運載火箭低溫推進劑熱管理技術及應用進展分析

李佳超，梁國柱

(北京航空航天大學宇航學院，北京100191)

運載火箭低溫推進劑熱管理技術及應用進展分析

李佳超，梁國柱

(北京航空航天大學宇航學院，北京100191)

運載火箭低溫推進劑與外界環境的傳熱是造成汽化的主要原因。為長期貯存和使用低溫推進劑，必須采用綜合的熱管理技術。首先介紹國內外提出的被動熱防護技術和主動制冷技術。前者的主要目的是降低貯箱與外界環境的熱量交換強度；后者是通過對貯箱內的熱量進行轉移，以實現低溫推進劑的無損貯存，但只適合已具有良好被動熱防護的貯箱。其次，對國外典型低溫推進劑實驗應用系統進行分析，并初步提出多功能液氫實驗平臺方案設想，方案中通過CZ-3A號搭載多功能液氫實驗平臺用于驗證空間環境下低溫推進劑的綜合應用技術。通過對低溫推進劑熱管理技術的調研和論證，為我國低溫推進劑在空間環境下的長期在軌使用提供技術參考。

低溫推進劑;汽化;熱管理;被動熱防護;主動制冷

0 引言

低溫推進劑(如液氫、液氧、甲烷等)具有比沖高、無毒無污染、價格相對低廉等特點，因而在國內外運載火箭和航天器得到了廣泛的運用。但低溫推進劑沸點低，外界環境的漏熱容易引起低溫推進劑的汽化，影響航天器飛行安全。按照傳統推進劑的管理方法，需要向外部直接排放氣體來降低壓力，這會造成推進劑損失，縮短航天器壽命，對載人航天器上航天員出艙活動和航天器的安全也造成不利影響。因此，必須對低溫推進劑熱管理技術及綜合應用展開研究。

國外對低溫推進劑熱管理技術進行了大量的實驗和理論研究，其中以美國航空航天局(NASA)格林研究中心開展零沸騰貯箱(Zero Boil-off Tank, ZBOT)計劃為代表，該實驗的目的是研究低溫推進劑長期存貯所需的技術[1]。我國最早使用液氫/液氧推進劑是在CZ-3號運載火箭第三子級發動機YF-73上面，工作時長800s左右。由于地球同步通信衛星發射的需要和空間站建設以及探月工程項目的實施，先后發展了YF-75、YF-75D和YF-77等氫氧火箭發動機。但是由于我國液氫存儲技術尚不夠完善，液氫汽化速度過快，無法實現在太空長時間在軌待機和多次啟動。而同樣采用氫氧發動機的美國半人馬座(Centaur)上面級和德爾塔IV(Delta IV)火箭上面級，它們的最長飛行時間都超過6h，可以直接將衛星送入地球同步軌道。為此，我國也急需對低溫推進劑貯存過程的熱管理技術展開研究，實現低溫推進劑的長期貯存和使用。

本文通過對低溫推進劑熱管理技術的調研和論證，為我國低溫推進劑在空間環境下的長期在軌使用提供技術參考。

1 被動熱防護

低溫推進劑熱管理中被動熱防護主要通過隔熱措施減少與外界的熱量傳遞，或采用消耗自身的方法實現熱量的轉移。被動熱防護技術低溫推進劑熱管理中常采用的有效方法包括眾多的單項技術，本文介紹國外典型的被動熱防護技術，并對各種技術具體性能進行分析。

1.1 多層隔熱技術

多層隔熱材料(Multilayer Insulation, MLI)是低溫系統在真空環境下最常用的絕熱材料，廣泛應用于空間飛行器，如Centaur上面級火箭。MLI一般由反射屏和間隔物兩部分組成，其絕熱性能與反射屏和間隔物的材料性質、層數，以及材料間間隙的真空度、充填氣體有關[2]。Sun等[3]給出了MLI性能與真空度和充填氣體的關系。實驗結果表明MLI導熱系數在0.1Pa以下才能達到良好的隔熱效果，充填氣體為二氧化碳能夠顯著地減小隔層間的導熱。典型MLI的當量熱導率可以達到10-4W/(m·K)數量級。Jeffrey等[4]通過對Centaur上面級使用MLI的結果得出，采用25層MLI氧箱內液氧日蒸發率為0.8%，氫箱內液氫日蒸發率為2.5%。馬歇爾空間飛行中心(MSFC)結合多用途的液氫實驗平臺(MHTB)開展了變密度隔熱材料(VD-MLI)和發泡材料(Spray-on Foam Insulation， SOFI)的復合防熱結構研究[5-6]。VD-MLI和SOFI的復合隔熱結構見圖1。從圖中可以看出，VD-MLI的密度從外到內依次減小。實驗結果表明采用VD-MLI后，低溫推進劑的汽化量比采用傳統的MLI降低58%，質量減少41%。

圖1 VD-MLI和SOFI的復合隔熱結構Fig.1 VD-MLI and SOFI composite insulation structure

多層隔熱材料的良好隔熱性能使其得到持續研究，目前除變密度多層隔熱材料，又相繼提出了低密度多層隔熱材料(LD-MLI)、集成多層隔熱材料(I-MLI)、承力結構多層隔熱材料(LR-MLI)等[7]。

1.2 遮陽板技術

可展開遮陽板(Sun Shield)利用高反射率的材料將低溫系統與外界隔離開，可以顯著減小低溫系統受太陽和地球輻射的影響。研究表明，不論是單獨使用遮陽板還是與多層隔熱材料一起使用，都可以明顯降低外界的漏熱。遮陽板通常被用于空間望遠鏡、太陽帆板和低溫貯箱等。2000年，Sandy[8]在下一代空間望遠鏡項目中對遮陽板的各個系統進行了結構設計和理論分析。2007年，美國聯合發射聯盟(United Launch Alliance，ULA)與ILC共同為Centaur上面級設計遮陽板系統，并對系統進行初步的熱力學計算[9]。圖2給出了Centaur上面級的遮陽板系統示意圖。從圖中可以看出，遮陽板系統由5部分組成，系統通過向豎直臂、水平臂注入氣體控制遮陽板的位置，系統所需要的氣體可以來自于貯箱。而針對遮陽板的在軌應用，NASA將在2020年的土衛六探測(Titan Explorer)計劃中采用遮陽板對低溫貯箱進行遮擋，降低貯箱受到的空間熱輻射[10]。

圖2 遮陽板系統示意圖Fig.2 Schematic diagram of sun shields system

1.3 連接結構隔熱設計

低溫推進劑受熱的很大一部分來自于貯箱連接結構的導熱，大力神(Titan)火箭的液氧和液氫貯箱間連接結構在采用最好的隔熱材料情況下，12根連接部件的漏熱量在0.2W左右[11]。要實現20K溫度下0.2W的制冷量，制冷機需要消耗電量100W左右。因此，有必要對連接結構進行隔熱設計。被動軌道阻斷支撐技術(Passive Orbital Disconnect Struts， PODS)源于GP-B任務[12]，圖3給出了PODS結構，在空間自由飛行階段，由于作用力較小，熱載荷和力載荷通過直徑小的復合材料管和較長的路徑傳遞。在發射上升階段，熱載荷和力載荷通過較粗的復合材料管和較短的路徑傳遞。通過應用PODS改變導熱的截面積減少部件導熱，使系統通過支撐結構的導熱減小90%[13]。使用連接結構隔熱設計改變了火箭的整體結構，需要對系統力學性能進行計算，確保系統結構的安全。

圖3 連接結構隔熱設計Fig.3 Thermal insulation design of connection structure

1.4 流體混合技術

低溫推進劑熱分層是指外界漏熱作用下形成溫度梯度的現象。熱分層造成了推進劑內部能量分布不均勻，使液體局部區域汽化速度增大，生成的氣體使貯箱內壓力快速升高，對貯箱的結構強度和推進劑的利用造成不利影響。Lin等[14]對充填率95%、漏熱量20W的貯箱自增壓計算得出，貯箱內壓力從101kPa升高至138kPa需要10.7天，而采用功率15W和3W的混合器進行流體混合升壓過程分別需要12.3天和18.7天。Michael[15]通過壓力控制實驗中對微重力下貯箱內流體的混合進行研究，流體的混合降壓效果可以用Weber數來衡量。Lin等[16]在貯箱底部附近安裝一個混合器，混合器內噴出的液體向垂直于氣液界面運動，具體如圖4所示。實驗表明流體混合能夠顯著延緩壓力上升，壓力上升率降低值取決于流體混合的速度。流體混合技術只能延遲推進劑的汽化，不能從根本上消除熱量的來源，同時混合器工作時自身會帶來熱量，研究表明混合器在產生0.4W的熱功率時，每年會造成25kg的液氫或66kg液氧損失。流體混合技術不適合單獨使用，需結合制冷技術一起使用。

圖4 低溫液體的混合裝置圖Fig.4 Diagram of the mixing device in cryogenic liquids

1.5 熱力學排氣技術

熱力學排氣(Thermodynamic Vent System, TVS)是指從貯箱內引出一股流體通過J-T閥膨脹為低溫低壓的流體，該流體通過換熱器吸收貯箱內推進劑的熱量，并將流體排放到環境中。圖5為兩種不同的熱力學排氣系統原理圖，被動的熱力學排氣系統一般有J-T閥和換熱器，主動的熱力學排氣系統在被動熱力學排氣系統基礎上增加了循環管路和低溫泵。

圖5 不同類型的TVS原理圖Fig.5 Schematic of different types of TVS

1996～1998年年間，MSFC利用MHTB設計相關的實驗來驗證TVS的性能[17]。圖6為主動形式的噴霧棒TVS 系統結構簡圖。MHTB實驗中液氫貯箱容積為18m3，環境漏熱量從19W到54W，貯箱中初始充填率分別為90%、50%、25%。實驗結果表明，噴霧棒TVS系統可以將貯箱內壓力控制在6.9kPa范圍內。2004年格林研究中心[18]利用液氮進行TVS實驗，實驗設定壓力148.8kPa，流體混合后溫度不低于80K進行排氣。實驗中初始充填率分別為97%、80%和63%，壓力控制在131kPa～148.8kPa，平均排氣率分別為0.245kg/h、

圖6 噴霧棒形TVS原理圖Fig.6 Spray bar TVS schematic

0.174kg/h和0.180kg/h。實驗結果表明，在初始充填率低的時候，貯箱內的壓力控制效果較好; 當初始充填率高時，TVS 的壓力控制和降溫效果變差。TVS可以將部分熱量通過氣體帶到外界環境中，但是使用時需要保證排放出的氣體中不夾帶液體，減少推進劑的浪費。

1.6 蒸汽冷卻屏技術

Lebar等[19]在MLI的基礎上，設計了蒸汽冷卻屏(Vapor Cooled Shields, VCS)系統。原理是低溫推進劑蒸汽溫度比貯箱固體區溫度低，氣體流經貯箱固體區可以吸收熱量，降低貯箱固體區溫度，從而減少低溫推進劑的汽化。實驗表明適當設計的VCS可以使貯箱漏熱量降低50%。VCS根據冷卻方式的不同，分為獨立VCS和集成的 VCS。 獨立的VCS如圖7所示，貯箱固體區采用各自內部的蒸汽進行冷卻，被加熱的蒸汽通入燃料電池中，生成電能。集成的VCS如圖8所示，低溫氫氣先冷卻液氫貯箱，然后冷卻液氧貯箱，最后被加熱的氫氣向外界排出。兩種的方案各有優缺點：獨立的VCS實現蒸汽100%的利用，但是燃料電池的效率和經濟性需要綜合考慮。集成的VCS結構簡單，實現氧貯箱的零蒸發，但是排放的氫氣沒有得到充分的利用。

圖7 獨立的蒸汽屏冷卻技術Fig.7 Independent VCS configuration

圖8 集成的蒸汽屏冷卻技術Fig.8 Integrated VCS configuration

1.7 仲氫制冷技術

氫是雙原子分子，根據兩個氫原子繞核自旋方向的不同，分為正氫(Ortho-hydrogen)和仲氫(Para-hydrogen)。通常氫是以正氫和仲氫兩種形式氫分子組成的混合物，具體比例與溫度有關。室溫以上的溫度，一般稱為標準氫，含正氫75%，仲氫25%。一個大氣壓下的飽和液氫，仲氫的平衡濃度為99.82%。氣態氫的正-仲轉化在催化劑的作用下才能發生，液態氫的正-仲轉化可以自發進行，但轉化速率慢。氫的仲-正轉化過程是吸熱反應，轉化過程中吸收的熱量與溫度有關。針對仲氫的制冷作用，Meier等[20]認為通過貯箱內汽化的仲氫進行仲-正轉化回收冷量，用于液化流程中預冷，可以使汽化氫氣的40%重新液化。北京航天試驗技術研究所[21-23]對仲-正轉化中制冷效應可行性進行了理論分析，并得出利用仲氫的制冷技術可以使液氫無損貯存時間延長18%。華盛頓州立大學[24]結合蒸汽屏和仲-正氫轉化進行實驗，實驗的具體圖形如9所示。實驗中蒸發后的氫氣通過吸熱變為90K左右，然后在氧化鐵粉末的催化作用下，仲氫的比例由入口的99.8%減小為43%，并且吸收大量的熱量。實驗結果顯示，仲-正氫的轉化使實驗系統的制冷能力提高了50%。美國專利[25]介紹利用強磁場進行仲氫轉化的裝置，通過引一股具有催化作用的常態氫氣與仲氫混合，可以增加仲氫的轉化率。

圖9 仲-正氫催化反應裝置圖Fig.9 Catalyst reactor for para-ortho hydrogen

1.8 低溫推進劑過冷技術

低溫推進劑過冷技術是指通過與外界熱量交換使其溫度低于正常沸點溫度，通常的過冷技術有等壓過冷和氦氣噴注。等壓過冷技術可以使液氫在1atm下溫度下降到14.5K，顯著低于1atm下的飽和溫度20.4K。NASA對低溫推進劑的過冷技術進行了深入研究，具體研究成果主要服務于單級入軌可重復使用運載火箭(SSTO-RLV)與X-33航天運載飛行器計劃。Rockwell研究得出：RLV采用過冷推進劑，總的起飛質量可以減輕17%，主發動機由7臺減少到6臺，成本可以降低11%[26]。蘇聯暴風雪號航天飛機也采用過冷液氫、液氧，點火時貯箱內液氫溫度17K，液氧溫度57K[27]。RL10B-2火箭發動機在使用過冷液氫推進劑時，燃料泵入口液氫密度提高了9.8%，比沖提高到467.3s[28]。TOPS實驗設計數據表明，過冷技術使液氧和液氫在軌貯存8.5年，貯存期間沒有液氧損失，僅僅損失44kg液氫，與正常情況相比減少41%的質量損失[29]。戰神五號(Ares V)上J2-X的設計數據表明采用過冷貯箱可以維持388天不需要啟動壓力排放，而正常貯箱在142天左右就達到壓力排放條件[30]。圖10給出Ares V發射平臺上采用的液氫等壓過冷裝置示意圖。在火箭發射前，貯箱內一部分液氫通過J-T閥節流降壓成低溫低壓的氣液兩相流，兩相流通過換熱器的內管吸收熱量變成氣體，并通過壓縮機增壓排放到環境中。貯箱內另外大部分液氫在泵的驅動下流入換熱器的外管，在充分吸收內管的冷量后重新注入液氫貯箱中，從而降低液氫的溫度。液氫過冷過程中會使貯箱內壓力降低，為避免貯箱的結構受損，實驗中通過加注低溫氦氣維持貯箱內壓力在安全范圍內變動。

圖10 等壓過冷液氫系統圖Fig.10 Schematic diagram of isobaric sub-cooling hydrogen

氦氣噴射是另一種常用的過冷技術，圖11為實驗的原理圖。實驗中氦氣通過噴嘴注入到液氧中，圍繞氦氣泡的液氧由于擴散傳質會迅速汽化并擴散到氦氣泡中，液氧的汽化吸收部分熱量使液體主體部分溫度下降。氦氣噴射的過冷能力與氦氣的入口溫度及氦氣的流速有關。

圖11 氦氣噴射冷卻系統示意圖Fig.11 Schematic diagram of helium injection cooling system

Ramesh等[31]給出了氦氣噴射過冷液氮、液氧和液氫實驗數據，具體結果如表1所示。從表中可以看出，氦氣噴射預冷液氮、液氧可以獲得較好的預冷效果，但是對于液氫的預冷效果有限，這主要是由于注入氦氣溫度遠高于液氫飽和溫度，氦氣向液氫的傳熱消耗了大量過冷度[32]。

表1 不同溫度氦氣注射對低溫流體溫降特性的影響

被動熱防護技術可以減少低溫推進劑的損失，但是無法避免低溫推進劑蒸汽的排放。針對必須排放蒸汽的利用，目前主要有燃料電池方案、再冷凝方案，也可以采用集氣瓶收集用于貯箱內的自增壓和航天器的姿態控制。因此，要實現無損貯存必須采用主動制冷。

2 主動制冷

低溫推進劑的長期貯存不可避免受到外界漏熱的影響，這一部分的熱量會使推進劑溫度升高而汽化，造成推進劑的損失。要實現低溫推進劑的無損長期貯存，必須采用主動制冷技術。主動制冷通常采用低溫制冷機對低溫推進劑進行冷卻，從而達到降溫的目的。低溫制冷機中的G-M制冷機、斯特林制冷機和脈管制冷機均可以達到液氫溫度，并在20K溫區有一定的制冷量，可以用來冷凝氣體和冷卻液體。表2給出了液氫溫區各種低溫制冷機的性能參數[33]。從表中可以看出，主動制冷技術采用的低溫制冷機在液氫溫度下工作效率很低，需要消耗大量的電能才能轉移部分熱量。因此，使用低溫制冷機的前提是貯箱已具備良好的絕熱能力，確保外界漏熱量與制冷機的制冷量處于同一水平，并且能夠為制冷機提供充足的電源。

表2 液氫溫區典型低溫制冷機性能比較

2.1 制冷機直接冷凝氫氣

格林研究中心[34]將G-M制冷機的冷凝器直接安裝在貯箱內氣枕中，其中G-M制冷機為兩級制冷(第一級20W/35K，第二級17.5W/18K)。G-M制冷機兩級制冷同時工作時，貯箱內氣枕區溫度下降率為0.02K/h，壓力下降率為0.55kPa/h。Nakano等[35]在30L的貯箱中使用G-M制冷機兩級制冷，第二級的制冷溫度為10K，圖12給出G-M制冷機冷凝氫氣的裝置圖。G-M制冷機的冷凝器直接與貯箱內氣枕接觸，當二級冷頭溫度低于氫氣飽和溫度時，氣體與冷凝器交換熱量并重新液化。實驗結果表明G-M制冷機能夠每天冷凝19.5L氫氣，并降低貯箱內流體溫度和氣枕區壓力。

圖12 G-M制冷機冷凝氫氣裝置圖Fig.12 Schematic figure of hydrogen liquefier with G-M cryocooler

2.2 制冷機直接冷卻液氫

2001年，MSFC利用MHTB平臺對不同初始充填率下的液氫貯箱進行了一系列無損存貯實驗，實驗系統如圖13所示[36]。其中液氫貯箱容積為18m3，采用Cryomesh公司的GB37兩級低溫制冷機制冷(制冷量為30W/20K)。貯箱內液氫通過與制冷機交換熱量，在泵的作用下重新流入貯箱。制冷后的低溫液氫與貯箱內液氫混合，并降低液氫的整體溫度。實驗結果表明，采用制冷機直接冷卻液氫可以降低貯箱內液氫的溫度，并實現液氫的無損貯存。

圖13 MHTB ZBO測試裝置Fig.13 MHTB ZBO demonstration test setup schematic

2.3 制冷機直接冷卻貯箱

直接冷卻貯箱是通過制冷機降低貯箱壁面的溫度，使貯箱壁面溫度小于或等于貯箱內流體的溫度。圖14給出了液氫貯箱表面冷卻(Broad Area Cooler, BAC)系統，系統由脈管制冷機、線性壓縮機、氦冷卻泵、換熱器和冷卻盤管等組成[37]。其中兩級脈管制冷機第二級制冷溫度為20K，制冷功率4W。實驗中氦氣通過脈管制冷機降低溫度，并在壓差的作用下流入貯箱外壁面的盤管，貯箱壁面通過與低溫氦氣換熱降低溫度，從而減少貯箱內低溫液體的損失。Mark[38]通過對設計的BAC系統計算表明在氦氣入口溫度為13.4K，質量流量為0.456g/s時，貯箱壁面溫度維持在14K～14.94K，實現貯箱內15K過冷氫的無損貯存。BAC方案已被先進低溫衍生級(ACES)采用，ACES利用兩級低溫制冷機，一級制冷95K，二級制冷22K，將制冷的氦氣通入氫箱與氧箱外部盤管，轉移貯箱的固體區內的熱量。整個制冷系統體積為0.2m3，質量為65kg～80kg。

圖14 液氫貯箱表面冷卻Fig.14 Broad area cooling of LH2 tank

3 典型的低溫實驗系統

國外針對被動熱防護技術和主動制冷技術設計了許多低溫實驗平臺，具體有馬歇爾空間飛行中心的多功能液氫實驗平臺(MHTB)、波音公司的德爾塔IV先進低溫衍生級(ACES)、格林研究中心的零沸騰貯箱空間實驗(ZBOT)、洛克希德-馬丁公司的半人馬座集成化低溫衍生級(ICES)和半人馬座低溫推進劑管理實驗平臺(CTB)、美國聯合發射聯盟的在軌低溫實驗平臺(CRYOTE)等。其中文章主要介紹ACES、ZBOT、ICES和 CRYOTE等低溫實驗系統。

3.1 德爾塔IV先進低溫衍生級

波音公司針對重返月球和火星探測等任務，以德爾塔IV第二級為基礎，提出了一種低成本、低風險的ACES概念[39]。而德爾塔IV第二級一般只能在軌運行數小時，為延長其工作時間，ACES對德爾塔IV第二級的隔熱重新設計。圖15給出了基于ACES概念的地球出發級(EDS)。ACES重點研究MLI、TVS、VCS等被動冷卻技術，以及使用多級制冷機主動制冷技術。ACES能夠實現工作100天以上，并且實現任務的多樣性。

圖15 基于ACES概念的地球出發級Fig.15 Earth departure stage based on ACES concept

3.2 零沸騰貯箱空間實驗

NASA格林研究中心在國際空間站上開展零沸騰實驗，實驗采用絕熱防護、流體混合和主動制冷等熱管理技術。圖16為ZBOT實驗的具體裝置圖[40]。ZBOT的實驗結果表明采用流體混合和低溫制冷的方案，可以降低貯箱內氣枕壓力，減小低溫推進劑的汽化，結合主動制冷的作用完全能夠實現推進劑無損貯存。

圖16 ZBOT實驗裝置Fig.16 Configuration of ZBOT test

3.3 半人馬座集成化低溫衍生級

為滿足NASA通用化、長時間的空間探測任務要求，洛克希德-馬丁公司提出了半人馬座低溫衍生級(ICES)方案[41]。該方案的關鍵技術是對低溫流體的管理。目前主要采用被動冷卻方案，圖17給出了具體的裝置圖。從圖中可以看出，ICES使用了變密度MLI、遮陽板、VCS、PODS等被動冷卻技術。ICES通過被動冷卻技術可以將低溫推進劑的日蒸發率由2%降低到0.1%，使探月任務延長至45天左右。ICES的未來目標是結合主動冷卻和其他先進的被動防護技術，使推進劑的日蒸發率達到0.01%。

圖17 半人馬座上面級流體管理Fig.17 Cryogenic fluid management on Centaur upper stage

3.4 低溫軌道測試平臺

ULA與NASA合作將 CRYPTE作為輔助載荷安裝在主載荷與Centaur上面級之間，為降低風險，只有在主載荷與上面級分離時CRYOTE才被激活，隨后Centaur內殘余的LH2通過加注系統向CRTOTE的LH2貯箱進行加注，LH2貯箱容積216L，當CRYOTE中LH2貯箱充滿后，CRYOTE與Centaur分離進行獨立的在軌運行，具體如圖18所示。CRYOTE提供在軌進行流體管理的平臺，可以對流體混合、壓力控制、主動制冷等進行實驗操作[42-44]。

圖18 CRYOTE安裝位置示意圖Fig.18 The installation location diagram of CRYOTE

CRYOTE具體設計結構如圖19所示，設計中考慮了結構的穩定性、振動模式、熱力學問題以及不同重力水平下流體的流動等。實驗平臺提供6個ESPA接口，可以根據不同的任務安裝功能模塊，EPSA接口的可靠性已經在2007年的STP-1和2009年的LCROSS空間運載飛行中驗證。貯箱外層采用MLI材料絕熱，并安裝錐形裙進行遮蔽；蒸汽冷卻盤管安裝在貯箱外表面。CRYOTE可以對熱管理技術中的MLI、TVS、PODS、VCS等進行驗證。2015年，CRYOTE采用LN2工質的地面技術驗證實驗已經完成，具體的實驗數據見文獻[42]。

圖19 CRYOTE系統結構簡圖Fig.19 The system structure diagram of CRYOTE

4 低溫推進劑熱管理技術的比較

從上述關于低溫推進劑的被動熱防護和主動制冷兩方面的各項熱管理技術分析可以得到：

1)被動熱防護技術是減少低溫推進劑貯存損耗的重要現實途徑，必須優先突破。發泡材料(SOFI)與多層隔熱材料(MLI)結合使用，可以顯著降低外界傳遞的熱量，且不會對火箭的整體結構造成影響。但是在使用MLI時，需要通過優化設計，計算出最合理的層數。遮陽板能夠從根本上減少空間環境的輻射水平，安裝在液氧貯箱的底部能達到更好的效果。貯箱支撐結構的隔熱設計與材料水平的提高有關，貯箱支撐結構可以使用高強度、低熱導率的復合材料，而貯箱自身的設計可以考慮采用共底貯箱。流體混合技術只是一種使能量分布均勻的方案，采用攪拌的方案會帶來額外的熱量，需要結合制冷機才能達到好的效果。蒸汽冷卻屏(VCS)技術需要在貯箱外部安裝氣體管路，空間環境下還必須保證管路中不會進入液體，技術難度大。熱力學排氣(TVS)技術可以通過損失部分蒸汽實現熱量向外界轉移，該技術結構簡單，容易實現。推進劑過冷技術使推進劑本身能夠攜帶更多的冷量，并且在地面上容易實現對低溫推進劑制冷。該技術的應用前景廣闊，具有提高火箭載荷和延長在軌工作時間的雙重作用。仲氫的制冷技術通過氫不同形態的轉換吸收熱量，該技術的關鍵是催化反應的控制問題。

2)主動制冷技術是實現低溫推進劑無損貯存的發展方向，必須在低溫制冷機技術上取得突破。低溫制冷機技術是實現長期無損貯存的根本方法，但是制冷機的效率過低，需要消耗大量的電能。要獲得質量小、效率高的低溫制冷機，技術難度大。使用低溫制冷機時可以通過理論計算和地面實驗驗證冷凝氣體、冷卻液體和冷卻貯箱壁面的效果，確定最優的制冷方案。

我國在低溫推進劑熱管理技術上應該優先研究MLI、遮陽板、PODS、TVS和流體混合技術。而對技術難度高的VCS、仲氫制冷、低溫制冷機和過冷低溫推進劑可以先展開理論研究，重點研究過冷低溫推進劑技術。

5 展望

氫氧推進劑的高比沖使其在上面級火箭應用廣泛，美國的Centaur上面級，以及正在研發的Ares V上地球出發級(EDS)均能夠實現在軌數小時以上的工作，可以直接將地球衛星送入地球同步軌道。俄羅斯質子號和安加拉號的KVRB上面級、歐空局阿里安5(Ariane V)的ESC系列上面級也能實現類似功能[45]。我國雖在CZ-3和CZ-5上使用了氫氧推進劑，但是因為貯氫技術不過關，未能夠發展出氫氧上面級火箭。為了我國氫氧上面級火箭的研發，必須對低溫推進劑的熱管理技術進行研究和實驗。本文提出使用CZ-3A搭載多功能液氫實驗平臺進行在軌實驗，實驗平臺液氫貯箱前后底為橢球，長短軸之比1.6，長半軸長1m，貯箱圓柱段長1m，總體積約為5.8m3。多功能液氫實驗平臺方案設想如圖20所示，從圖中可以看出，多功能液氫實驗平臺可以驗證的被動防護技術有MLI、VCS、TVS和流體混合技術，也可以驗證主動制冷技術。針對TVS和VCS排放的氫氣可以外接用于燃料電池模塊。液氫貯箱在地面加注時可以直接加注過冷液氫，驗證過冷效應對延長低溫推進劑貯存的效果。多功能液氫實驗平臺實驗可以分為地面實驗和在軌實驗，地面實驗用于驗證各單項熱防護技術具體性能和各種技術組合的效益，在軌實驗用于驗證熱防護技術在空間環境下的適應性，在軌實驗平臺的搭載方式和工作時序類似CRYOTE。解決在軌長期貯氫技術后，可以將CZ-3A第三級或者CZ-5第二級直接發展成為我國的上面級火箭。

圖20 多功能液氫實驗平臺方案設想Fig.20 Plan of multipurpose hydrogen test bed

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Analysis of Thermal Management Technology and its Application Progress for Launch Vehicle Cryogenic Propellants

LI Jia-chao, LIANG Guo-zhu

(School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China)

The main reason for vaporization is the temperature difference between launch vehicle cryogenic propellants and the external environment. For long-term storage and use of cryogenic propellants, integrated thermal management technology must be applied to them. Firstly, the commonly used passive thermal protection and active cooling technologies are introduced. The purpose of passive thermal protection technology is to reduce heat transfer intensity between the tank and the environment. Active cooling technology is by transferring the heat within the tank to achieve the goal of zero boil-off, but this technology is only suitable for the tank which has a good passive thermal protection. Secondly, this paper analyzes the typical cryogenic propellant system in foreign countries, and puts forward the plan of Multipurpose Hydrogen Test Bed(MHTB), which can be loaded by CZ-3A to verify the comprehensive application of cryogenic propellants in space environment. This paper investigates and demonstrates cryogenic propellants thermal management technologies which can be used to provide technical guides for long-time used cryogenic propellants in space environment.

Cryogenic propellants; Evaporation; Thermal management; Passive thermal protection; Active cooling

2017-05-03；

2017-06-05

航天科技創新基金資助項目

李佳超，男，博士研究生，主要研究方向：火箭發動機低溫貯箱工作過程。 E-mail: jiachaolis@buaa.edu.cn

梁國柱，男，博士，教授，博士生導師，主要研究方向：火箭發動機及運載火箭動力系統。E-mail: lgz@buaa.edu.cn

V511

A

2096-4080(2017)02-0059-12