[发明专利]一种用于液氢空间在轨管理地面真空试验绝热支撑工装系统

说明书

本发明公开了一种用于液氢空间在轨管理地面真空试验绝热支撑工装系统。所述的绝热支撑工装系统由聚酰亚胺紧固螺母2、聚酰亚胺支撑件3、不锈钢连接螺钉4、不锈钢连接套环5、20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件6、真空放气微孔7、不锈钢支撑管8、液氮隔热夹套9、聚酰亚胺紧固件10、不锈钢支撑结构底座11、环氧树脂隔热板12组成。通过聚酰亚胺支撑件、利用聚酰亚胺紧固螺母和聚酰亚胺紧固件的低导热系数，以及聚酰亚胺支撑件沟槽型结构减少接触面积，通过不锈钢支撑管的圆形薄壁结构减少导热面积，通过液氮夹套的液氮温度降低导热温差，利用液氮结构位置综合降低导热长度，的低导热系数，综合实现导热量大幅度降低；通过20层聚酰亚胺镀铝发射膜绝热包覆件削弱热辐射漏热；使支撑管内真空度与真空舱内真空度10‑3Pa和不锈钢支撑管上的真空放气微孔放气，消除了对流漏热的影响，使得绝热支撑工装系统的漏热降低到一个极低值，做到真正的“超级绝热”。

技术领域

本发明涉及绝热支撑工装结构系统，用于运载火箭、空间飞船、深空探测器、空间站、空间补给站等空间飞行器液氢推进剂空间在轨关键技术地面真空验证试验使用，属于低温推进剂在轨管理地面试验工程应用领域。

背景技术

基于液氢高比冲、无毒、生命保障等特性，国内外的未来空间站、深空探测、载人登月/登火、液氢天基补给站等周期较长的空间任务，都对液氢的空间应用提出了需求。而液氢具有低沸点20.4K、窄液相温区(20.4K～32.9K)、低密度71kg/m³等特点，在面临运载火箭三子级3～7天在轨滑行、载人登月20～30天在轨时间、载人探火1～2年空间飞行时间、以及长年在轨补给等空间任务需求时，空间辐射和飞行器系统内导热等漏热极易导致液氢的汽化损失，因此需要开展空间在轨关键技术包括被动绝热蒸发、主动绝热蒸发、热力学排放、液氢介质空间分离捕获、空间补加等地面真空验证试验研究。液氢空间在轨管理地面真空试验中，试验所用氢箱贮箱系统需要通过支撑工装安装在试验真空舱内；在真空度优于1.3×10^-3Pa下，试验涉及到的液氢贮箱系统贮箱容积一般为(1～100)m³，其总漏热相应在(4～120)W；在开展地面真空验证试验时，需要尽量消除试验边界条件对氢箱贮箱系统总漏热的影响，试验工艺系统引入的附加漏热应控制在总漏热的30％以下，相应的支撑工装系统漏热应控制在5％以下。缩比试验中，常采取的1.0m³的液氢贮箱，支撑工装系统的4根支撑连接总漏热要控制在0.2W以下，每根支撑连接的漏热仅为0.05W，在支撑工装温差250K，该漏热值是非常低得。因此，对于支撑工装，既要确保支撑结构刚度和强度，又要确保微热量控制，需要设计一套绝热支撑工装系统，满足氢箱支撑和漏热控制指标要求。

发明内容

本发明提供了一种可以用于液氢空间在轨管理地面真空试验中氢箱支撑并且漏热控制的绝热支撑工装系统。

支撑工装系统的漏热是通过热传递进行的，而热传递的途径有三个方式：导热、热辐射、对流。导热的计算表达式如(1)所示，热辐射的计算表达式如(2)所示，对流的计算表达式如(3)所示。在液氢贮箱空间在轨管理地面真空验证试验中，氢箱的支撑工装系统不可避免要发生上述三种途径的附加漏热，因此必须从热传递的各个因素和环节进行控制，才能降低附加漏热的影响。

Q₃＝A₃hΔt (3)

上述公式中，Q₁为导热量，Q₂为热辐射热量，Q₃为热辐射热量，为支撑导热系数，A₁为导热面积，ΔT为导热温差，ε为物体发射率，A₂为辐射接收面积，σ为黑体辐射系数，T₁为物体表面温度，T₂为真空舱环境温度，A₃为对流面积，h为对流换热系数，Δt为对流温差。