低溫推進劑長期在軌儲存技術研究概述

李 鵬，孫培杰，包軼穎，姚秋萍

（上海宇航系統工程研究所，上海201108）

1 前言

隨著深空探測任務，特別是未來載人探月計劃的開展，低溫推進劑（如液氫、液氧、甲烷等）不但要滿足運載火箭發射段短時間使用，而且要適應未來長時間在軌任務的需求[1]。但是低溫推進劑沸點低，空間環境中惡劣的熱環境會引起低溫推進劑的大量蒸發，這樣就不得不涉及到低溫推進劑的長期在軌儲存技術，通過對貯箱進行絕熱、防輻射措施、有效的熱交換和合理的壓力控制，將蒸發量控制在一定的范圍。下面著重對低溫推進劑長期在軌儲存技術的難點、國外研究路線圖和研究進展進行闡述，并通過對單項技術合理組合，提出不同的低溫推進劑長期在軌儲存系統方案。

2 低溫推進劑長期在軌儲存的技術難點

低溫液體長期儲存技術地面上已經相對成熟，但是空間微重力、復雜外熱流、各種輻射和粒子的環境條件，以及低功耗、重量輕的嚴格要求，使得低溫推進劑的長期在軌儲存具有極大的技術挑戰性，面臨的主要技術難點包括：

（1）微重力環境下氣液位置不確定

空間微重力條件下貯箱內氣液存在狀態和位置不確定，受加速度水平、貯箱尺寸、瞬態過程等因素影響很大[3-4]，從而使得貯箱卸壓閥的位置設計困難，微重力條件下氣液界面為曲面，瞬態加速后氣液混合長時間不會消除，在空間實現排氣而不排液的貯箱壓力控制變得非常困難。

（2）復雜空間熱環境

飛行器在空間會受到太陽輻射、行星紅外輻射、行星反照輻射、黑背景等空間熱環境的影響。直接暴露在太陽輻射之下，使得推進劑貯箱正對太陽面以及背對太陽面所接受的太陽輻射強度差別大，極易造成貯箱內低溫推進劑的溫度不均勻[5]，不利于低溫推進劑的長期儲存。

（3）熱分層現象

低溫推進劑貯箱內的熱分層來自兩部分。一是在地面停放階段和上升段，由于整流罩內氣體對流加熱和氣動加熱等原因，在自然對流的作用下，貯箱近壁面區域的熱流體沿壁面向上運動形成熱分層。二是空間飛行階段，微重力下，對流顯著減弱，非均勻熱源、熱瞬態能夠產生嚴重的熱分層。熱分層現象直接影響低溫推進劑的蒸發，使得貯箱壓力升高。

（4）空間基與地面基

現有的航天器是由地面發射升空，則相應的低溫推進劑儲存系統對地面基和空間基環境的影響都要適應。地面基儲存系統需要考慮地面熱環境和發射環境的影響，要考慮能夠承受發射較大加速度力學環境載荷；而空間基儲存系統要考慮空間惡劣環境的影響。

（5）儲存使命周期影響

空間低溫推進劑儲存系統的使命周期從幾小時、幾天到幾個月甚至幾年。對數天的短期使命可能不需要排氣，用良好的被動熱防護和消除熱分層混合就可以滿足需求；對數月到一年的中期使命，不僅需要進行排氣壓力控制，而且應當在被動熱防護和排氣之間進行質量優化折中；對數年甚至數十年的長期使命，采用被動熱防護技術和排氣技術可能根本無法滿足使命需求，必須與能夠從貯箱轉移出熱量的主動熱防護技術相結合，因此要根據不同的任務需要，低溫推進劑采用不同的蒸發控制方案。

（6）運載能力限制

由于運載能力的限制，推進劑在軌儲存系統對本身質量有嚴格的要求，必須采用輕質且絕熱性能良好的材料，同時要在滿足貯箱容積的基礎上盡量減小貯箱的表面積以減少漏熱。

（7）低功耗要求

由于規模的限制，航天器的能源很有限，低溫推進劑在軌儲存系統盡量采用無功耗的被動技術，選用低功耗的單機設備。

3 國內外研究現狀

3.1 國外發展概況及規劃

由于載人深空探測的任務牽動，美國在低溫推進劑長期在軌儲存技術方面開展了大量的研究，而俄羅斯、歐洲、日本等未見開展相關研究的信息，下面主要對美國的研究發展狀況進行介紹。

自從上世紀60年代起，NASA的馬歇爾空間飛行中心（MSFC）、格林研究中心（GRC）、艾姆斯研究中心（ARC）、戈達德空間飛行中心（GSFC）、美國的洛克西德－馬丁公司、波音公司、中央佛羅里達大學太陽能研究中心等機構長期進行著低溫推進劑在軌儲存相關技術研究[2]，經過幾十年的不斷探索和改進，已經在低溫推進劑長期在軌儲存方面積累了大量寶貴的經驗以及技術數據。

2004年NASA提出實施星座計劃，2020年實現美國航天員重返月球，低溫推進劑長期在軌儲存技術更是被提上日程，低溫流體管理項目（CFM）主要致力于低溫流體儲存系統、低重力推進劑管理系統，以及低溫流體轉移及處理技術等方面的研究。所涉及的具體技術有：微重力下的質量流量計技術、混合泵技術、液體獲取裝置（LAD）技術、熱力學排氣系統（TVS）以及低溫制冷機等。CFM技術的發展將有利于發展未來演化的火箭上面級、EDS、Altair、推進劑補給站以及其他科學研究和國家安全方面的應用[5-8]。

在2010年4月，奧巴馬公布了新太空探索計劃，轉而將火星作為美國載人航天計劃的目的地。對于低溫推進劑長期在軌儲存技術，在2015左右，實現低溫推進劑6個月的在軌儲存目標，2020年左右，完成利用制冷機保證低溫推進劑長期儲存的任務。

3.2 國內研究現狀

目前，在載人探月工程的牽引下，國內在低溫推進劑長期在軌儲存技術方面剛剛起步，大多停留在文獻的搜集和調研層面，只開展了初步方案的論證工作。

4 單項技術研究

低溫推進劑長期在軌儲存技術是一項涉及低溫貯箱絕熱技術、空間熱防護技術和壓力控制技術等的總體技術，其中包括眾多的單項技術，下面將國外低溫推進劑長期在軌儲存技術研究中所是涉及的單項技術的技術特點和研究概況進行說明。

4.1 被動熱防護技術

4.1.1 基于變密度多層隔熱材料的復合隔熱技術

低溫推進劑在軌儲存系統要經受地面和空間復雜的熱環境，為減少通過貯箱壁的外界漏熱，必須在貯箱外表面包覆高性能的隔熱材料或結構。多層隔熱材料（MLI）與泡沫材料相結合的復合結構形式，隔熱性能好，質量輕，是空間應用的最佳選擇，復合結構中的泡沫主要是用于地面及發射階段的隔熱，而外層的多層隔熱材料則用于空間飛行階段。

多層隔熱材料（MLI）由于其在真空條件下優良的隔熱效果，目前已經在各種航天器上得到了廣泛的應用。為了進一步增強MLI的隔熱性能，降低隔熱材料的自重，NASA通過對MLI結構的優化，形成了變密度多層絕熱材料VD-MLI技術[11，12]，隔熱材料靠近低溫貯箱外表面的區域，層間厚度大，密度低，隔熱材料外層層間厚度小，密度大，如圖1所示。相關試驗表明貯箱采用VD-MLI作為隔熱材料后，推進劑蒸發量比采用傳統的MLI降低了58%，且隔熱材料質量減少了41%[12]。

圖1 泡沫和VD-MLI結合的復合隔熱結構

該項技術是低溫推進劑長期在軌儲存必須采用的，是最基本的被動熱防護技術之一。

4.1.2 太陽能防護罩

太陽防護罩可使大規模低溫系統免受太陽和星球輻射的影響，從根源上最大程度地消除熱源[13]。研究表明，不論是單獨使用太陽防護罩還是與MLI絕熱層一起整合使用，都可以明顯降低漏熱。

自2007年起，NASA旗下的格林研究中心開展了適合人馬座上面級低溫貯箱的太陽防護罩（CSS）的研制、試驗和分析工作，計劃2011年進行飛行測試[13]。2009年，在Denver召開的航空會議上，提出“空間加油站”這一概念，并且明確提出可以采用太陽防護罩技術為空間加油站的低溫推進劑貯箱遮擋太陽輻射，降低蒸發損失[14]。在NASA的土衛六探測器計劃（Titan Explorer）和彗核標本返回（Comet Nuclera Return，CNRS）計劃中的飛行器通過安裝輻射屏、隔熱板等方式對低溫貯箱進行遮擋，降低貯箱內外換熱[15]。低溫推進劑貯箱太陽防護罩如圖2所示。

太陽防護罩應用需要解決太陽防護罩開展技術，并且要對航天器的飛行姿態有約束要求，保證太陽防護罩能對空間外熱流有效遮擋，該項技術要根據飛行任務要求選擇性的采用，對于星際間長時間轉移飛行任務，采用太陽防護罩是很有利的，此時，只要考慮太陽輻射的遮擋，太陽防護罩的尺寸相對較小。

圖2 低溫推進劑太陽防護罩

4.1.3 連接支撐結構

低溫貯箱間的連接支撐結構也是貯箱漏熱的主要原因之一，甚至占有相當大的比重。被動軌道阻斷支撐技術（PODS技術[16]）源于GP-B任務。結構如圖3所示。在低溫推進劑長期在軌儲存方面，PODS技術同樣意義重大。在空間的自由飛行階段，由于作用力較小，熱和力通過小直徑的復合材料管和較長的路徑傳遞。在發射上升階段，熱和力通過較粗的復合材料管和較短的路徑傳遞。通過應用PODS，系統通過支撐結構的漏熱減小了90%[17]。

圖3 被動軌道阻斷支撐技術示意圖

該項技術是低溫推進劑長期在軌儲存必須采用的，最基本的被動熱防護技術之一。

4.1.4 蒸汽冷卻屏技術

蒸汽冷卻屏技術（VCS）[18，19]是指將低溫貯箱排放的推進劑蒸汽流經包圍貯箱的冷卻屏，被外界加熱，熱量隨氣體被排出系統。低溫貯箱內推進劑蒸發后的氣體，溫度相對較低，經過蒸汽冷卻屏后，能夠使其冷量進一步得到利用，在低溫貯箱外圍形成低溫環境，降低貯箱表面溫度，進而降低貯箱熱漏率。

蒸汽冷卻屏將會明顯增加飛行的質量，該項技術要根據飛行任務要求，對蒸汽冷卻屏增加質量和推進劑節省量綜合分析，選擇性的采用。

4.1.5 液體混合技術

流體混合技術的主要目的是消除熱分層[20]，如圖4所示。該技術通過泵把液體從貯箱液抽出，再用噴嘴或噴管注回貯箱。注入液體帶動貯箱內流體運動，消除熱液體層，部分蒸汽得以凝結。通過試驗和仿真，證明低溫流體混合技術能顯著消除貯箱內部的熱分層并降低貯箱內部的壓力，從而減小蒸發量。該項技術根據飛行任務周期選擇性采用。

圖4 低溫泵混合技術

4.2 主動熱轉移技術

熱轉移技術的原理是：熱交換器安裝在低溫推進劑貯箱內，制冷機與熱交換器組合，從貯箱內移出進入貯箱的熱量，并通過輻射器輻射到外界空間環境。該項技術為主動熱控制技術，利用制冷機和貯箱耦合，把貯箱系統的漏熱全部移出，可實現低溫推進劑的零蒸發損失[21-23]。

目前，制冷熱轉移ZBO技術還處于地面原理性分析和實驗階段，根據制冷機和低溫貯箱的耦合方式不同，現在的方案大體上分為低溫制冷機冷卻氣體技術（如圖5（a）所示）和低溫制冷機冷卻液體技術（如圖 5（b）所示）。

主動熱轉移技術和上面的被動熱防護技術配合使用，其將會增加推進劑蒸發控制系統的質量和電功耗，降低系統的可靠性，主動熱防護技術要根據飛行任務要求和周期選擇性使用。

圖5 制冷熱轉移ZBO技術系統示意圖

4.3 壓力控制技術

4.3.1 液體沉底排氣技術

液體沉底排氣技術[24]主要是為貯箱提供一個加速度以使得氣液分離從而方便貯箱排氣以實現壓力控制。空間系統產生加速度的方法往往是發動機（推力器）定向點火，所以采用該技術必然消耗額外的推進劑，對大型空間低溫系統，需要消耗的推進劑量不小。貯存周期越長，消耗量越大。

4.3.2 表面張力控制排氣技術

利用貯箱內的表面張力管理裝置把液體限定在特定的區域。而把氣體排擠到另外的區域，只要在氣體區域安裝排氣口就可以實現排氣。空間貯存系統應用表面張力控制排氣技術的難度來自兩個方面:一是空間系統常用低溫流體的表面張力比常規流體小得多。使得設計和制造安全可靠的表面張力管理裝置困難；二是空間使命往往是多階段使命組合，很難保證排氣時刻的邦德數總是遠小于1。該技術的發展非常緩慢，截止目前沒有實質性進展[25]。

4.3.3 熱力學排氣TVS技術

熱力學排氣系統（TVS）本質上為開環制冷系統，由焦-湯膨脹器、熱交換器和控制閥元件組成。其工作原理為[26]：利用液體獲取裝置，以低流率從貯箱內抽取液體，液體經過焦-湯膨脹器等熵膨脹后成為溫度和壓力降低的兩相流。該兩相流流入與貯箱內液體或貯箱壁連通的熱交換器，溫度較高的液體或貯箱壁中的熱量通過熱交換器傳遞給兩相流，使其全部成為蒸氣并被排放出貯存系統。與此同時，貯箱內液體獲得制冷效應，貯箱壓力降低。圖6為波音公司開發的同軸噴霧棒式TVS試驗，馬歇爾空間飛行中心（MSFC）在多用途的液氫試驗平臺上驗證了同軸噴霧棒能夠有效消除液體分層和貯箱壓力[27]。

圖6 同軸噴霧棒式TVS系統示意圖

4.3.4 TVS和VCS組合技術

經過TVS膨脹并熱交換后排出的低溫推進劑氣體溫度仍然很低，這時可以將其流經低溫貯箱外的蒸汽冷屏通道以降低貯箱外壁溫或者MLI隔熱層的溫度，充分利用排出氣體的冷量。研究表明，經過適當的設計，TVS和VCS技術結合，可使低溫推進劑貯箱熱漏率降低51%[28]。

5 國外低溫推進劑長期在軌儲存技術在軌驗證規劃

目前國外低溫推進劑長期在軌儲存技術研究大多停留在原理性分析和地面試驗驗證階段上，各項關鍵技術通過了實驗室驗證，取得了突破性的進展，利用實驗室樣品/部件/功能模塊集成于原理樣機，驗證了技術應用的功能特性，通過原理樣機測試，驗證了技術方案和途徑的可行性，后續將陸續開展飛行驗證任務。表1中給出了國外各項關鍵技術的地面試驗驗證情況和對飛行試驗的需求，從表中可以看出，各項技術地面上已經進行了充分的試驗研究，接下來需要通過飛行試驗研究微重力對系統性能的影響。下面對國外低溫推進劑在軌驗證試驗項目的策劃工作進行介紹。

表1 國外各項關鍵技術的地面試驗驗證情況和對飛行試驗的需求

（1）國際空間站零蒸發試驗研究

NASA格林研究中心正在開展利用國際空間站進行低溫推進劑零蒸發試驗研究的策劃和試驗裝置的設計工作[29]，該項試驗通過在國際空間站上安裝小尺寸的試驗裝置（參見圖7），研究微重力下低溫貯箱壓力變化情況和壓力控制特性，考核在空間環境下，采用主動熱轉移和強迫混合技術實現低溫推進劑零蒸發的實際效果。

（2）“半人馬座”低溫試驗平臺（CTB）系統概念

洛克西德-馬丁公司提出了利用成本較低的“半人馬座”上面級平臺，開展低溫推進系統的演示驗證試驗方案，并提出了“半人馬座”低溫試驗平臺（CTB）系統概念[29]，該系統由瓶狀的收集器、控制面板和收集器連接裝置組成。如圖8所示。

（3）“起步計劃”關鍵技術飛行驗證

針對奧巴馬新太空探索計劃，NASA制定“起步計劃”，將發射一系列航天器完成多項關鍵技術的空間演示驗證任務（Flagship Technology Demonstrations）[10]，計劃中將于2015年發射FTD-2航天器，飛行時間不少于200d，進行低溫推進劑儲存和傳輸的演示驗證，FTD-2飛行器的效果圖如圖9所示。

圖7 國際空間站零蒸發試驗裝置剖面圖

圖8 “半人馬座”低溫試驗平臺系統示意圖

圖9 FTD-2航天器的效果圖

6 結束語

低溫推進劑長期在軌儲存技術是我國航天事業后續發展的支撐性關鍵技術，是一項復雜的系統工程，由于低溫推進劑的低沸點、空間復雜的熱環境和微重力環境，給該項技術的實現帶來了很大的困難，低溫推進劑貯箱的熱防護和壓力控制是兩個關鍵的方面。該項技術國外已經基本完成了實驗室研究，即將進入了工程化實施階段，后面計劃通過多次的飛行驗證對該項技術方案的工程有效性、可靠性等方面進行考核。我國在該項技術處于起步階段，后面還有大量的工作需要開展，充分借鑒和吸收國外研究經驗，考慮我國的技術水平，通過全面的理論分析和試驗驗證，突破單項關鍵技術，完善系統方案。 ◇

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