CN110513934A - 适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，包括液氮支路(1)、热沉冷板(2)、液氮进口(3)、氮气出口(4)、低温阀(10)以及引射系统，所述液氮进口(3)依次连接液氮支路(1)、氮气出口(4)，所述液氮支路(1)布置在热沉冷板(2)上，所述液氮进口(3)通过低温阀(10)控制开关及流量，所述引射系统设置在液氮支路(1)与氮气出口(4)之间。本发明可以在不暂停宇航产品环境模试验的情况下自动消除气堵，可有效提高试验效率，降低试验成本。本发明可以根据实际情况开启不同的气堵消除模式，能够覆盖大多数气堵情况。

Description

适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构

技术领域

本发明涉及系统流程及装置，具体地涉及一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构。

背景技术

宇航产品环境模拟试验主要目的是通过模拟太空黑冷环境验证产品可靠性，宇航环境模拟设备是承担宇航产品环境模拟试验的主体。宇航环境模拟设备一般由真空系统、真空容器及真空容器内的热沉组成，一般通过热沉模拟太空冷黑背景。热沉由外侧进出口管路、液氮支路和内侧冷板组成，如图1所示，原理是通过在管路内通入液氮提供-196℃的冷背景，通过在热沉冷板和管路表面喷涂黑色热控涂层模拟宇宙近似黑体的背景。液氮支路以并联的方式接在液氮进口和出口管路，支路数量在几十至几百支。通过长期的试验实践发现，在通入液氮初期热沉管路容易出现局部气堵，具体表现为局部支路内充满气态氮，液氮无法有效流通，导致热沉局部温度较高，热沉温差较大，无法满足试验需要，且该种现象在无有效干预的情况下将持续存在，致使试验无法继续。导致气堵的原因是不同的支路由于所在位置和加工工艺的差异，散热量和静压压差并不相同，部分支路在通入液氮的初期散热量较大，其内部汽化较为剧烈，甚至完全汽化，汽化后的液氮变为氮气，流体体积增大压力升高，当压力升高接近支路进出口静压后氮气将在支路内停滞，阻止液氮的流通，气堵形成。目前解决气堵的方法分为两类：重新通入液氮法和重启试验过程，重新通入液氮法是：暂停试验并关停液氮供给，待热沉内液氮完全汽化温度升至一定温度后再重新通入液氮，重新通入液氮后存在仍然无法消除气堵的现象，有时需要反复实施直至气堵消失；重启试验过程法是：暂停试验并关停液氮供给，待热沉温度升至室温后罐内复压，将试验回复至初始状态，然后重新进行试验，该方法仍然存在一次无法彻底解决问题的可能。因此，目前气堵问题对宇航产品环境模拟试验产生了影响，现有的处理方法不仅降低了宇航产品环境模拟试验的效率还增大了试验过程的不确定风险，试验过程可靠性降低。

公开号为CN103388948B的专利文献公开了一种液氮冷氦双介质耦合热沉，其为密闭的圆筒形，包括液氮冷却管网、冷氦气冷却管网、铜翅片和电加热器，铜翅片连接液氮冷却管网和冷氦气冷却管网并与液氮冷却管网和冷氦气冷却管网共同形成液氮冷氦双介质耦合热沉的筒体，电加热器均匀分布在铜翅片上。该发明通过液氮冷却管网和冷氦气冷却管网的嵌套耦合，液氮和冷氦气两种制冷介质独立工作，能顺利完成两者功能的切换，实现从液氮温区到低温气氦温区的过渡。并且，该发明的两介质管路的并行交错、双流道的设计可避免单一流道介质排空切换带来的流程复杂、安全性降低、容易出现温区过渡不连续及冷量浪费的情况。但是该发明没有考虑到氮气在管路中的气堵问题，致使环境模拟试验无法顺利进行。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构。

根据本发明提供的一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，包括液氮支路、热沉冷板、液氮进口、氮气出口、低温阀以及引射系统，所述液氮进口依次连接液氮支路、氮气出口，所述液氮支路布置在热沉冷板上，所述液氮进口通过低温阀控制开关及流量，所述引射系统设置在液氮支路与氮气出口之间。

优选地，所述引射系统包括高压介质进口、电磁阀、引射器以及电动调节阀，所述引射器的引射口连接液氮支路，引射器的出口连接氮气出口，引射器的工作气入口连接高压介质进口，高压介质进口通过电磁阀、电动调节阀控制开关及流量。

优选地，所述高压介质进口通入的高压介质为高压氮气或高压干燥空气，所述高压介质的气源压力不低于2MP，高压介质的气源流量不低于150L/min。

优选地，所述引射器能够耐受低温在液氮温区内工作，引射器的引射比不小于0.5，引射器的引射口极限真空度不低于500Pa，引射器耐压不低于1MPa。

优选地，所述引射器的引射口压力大小以及疏通气堵的强度通过调节高压介质进口通入的高压介质的流量进行控制；所述高压介质的流量通过电磁阀和/或电动调节阀来调节。

优选地，所述电动调节阀采用开度连续可调的电动阀门，耐受压力不低于4MPa；所述低温阀能够在液氮温区下工作，所述电磁阀耐受压力不低于4MPa。

优选地，所述引射系统还包括控制系统、温度传感器，所述温度传感器设置在测温点上，所述测温点位于液氮支路之间的热沉冷板上，所述控制系统根据温度传感器测量的温度判断是否发生气堵并根据相应的情况调节电磁阀、电动调节阀：

当液氮通入时间大于30min后且热沉冷板表面局部温度高于热沉冷板平均温度50℃以上，控制系统判断局部发生了气堵，此时，控制系统将打开电磁阀并将电动调节阀调节到设定的位置；当热沉冷板表面温差缩小至10℃以内后，气堵现象即消除，引射器再持续通入高压介质一段时间后关闭电磁阀和电动调节阀；

当液氮通入时间大于30min后，热沉冷板表面温差小于10℃，控制系统判断未发生气堵，电磁阀、电动调节阀处于关闭状态。

优选地，当将电磁阀、电动调节阀的开度调到最大，即通入引射器的高压介质流量为最大时，无法消除气堵的情况，控制系统或人工将液氮进口管路上的低温阀关闭，待热沉冷板表面温度趋于一致后再开启低温阀重新通入液氮。

优选地，所述控制系统包括PID控制器，对于引射器停止高压介质通入后气堵区域重新出现而需要全程开启引射器的情况，控制系统以热沉冷板表面所测平均温度为目标通过PID控制器调节电动调节阀开度。

优选地，所述引射系统包括如下任一种或任多种工作模式：

-自动模式，通过温度传感器反馈信号自动短时开启；

-持续工作模式，控制系统以气堵区域所测温度为目标，通过PID控制器调节电动调节阀开度；

-手动模式，通过手动关停低温阀增强引射器的引射效果。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明可以在不暂停宇航产品环境模试验的情况下自动消除气堵，可有效提高试验效率，降低试验成本。

2、本发明气堵消除过程不涉及到回温复压，不需要将试验恢复至初始状态，提升了试验的可靠性。

3、本发明可以根据实际情况开启不同的气堵消除模式，能够覆盖大多数气堵情况。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为常规热沉结构示意图。

图2为本发明热沉液氮支路分区布置时的热沉气堵疏通结构。

图3为本发明热沉液氮支路一体布置时的热沉气堵疏通结构。

图中示出：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

根据本发明一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，如图2或3所示，包括液氮支路1、热沉冷板2、液氮进口3、氮气出口4、低温阀10以及引射系统，所述液氮进口3依次连接液氮支路1、氮气出口4，所述液氮支路1布置在热沉冷板2上，所述液氮进口3通过低温阀10控制开关及流量，所述引射系统设置在液氮支路1与氮气出口4之间。优选地，所述低温阀10采用低温球阀。

所述引射系统包括高压介质进口5、电磁阀6、引射器7以及电动调节阀8，所述引射器7的引射口连接液氮支路1，引射器7的出口连接氮气出口4，引射器7的工作气入口连接高压介质进口5，高压介质进口5通过电磁阀6、电动调节阀8控制开关及流量。所述引射口即引射器7低压侧入口，连接液氮支路1的出口。所述高压介质进口5通入的高压介质为高压氮气或高压干燥空气，所述高压介质的气源压力不低于2MP，高压介质的气源流量不低于150L/min。所述引射器7能够耐受低温在液氮温区内工作，引射器7的引射比不小于0.5，引射器7的引射口极限真空度不低于500Pa，引射器7耐压不低于1MPa。所述引射器7的引射口压力(即液氮支路1支管出口的压力)大小以及疏通气堵的强度通过调节高压介质进口5通入的高压介质的流量进行控制；所述高压介质的流量通过电磁阀6和/或电动调节阀8来调节。所述电动调节阀8采用开度连续可调的电动阀门，耐受压力不低于4MPa；所述低温阀10能够在液氮温区下工作，所述电磁阀6耐受压力不低于4MPa。

所述引射系统还包括控制系统、温度传感器，所述温度传感器设置在测温点9上，所述测温点位于液氮支路1之间的热沉冷板2上，所述控制系统根据温度传感器测量的温度判断是否发生气堵并根据相应的情况调节电磁阀6、电动调节阀8：

当液氮通入时间大于30min后且热沉冷板2表面局部温度高于热沉冷板2平均温度50℃以上，控制系统判断局部发生了气堵，此时，控制系统将打开电磁阀6并将电动调节阀8调节到设定的位置；当热沉冷板2表面温差缩小至10℃以内后，气堵现象即消除，引射器7再持续通入高压介质一段时间后关闭电磁阀6和电动调节阀8；

当液氮通入时间大于30min后，热沉冷板2表面温差小于10℃，控制系统判断未发生气堵，电磁阀6、电动调节阀8处于关闭状态。

当将电磁阀6、电动调节阀8的开度调到最大，即通入引射器7的高压介质流量为最大时，无法消除气堵的情况，控制系统或人工将液氮进口3管路上的低温阀10关闭，待热沉冷板2表面温度趋于一致后再开启低温阀10重新通入液氮。

所述控制系统包括PID控制器，对于引射器7停止高压介质通入后气堵区域重新出现而需要全程开启引射器7的情况，控制系统以热沉冷板2表面所测平均温度为目标通过PID控制器调节电动调节阀8开度，即基于PID调节对电动调节阀8进行闭环控制，控制目标是气堵区域温度(由对应区域温度传感器测得)与其它区域平均温度之间的温差小于10℃。当目标温差大于设定值时增大调节阀开度，反之减小其开度。

所述引射系统包括如下任一种或任多种工作模式：

-自动模式，通过温度传感器反馈信号自动短时开启，能够解决大部分气堵问题；

-持续工作模式，控制系统以气堵区域所测温度为目标，通过PID控制器调节电动调节阀8开度，适用于需要持续开启引射器7才能维持热沉冷板2表面温度均匀性的情况；

-手动模式，通过手动关停低温阀10增强引射器7的引射效果，适用于自动模式仍然无法有效消除气堵的情况。

本发明通过在热沉系统内接入可控的引射系统，可以实现自动消除气堵无需暂停试验的目的，可更加有效地解决目前宇航产品环境模拟试验过程的气堵问题。根据引射器原理，在引射器工作介质入口通入高压气体可以在被引射入口形成相对较低的压力。对于本发明，在引射器7进气口通入高压氮气/高压干燥空气(压力不低于2MPa)后可以在液氮支路管/氮气出口管形成负压，该压力最低可低至几百帕，液氮支路管进出口端压差因此而增大，气堵内部平衡被打破，液氮将顺利进入气堵管路。持续在引射器7内通入高压氮气至局部气堵区域温度降至热沉冷板2表面平均温度。引射器7被引射入口(支管出口压力)大小和疏通气堵的强度可以通过调节高压氮气或高压工作介质的流量进行控制，该控制可通过调节工作介质管路上的电动调节阀8实现。对于较为严重的气堵，引射器工作介质流量调制最大仍不可解决的，可先关闭液氮进口管路上的低温阀10，然后再引射器7内通入最大流量的工作介质，支管内的液氮在低压的诱导下将快速蒸发成气体，待所有支路管内的液氮蒸发完毕且热沉冷板表面温差小于10℃以后重新打开低温阀。

优选实施例：

一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，包括液氮支路1、热沉冷板2、液氮进口3、氮气出口4、低温阀10以及引射系统，所述液氮进口3依次连接液氮支路1、氮气出口4，所述液氮支路1布置在热沉冷板2上，所述液氮进口3通过低温阀10控制开关及流量，所述引射系统设置在液氮支路1与氮气出口4之间。所述引射系统包括高压介质进口5、电磁阀6、引射器7以及电动调节阀8，所述引射器7的引射口连接液氮支路1，引射器7的出口连接氮气出口4，引射器7的工作气入口连接高压介质进口5，高压介质进口5通过电磁阀6、电动调节阀8控制开关及流量。所述引射系统还包括控制系统、温度传感器，所述温度传感器设置在测温点9上，所述测温点位于液氮支路1之间的热沉冷板2上，所述控制系统根据温度传感器测量的温度判断是否发生气堵并根据相应的情况调节电磁阀6、电动调节阀8。

根据环境模拟装备真空容器的大小，热沉可设计为分区结构(如图2所示)和一体结构(如图3所示)。对于分区结构，该结构一般应用较大真空容器内，液氮支路1被分为几组并联在液氮进口管路上，每组有一根单独的出气管，在每根出气管路上均布置引射器7和电动调节阀8。对于一体结构，该结构一般用于较小真空容器内，所有支路管路并联在进出口管路之间，在出口管出口处设备引射器7和电动调节阀8。引射器7的工作介质为高压介质，高压介质为高压氮气或高压干燥空气，压力一般不低于2MPa，工作介质管路上串联有可调节介质流量的电动调节阀8。引射器7的引射入口(支管出口压力)大小和疏通气堵的强度可以通过调节高压氮气或高压工作介质的流量进行控制，该控制可通过调节工作介质管路上的电动调节阀8实现。引射器7设置在氮气出口管路上，引射器7能够工作在液氮温区内，引射口极限真空度不低于500Pa。引射器7接管位置均为支管出口，对于分区布置的液氮管路引射器7布置在每个区气氮管路的出口，每个区布置一个；对于一体结构，引射器7布置在汇总后的气氮出口。

根据热沉冷板2表面所设置的温度传感器判断是否发生了气堵，当液氮通入时间大于30min后且热沉冷板2表面局部温度高于其平均温度50℃以上可判断局部发生了气堵，根据该温度信号控制系统将打开引射器7工作介质管路上的电磁阀6并将电动调节阀8调节至事先设定的初始位置。当热沉冷板表面温差逐步缩小至10℃以内后可判断气堵现象消除，引射器7再持续通入工作介质15min左右后关闭电磁阀66和电动调节阀8。对于引射器7工作介质调至最大仍无法有效消除气堵情况，将液氮进口管路上的低温阀10关闭，待热沉表面温度趋于一致后再开启低温阀10重新通入液氮。对于引射器7工作介质关闭后气堵区域重新出现而需要全程开启引射器的情况，控制系统以热沉表面所测平均温度为目标，通过PID调节电动调节阀8开度。

引射系统工作模式可以分为：自动模式、持续工作模式和手动模式。自动模式：通过温度传感器温度反馈信号自动短时开启，能够解决大部分气堵问题；持续工作模式：适用于需要持续开启引射器才能维持热沉表面温度均匀性的情况，通过使气堵区域所测温度接近热沉冷板2平均温度为目标，通过PID调节电动调节阀8的开度；手动模式：适用于自动模式仍然无法有效消除气堵的情况，通过关停低温球增强引射器的引射效果。

本发明的制作方法包括如下工序：

工序1：热沉分区设计

根据真空容器尺寸和控温精度要求设计热沉分区，在每个分区的出口预留引射器7接口，引射器7、电动调节阀8、高压介质管路一般设置在真空容器外。

工序2：引射器7加工或选型

引射器7需要具备耐低温性能，耐受温度不高于-196℃，一般采用不锈钢或铜材质。引射器7的引射比不小于0.5，引引射器7的射口极限真空度不低于500Pa，引射器7耐压不低于1MPa。

工序3：阀件选型

电动调节阀8采用开度连续可调的电动阀门，阀门调节信号一般为模拟量，耐受压力不低于4MPa。低温阀10需要能够工作在液氮温区下工作，电磁阀6耐受压力不低于4MPa。

工序4：控制系统设计

基于PID调节对电动调节阀8进行闭环控制，控制目标是气堵区域温度(由对应区域温度传感器测得)与其它区域平均温度之间的温差小于10℃。当目标温差大于设定值时增大调节阀开度，反之减小其开度。

工序5：系统施工

根据系统设计图进行施工，引射器7工作介质一般为高压氮气或高压干燥空气，气源压力一般不低于2MPa，气源流量不低于150L/min。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，包括液氮支路(1)、热沉冷板(2)、液氮进口(3)、氮气出口(4)、低温阀(10)以及引射系统，所述液氮进口(3)依次连接液氮支路(1)、氮气出口(4)，所述液氮支路(1)布置在热沉冷板(2)上，所述液氮进口(3)通过低温阀(10)控制开关及流量，所述引射系统设置在液氮支路(1)与氮气出口(4)之间。

2.根据权利要求1所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述引射系统包括高压介质进口(5)、电磁阀(6)、引射器(7)以及电动调节阀(8)，所述引射器(7)的引射口连接液氮支路(1)，引射器(7)的出口连接氮气出口(4)，引射器(7)的工作气入口连接高压介质进口(5)，高压介质进口(5)通过电磁阀(6)、电动调节阀(8)控制开关及流量。

3.根据权利要求2所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述高压介质进口(5)通入的高压介质为高压氮气或高压干燥空气，所述高压介质的气源压力不低于2MP，高压介质的气源流量不低于150L/min。

4.根据权利要求2所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述引射器(7)能够耐受低温在液氮温区内工作，引射器(7)的引射比不小于0.5，引射器(7)的引射口极限真空度不低于500Pa，引射器(7)耐压不低于1MPa。

5.根据权利要求2所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述引射器(7)的引射口压力大小以及疏通气堵的强度通过调节高压介质进口(5)通入的高压介质的流量进行控制；所述高压介质的流量通过电磁阀(6)和/或电动调节阀(8)来调节。

6.根据权利要求2所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述电动调节阀(8)采用开度连续可调的电动阀门，耐受压力不低于4MPa；所述低温阀(10)能够在液氮温区下工作，所述电磁阀(6)耐受压力不低于4MPa。

7.根据权利要求2所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述引射系统还包括控制系统、温度传感器，所述温度传感器设置在测温点(9)上，所述测温点位于液氮支路(1)之间的热沉冷板(2)上，所述控制系统根据温度传感器测量的温度判断是否发生气堵并根据相应的情况调节电磁阀(6)、电动调节阀(8)：

当液氮通入时间大于30min后且热沉冷板(2)表面局部温度高于热沉冷板(2)平均温度50℃以上，控制系统判断局部发生了气堵，此时，控制系统将打开电磁阀(6)并将电动调节阀(8)调节到设定的位置；当热沉冷板(2)表面温差缩小至10℃以内后，气堵现象即消除，引射器(7)再持续通入高压介质一段时间后关闭电磁阀(6)和电动调节阀(8)；

当液氮通入时间大于30min后，热沉冷板(2)表面温差小于10℃，控制系统判断未发生气堵，电磁阀(6)、电动调节阀(8)处于关闭状态。

8.根据权利要求7所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，当将电磁阀(6)、电动调节阀(8)的开度调到最大，即通入引射器(7)的高压介质流量为最大时，无法消除气堵的情况，控制系统或人工将液氮进口(3)管路上的低温阀(10)关闭，待热沉冷板(2)表面温度趋于一致后再开启低温阀(10)重新通入液氮。

9.根据权利要求7所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述控制系统包括PID控制器，对于引射器(7)停止高压介质通入后气堵区域重新出现而需要全程开启引射器(7)的情况，控制系统以热沉冷板(2)表面所测平均温度为目标通过PID控制器调节电动调节阀(8)开度。

10.根据权利要求7-9任一项所述的适用于宇航环境模拟设备的热沉气堵疏通结构，其特征在于，所述引射系统包括如下任一种或任多种工作模式：

-自动模式，通过温度传感器反馈信号自动短时开启；

-持续工作模式，控制系统以气堵区域所测温度为目标，通过PID控制器调节电动调节阀(8)开度；

-手动模式，通过手动关停低温阀(10)增强引射器(7)的引射效果。