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46.5 nm极紫外太阳成像仪用于太阳过渡区（太阳色球与日冕之间的层次）动态成像观测[1-3]，在500 km的太阳同步轨道上工作。如果不采取任何控制措施，太阳成像仪镜筒舱内压力会在卫星发射过程短时间内经历由地表大气压力（1×105 Pa）到500 km高空极高真空（约为1×10−6 Pa）的急速变化[4]。太阳成像仪内部装有薄膜滤光片[5-6]，气压快速变化产生的气流扰动会对薄膜滤光片造成损伤，为此太阳成像仪产品研制过程中提出了镜筒内部压力缓慢控制需求，既要保证泄压速率不能过大，减少镜筒内气流扰动，又要实现在规定的时间内，将镜筒内外的压差控制在规定的范围内。传统航天器主要采用敞口或密闭方式设计，实现舱内气体的快速排除或密封保持，与本次需要实现的缓慢泄压有明显区别[7]。为了满足这一特殊功能需求，基于轻量化、高可靠性的在轨使用要求，设计了限流小孔型慢速泄压阀装置，在轨使用过程中无需主动控制。经理论计算、设计分析、精密加工和模拟测试，最终研制的慢速泄压阀满足在轨使用要求，有效保障了卫星发射过程中的太阳成像仪镜筒性能正常。
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太阳成像仪镜筒（有效容积设计约为26.5 L）从主动段开始到入轨后，慢速泄压阀开始工作，能逐渐将镜筒内的压力泄压至内外压差不大于2 Pa，并维持内外压力的平衡，泄压时间控制在6 d到30 d之间。为实现上述功能，通过初步论证确定采用带限流小孔的慢速泄压阀实现缓慢泄压控制功能。
由于宇宙空间处于极高真空状态，抽速无限大，因此，影响镜筒内泄压的主要因素为所配置的慢速泄压阀限流小孔的流导值，泄压时间可以采用式（1）计算获得：
式中，t为泄压时间，s；V为镜筒有效容积，m3；C为限流小孔流导，m3/s；p0为初始压力，Pa；pi为泄压后压力，Pa。
假定流导不变，泄压时间控制在6 d到30 d，由式（1）计算获得的限流小孔流导值为（1.1×10−7～5.5×10−7） m3/s，平均值为3.3×10−7 m3/s，假设按照20 d计算，则流导约为1.7×10−7 m3/s。
依据真空抽气理论，气体通过圆截面短管的流动状态有粘滞流、粘滞流−分子流和分子流三种状态，判别的原则如下[8]：（1）粘滞流：
$ \bar pd > 0.67 $ Pa∙m；（2）分子流：$ \bar pd < 0.02 $ Pa∙m；（3）粘滞流−分子流：0.67 Pa∙m$ < \bar pd < $ 0.02 Pa∙m。在粘滞流条件下，圆截面短管的流导随出入口压力的变化而变化，不是一个定值，需要通过实验测试获得。在粘滞流−分子流条件下，尚未见到有关圆截面短管流导变化规律的研究报道。在分子流条件下，圆截面短管的流导可以采用式（2）计算获得：式中， Uo.f为分子流时，气体通过圆截面短管的流导，m3/s；T为通过气体的温度，K；M为通过气体的摩尔质量，kg/mol；d为圆截面短管的直径，m；L为圆截面短管的长度，m；
$ \alpha $ 为克劳辛系数，对于长度L≤20 d的管道称为短管，可通过查《真空设计手册》获得[4]。由式（2）可以看出，分子流时，气体通过圆截面短管的流导与气体温度、气体种类和圆截面短管的长径比等因素有关。假定等效模拟泄漏小孔采用在壁厚为0.4 mm的薄壁垫片上打孔方式制作，结构示意图如图1所示，气体为空气、温度为20℃（293 K），将Uo.f=1.7×10−7 m3/s代入式（2）中，并按照L/d=1和L/d=10分别计算，可以获得阀芯限流小孔直径分別为d=6.1×10−5 m和d=1.3×10−4 m。
依据上述计算结果，并通过模拟验证，设计的等效模拟小孔直径为d=9×10−5 m，通过分析，获得不同入口压力下气体通过等效模拟小孔的气流状态，如表1所示。
由表1分析结果可以看出，拟设计的限流小孔在使用过程中需要经历粘滞流、粘滞流−分子流和分子流三种状态。在分子流状态下，等效模拟小孔的流导值保持恒定，泄压时间可以通过理论模型准确预估；而在粘滞流和粘滞流−分子流状态下，等效模拟小孔的流导值随入口压力变化而变化，尚没有准确的理论模型进行估算，需要通过进一步分析和实验测试获得，泄压时间也无法准确获得。
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所设计的慢速泄压阀外形及结构示意图如图2所示，主要由阀体、阀芯、接头、过滤网及密封圈等零部件组成。其中阀体实现结构支撑，并提供与相机镜筒的安装接口；接头用于阀芯固定，并提供测试接口；过滤网用于多余物防止，保护阀门清洁，过滤精度等级为50 μm；阀芯用于实现慢速泄压功能；密封圈实现与相机镜筒的密封功能。
慢速泄压阀的核心部件为阀芯，设计为带有限流小孔的圆片状结构，材料为2A12，外形尺寸为
$\phi $ 16 mm×0.4 mm，限流小孔直径为90 μm，小孔数量1个。 -
依据限流小孔的结构尺寸，并按照气体通过小孔的流动状态不同进行分析，主要分析结果如下：
（1） 在镜筒腔体压力由(100±10) kPa泄压至14 kPa区间时，气体通过限流小孔时的平均压力为(5.5×104~7×103) Pa，气体流动状态为粘滞流，按照粘滞流条件下的短管流导计算模型，流导随气体通过小孔时的平均压力降低而降低，计算获得平均压力上限时流导为9×10−7 m3/s，压力下限时为5×10−7 m3/s，取其平均值作为流导计算值，为7×10−7 m3/s，由式（1）计算获得的泄压时间为0.86 d。
（2） 在腔体压力由14 kPa泄压至0.4 kPa区间时，气体通过限流小孔时的平均压力为（7.4×103~2×102）Pa，气体流动状态为粘滞流−分子流，分别按照粘滞流和分子流条件下的短管流导计算模型，计算获得流导分别为5×10−7 m3/s和1×10−7 m3/s，取其平均流值作为流导计算值，即3.0×10−7 m3/s，由式（1）计算获得的泄压时间为3.63 d。
（3）在腔体压力由0.4 kPa泄压至2 Pa区间时，气体通过限流小孔时的平均压力为(2×102~1) Pa，气体流动状态为分子流，流导按照式（2）计算，为1.0×10−7 m3/s，由式（1）可计算获得的泄压时间为16.23 d。
综上所述，采用所设计的限流小孔，镜筒腔体压力由100 kPa泄压至2 Pa，总泄压时间约为20.7 d。考虑到薄壁小孔直径的发散型和理论分析结果与工程实际使用环境的偏差，流导计算值按照±50%考虑，可以估算出泄漏时间的变化范围为10 d至30 d，满足设计技术指标要求。
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由式（1）可以获得：
对式（3）进行求导，可以获得腔体压力下降速率随时间变化关系式：
式中，
$ \left| {{{\dot p}_i}} \right| $ 为腔体压力下降速率，Pa/s。根据式（4），按照粘滞流、粘滞流−分子流、分子流三种状态下的流导不同，对腔体压力从100 kPa泄压至2 Pa过程中的压力下降速率进行分析，关键分析参数如表2所示，分析结果如图3所示。
由图3可以看出，镜筒腔体的最大泄压速率发生在开始阶段，约为2.3×105 Pa/d，即1×104 Pa/h，泄压0.86 d后即可降低至1.4×104 Pa/d以下，即600 Pa/h。
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产品研制过程中，考虑备份需要，共研制了2套慢速泄压阀产品。为验证产品镜筒腔体压力的控制效果，将研制完成的慢速泄压阀产品安装在图4所示的模拟测试系统中，模拟测试系统主要由高压室、低压室、抽空机组和相应的阀门、真空计等组成。其中高压室腔体体积为1.1×10−2 m3，可近似模拟镜筒腔体空间；低压室模拟空间真空环境，并配置有高真空抽气机组，极限真空可达1×10−6 Pa，慢速泄压阀安装在高压室和低压室之间。
在地面，利用图4所示系统分别对两只阀门的实际流导进行了模拟测试，绘制出慢速泄压阀流导随镜筒腔体压力变化曲线，如图5所示。测试过程中，将模拟系统的高压室充入规定压力的氮气，同时将模拟系统的低压室采用抽空泵进行抽空，测量过程中始终控制低压室压力在高压室压力的1%以下。高压室压力控制点在(1.01×105～2) Pa范围内进行选取，按照压力上限约为1×105 Pa，压力下限约为2 Pa，每个压力数量级范围内均匀测量10个压力点。通过测量每个控制压力下，5 min以内的高压室压力变化，由式（5）计算每个控制压力点下的阀门流导，实际测试过程采取从高压力向低压力的变化方式进行。
式中，ci为第i个压力控制点下的阀门流导测量值，m3/s；
$ \Delta {p_i} $ 为第i个压力控制点下，测量间隔时间内高压室压力变化值，Pa；$ \Delta {t_i} $ 为第i个压力控制点下，测量间隔时间，s；$ \overline {{p_i}} $ 为第i个压力控制点下，测量间隔时间内高压室的压力平均值，Pa；VH为高压室腔体容积，采用标准体积静态膨胀法标定获得，m3。由图5可以看出，所研制的慢速泄压阀流导随压力的降低而降低，在分子流状态下，流导保持几乎不变，与相关文献[9-11]给出的流导随压力变化规律基本一致。对比两只慢速泄压阀流导测量结果，发现其变化规律和测量结果基本一致，具有较好的一致性。
获得慢速泄压阀流导测试结果后，采用分段方法，利用式（1）给出的泄压时间计算不同压力下的泄压时间，其中第1个压力控制点下的泄压时间采用式（6）计算获得，其他压力控制点下的泄压时间采用式（7）计算获得。总泄压时间由式（8）计算获得，其中1#慢速泄压阀泄压时间为16.5 d，2#慢速泄压阀泄压时间为16.3 d，均满足设计要求要求。
式中，t1为第1个压力控制点下的泄压时间，s；ti为第i个压力控制点下的泄压时间，s；n为压力控制测量点总数；tN为总泄压时间，d。
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所研制的慢速泄压阀在地面测试完成后，随46.5 nm极紫外太阳成像仪在中科院空间新技术试验卫星上进行了搭载，目前已顺利实现在轨开机，成功获得首批太阳过渡区动态成像观测数据。搭载任务的顺利完成验证了限流小孔型慢速泄压阀设计的正确性，泄压功能达到预期要求。
太阳成像仪镜筒舱内压力控制技术研究
Pressure Control Technology in Mirror Chamber of Solar Imager
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摘要: 文章阐述了太阳成像仪镜筒舱内压力控制技术研究，主要包括限流小孔机械尺寸理论分析、慢速泄压阀设计、镜筒压力控制模拟测试等内容。目前，所研制的慢速泄压阀已顺利交付使用，并随46.5 nm极紫外太阳成像仪在中科院空间新技术试验卫星上进行了搭载，实现了在轨顺利开机，验证了太阳成像仪镜筒舱内压力控制手段的正确性。Abstract: The paper introduces the research on the pressure control technology in the mirror chamber of solar imager, including theoretical analysis of mechanical dimensions of current-limiting orifice, design of valve for slow pressure relief, and pressure control simulation test of mirror chamber. At present, the developed slow pressure relief valve has been successfully delivered and put into use with the 46.5 nm extreme ultraviolet solar imager carried out on the Chinese Academy of Sciences’ Space New Technology Experiment Satellite.
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Key words:
- Mirror chamber /
- Solar imager /
- Pressure control /
- In-orbit carrying .
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图 2 慢速泄压阀外形及结构示意图
Figure 2. The outline and structure diagram of the slow pressure relief valve
图 3 镜筒腔体压力下降速率与泄压时间关系曲线。（a）高压力段，（b）中压力段，（c）低压力段
Figure 3. The curve of pressure drop rate and pressure relief time on the mirror chamber. (a) High pressure section, (b) medium pressure section, (c) low pressure section
图 4 地面镜筒腔体压力控制模拟测试系统结构示意图
Figure 4. The schematic diagram of the ground pressure control simulation test system for the mirror chamber
图 5 慢速泄压阀流导随镜筒腔体压力变化测试曲线
Figure 5. The test curve of flow conductance of slow pressure relief valve and mirror chamber pressure
表 1 不同入口压力下气体通过限流小孔的气流状态
Table 1. The flow state of gas through the current-limiting orifice under different inlet pressure
Inlet Pressure/Pa Output Pressure/Pa Average Pressure/Pa $ \bar pd $ Value/
Pa·mFlow State 1.0×105 <1×10−5 5×104 4.5 粘滞流 1.4×104 <1×10−5 7×103 0.63 粘滞流−分子流 4.0×102 <1×10−5 2×102 0.018 分子流 
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表 2 镜筒腔体压力下降速率分析参数
Table 2. The analysis parameter of pressure drop rate on mirror chamber
Flow State Initial Pressure p0/kPa Average
Conductance C/m3/sPressure Relief Time t/d 粘滞流 100 7×10−7 0~0.86 粘滞流−分子流 14 3×10−7 0.86~4.5 分子流 0.4 1×10−7 4.5~21
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