航天器推进系统气路减压阀温度特性研究

0 引言

推进系统作为航天器的心脏，其可靠性、健壮性直接关系到总体任务的成败。航天器推进系统一般由高压气瓶、推进剂储箱、推力器、管路以及阀件等组成。航天器在轨时，推进系统中的高压气瓶通过减压阀向储箱充气，在氦气的高压作用下将推进剂推送到推力器或发动机，氧化剂与燃烧剂在发动机中混合燃烧以产生推力[1]。气路减压阀对温度要求很严格，温度超出指标范围将导致失效。在外热流瞬息万变的轨道环境下，热控分系统采用主动与被动措施为推进系统提供稳定的温度环境，确保其正常工作要求。推进系统通常使用氦气作为气路工质，当氦气流过减压阀时，减压阀的节流效应会使氦气温度升高，因此有必要对减压阀温度特性进行深入研究。

减压阀作为供气系统的关键调节元件，其温度特性引起了广泛关注。胡耀元、曹万强、陈小玲等人[2-4]从理论上研究了减压阀产生的节流效应。王宣银、訚耀保等人[5-8]从工程设计角度研究了减压阀工作机理，訚耀保还分析了减压阀中的流场、压力场和速度场等。然而，目前还没有直接的减压阀温度特性研究结果可供航天器减压阀热控设计使用，相关的热控设计一般是基于工程经验来开展。

本文根据热力学原理，对航天器推进系统中气路减压阀的出口温度特性进行了研究，其余结果为减压阀热控设计提供依据。

1 推进系统气路工作原理

航天器推进系统的流体回路包括两部分：液体回路和气体回路。推进剂流经的部分包括储箱、推力器以及储箱与推力器之间的管路，这部分管路被称为液体回路；氦气流经的区域包括氦气瓶、储箱以及氦气瓶与储箱之间的管路，这部分管路被称为气体回路。

推进系统气体回路的具体功能为：根据具体任务需求在地面给气瓶灌注足量氦气；航天器在轨推进时，通过减压阀向储箱充气，气瓶内氦气总量逐渐降低。为了保证推进系统的工作性能，在航天器获得设计要求的速度增量之后，气瓶内必然会保存一定压力的剩余氦气。通过减压阀后的氦气压力是恒定的，即不随气瓶内的氦气压力变化而改变。对于有变推力需求的推进系统而言，一般通过调节氦气流量来实现对推力的控制。

在充气过程中，气瓶内的氦气经历膨胀过程，流经减压阀时经历节流过程，减压后的流动可以视为一个等压流动过程。氦气在节流前后的温差是影响减压阀温度特性的主要因素。

2 减压阀节流过程分析

氦气的最大转回温度约为37 K，当氦气温度高于此温度时，氦气处于节流的热效应区，即氦气经过节流之后温度升高[9]。在压力变化一定时，节流产生的温度差称为节流积分效应。氦气的节流积分效应可用范德瓦尔方程定量表示为

式中：P为气体压力；a、b为范德瓦尔常数；Vm为气体摩尔体积；R为气体常数；T为气体绝对温度。

表1给出了氦气的部分物性参数[10-11]。

表1 氦气的物性参数Table 1 Parameters of helium

图1为减压阀节流过程示意图。截面1-1和截面2-2分别为减压阀上、下游的状态稳定截面，氦气流向减压阀节流口时，通道截面积快速减小，氦气流速快速增加；在流过节流口后，通道截面积又逐渐扩大，氦气流速逐渐降低。

图1 减压阀节流过程示意图
Fig.1 Schematic diagram of fluid flow in throttle valve

由于氦气流过节流口的速度快、时间短，可以忽略其与阀壁之间的热交换，因此视为绝热节流过程。在绝热节流过程中，氦气损失压力能并转化为动能，而总焓不变，即[12]

式中：h*为摩尔总焓；h1、h2为摩尔静焓；v1、v2为气体流速。

对于航天器推进系统而言，减压阀上、下游氦气的动能是摩尔静焓值的一阶小量，即动能比静焓值小很多，因此本文将其忽略，认为截面1-1和截面2-2上的氦气摩尔静焓值相等，即

对于工作气体，焓值可由压力与温度表示为

式中Cm为气体摩尔热容。

另外，根据式(1)，有：

将式(5)和式(6)代入式(4)，根据不同的减压阀进、出口条件，进行数值积分[13]，可得到氦气流过减压阀的等焓曲线，同时也可求出节流后的氦气温度。

3 氦气节流计算结果与分析

对减压阀进口压力为35MPa、出口压力为1.8 MPa的工况进行计算，其中，35MPa是航天器推进系统较为常用的氦气瓶充气压力，1.8 MPa为储箱内常用的挤压推进剂所需压力。

图2给出了减压阀进口压力为35MPa，进口温度T1分别为240 K、250 K、260 K、270 K、280 K、290 K、300 K等条件下，出口温度T2随出口压力P2变化的关系曲线。

图2 出口温度与出口压力关系曲线
Fig.2 Curve of outlet temperature versus outlet pressure

图3给出了减压阀出口压力为1.8 MPa、进口温度分别为240 K、250 K、260 K、270 K、280 K、290 K、300 K等条件下，出口温度随进口压力P1变化的关系曲线。

图4给出了减压阀进口压力为35MPa、出口压力为1.8 MPa时，节流积分效应随进口温度变化的关系曲线。

图3 出口温度与进口压力关系曲线
Fig.3 Curve of outlet temperature versus inlet pressure

图4 节流积分效应与进口温度关系曲线
Fig.4 Curve of Joule-Thomson effect versus inlet temperature

在给定的240 K≤T1≤300 K条件下，从图2～图4的结果可以看出：

1）氦气经过节流后温度升高。

2）氦气温升随减压阀进、出口压力差的增大而增大。即在进口压力一定的情况下，温升随出口压力的下降而增大；在出口压力一定的情况下，温升随进口压力的增大而增大。

3）在进口压力为35MPa、出口压力为1.8 MPa时，氦气节流积分效应（即温升）在65～68 K之间，且随进口温度的升高而呈缓慢增大趋势。

4 减压阀温度特性分析

以上计算结果显示，在航天器常规的使用条件下，氦气流过减压阀前后所产生的温差很大，减压阀阀体温度会受氦气温升影响而发生变化。由于减压阀内部有非金属的密封材料，使得减压阀有一定的使用温度范围限制，航天器减压阀的使用温度范围通常为-30～+55℃。为了确认减压阀阀体温度是否会超出指标要求的范围，需要对由氦气、减压阀及其附近的管路组成的有机整体进行联合分析。

下面以某航天器推进系统气路的减压阀为例进行分析，表2、表3分别给出了氦气与气路的相关参数。

表2 氦气工作参数
Table 2 Parameters of helium operation

表3 气路相关参数
Table 2 Parameters of gas loop

推进系统在充气过程中有如下特点：

1）气瓶内的氦气膨胀降温，使减压阀进口的温度不断变化。考虑到氦气瓶结构的导热能力较差，将氦气瓶充气过程视为绝热过程处理。

2）温度波动较大的氦气以管内强制对流换热的方式向减压阀及管路传热[14]。其中，对流换热时氦气以壁面恢复温度与管壁换热。

3）减压阀与两端管路之间的热传导也是影响减压阀阀体温度的一个因素。

基于上述条件与分析，对充气过程中的减压阀进行建模计算。分析中，初始温度都取288 K。图5是在氦气瓶初始气压为35MPa时，以减压阀出口压力为1.8 MPa 、出口体积流量为0.00244 m3·s-1的条件下充气900 s的计算结果，包括减压阀进口氦气温度的变化曲线、减压阀出口氦气温度的变化曲线以及减压阀阀体温度的变化曲线。结果显示：

1）随着充气过程的进行，减压阀进、出口氦气温度逐渐下降；出口温度下降得更快，并向进口温度逼近。出口温度的下降是由进口温度的降低和进、出口压力差的降低共同影响决定的。

2）减压阀阀体温度先升高后降低。在氦气瓶初始压力为35MPa，以减压阀出口压力为1.8 MPa、出口体积流量为0.00244 m3·s-1的条件下充气900 s过程中，减压阀阀体最高温度为309.3 K。根据图5结果可知，当氦气瓶初始压力低于35MPa时，减压阀阀体最高温度将不超过309.3 K，阀体温升低于21.3 K。因此，在此工况条件下，只要控制减压阀阀体初始温度比阀体能耐受的上限温度低21.3 K以上、且高于能耐受的下限温度，即可保证减压阀阀体温度能满足正常工作的温度指标要求。

3）可以预见，在外部热环境保持不变的情况下，随着充气时间的延长，减压阀进、出口氦气温度以及减压阀阀体温度将进一步降低，但减压阀阀体温度始终会高于减压阀进口氦气温度。

图5 某减压阀进、出口氦气温度（T1、T2）及阀体温度（T）随充气时间的变化曲线
Fig.5 Curve of inlet temperature(T1), outlet temperature(T2)and valve temperature(T)versus charging gas time for throttle value

5 结束语

本文在航天器推进系统氦气回路的正常工作温度与压力范围内，首次对氦气回路减压阀的工作温度特性进行了理论研究，得到如下结论：

1）常见的航天器推进系统减压阀节流过程中，氦气经过减压阀节流后温度升高，温升随减压阀进、出口压力差的增大而增大，而进口温度变化对温升的影响很小。

2）在航天器推进系统中，在氦气温度变化影响下，减压阀阀体温度呈现先上升后下降的变化趋势。

3）对于常见的航天器推进系统设计工况，在减压阀进口压力为35MPa、出口压力为1.8 MPa时，氦气温升在65～68 K之间。在进行热控设计时，可以根据阀体最大温升与减压阀的耐温范围，参照本文提供的方法分析并计算出合理的阈值，然后设定控温参数。