1拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中应用（可编辑）

1拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中应用（可编辑） 1拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中应用 目录1拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中的应用?王海峰? 8飞机 APU 进气系统方法与实践的研究吴洪伟,吴琦,邓康耀? 15S781白漆空间性能?张维丝, 张会生, 赵小翔拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中的应用 王海峰 (上海交通大学机械与动力工程学院 2011 级动力工程工程硕士) 摘要 本文对核电蒸汽发生器中使用的拉伐尔喷管进行研究。分析了拉伐尔喷管的 材料性能。阐释了拉伐尔喷管在事故工况下对蒸汽发生器的限压限流作用。利用 临界状态的温度和压力公式计算得到事故工况下的蒸汽发生器出口参数。使用 Fluent 软件对事故工况进行数值模拟。结论:拉伐尔喷管能有效低降低蒸汽发生 器二次侧回路的泄压速率,限制蒸汽发生器的出口流量,从而在第一时间阻止 U 型管出现传热恶化。 关键词 拉伐尔喷管;临界状态;传热恶化 中图分类号:TB126文献标识码:A Use of Laval Nozzle In Nuclear Steam Generator Wang Haifeng School of Mechanical Engineering, Shanghai Jiao Tong University Abstract This article conducts the research to the Laval nozzle used in the steam generator of nuclear power. The material properties of Laval nozzle are analyzedInterpretation of the Laval nozzle limiting steam flow and pressure In case of accident. The calculated parameters of the steam generator outlet under accident condition with temperature and pressure formula of critical state. Using the software of Fluent to simulate the accident condition. Conclusion: the Laval nozzle can effectively reduce the pressure relief rate of steam generator, limit steam flow, which prevents the heat transfer deterioration promptlyKey words Laval Nozzle, Critical State,Heat Transfer Deterioration 1 引言拉伐尔喷管也叫文丘里管。早在 1791 年,意大利物理学家 //.turi 就 发表了用文丘 里管测量流量的研究结果。文丘里管结构简单,其直径先逐渐减小至喉部,喉部之后逐渐扩 大。文丘里喷管在满足压力条件和几何条件的时候,喷嘴喉部的气流速度可达到当地音速, 即临界状态。此时,喷嘴的工质流量只与入口压力相关,而与出口压力无关。 1 拉伐尔喷管的介绍 拉伐尔喷管在航天科技、火力发电、核电和化工等行业有着广泛的使用。一般用于流量 测量、控制和调节。例如在油气田的开发过程中,输送高压气体,对高压大流量气体的流量 测量,都需要大量的流量计量仪器和装置。临界流喷嘴流量计在这一领域得到了发挥。 临界流喷嘴流量计是利用了如下原理:保持喷嘴入口端压力和温度不变,降低出口端压力至 某值后,渐缩喷嘴的质量流量将达到最大值,喷嘴出口速度达到当地音速。喷嘴的流量不会 受出口压力的减小而变化。喷嘴保持临界流量不变,利用临界流喷嘴的“恒定流量”特性来标 [1] 定气体流量计 。 1.1 核电拉伐尔喷管的结构 拉伐尔喷管结构简单,见图 1。直径最小部位为喉部,入口至喉部段为渐缩段, 喉部至 出口段为渐扩段。拉伐尔喷管的渐缩段直径由入口处逐渐缩小至喉部,渐扩段自喉部之后逐 步放大。图 1 核电用拉伐尔喷管结构简图1.2 核电拉伐尔喷管的材料特性 目前国内各型核电机组的拉伐尔喷管,基本使用镍-铬-铁合金材料。如牌号 ASME SB-564 [2] [3] UNS06690 和牌号 RCC-M M4102 NC15Fe 。两种材料的化学成份和机械性能对比见表 1 和 表 2。可以看出,两种合金材料对于元素镍、铬和铁的要求值不同,抗拉强度和屈服强度也有 所不同。牌号 SB-564 UNS06690 对于材料室温下的抗拉强度要求高,而牌号 NC15Fe 对于材料 高温条件下的机械性能有明确的要求。 2 表 1 镍铬铁合金化学成份对比 元素 Ni Cr Fe Cu Mn C SB-564 UNS06690 ?58.0 27.0~31.0 7.0~11.0 ?0.5 ?0.5 ?0.05 NC15Fe ?72.00 14.00~17.00 6.00~10.00 ?0.5 ?1.00 ?0.10 元素 Si P S Ti Al SB-564 UNS06690 ?0.5 / / / / NC15Fe ?0.50 ?0.015 ?0.010 ?0.50 ?0.50表 2 镍铬铁合金机械性能对比 室温拉伸 SB-564 UNS06690 NC15Fe Rp 0.2,MPa ?241 ?240 Rm, MPa ?586 ?550 A%5d ?30 ?30 高温拉伸 /Rt 0.002,MPa / ?190 Rm, MPa / ?4971.3 核电拉伐尔喷管的应用 蒸汽发生器是连接反应堆压力容器和汽轮发电机的重要设备。它将压力容器产生的热量, 通过 U型管的热传导,热能变成饱和蒸汽的内能,饱和蒸汽或过热蒸汽驱动汽轮机组做功。蒸 汽发生器通过 U型管隔绝一次侧辐射介质,因此蒸汽发生器的稳定运行对于核电厂的安全极其 重要。根据核电运行的历史,我们发现,蒸汽发生器的可靠性不高,尤其是 U 型管的完好性及 传热稳定性,严重地影响了电厂的安全运行。 为了保证蒸汽发生器的安全运行,维持事故工况下蒸汽发生器内的汽水压力,核电蒸汽发 生器的出口,安装有拉伐尔喷管,见图 2。核电蒸发器用拉伐尔喷管,入口与喉部内径比值为 1.4;渐扩段长度与渐缩段长度比值为 8.9。核电蒸汽发生器用拉伐尔喷管的主要作用是限流, 因此也叫流量限流器。蒸汽发生器中产生的饱和蒸汽通过拉伐尔喷管进入主蒸汽管道。正常 工况下,工质流经喷管的局部阻力和沿程阻力较小,拉伐尔喷管入口压力与出口压力的差值较 小,出入口蒸汽流速相差不大,蒸汽流速在 2.8m/s左右,压力在 6.69MPa附近。正常工况下, 拉伐尔喷管的作用不大,甚至会产生较小的阻力。事故工况下,见图 3。连接蒸汽发生器和汽 轮机的主蒸汽管道发生破裂。管道破损处,主蒸汽直接排入大气,造成拉伐尔喷管入口至破损 管道处的压差增大,蒸汽的内能转化为动能,在喉部达到临界状态,马赫数 Ma 1,工质速度 为当地音速。事故工况下,喷管喉部速度达到最大速度,但是压力下降。 3图 2 拉伐尔喷管布置示意图 图 3 事故工况下流程简图 2 核电拉伐尔喷管事故工况下的计算 热工水力设计中,应充分考虑二次侧汽水流量对于 U 型管的传热影响。蒸汽 发生器容 易出现沸腾传热恶化的状况。在沸腾传热恶化下,U 型管壁面的传热系数由于各种原因突然 降低,热量传递不通畅,一次侧热量不能顺利地传导给二次侧汽水混合物,导致 U 型管壁 面温度升高,蒸汽流量减少。影响蒸汽发生器的安全运行,不利于汽轮发电机的正常运行。 工程上一般认为有两种不同类型的两相流沸腾传热恶化。在汽包炉中,水冷壁内含气率 低。水冷壁局部区域过热,使得壁面周围产生蒸汽膜。蒸汽膜隔离了壁面与液态水。传热率 降低,壁面温度升高。这种情形被称为第一类传热恶化。直流锅炉中,水冷壁内的水在某区 域会急速蒸发为水蒸气。在这个过程中,工质经历了含气率从 0%至 100%的变化。由于蒸 汽的传热率较水的传热率低,因此水冷壁面会局部形成干烧情形。这种传热恶化称为第二类 [4] 传热恶化。第二类传热恶化壁温升高的数值一般较第一类传热恶化小而且升温速率慢 。 在事故工况下,例如主蒸汽管道破损,汽水分离器产生的饱和主蒸汽通过汽水分离器进 入上封头,然后通过拉伐尔喷管进入主蒸汽管道。在主管道破损处,进入大气。见图 3。考 虑到蒸汽发生器内的压力快速泄压,汽水混合物会急速汽化,U 型管的壁面会出现第一类和 第二类传热恶化。表 3 性能参数 6.69 运行压力MPa 入口蒸汽熵值kJ/ kg.K 5.83 入口蒸汽焓值 kJ/kg 1246.51 入口温度 K 541 0.10133 环境大气压 MPa 4 主蒸汽是汽水混合物,干度趋近于 100%。水的自由度为 6,比热容比 K与自由度i的关系: i+2 1 K i 水蒸汽的自由度i6。由式1得出, K1.33。[5] 拉伐尔喷管喉部处于临界截面,马赫数M1 。根据临界状态温度比 : a T K-1 0 21+ M 2 a T2 根据表 3,蒸汽入口温度 T 541K,由式2得出,喷管喉部温度: o K-1 2 TT /1+ M 463.71K 3 0a 2 [5] 拉伐尔喷管喉部处于临界截面,马赫数M1 。根据临界状态压力比 : a k p K-1 2 0 k-14 1+ M a p2 根据表 3,喷管入口压力 p 6.69MPa,由式4得出,喷管喉部压力 0 k K-1 2 k-1 pp /1+ M 3.61MPa 5 0a 2 可以看出事故工况下,喷管的截流作用得到了体现。限制了蒸汽发生器的出口压力,从 6.69MPa降低到3.61MPa 。从上述计算及结果分析,拉伐尔喷管在蒸汽发生器中具有很重要的作用。尤其是在事故 工况下,拉伐尔喷管能够有效低降低了蒸汽发生器二次侧回路的泄压速率,限制蒸汽发生器 的出口流量,从而防止 U 型管的传热壁面在第一时间出现第一类和第二类传热恶化。为及 时抢修和停机维护提供了宝贵的时间。 3 核电拉伐尔喷管的数值模拟 本文是基于 CFD 流体计算软件??Fluent,对主蒸汽管道破算的事故工况下,对拉伐尔 喷管内的流动进行数值模拟。喷管入口设置为饱和蒸汽进口。同时设置进口为压力进口。喷 管出口压力设置为大气压。 3.1 网格划分 利用 CAD建立 SAT 文件,使用 Gambit 对拉伐尔喷管模型进行网格划分。 5 图 4 网格划分 3.2 Fluent 参数设置 饱和蒸汽性能、出入口压力参数设置见表 3将划分好的网格文件 mesh 导入 Fluent 中。检查网格,设置长度尺寸为毫米。 边界条件设置中,入口设置为压力入口 Press-inlet,出口设置为压力出口 Press-outlet;材 料界面设置为饱和蒸汽 Water-vaporh2o;启动能量方程;使用 K-epsilon2 eqn方程。为了 得到更精确的计算结果,设置迭代次数为 1000 次。实际执行到 332 次时,CFD 软件已经计 算完成。 3.3 计算结果分析 图 5压力分布矢量图图6喷管轴线压力分布坐标图 电厂主蒸汽管道事故工况下,破损管道临界出口压力 p 远大于环境大气压力 p ,即 e l pp 。在满足拉伐尔喷管的力学条件和几何条件的情况下,主蒸汽在拉伐尔喷管的渐缩 el 段做一维定常等熵流动,流速连续变化到M1。在临界截面后的渐扩段继续膨胀,达到超 a 音速M1。由于 p p ,因此主蒸汽在渐扩段和主蒸汽管道内处于欠膨胀状态。 主蒸汽 a el 没有得到完全膨胀,其能量未充分发挥,即主蒸汽的内能未最大限度地转变为主蒸汽的动能。 主蒸汽会在管道破损处继续膨胀,直到主蒸汽压力等于环境大气压。同时可以看出外界大气 压强扰动不能逆向传导至喷管和主蒸汽管道内。 6 图 5 和图 6 显示结果表明,拉伐尔喷管内的压强,由入口的 6.69MPa降低至喉部的 3.61MPa 附近。在渐扩段至管道破损处,主蒸汽继续膨胀,直至环境大气压。主蒸汽的压力 随流场等势减弱。 4 结论 本篇文章论述了拉伐尔喷管在核电蒸汽发生器中的作用。先对拉伐尔喷管事故工况下的 流动特性进行计算,然后利用 CFD软件 Fluent 对事故工况下的喷管进行数值模拟。从结果分 析,计算结果与数值模拟结果具有很好的符合性。结论:拉伐尔喷管能有效低降低蒸汽发生 器二次侧回路的泄压速率,限制蒸汽发生器的出口流量,从而在第一时间阻止 U型管出现传 热恶化。 参考文献[1] 梁国伟等.临界流文丘里喷嘴流量计的原理与应用[J] .中国 计量学院学报, 2004, 153:186-190[2] ASME.Specification For Nikel Alloy Forgings SB-564 UNS06690[M].ASME Bolier And Pressure Vessel Code An International Code Part II Materials2004 186-190[3] RCC-M.Forged Or Rolled Class1,2and 3 Nickel-Chromium-Iron Alloy Parts M4102[M].Design And Construction Rules For Mechanical Components Of PWR Nuclear Islands Section II Materials2002 M4000:1-9[4] 西安交通大学,哈尔滨锅炉厂,中国科学技术情报 研究所重庆分所.大型电站锅炉锅内传热和水力特性 [M].重庆:科技文献出版社重庆分社, 1978, 130-131[5] 章利特,高铁瑜, 夏庆锋等.拉伐尔喷管内的准一维定常流动[OL] .中国科技在线, 2006, 047 飞机 APU进气系统设计方法与实践的研究 1 2 1 吴洪伟 吴琦 邓康耀 (1.上海交通大学机械与动力工程学院 2.霍尼韦尔中国有限公司) 摘要:辅助动力装置(APU)是一种小型涡轮发动机,具有改善发动机起动性能, 提高飞机自给 能力,降低地面设备使用费用,提高飞行安全性等诸多优点,因此在大型民用 飞机上得到广泛 应用。进气系统作为APU中主要系统之一,其设计性能直接决定了 APU 的运 行状态,以及引 气发电等性能是否能满足飞机的要求。本文通过对某大型商用飞机 APU 进 气系统的设计实践, 系统总结出进气系统设计的一般流程和方法,希望对以后类似飞机 APU 进 气系统设计提供参考 和帮助。 关键词:APU;大型商用飞机;进气系统; 设计方法The Research on General Design and Application of APU Inlet System1 2 1 Wu Hong-Wei Wu Qi Deng Kang-Yao 1. School of Mechanical Engineering Shanghai Jiaotong University 2. HoneywellAbstract: The Auxiliary Power Unit APU is a small gas turbine engine, and widely used in large civil aircraft due to the advantages of improving the performance of the main engine start and aircraft self-sufficiency, and reducing the cost of the use of ground equipment to improve flight safety. As one of the key subsystems, the design and performance of the inlet system will impact the APU operating performance and other aircraft systems’ needs, e.g. bleed air and generator loadsIn this paper, the general design process and methodology of APU inlet system is proposed based upon the design practice of APU inlet system of the certain developing commercial aircraftAnd the proposed process is expected to provide design guide for the others similar aircraft APU inlet system design Key Words: Auxiliary Power Unit; Big Commercial Aircraft; Inlet System; Design Methodology 8 引言 辅助动力装置(APU)是一种小型涡轮发动机,具有体积小、重量轻、寿命长、自身起 动时间短、能够同时输出轴功率和压缩空气、可以独立工作等特点,因此在军民用飞机上已 得到广泛应用,如军用战斗机、军用运输机、军用直升机、民用大型客机、民用公务机等等 [1] 。其大部分是专门设计的,也有一部分由涡桨发动机改装而成,一般装在机身最后段的尾 [1] 锥之内,在机身上方垂尾附近开有进气口,排气直接由尾锥后端的排气口排出 。APU 安装 包主要包括四大系统:进气系统、排气系统、悬挂系统以及废液排放系统。进气系统作为主 要系统之一,其性能设计优劣直接决定了APU是否能正常运行,以及性能是 否能满足飞机的 要求。 1 进气系统概述 据前所述,APU通常被安装在飞机的尾椎内,这主要基于以下考虑:从飞机总体布局角 度出发、尾锥处的空间可以得到充分的利用,尽量远离座舱给予乘客和机组人员更好的舒适 性(更低的噪声分贝)等。APU 进气系统主要用于引入新鲜的外部空气为发动机产生动力提 供气源,以及对APU发电机,润滑油冷却器等辅助动力系统舱内的附件进行冷却,保证APU 系统的正常工作。APU进气系统主要包括以下部件:进气口组件;进气道组件;在可开闭式 进气口组件中还包括进气门系统组件 (如图1所示) 。 图1 APU进气系统原理图在现有的大型飞机上,常用的两种进气口型式为:常开型进气口和可开闭式进气口(如 图 2 所示)。常开型进气口具有更简单的进气系统,更轻的重量和良好的维护性能。但会增 加飞行阻力,降低燃油经济性。而可开闭式进气口则使得更加自由的开合状态,满足不同工 况的 APU进气要求,减少飞机飞行中的阻力。本项目主要基于可开闭式进气口进行研究。进 气道的设计需要保证最小的进气流量损失、最少的进气阻力和较低的噪声,以满足 APU 性 能和飞机的要求。 9 图 2 典型的APU 进气口形式 3 进气系统的设计方法研究 基于系统概述所述,APU 进气系统需要提供足够的空气进入发动机压气机并用于冷却动 [1] 力舱(其中包括:润滑油冷却,APU 发电机冷却,及其成附件的冷却) 。在设计时主要考 虑以下关键因素: 1)尽量高的 APU进气恢复系数; 2)APU进气口和冷却口在地面工作时最小面积; 3)确保最少的飞行阻力; 4防止破冰时冰块的吸入,废液的吸入以及外部物体的进入破坏; 5保证进气门与飞控操作面的合理间隙,防止机械干涉。 图 3 设计流程图 结合设计关键因素以及设计经验,总结出进气系统设计流程,如图 3所示。首先,进气系统的正确安装是保证整个系统工作的前提。在设计的初期,安装的外部要 求需要考虑,包括:辅助动力系统安装包的结构要求,进气门的位置和形式要 求。系统装配 性是满足功能性要求的基本前提,特别是飞机结构,在设计初期需要在飞机的尾椎部位布置 整个安装包系统,在保证辅助动力系统功能的前提下优化布局达到合理的重量要求。 10 在保证进气系统装配性后,接下来将进行初步的半经验设计分析。通常利用数据库中的 经验数据比对模型的二维 CFD 的分析数据,来确认 我们的设计是否符合经验设计数据,主要是判断进 气口有合适空气恢复系数以及合适的空气阻力相关 系数(如图 4和图 5所示) 。在设计的最开始来判断 设计的合理性,防止设计时候走弯路。 然后判断在这个位置的进气口设计是否能保证APU 的正常工作?其中包括足够的进气量和进气压 图 4 进气阻力曲线 力。如果不能,则分析原因以及改善方法,对进气 口组件外形位置和进气道的形式进行改进,再进行二 维CFD分析。知道进气系统能够保证APU的正常工作。 如果可以的话可以进入到三维CFD分析阶段。三维CFD 分析是对进气系统更细节的分析。不仅需要进气口能 够满足 APU 进气还需要从整机的角度来考虑,其中包 括:是否有合理的装置使得外部物体或冰等不易被吸 入?在进气门系统工作的过程中是否会和飞控装置 干涉?如果这些要求都满足的话可以进行后续的详 图 5 进气口压力恢复曲线 细设计。 APU 进气系统的设计从进气管道最小的喉部面积 以及几何形状要求开始定义进气道的位置。进气道喉部面积主要基于 APU在地面工作时候能 保证发动机进气量满足要求。而进气道位置的布置主要考虑到这个位置处于较好的飞机外表 [1] 面压力区域内,具有较好的压力恢复系数;避开排液路线;并且外观上符合美学上要求 。 APU压气机的进气压力恢复系数要求来源APU的工作状态以及进气损失。 在某些情况下, APU的进气恢复系数只考虑 APU启动时的状态也是可行的。 在得到了进气要求的数据后,下一步开始定义飞行状态,这个定义基于极限飞行状态下 的参数。当 APU安装在飞机上飞行时,飞机在每个飞行姿态下,飞机的附面层厚度信息对进 气口的压力恢复系数也很关键。这个我们可以从 CFD分析和经验数据中取得。 把以上的信息参数结合已经定义好的进气管道喉部面积,导流槽高度,可以用来确定整 [1] 个的安装位置,几何外形和压力恢复系数 。 4 进气系统的设计实践 在大型商用飞机的辅助动力系统设计中,进气系统的设计很重要。不合理的进气门几何 外形和位置不仅会影响到辅助动力 系统的进气效率和冷却效果,而且会增加飞机的飞行阻 11 [1] 力,降低燃油经济性,并且会和飞控系统之间干涉 。APU 系统设计另一个问题在于:对于 大部分的大型商用飞机 APU动力舱位于飞机的尾椎部位。由于在尾椎部位飞机在飞行时附面 层比较厚,而 APU进气系统对于压力恢复系数这个参数的要求,使得在设计时很难选用固定 形式的进气口。辅助动力舱的主要零部件和如图 6所示。 图 6 辅助动力系统舱 在进气管道的设计中,综合考虑以上的设计要求。得出以下三种管道布置形式: 第一种设计: 进气管道布置在防火墙之前 2点钟方向上 这种布置方案由于在 2点钟方向上,垂尾在空中需要执行动作,考虑 APU空中应急开启, 进气门和进气管道的面积受到其运行轨迹限制,这种布置位置的有利点在于它能有效的降低 进气噪声,并且具有最少的尾气吸入风险。不利点在于增加了系统复杂程度,系统整体重量 和成本增加很大。并且和悬挂系统的布置方案干涉,使得悬挂系统可选用方案较少(如图 7 所示) 。 第二种设计方案: 进气管道布置在 12点钟方向上位于 82和 83结构框之间。 这种方案有大的进气恢复,重量最轻,成本最低。并且和悬挂系统具有良好的兼容性, 但具有比较高(可接受)的尾气吸入风险。关键是在进气道内加入蜂窝状降噪设备,可以很 好的满足对噪声的要求。不利点在于,当 APU空中应急开启时垂尾的摆动对进气气流的影响 存在一定的风险。这种方案综合性能较优(如图 7所示) 。 第三种设计方案: 进气管道布置在 1点钟方向上位于 83和 84结构框之间。 12 方案 一方案 二 方案 三 图 7 系统方案布局 这种设计方案不需要布置中间气舱,进气管道和中间气室在一起,管道也比较短,重量 较轻。并且对噪声的要求也能很好的满足,不利点在于如果有尾风时对尾气的吸入风险加大。 和悬挂系统的兼容性一般。平尾对进气气流的影响较大。 对以上三种方案,进行可行性权衡研究(如表 1所示)。 表 1 方案权衡研究 基础方案相比:0?4 差;5 中;6-10 优 方案 一 方案 二 方案 三 相关因素 权重 分数 加权分 分数 加权分 分数 加权分 进气系统效率 30 7 210 6 180 3 90 系统重量 25 3 75 6 150 7 175 系统可靠性 20 5 100 6 120 4 80 系统维护性 10 3 30 7 70 6 60 系统噪声 10 7 70 6 60 2 20 系统的安装要求 5 3 15 7 35 8 40 总分 100 500 615 465 从权衡研究分析可以看出,在整个系统方面。第二种方案比较优:进气管道布置在 12 点钟方向上位于 82和 83结构框之间。这种方案进气系统具有较大的进气效率,对整个系统 的整体功能有很大的提升,不仅可以减轻系统的重量,而且系统的维护性和 可靠性也得到了 很大的提高。尤其在噪声方面,可以大大降低系统的噪声。这样对机场的噪 声也有大的改善。 提高飞机的市场竞争力。 5 总结 APU 作为许多大型飞机的一个不可或缺的系统,在市场中的运用越 来越广泛。而进气系 统又是整个 APU装置的重要组成部分,在设计中我们需要考虑的情况很多, 将本文总结出的 设计方法和流程,运用到相似飞机 APU进气系统设计工作中可以大大提高 设计的效率,节省 设计成本,并保证设计方案最优化。 13 参考文献: [1] 金 中 平. 辅助动力装置及其标准发展综述. 航空标准化与质量, 19984[2] 李东杰.大型民机辅助动力装置关键技术. 中国航空动力机械研究 所.2007[3] E.A. Mossman and L.M. Randall. An Experimental Investigation of the Design Variables for NACA Submerged Duct Entrances. NACA RM-A7130, Jan. 1948[4] J.W. Slater, J.M. Abbott and //.icchi. Validation of WIND for a Series of Inlet FlowsAIAA-2002-0669,2002[5] D.L. Rodriguez. A 3D Multidisciplinary Design Method for Boundary Layer Ingesting InletsAIAA-2000-0424, 2000[6] A.H. Sacks and J.R. Spreiter. Theoretical Investigation of Submerged Inlets at LowSpeeds. NACA TN-2323, Aug. 195114 S781 白漆空间性能分析 1.2 1 2 张维丝 张会生 赵小翔 (1.上海交通大学;2.上海卫星工程研究所) 摘要 本文对应用在风云三号 A、B 星上 S781 热控涂层,通过卫星的遥测温 度数据反算 其太阳吸收率,以及在轨运行 5年来的退化值,为其他应用同种热控涂层航 天器热设计 提供参考。 关键词 热控涂层 卫星 太阳吸收率 在轨运行 退化 Space performance analysis on S781 thermal control coatings , 1 2 1 2 Weisi Zhang Huisheng Zhang Xiaoxiang Zhao 1. Shanghai Jiao Tong university, 2.Shanghai Institute of Satellite Engineering Abstract: This paper used in FY-3 A, B star on the S781 thermal control coatings, temperature data via satellite telemetry inverse of its solar absorption rate, as well as five years in orbit, the degradation of values for other applications the same kind of thermal control coatings Spacecraft thermal design reference. Keywords: thermal control coating, satellites, the absorption rate, orbiting, degradation 引言 FY-3A星于2008年5月27日从我国太原卫星发射基地发射入轨, 至2013年5月27日, 已在轨正常运行五年。FY-3B星于 2010年 11月 5 日发射入轨,至 2013年 5月 27日,已在 轨正常运行 2年多。 卫星由上海卫星工程研究所负责总体研制,采用三轴稳定的姿态控制方式;根据卫星热 控分系统的设计,卫星迎风板上布置了喷涂 S781白漆 LHPB辐射器,背面包覆多层隔热组 件,S781的底漆采用 F650白漆。 1 S781 的总装状态 LHPB辐射器表面喷涂 S781 白漆,LHPB辐射器通过钛合金螺钉+15mm 厚的玻璃钢隔 热垫片安装在迎风板上,迎风板的背面和侧面以及正面的边缘均包覆 15层多层隔热组件。 15 2 遥测数据的选取 热控分系统在迎风面的 LHPB辐射器上布置了遥测热敏电阻,获取了卫星在 不同时期 的 LHPB辐射器的温度数据。通过分析每轨的数据发现 LHP 辐射器的温度 在光照期有 3~4 分钟时间温度保持稳定,如图 1所示。 20 0 -20 -40 -60 -80 19:00 19:20 19:40 20:00 20:20 20:40 21:00 21:20 21:40 22:00 22:20 22:40 0-2 -4 -6 -8 -10 -12 -14 -16 20:02 20:04 20:06 20:08 20:10 20:12 20:14 20:16 20:18 20:20 20:22 图 1 FY-3A星 2010年 12 月 1 日温度遥测曲线 通过建立模型,分析 2010年 12月 1 日 LHPB辐射器的温度,结果见图 2。 可以看出, 计算温度与遥测温度趋势相同,分析结果显示温度在峰值附近的几分钟温度 基本平稳,可以 用能量平衡反推出 S781 白漆的太阳吸收率。 10 遥测温度 0 计算温度 -10 -20 -30 -40 -50 -60 -70 -80 5000 6000 7000 8000 9000 10000 11000 12000 13000 时 间 s图 2 FY-3A星 2010年 12 月 1 日遥测温度与计算温度 卫星在轨运行 5年多时间,其间获取的遥测数据量非常多,在处理这些遥测 数据时,采 16 ? 遥测温度 温度? 用每天取其中的一个峰值稳定数据,绘制 LHPB辐射器遥测温度曲线,见图 3。 图 3 FY-3A星 LHPB辐射器温度遥测曲线 3 遥测数据的处理 3.1 热平衡关系 物体与周围环境之间的换热关系均可以认为导热、辐射和对流换热三种形式;卫星在真 空度极高的太空中飞行,对流换热不予考虑,仅考虑导热和辐射换热。 3.1.1 导热 由于 LHPB辐射器通过钛合金螺钉+15mm厚的玻璃钢隔热垫片安装在迎风板上,不考虑 LHPB辐射器与迎风板之间的导热换热。 LHP的管路外表面包覆了多层隔热组件,可以忽略管路与 LHPB辐射器间的导热换热。 LHP在轨运行时并未开启运行,加上管路较长,可以不考虑 LHPB辐射器通过管路与星 体间的导热换热。 3.1.2 辐射 LHPB辐射器安装在星体的迎风面上,星体的其他突出物及和形状都比较小,不考虑星 体突出物与 LHPB辐射器之间的辐射换热。 迎风板背面和侧面包覆多层隔热组件,如果不考虑多层的漏热,迎风板的温度主要受 LHPB辐射器温度的影响,可以认为迎风板为 LHPB辐射器的一个附加热容。因此可以不 考虑迎风板与 LHPB辐射器之间的辐射换热。 3.1.3 空间热流 卫星在太空中运行,不可避免地受到太阳光的照射、地球对太阳光的反射和地球红外辐 射。 3.1.4 热平衡方程 热平衡方程如公式?: 17 4 α *φ *S+α *φ *E +ε *φ *E ε σ*T …………………………………………? S 1 S 2 r0 h 3 i0 h 式中:S为太阳常数,每天的值根据 WMO参考数据选取; αS为 S781 的太阳吸收率; φ 为太阳对LHPB辐射器的角系数; 1 Er0为地球表面太阳反射强度,取地球平均反射率 α0.30; φ 为地球反射对 LHPB辐射器的角系数; 2 2 Ei0为地球表面平均红外辐射强度,取 Ei0 220W/m ; φ 为地球红外辐射对 LHPB辐射器的角系数; 3 ε 为 S781 的半球向红外辐射率,取 ε 0.68; h h -8 2 4 σ 为斯-玻常数,σ5.67*10 W/m ?K ; T为 LHPB辐射器的温度,单位为 K。 3.2 外热流角系数的计算 3.2.1 太阳辐射角系数φ1、地球反射角系数φ2的计算 太阳辐射角系数 φ1、地球反射角系数 φ2的计算比较复杂,由于不同日期, 稳定温度 出现的时间不同,LHPB辐射器相对与太阳、地球的位置也不同。 当 β 角固定时,不管任何日期稳定温度出现的时间与出地影的时间间隔就 是固定的, 此时 LHPB辐射器相对与太阳、地球的位置也是固定的,因此 φ1、φ2仅由 β 角决定,本 文根据此规律,分别计算不同 β 角时的 φ 、φ ,见图 5,未计算的角度根据插值得出。 1 2图 5 不同 β角时 φ1、 φ2的变化曲线 3.2.2 地球红外辐射角系数φ3 的计算 LHPB辐射器相对地球位置固定不变,因此地球红外辐射角系数也固定不变。本文采用 TMG热分析软件进行计算,得到地球红外辐射角系数 φ 0.128。 3 18 3.3 S781 太阳吸收率的计算 根据以往热控涂层的辐照试验的经验,热控涂层的半球向红外发射率基本保持不变;按 照本文的公式 1,推算得出: 4 α ε σ*T -φ *E /φ *S+φ *E ……………………………………………? S h 3 i0 1 2 r0 将上面取得的各个参数和 LHPB辐射器每天的稳定温度代入公式 2,得到 S781 太阳吸 收率的退化曲线,见图 6。 图 6 S781太阳吸收系数 αS的退化曲线 4 S781 太阳吸收率退化数据分析 4.1 初期偏差分析 通过图 6 的曲线可以看出,卫星入轨初期,S781 的太阳吸收率已经达到了 0.21,较地 面的测试值 0.17 有了较大的变化;针对这一现象,分析认为有以下几点因素:?地面测试 设备测试太阳吸收率 α 时,测试的角度均是垂直于热控涂层表面,即灯光与热控涂层表面 S 呈 90?角;而卫星在轨运行时,太阳光与热控涂层表面均呈一定的角度,造成地面测试与 在轨运行数据的差别;?在实验室测试时,热控涂层表面均为清洁表面,不存在污染问题, 即使有污染,在测试时也会进行清洁处理;而在卫星上,尤其在卫星发射前 2小时,卫星周 围的环境一般无法进行控制,可能会有粉尘污染;?卫星入轨后,进入高真空环境,星上的 材料均存在一定的真空挥发,同时也存在有一定数量的可凝挥发物,S781 处于卫星的最外 表面,温度较低,可凝挥发物将凝结在 S781表面,造成太阳吸收率上升;?S781 在入轨初 期,存在辐照前期退化严重,造成入轨后的测得的太阳吸收率偏大。 4.2 太阳吸收率αs 退化分析 通过 S781太阳吸收率 α 天退化量曲线(图 6)可以看出,S781的太阳吸收率 α 与在 s s 轨时间长短有关,前期退化严重,在轨时间越长,太阳吸收率 αs退化速度越缓慢。第一年 19 的α 退化量为 0.05,其中前 50 天 α 退化量为 0.02,第二年 α 退化量为 0.02,后几年 s s s 每年 α 退化量为 0.01。 s S781 的太阳吸收率退化后,不会有恢复的现象,但分析结果中第三年的数据中局部区 域有明显太阳吸收率减小的情况,分析其原因主要有:?本文计算中的地球红外辐射强度和 地球反照率均取固定值,而实际上地球红外辐射和地球反照率是变化的;?前两年的数据也 有相同的波动趋势,只是涂层退化量的影响超过了地球红外辐射与地球反照率变化的影响, 因此,随着涂层退化速度变缓慢后者的影响就凸显出来了。 为分析第一年的退化情况,同时减小地球红外辐射与地球反照率变化对涂层 退化的影 响,对比分析第一年和第三年相同日期的退化数据,对比结果如图 8所示。 由图可以看出, 在入轨的第一年中前 50天相对退化量曲线很陡,后面曲线基本保持稳定下 降。 2010-5-1 2010-8-1 2010-11-1 2011-2-1 2011-5-1 0.34 0.08 第一年吸收率 相对变 化量 第三年吸收率 0.32 0.07 0.30 0.06 0.28 0.05 0.26 0.04 0.24 0.03 0.22 0.20 0.02 2008-5-27 2008-7-27 2008-9-27 2008-11-27 2009-1-27 2009-3-27 2009-5-27 时间图 8 FY-3 A星第一年与第三年太阳吸收率退化情况对比 用相同的方法计算出 FY-3B 星 S781 的太阳吸收率退化情况,并与相同日期的 FY-3A 星 的数据进行对比分析,结果如图 9 所示。由图 9 可以看出,FY-3B 星 S781 前 7 个月的太阳 吸收率退化趋势与 FY-3A星的相同,前 50天 αs退化量为 0.03,较 FY-3A 星退化更严重。 0.34 0.08 FY-3B星吸收率 FY-3B星相对退化量 FY-3A星吸收率 0.32 0.07 0.30 0.06 0.28 0.05 0.26 0.04 0.24 0.03 0.22 0.20 0.02 2010-11-5 2010-12-5 2011-1-5 2011-2-5 2011-3-5 2011-4-5 2011-5-5 时间图 9 FY-3 A、B星太阳吸收率退化情况对比 20 吸收率 吸收率 相对退化量 相对退化量