运载火箭超临界氦贮罐内支撑结构研究

邢力超 许 光 郑茂琦 徐珊珊 张立强

(1 北京宇航系统工程研究所 北京 100076)

(2 深低温技术研究北京市重点实验室 北京 100076)

1 引言

随着中国航天领域的不断发展,运载火箭的重型化及长期在轨能力需求不断增加,使得火箭增压系统需要携带的气量越来越大,传统的增压方式如冷氦增压、自生增压、常温气体增压方案已很难满足新的需求。超临界氦增压系统以低压状态贮存液氦,贮存密度约为常温氦气的8 倍,因而它具有系统结构紧凑、质量轻等优点,并且避免了高压贮存,增加了火箭的安全性。因此,超临界氦增压技术受到重型运载、深空探测型号的格外关注[1]。

液氦贮罐是超临界氦增压系统的核心部件,其内部贮存液氦,工作温度为4.2K,工作压力为2 MPa,因此液氦贮罐要具有高绝热、高强度和良好的振动环境适应性,还要尽可能的实现轻量化设计。高绝热性能保证了贮罐在液氦加注后的待发时间,决定其内部压力和温度上升所允许的范围;其高强度和良好的振动环境适应性说明了贮罐要具有良好的承受静态和动态载荷能力,保证在加注后及飞行振动环境下正常工作。由于液氦贮罐多采用高真空绝热结构,需要在真空外壳和贮存液氦的内壳间设置支撑结构。支撑结构要具有低漏热、高强度及抗振性,因此支撑结构设计是超临界氦贮罐设计的关键技术,本文拟对空间应用的液氦贮罐支撑结构进行介绍,设计重型运载火箭超临界氦贮罐内支撑结构形式,通过仿真分析手段验证内支撑结构方案的可行性。

2 空间低温容器支撑结构应用情况

自1960 年开始,国际宇航、深空探测领域针对深低温容器进行了探索性的研制工作,如欧空局阿里安V(Ariane V)火箭应用了超临界氦贮罐,此外,部分深空探测器也采用超临界氦甚至超流氦用于敏感元件冷却,如IBSS、ISO、SIRTF、Herschel 空间探测器等。这些空间应用的低温贮罐均为高真空绝热结构,其内、外壳支撑结构的设计必须在保证结构强度前提下满足低漏热要求。

阿里安V 火箭上的超临界氦贮罐内容器通过两个镍基高温合金材料制成的柱状支撑结构与外壳连接,该支撑结构考虑了力学和热力学设计,保证支撑结构具有抗翘曲变形的最小厚度,且通过热传导输入的热量降到最低限度。另外,上部的支撑结构采用中空形式,便于超临界氦贮罐的加注管、增压管及传感器导线的布置[2],具体支撑结构如图1 所示。

图1 阿里安V 超临界氦贮罐支撑结构Fig.1 Inner supporting structure in supercritical helium tank of Ariane V

英国的詹姆斯-克拉克-麦克斯韦望远镜(JCMT)1 K 温区贮箱的冷链悬吊系统应用了芳族聚酰胺纤维增强复合材料(凯夫拉纤维)支撑技术,该支撑结构为mK 温区的设备提供支撑,使其与1 K 的外壁形成绝热固定,支撑结构如图2 所示。通过热负载监测结果表明该支撑结构漏热仅占总热量的2%[3]。

图2 JCMT 系统的凯夫拉支撑带悬吊技术Fig.2 Kevlar Suspension parts of JCMT

NASA 的格林研究中心(GRC)为了实现空间用支撑结构在保证强度的基础上达到最小漏热的需求,开展了被动在轨非连接支撑结构(PODS)研究[4],如图3 所示。该支撑结构在载荷较大工况时,如火箭起飞阶段,支撑柱承载被压缩,载荷和热量通过粗壮的碳纤维复合材料管构件进行传递,传递路径较短,这样可满足短期对支撑结构强度的要求;而在载荷变小时,如空间的自由飞行阶段,支撑结构被拉长,销不再接触杆,载荷和热量通过小直径的碳纤维复合材料管进行传递,传递路径长,这样可实现长期在轨的最小漏热量。通过系统运行测试,表明该支撑结构漏热减小了90%,PODS 已经成功应用于地球探测器B(Gravity Probe-B)项目。

图3 PODS 支撑柱结构图Fig.3 Structure composition of PODS

另外,“红外背景信号测量(IBSS)”卫星、“宇宙背景探测者(COBE)” 卫星[5]、“红外天文望远 镜(IRAS)”系统上[6]均使用了超流氦贮箱。为了减少超流氦贮箱的漏热,支撑系统由固定在外壳上的钛制张力调整机构、固定在内箱外部的钛制夹具和多根张力索组成。每根张力索由多个支撑带连接而成,支撑带之间采用钛制螺栓连接,将液氦内箱和绝热屏悬置固定于真空外壳内部。由于接触面积非常小,这种方式可以最大限度的降低内外层之间的热传导,图4 为该真空悬置装置结构图。

图4 IBSS 的低温真空容器悬置装置Fig.4 Tension strap support configuration of IBSS

3 低温容器内支撑结构设计原则

对于空间应用的低温贮罐,其内部贮存低温介质的容器都必须通过支撑结构部件与处于环境温度的外壳相连接,该支撑结构工作在复杂的力热环境中,其设计的基本原则如下:

(1)足够的支撑强度和抗振性能。贮罐需要承受火箭飞行的恶劣振动环境,其对强度、抗振性能的要求较高。另外,贮罐加注后支撑件受冷后收缩变形,其形成较大的附加热应力,应采取一定的措施加以改善。例如采用支撑结构一端固定,另一端不固定的形式。

(2)良好的绝热性能。真空低温贮罐漏热包括绝热体综合漏热及容器支撑结构、颈管、管道等机械构件的漏热。从以往低温压力容器数据调研中可知,一个结构良好的低温容器通过机械构件的漏热不应超过总漏热的30%—50%,因此支撑形式设计好坏将严重影响容器的绝热性能。

(3)较轻的结构重量。对于空间应用的低温贮罐的支撑材料应具有较轻的结构质量,以提高结构效率,降低发射成本。选用的材料在考虑力学性能和绝热性能的同时,还要关注轻量化性能。

(4)较高的可靠性。如果贮罐内支撑结构发生破坏,会导致贮罐泄漏、爆炸等严重后果,因此贮罐内支撑结构设计完成后要通过充分的静力学、动力学及热力学分析,改进薄弱部位,同时要通过地面试验来验证方案的可行性,提高贮罐的可靠性。

3.1 支撑结构的材料选择

低温系统上使用的支撑结构要兼顾良好的强度、绝热性能和较轻的重量,常用λ/σ(导热系数/强度)、λ/E(导热系数/模量)、σ/ρ(强度/密度)和E/ρ(模量/密度)等参数表征材料的性能。其中,λ/σ和λ/E越低表明材料在保证有效强度下通过材料的热传导的漏热量越小;σ/ρ和E/ρ越高表明在保证有效强度下材料重量越轻。据此,低温系统中可选用不锈钢、钛合金、高温合金等金属材料或凯夫拉纤维、玻璃钢、聚四氟乙烯等非金属作为支撑结构。由于一般非金属材料约是金属材料导热系数的十分之一,如果强度允许,深低温情况下支撑元件使用的材料可以选用纤维增强复合材料等非金属材料。刘康等对支撑结构常用的金属材料和非金属材料进行了介绍,重点对纤维复合材料进行了试验和理论研究[7]。

3.2 支撑结构形式

支撑带和支撑管(柱)作为支撑结构元件被广泛的应用于低温系统中。一般根据支撑作用的方式来进行选择,支撑带主要承受拉伸载荷,而支承管(柱)主要承受压缩载荷。

3.2.1 支撑带

低温系统上应用的支撑带通常为复合材料,由纤维结合树脂后绕型芯轴单向缠绕成型。单向纤维缠绕的复合材料支撑带可在纵向上提供更高的强度和刚度性能,该类型支撑带常用于核磁共振元件、杜瓦以及航天器设备的支撑。支撑系统一般设置6 至8条支撑带,安装在不同角度以平衡常、低温结构间的作用力,常、低温结构上采用线轴或承载销进行固定。在空间结构允许下,应尽可能加长支撑带,以增大常、低温结构间的传热路径[8]。采用支撑带结构的低温容器可参见图5 所示。

图5 低温系统中支撑带结构形式示意图Fig.5 Sketch of straps in cryogenic system

3.2.2 支撑管(柱)

考虑到结构重量因素,空间低温容器采用的支撑管(柱)材料多为钛合金或复合材料制成。其中纤维复合材料支撑管(柱)的成型方式有缠绕成型、定方向拉挤成型及高压层压成型等方式,采用支撑管(柱)结构的低温容器可参见图6[8]。另外,PODS 支撑结构能对不同工况下所需要的强度及漏热量进行适应性调整,不但漏热低、重量较同等作用的支撑结构轻,是一种先进的支撑管(柱)结构。

图6 低温系统中支撑管结构形式示意图Fig.6 Sketch of strut in cryogenic system

4 超临界氦贮罐内支撑结构设计

中国重型运载火箭拟应用超临界氦贮罐进行增压,根据增压量需求其贮罐有效容积为1 000 L,工作压力2 MPa,待发时间(指加注液氦后漏热作用下容器内压力升至保险阀打开的时间)为24 h,结构质量要求小于200 kg。该贮罐拟采用双层真空多层绝热形式保证高绝热性能,并且需要设计合适的内支撑形式,一方面确保在火箭飞行振动环境下可靠工作,不出现强度破坏、疲劳破坏等问题;还需要对支撑结构漏热进行严格控制,确保漏热量满足待发时间要求;同样,还需要考虑贮罐外形尺寸的约束以及内支撑结构的加工及装配的工艺性。鉴于超临界氦贮罐工作时间为发射前的加注阶段至火箭飞行后级间分离阶段,贮罐工作时间相比深空探测等长期在轨应用的时间短;另外,在火箭飞行过程中,承载一定质量液氦的内壳会随振动发生晃动的情况,因此超临界氦贮罐内支撑采用能够承受压缩和拉伸载荷的柱式支撑结构,支撑柱采用钛合金材料,结构简单,工艺性好,成熟度高。采用8 根支撑柱分上、下两组对贮罐内外壳提供支撑作用,具体结构如图7 所示。贮罐内、外壳体均采用钛合金材料,内壳体直径为1 300 mm,厚度为1.2 mm;外壳直径为1 500 mm,壳体厚度为1 mm。支撑结构单根支撑柱长度470 mm,直径为17 mm。在支撑柱与支座之间设置玻璃钢垫块,增加支撑结构内的接触热阻,同时来补偿液氦加注后的材料变形。

图7 超临界贮罐支撑结构图Fig.7 Supporting structure of supercritical helium tank

4.1 强度及抗振性能分析

采用有限元方法对内壳体及支撑结构进行静强度和振动强度分析,贮罐内壳承受2 MPa 内压及4 K的温度场,并将贮存的液氦质量等效到内壳体上,超临界氦贮罐支撑结构静强度分析结果如图8 所示。最大应力分布在内壳体连接支撑结构的凸台根部,应力数值为546.6 MPa。在总均方根加速度为26.36 g随机振动工况下,最大均方根应力出现在支撑结构凸台根部,应力值为987.5 MPa,如图9 所示。钛合金的屈服强度为1 700 MPa(温度4.2 K),贮罐的支撑结构及内壳体在承载最大的部位均未达到所用材料的许用应力(屈服强度除以安全系数,安全系数一般取1.5),满足超临界贮罐的强度要求。

图8 静载下的应力分布云图Fig.8 Stress cloud chart of static loading

图9 随机振动下应力云图Fig.9 RMS stress cloud chart of random vibration

4.2 绝热性能分析

超临界氦贮罐的总漏热包括辐射漏热、真空层内残留气体漏热、管道及支撑等内外壳连接结构带来的传导漏热。贮罐容积及结构形式确定后,前两项的漏热量基本一致,选用不同形式的支撑结构,漏热量将差别很大。

超临界氦贮罐要求待发时间24 h,其内部压力不能超过2 MPa,温度不能超过8.6 K,可确定液氦贮罐的最大允许漏热。贮罐的允许漏热量由罐内氦的最终和最初状态的内能差决定。假设贮罐初始承装4.2 K/0.1 MPa 的液氦,最终状态为8.6 K/2 MPa。计算容积1 000 L 贮罐允许漏热量应小于1 776.2 kJ,这要求超临界氦贮罐漏热不能超过20.6 W。

该超临界氦贮罐支撑结构的热阻由钛合金支撑柱及支座间的玻璃钢垫块组成,由于安装后玻璃钢垫块的接触复杂,本文忽略了玻璃钢垫块热阻影响,计算最恶劣的漏热情况,支撑结构漏热量可以通过导热公式(1)进行计算:

式中:λ(t)为支撑材料的导热系数,W/(m·K),钛合金在4.2 K 下的导热系数为0.2 W/(m·K),293 K 下的导热系数为8 W/(m·K),假设钛合金材料的导热系数随温度变化呈线性分布;L为支撑结构长度,m;A为支撑结构截面积,m2;tw1、tw2为外壳、内壳温度,K。

根据式(1)计算得到单根漏热量为:Φs=0.57 W。

8 根支撑结构的总漏热量为:Φsz=0.57 × 8=4.56 W。相比允许的总漏热量20.6 W,支撑结构的漏热量占比22%,表明其绝热性能良好。

5 结论

针对运载火箭超临界氦贮罐内支撑结构的高强度、抗振性和低漏热性能的要求,对国内外空间用低温容器支撑结构进行了介绍,总结了空间用贮罐内支撑结构设计原则,并对重型运载火箭超临界贮罐内支撑结构进行了设计,分析了贮罐内支撑结构的静强度、抗振性能及绝热性能,表明该支撑方案可满足设计要求,后续还需要通过试验对支撑方案进行验证和优化,为产品的工程应用提供技术基础。