关于低温容器设计学习笔记——绝热结构

来源：美国国家航空航天局格伦研究中心韦斯利・约翰逊测试液氢在储罐中的性能带来了许多独特的挑战。即使是用于液氮的方法通常也需要进行修改，以便能够解决充分了解储罐性能所需的细节问题。在美国国家航空航天局对许多用于太空和地面应用的新型隔热系统进行开发和特性描述期间，已经对许多液氢储罐进行了测试，其中性能是一个关键的结果。在分析多个不同的氢气测试（包括几个同时涉及氢气和氮气的测试）的性能过程中，测试数据解释细节上的差异变得清晰起来。其中一个关键细节是储罐的热分层以及它能告诉你关于热负荷分散的信息。让我们利用美国国家航空航天局最近进行的几次测试更全面地探讨这个问题。首先，我们研究结构热拦截、隔热和振动评估装置（SHIIVER）测试[1]。在SHIIVER测试期间，一个直径为4米的储罐在几种不同的隔热配置下分别用液氮和液氢进行了测试。测试是通过让储罐从90%满液到25%满液进行蒸发来进行的，仅在关键的充装液位处停下来进行自增压测试。图1：振动器计算热负荷作为填充水平的函数。请注意，MLI应用于水箱进行前声和后声测试，但在基线测试之后。图2：缓冲器测量的沸腾率作为液氢填充水平的函数。从图1和图2中，我们可以看到液氢的热负荷和蒸发速率随充装液位的变化差异。一般来说，对于所有测试，热负荷作为充装液位的函数保持相当恒定（对于给定的测试配置），至少直到液-气界面开始与储罐前裙板和筒体之间的法兰相互作用（在筒体起始处上方几英寸-参见图3的SHIIVER测试配置）。然而，蒸发流量随充装液位显著下降。这是由气相空间温度升高引起的。图3：振动器试验品图4：预声测试期间振动氢低温温度在50%到25%之间。图4向我们展示了在预声学LH2测试中，气相空间在50%满液时温度高达80K，在25%满液时达到160K。第二个需要做出的调整是针对液相和气相之间的密度比。在固定体积系统中任何蒸发或汽化的液体都必须由气体来替代。为了考虑替代液体的蒸发气体的比例，必须在能量平衡中添加一个项[3]。因此，由蒸发速率产生的热负荷变为：其中是储罐出口气体的温度，是饱和蒸汽密度。这个因子在图5中针对仲氢、氦气和氮气作为饱和液体压力的函数进行了绘制。氮气的修正值非常小，特别是在100kPa（1巴）附近，小于0.2%。然而，仲氢和氦气有大得多的密度修正因子。图5：氮、对氢和氦的密度项调整系数虽然SHIIVER是一个更复杂的准瞬态测试，但高效存储与传输（CESAT）测试是一个有意设置的准稳态测试[2]。在测试过程中，真空夹套储罐的环隙分别填充珍珠岩和玻璃微珠，用于液氢和液氮的测试。测试数据是在大约80%满液时报告的。公布的热负荷和系统热导率仅仅基于蒸发流量乘以汽化热。然而，利用储罐顶部提供的数据（参见图6），图6：使用玻璃气泡绝缘的液氢沸腾试验的CESAT罐壁温度曲线（参考文献2中的图7）我们可以对数据进行调整。如果我们假设饱和液体和储罐顶部之间的温差对于液氮测试和液氢测试大致相同（这可能是不正确的，但我们将这样做以便进行比较），我们可以进行类似的计算。表1展示了公布的热负荷和蒸发速率数据以及在101kPa时氮气和仲氢的汽化热。基于绘制的气体出口温度，计算出一个新的焓变。然后热负荷和总系统热导率可以乘以新焓变与汽化热的比值以及密度修正因子（1.02）。这种调整导致液氢测试计算出的热负荷变化了58%，但液氮测试仅变化了13%。虽然58%对于这个值来说似乎是一个很大的调整，但在80%满液时，球体近30%的表面积仍然在气相中。氮气低得多的13%变化表明，要么储罐顶部的温度比我们在计算中假设的要高得多，要么更多的热能能够从气相空间沿着罐壁传导到液相。还可以研究第三个测试来强化这一点。在低温蒸发减少系统测试系列2[4]中，进行了一次在25%满液的测试以与90%满液的基线进行比较。两次测试都是在准稳态配置下进行的。在这次测试中，一个低温冷却的屏蔽罩被插入多层绝热材料（MLI）中，并连接到储罐的结构和管道线路上。对于两次测试，低温冷却器都在相同的回流温度下运行。在25%满液时，排放的氢气出口温度为36.9K，而在90%满液时为23.4K，这意味着蒸发气体吸收的焓增加了33%。尽管在153kPa恒压下质量流量从2.43slpm下降到1.84slpm（下降了32%），但净热负荷没有变化（90%满液时为1.71W，25%满液时为1.70W）。这些测试的结果意味着，与液氮测试相比，确定液氢储罐的性能对几个关键参数更为敏感。为了充分考虑进入储罐的所有热量，应该要求准确测量从储罐排出的废气温度。此外，在使用氢气和氦气进行测试时，正确考虑储罐中蒸发的液体也可以消除一个可能的误差来源。理解进入储罐的蒸发量和热负荷之间的差异以及储罐内可能因充装液位不同而产生的不同环境，是高效操作储罐的一个关键方面。来源：气瓶设计的小工程师