，与空间环境具有复杂的传热过程，要求大冷量且表面温度低于 100 K，降低红外辐射强度，所以本文采用低温相变制冷冷屏蔽系统并对其结构进行研究以适用于空间飞行环境。由于低温流体在空间具有复杂的传热及流动特性，所以要实现高真空微重力状态下的空间低温相变制冷，首先要解决的是低温流体在空间的管理、两相流、传热和流动等复杂的理论问题，从而为最终的结构优化设计提供理论依据。上海交通大学曾就微通道内液氮流动沸腾特性及压降等进行过一些研究[8-9]，对本文在系统结构设计方面有所帮助，但仅限于地面状态。在国际上，NASA 主要采用间歇排压方式控制失重状态下的空间飞行器内低温贮箱的系统压力来实现深冷剂在空间的管理及相变制冷问题[10]，或利用主动冷却及强迫气液混合的方式解决低温液体无损贮存问题[11]及低温贮箱内的自增压问题[12]。

    本文根据以上研究成果，首先建立适用于空间高速运行的液氮冷屏系统模型，应用分层蓄液、气液分离及扩压分流等系统方法实现系统制冷过程相对稳定，防止空间失重状态下出现严重的气液两相流。其次，在建立系统模型的基础上本文主要针对空间冷屏蔽系统单元模型来研究冷屏表面温度分布规律及其影响因素，借助数值模拟及试验方法对单元模型分层高度为 100 mm 时表面温度分布规律、液氮维持时间等进行地面研究，从而为空间冷屏蔽系统的应用提供理论依据。