NASA低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸技術(shù)驗(yàn)證及啟示

張少華，曹 嶺，劉海飛，賁 勛，申 麟

（1. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

NASA低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸技術(shù)驗(yàn)證及啟示

張少華1，曹 嶺2，劉海飛2，賁 勛1，申 麟1

（1. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

液氫/液氧低溫推進(jìn)劑被認(rèn)為是目前進(jìn)入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟(jì)、效率最高的化學(xué)推進(jìn)劑，但其沸點(diǎn)低，低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌蒸發(fā)量控制及貯箱壓力控制等成為核心技術(shù)難題。結(jié)合國(guó)內(nèi)外研究情況，分析了美國(guó)近年來低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸關(guān)鍵技術(shù)及地面試驗(yàn)，重點(diǎn)探討了主動(dòng)制冷技術(shù)、大面積冷屏技術(shù)及其他被動(dòng)熱控技術(shù)相結(jié)合的技術(shù)方案，給出了低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸技術(shù)的未來發(fā)展趨勢(shì)。

低溫推進(jìn)劑；長(zhǎng)期在軌貯存；蒸發(fā)量控制

0 引 言

低溫推進(jìn)劑具有比沖高、無毒、無污染的特性，液氫/液氧比沖為4 500 m/s，被認(rèn)為是進(jìn)入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟(jì)、效率最高的化學(xué)推進(jìn)劑。采用高比沖的液氫/液氧推進(jìn)劑可顯著降低飛行器系統(tǒng)規(guī)模[1]，提高在軌機(jī)動(dòng)性能。設(shè)置在軌加注站，可使低溫推進(jìn)劑具備在軌補(bǔ)給能力，一方面可以將進(jìn)入軌道的推進(jìn)劑替代為有效載荷，成倍提高火箭的運(yùn)載能力，拓展任務(wù)規(guī)模；另一方面，如果任務(wù)規(guī)模不變，將原本需要在地面上加注所需的推進(jìn)劑改為在軌加注方案，會(huì)使運(yùn)載火箭的起飛規(guī)模成倍減小，相對(duì)于地面發(fā)射直接入軌的進(jìn)入空間方式，低溫推進(jìn)劑空間加注具有顯著優(yōu)勢(shì)。NASA研究表明，通過建立低溫推進(jìn)劑太空加注站[2]（見圖1），并為過往的航天器加注燃料，2024年前可實(shí)現(xiàn)載人探測(cè)小行星，至2030年執(zhí)行該項(xiàng)目所需經(jīng)費(fèi)預(yù)算約為600～800億美元，如果不采用在軌加注站方式，而是采用重型運(yùn)載火箭直接發(fā)射，執(zhí)行此項(xiàng)任務(wù)的成本約1 430億美元，且以當(dāng)前的運(yùn)載能力在2029年之前無法實(shí)現(xiàn)。低溫推進(jìn)劑在軌貯存與傳輸（Cryogenic Propellant Storage and Transfer，CPST）技術(shù)將提供一個(gè)創(chuàng)新的空間運(yùn)輸模式的轉(zhuǎn)變。因此，NASA將其視為一個(gè)重要的深空探測(cè)技術(shù)途徑，被列為美國(guó)未來重要的飛行演示驗(yàn)證任務(wù)之一，計(jì)劃執(zhí)行一個(gè)系統(tǒng)質(zhì)量約為1 800 kg的CPST飛行演示驗(yàn)證任務(wù)。

由于液氫（LH2）、液氧（LO2）沸點(diǎn)相對(duì)較低（常壓下液氫沸點(diǎn)-253 ℃，液氧沸點(diǎn)-183 ℃），受熱易于蒸發(fā)，因此在太空中難以長(zhǎng)期貯存。低溫推進(jìn)劑在軌加油站必須解決微重力下的低溫液體貯存、傳輸/加注問題，包括在低溫液體推進(jìn)劑的傳輸過程中不能產(chǎn)生氣液兩相流（不能產(chǎn)生氣泡），以及發(fā)生泄漏時(shí)能向貯存系統(tǒng)發(fā)出警報(bào)的方法。

隨著載人火星探測(cè)任務(wù)的發(fā)展，對(duì)低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸技術(shù)需求日益增強(qiáng)，NASA對(duì)于該項(xiàng)技術(shù)在2030年前的發(fā)展目標(biāo)是具備在空間零蒸發(fā)（Zero Boil-off，ZBO）存儲(chǔ)LO2[3,4]、最小損耗[5,6]（Reduction Boil-off，RBO）存儲(chǔ)LH2的能力。

1 低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存主動(dòng)控制技術(shù)

1.1 先進(jìn)的主動(dòng)熱控制方案

由于LH2具有極低的沸點(diǎn)，被動(dòng)控制無法做到完全絕熱，ZBO貯存只能依靠主動(dòng)冷卻。主動(dòng)冷卻系統(tǒng)以制冷機(jī)為主，以循環(huán)氣體作為制冷機(jī)工作流體。對(duì)于LH2，盡管采用高性能的20 K制冷機(jī)冷卻推進(jìn)劑，但已經(jīng)在軌驗(yàn)證的空間制冷機(jī)效率也只能達(dá)到0.1%～0.2%，20 K溫區(qū)能效比為500～1000 W/W。RBO系統(tǒng)工作原理如圖2所示。

由圖2可知，從冷能利用的品質(zhì)和效率來講，相較于20 K溫區(qū)的空間制冷機(jī)，采用更易于實(shí)現(xiàn)的90 K制冷機(jī)技術(shù)結(jié)合大面積冷屏[4]（Broad Area Cooling， BAC）來冷卻更高溫度的貯箱外表隔熱層則更具有前景。主要原因在于采用20 K溫區(qū)的制冷機(jī)時(shí)功率和質(zhì)量消耗較大、費(fèi)效比低，不僅需要超大面積的太陽能帆板為制冷機(jī)供電，而且還需要大型展開式輻射器為制冷機(jī)廢熱提供散熱途徑。而利用不同品質(zhì)的冷量與系統(tǒng)功耗及質(zhì)量消耗之間的非線性關(guān)系，采用主動(dòng)制冷機(jī)通過制冷工質(zhì)將冷量傳輸給BAC管路，冷卻相對(duì)較高溫區(qū)的貯箱外絕熱結(jié)構(gòu)，以抵消或減小向貯箱內(nèi)部的漏熱，實(shí)現(xiàn)LH2最小蒸發(fā)損耗。

此外，LO2沸點(diǎn)相對(duì)較高，LH2貯箱90 K BAC出口工質(zhì)可以繼續(xù)用于冷卻LO2貯箱，實(shí)現(xiàn)LO2ZBO及冷量的綜合利用（見圖3）。有研究表明[7]，對(duì)比采用BAC冷屏和直接對(duì)LH2采用主動(dòng)制冷兩種方式，同等條件下采用冷屏后主動(dòng)制冷系統(tǒng)質(zhì)量和功耗消耗可分別節(jié)省60.63%和64.32%左右。

然而，采用90 K制冷機(jī)結(jié)合BAC冷屏仍然難以實(shí)現(xiàn)液氫ZBO，對(duì)于未來更長(zhǎng)時(shí)間、更遠(yuǎn)距離、更大規(guī)模的載人火星探索任務(wù)則難以滿足任務(wù)需求。因此，NASA正在研制20 W@20 K反向渦輪布雷頓循環(huán)制冷機(jī)，設(shè)計(jì)能效比為60 W/W，且系統(tǒng)質(zhì)量與輸出冷量比值僅有4.4 kg/W，期望在空間制冷技術(shù)上實(shí)現(xiàn)顛覆性變革，其三維模型見圖4所示。

2014年，為了驗(yàn)證主動(dòng)熱控系統(tǒng)的力、熱綜合性能，NASA開發(fā)了兩個(gè)試驗(yàn)測(cè)試平臺(tái)并開展了試驗(yàn)，以滿足對(duì)多層隔熱組件（Multi-layer Insulation，MLI）和BAC等熱屏蔽系統(tǒng)的熱性能和結(jié)構(gòu)性能測(cè)試。其中，RBO測(cè)試是為了對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料、MLI等隔熱組件的熱性能進(jìn)行參數(shù)評(píng)估，噪聲、振動(dòng)測(cè)試（Vibro-Acoustic Test Article，VATA）是為了評(píng)估熱控系統(tǒng)的力學(xué)性能，在各項(xiàng)測(cè)試中均采用相同的貯箱和熱控措施及附屬結(jié)構(gòu)，以充分驗(yàn)證系統(tǒng)工作性能。

作為L(zhǎng)H2長(zhǎng)時(shí)間在軌貯存的被動(dòng)和主動(dòng)散熱組件，MLI和BAC被安裝在泡沫（Spray On Foam Insulation，SOFI）的表面[8,9]。該絕熱系統(tǒng)材料從外至內(nèi)的依次為：層密度為20 層/cm的30單元標(biāo)準(zhǔn)密度MLI；BAC冷屏；層密度為8 層/cm的30單元低密度MLI；SOFI；貯箱金屬壁面。針對(duì)不同推進(jìn)劑種類和任務(wù)模式對(duì)熱控制的需求，需要針對(duì)性地進(jìn)行MLI的密度計(jì)算和層數(shù)設(shè)計(jì)，并通過粘接搭扣進(jìn)行連接，以允許拆除和重新安裝。

BAC冷屏通過低導(dǎo)熱率的聚合物支架與貯箱壁面實(shí)現(xiàn)熱隔離，聚合物支架具有一定的強(qiáng)度和剛度。該方案限制了屏蔽件的振動(dòng)，以承受火箭發(fā)射階段的力學(xué)載荷，并通過VATA試驗(yàn)，驗(yàn)證RBO系統(tǒng)飛行狀態(tài)所用支架的最小數(shù)量和最佳熱設(shè)計(jì)，在滿足力學(xué)性能的前提下盡可能減小通過支架的漏熱量。

1.2 基于主動(dòng)冷卻的RBO測(cè)試

在RBO測(cè)試中，BAC被安裝在60單元MLI的中間層，BAC的冷源為20 W@90 K的反向渦輪布雷頓循環(huán)制冷機(jī)，制冷機(jī)產(chǎn)生的廢熱通過熱管輻射器向熱沉排散。本文通過對(duì)該方案進(jìn)行數(shù)值計(jì)算（見圖5），若沒有冷屏的存在，60單元MLI中間位置反射屏溫度為241 K，而BAC冷屏的存在可將此處溫度降至90 K，通過MLI 90%以上的熱量被BAC冷屏吸收，向LH2貯箱內(nèi)的漏熱僅有原來的1/10，實(shí)現(xiàn)RBO貯存。

縮比多用途真空熱試驗(yàn)系統(tǒng)示意如圖6所示。

由圖6可知，RBO試驗(yàn)主要包含兩個(gè)工況的測(cè)試：a）制冷機(jī)未工作狀態(tài)（Cooler Off），試驗(yàn)工況可獲得系統(tǒng)的靜態(tài)蒸發(fā)速率；b）制冷機(jī)工作狀態(tài)（Cooler On），試驗(yàn)工況為驗(yàn)證制冷機(jī)工作狀態(tài)下低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)減小量。在貯箱壓力保持穩(wěn)定的條件下，通過排氣管中的流量計(jì)對(duì)LH2蒸發(fā)量和蒸發(fā)規(guī)律進(jìn)行測(cè)定。測(cè)得的熱量主要來自于通過MLI的輻射換熱以及通過部組件的傳導(dǎo)漏熱，進(jìn)入貯箱的傳導(dǎo)漏熱量則依據(jù)各傳導(dǎo)路徑（例如：支撐結(jié)構(gòu)、管路）的溫度數(shù)據(jù)以及這些路徑的物理特性來確定。其中，MLI漏熱難以被直接測(cè)量，而是從貯箱總漏熱量減去傳導(dǎo)漏熱量中獲得。

兩種工況的測(cè)試結(jié)果[12]顯示，相比制冷機(jī)不開機(jī)的試驗(yàn)工況，制冷機(jī)開機(jī)工況下通過支撐結(jié)構(gòu)的漏熱降低62%，排氣管路的漏熱降低50%，通過MLI的凈漏熱減少61%。總之，LH2蒸發(fā)量降低48%，每降低1 W漏熱對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)質(zhì)量與輸入功率均達(dá)到試驗(yàn)?zāi)康模C明該技術(shù)可維持LH2在空間存儲(chǔ)更長(zhǎng)的時(shí)間，在未來數(shù)年內(nèi)技術(shù)成熟度將提高至5級(jí)甚至更高。

1.3 主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能測(cè)試

VATA試驗(yàn)的總裝順序如圖7所示。VATA試驗(yàn)?zāi)康氖情_展MLI/BAC結(jié)構(gòu)在一個(gè)典型運(yùn)載火箭力學(xué)載荷條件下的振動(dòng)試驗(yàn)和噪聲試驗(yàn)，為BAC管路、泡沫、貯箱支架的設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)支撐。

最壞工況下力學(xué)載荷測(cè)試是評(píng)價(jià)MLI/BAC系統(tǒng)結(jié)構(gòu)性能的最佳方法，試驗(yàn)結(jié)果顯示：a）進(jìn)行力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)后的RBO測(cè)試中，系統(tǒng)的熱性能未發(fā)生變化；b）對(duì)測(cè)試后的BAC每個(gè)管路進(jìn)行泄漏檢查，未發(fā)現(xiàn)泄漏；c）對(duì)測(cè)試后的外觀進(jìn)行檢查，未觀察到明顯損傷，但僅發(fā)現(xiàn)BAC具有少量凹痕，這并不影響RBO系統(tǒng)的熱性能和結(jié)構(gòu)性能。

結(jié)構(gòu)性能試驗(yàn)的意義在于，驗(yàn)證了MLI/BAC技術(shù)能夠經(jīng)受火箭飛行載荷下的振動(dòng)試驗(yàn)和噪聲試驗(yàn)而不被破壞，為L(zhǎng)H2長(zhǎng)期在軌貯存設(shè)計(jì)提供了重要支撐。

2 低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存被動(dòng)控制技術(shù)

2.1 被動(dòng)熱控制系統(tǒng)

被動(dòng)熱控是利用先進(jìn)的隔熱系統(tǒng)來減少通過支撐結(jié)構(gòu)、管路和電纜等進(jìn)入低溫貯箱的漏熱量，目前依然面臨3個(gè)設(shè)計(jì)或工程難題：a）盡量減少通過MLI及其固定裝置的漏熱量；b）研制低導(dǎo)熱率和承載一體的復(fù)合材料制成的連接支撐結(jié)構(gòu)；c）大面積MLI在大尺寸低溫貯箱上的應(yīng)用挑戰(zhàn)。

2.2 貯箱漏熱測(cè)試

通過支撐結(jié)構(gòu)、管路和電纜等熱傳導(dǎo)漏熱對(duì)于整個(gè)CPST驗(yàn)證系統(tǒng)是一個(gè)非常重要的因素，由于溫差大，通過表面輻射換熱也是系統(tǒng)漏熱的主要組成部分。試驗(yàn)主要對(duì)通過緩沖結(jié)構(gòu)（見圖8）、絕熱層、管路以及儀器電纜等的漏熱進(jìn)行測(cè)試，并對(duì)不同隔熱材料如氣凝膠、玻璃纖維和真空腔結(jié)構(gòu)等進(jìn)行試驗(yàn)。結(jié)果顯示，漏熱量是支撐結(jié)構(gòu)直徑、環(huán)境溫度、材料熱物性等參數(shù)的函數(shù)。試驗(yàn)證明，玻璃纖維增強(qiáng)隔熱材料最易于開發(fā)、強(qiáng)度最高、環(huán)境適應(yīng)性最強(qiáng)。

2.3 復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)的力/熱性能測(cè)試

箭體結(jié)構(gòu)自身?yè)碛休^大的熱容和比表面積，在發(fā)射準(zhǔn)備段和上升段，蓄積了大量熱量，這些熱量一方面通過輻射向空間散失，另一方面通過連接支撐結(jié)構(gòu)等熱橋進(jìn)入低溫貯箱。為減少來自支撐結(jié)構(gòu)的漏熱并承受發(fā)射階段力學(xué)載荷，NASA設(shè)計(jì)了一種高強(qiáng)度、低熱導(dǎo)率的碳纖維復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)（見圖9）。

格林研究中心對(duì)碳纖維復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)[10]進(jìn)行了測(cè)試，材料類型為IM7/8552，試驗(yàn)過程模擬了真實(shí)的空間熱環(huán)境，并在LH2一端設(shè)置量熱計(jì)進(jìn)行漏熱測(cè)量，試驗(yàn)樣件的直徑分別為50 mm和150 mm。該樣件在常溫和LN2環(huán)境條件下能夠取得理想的結(jié)果，但在LH2環(huán)境下進(jìn)行測(cè)試時(shí)，由于量熱計(jì)處蒸汽意外泄露而導(dǎo)致試驗(yàn)終止。

2.4 大尺度MLI的應(yīng)用研究

對(duì)于LH2在軌貯存4 t、大于兩周的探索任務(wù)，若不產(chǎn)生明顯的推進(jìn)劑蒸發(fā)損失，貯箱外表面多層隔熱材料（MLI）的厚度應(yīng)在7.5 cm左右。然而，受到結(jié)構(gòu)制造和裝配技術(shù)的限制，MLI應(yīng)用于大尺寸的貯箱技術(shù)成熟度并不高，在RBO測(cè)試中，60單元的MLI被應(yīng)用在1.2 m的試驗(yàn)貯箱上，但在更大尺寸貯箱（2～10 m）上的應(yīng)用仍需進(jìn)一步研究，NASA認(rèn)為在飛行演示驗(yàn)證前需要更多測(cè)試數(shù)據(jù)才能放心使用。

傳統(tǒng)MLI加工尺寸（寬）為1.2 m左右，由于貯箱尺寸的增大，考慮到力學(xué)環(huán)境，相對(duì)于傳統(tǒng)尺寸的MLI將導(dǎo)致單位面積的搭扣數(shù)量和接縫長(zhǎng)度增加，通過搭扣的漏熱量也會(huì)上升。在大尺寸貯箱上（如2～3 m直徑）的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和重復(fù)性試驗(yàn)較少，具有諸多不確定性，需要在更大尺寸的貯箱上對(duì)MLI層數(shù)及層密度變化、搭接數(shù)量等參數(shù)進(jìn)行了測(cè)試和優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3 液體獲取裝置

微重力下應(yīng)用液體獲取裝置（Liquid Acquisition Devices，LAD）[10]（見圖10）是利用毛細(xì)抽吸原理和表面張力來獲取液體，通過液體蓄留于貯箱底部，在傳輸和加注時(shí)只需打開貯箱底部的閥門，依靠壓差實(shí)現(xiàn)推進(jìn)劑的轉(zhuǎn)移。推進(jìn)劑輸送管路必須進(jìn)行隔熱和預(yù)冷，避免傳輸時(shí)由于漏熱影響產(chǎn)生氣泡，出現(xiàn)氣液兩相和壓力的劇烈波動(dòng)。

目前，NASA已經(jīng)完成兩個(gè)325 mm×2 300 mm的全尺寸LAD測(cè)試，并與熱力學(xué)排氣系統(tǒng)（Thermodynamic Vent System，TVS）進(jìn)行耦合，試驗(yàn)條件為：力學(xué)環(huán)境為1 g、試驗(yàn)溫區(qū)為20.3～24.2 K（LH2）、壓力為100～350 kPa、流量為0.01～0.055 kg/s，測(cè)量參數(shù)分別為液位高度、貯箱壓力、輸送管流體流態(tài)和流速。試驗(yàn)結(jié)果為：a）多孔板能提高毛細(xì)作用；b）液體蓄留受溫度影響較大；c）通過TVS熱交換器局部冷卻能夠改善LAD性能。

4 液氧零蒸發(fā)試驗(yàn)技術(shù)

LO2沸點(diǎn)相對(duì)較高，采用90 K的制冷機(jī)對(duì)貯箱壁面進(jìn)行分布式冷卻[11,12]，可實(shí)現(xiàn)LO2的ZBO。試驗(yàn)對(duì)貯箱外表降溫速率進(jìn)行測(cè)試，并對(duì)貯箱內(nèi)的壓力進(jìn)行精確測(cè)量。試驗(yàn)分為兩個(gè)工況，壓力分別為172 kPa，工作溫度為82 K和96 K。此外，試驗(yàn)還將對(duì)于留有25%富裕能力的制冷機(jī)進(jìn)行測(cè)試，以驗(yàn)證系統(tǒng)的壓力響應(yīng)。LO2ZBO試驗(yàn)是NASA關(guān)于CPST演示驗(yàn)證的重要步驟和環(huán)節(jié)，能夠充分驗(yàn)證采用主動(dòng)冷卻和BAC技術(shù)的低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量控制的能力，提升技術(shù)成熟度，將使CPST技術(shù)發(fā)展邁出關(guān)鍵一步，為NASA載人深空探測(cè)任務(wù)的發(fā)展提供重要保障。

5 結(jié)束語

a）國(guó)外研究表明，執(zhí)行載人登月或登火等深空探測(cè)任務(wù)，相比研發(fā)新的重型運(yùn)載火箭，建立低溫推進(jìn)劑在軌加注站可大規(guī)模節(jié)約發(fā)射成本。同時(shí)，在地月L1點(diǎn)建立低溫推進(jìn)劑加注站可實(shí)現(xiàn)載人月球探測(cè)和著陸器的重復(fù)使用，在更遠(yuǎn)距離的深空位置進(jìn)行在軌加注對(duì)小行星、火星探測(cè)等具有重要的價(jià)值。

b）以低導(dǎo)熱率復(fù)合材料連接支撐結(jié)構(gòu)和復(fù)合多層隔熱組件為主的先進(jìn)被動(dòng)熱控技術(shù)是實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸?shù)幕臼侄巍５蛯?dǎo)熱率連接支撐結(jié)構(gòu)必須承受火箭主動(dòng)段的力學(xué)載荷和提供足夠大的熱阻，而多層隔熱必須考慮如何在大尺寸貯箱上實(shí)施以及與BAC技術(shù)的耦合，并確保最優(yōu)化設(shè)計(jì)。

c）采用90 K制冷機(jī)為BAC冷屏提供冷量，可降低MLI層間溫度，從而大幅減小進(jìn)入貯箱的漏熱，相比直接采用20 K制冷機(jī)為液氫制冷，效率更高，規(guī)模及代價(jià)更小。因此，主動(dòng)制冷機(jī)與BAC耦合的主動(dòng)熱控是未來實(shí)現(xiàn)液氫RBO和液氧ZBO最為可行的方案。

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Demonstration and Inspiration in Technology of Cryogenic Propellant Long-term Storage and Transfer in Orbit of NASA

Zhang Shao-hua, Cao Ling, Liu Hai-fei, Ben Xun, Shen Lin
(1. R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076; 2. Beijing Institute of Space Launch Technology, Beijing, 100076)

LH2and LO2are considered to be the most economic and efficient chemical propellant for space entrance and orbital transfer. However, because of its extremely low boiling point, cryogenic propellant long-term in orbit boil-off control and tank pressure control become the key problems. According to the results of domestic and foreign research, the key technologies and ground tests of the cryogenic propellant long-term in orbit storage and transmission in recent years have been discussed, which include the active cooling, broad area cooler and other passive thermal control technology. And the technology developing trend has also been proposed.

Cryogenic propellant; Long-term storage in orbit; Boil-off control

V511+.3

A

1004-7182(2017)03-0049-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170311

2016-09-11；

2017-05-09；優(yōu)先出版時(shí)間：2017-04-12；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.cnki.net

中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院創(chuàng)新基金

張少華（1983-），男，高級(jí)工程師，主要研究方向?yàn)楹教炱鳠峥乜傮w設(shè)計(jì)和運(yùn)載器低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌貯存與傳輸技術(shù)