火箭低溫上面級流體管理技術研究進展

王 磊，賈洲俠，瞿 淼，上官石，馬 原，厲彥忠

（1.西安交通大學制冷與低溫工程研究所，710049 西安；2.北京強度環境研究所 可靠性與環境工程技術重點實驗室，100076 北京）

0 引言

上面級是在基礎級或重復使用火箭上面增加相對獨立的一級或多級。通常，其工作端進入地球軌道，可將一個或多個航天器送入預定軌道，具有多次起動、短期在軌工作、自主飛行、多任務適應性等特征[1-2]。無上面級時，運載火箭須將衛星送入“轉移軌道”后再利用衛星自身變軌能力到達工作軌道。該過程消耗數噸燃料，影響衛星壽命。采用上面級后，上面級托舉衛星在太空“接力”飛行，僅需幾個小時即可將衛星送入工作軌道[3]。因此，研制高性能上面級對未來的航天高效發射意義重大。相較于常規液體推進劑，采用低溫推進劑的上面級平臺更加受到各國重視。

1 國內外上面級性能比較

表1列舉了國內外主要上面級平臺及其關鍵參數，圖1給出了上面級推力對比情況，圖2展示了比沖對比結果。可以看出，與世界航天格局相似，美國、俄羅斯的上面級技術居于領先水平。美國在80年代前研制了各類上面級10余種，典型代表包括“阿金納”“半人馬”及服務于“阿波羅”登月計劃的“土星V號”S-IVB級。其中，采用液氫/液氧組合的“半人馬”上面級獲得巨大成功，在多種重要載荷發射中發揮了重要作用。80年代后，美國持續改進“半人馬”上面級，包括增大上面級推力、提高比沖，延長在軌滑行時間等。目前，“半人馬”上面級的低溫推進劑在軌貯存時間已超10 h[4]。基于“半人馬”平臺的成熟經驗，聯合發射聯盟（ULA）進一步提出了先進低溫上面級（ACES）概念，計劃將現有載荷能力提高4～6倍[5]。服務于美國“重返月球”及火星探測任各的需求。NASA為新一代重型運載火箭（SLS）配套了兩款大推力液氫/液氧上面級，包括“過渡上面級（ICPS）”與“探索上面級（EUS）”[6]。Space-X公司于2017年利用“獵鷹9號”二級開展了滑行3.5 h后再點火實驗并獲得成功[7]，為其直達靜止軌道的發射任務提供了有力支持。

圖1 國內外典型上面級推力對比Fig.1 Comparison of propulsive forcesbetween domestic and foreign upper stages

表1 國內外主要上面級比較Tab.1 Com parison of domestic and foreign upper stage p latform s

繼承蘇聯在航天領域的積累，俄羅斯上面級成果豐碩，主要包括“質子號”火箭D級、微風M級、Fregat等。相較美國，俄羅斯的上面級主要采用常溫推進劑，但他們也重視低溫上面級的比沖優勢，正在開發新一代KVRB液氫/液氧上面級。為提高商業發射競爭力，歐空局為“阿里安”火箭開發了系列高性能上面級，其中，采用新型低溫發動機后，ESC-B上面級的同步軌道運載能力將在現有水平上提高2 t[8]。日本也為其代表性的“H-2A”火箭開發了液氫/液氧上面級。借助俄羅斯的發動機技術，印度于2014年驗證了自主研制的低溫上面級技術[9]。

我國也開發了幾款專用上面級平臺，為“北斗”衛星高效組網發射提供了有力保障。早期的長征3號三子級采用液氫/液氧組合，可作為基礎級的延伸服務于高軌發射。2009年，我國啟動了基于常規推進劑的“遠征”系列上面級研制[10]，并先后于2015年、2016年借助“長征三號A”“長征五號”火箭成功發射。新型上面級具備在軌長時間滑行（6.5 h）和多次起動的能力。為提升上面級能力，我國正在開發兩款分別采用液氧/煤油、液氧/液甲烷推進劑組合的新型低溫上面級[14]。與航天強國相比，我國上面級技術仍存較大差距。如圖1所示，我國“遠征”系列上面級推力僅為“半人馬”上面級的6.5%，在研的低溫上面級也與世界主流平臺存在較大差距。從比沖方面來看，我國現有的常規推進劑上面級與俄羅斯的也存在明顯差距，如圖2所示。液氧、液甲烷，液氫的特殊物性給流體空間管理技術提出了難題。為提高航天發射的競爭力，我國應盡早規劃，突破液氫空間流體科學與管理技術難題，研制新型液氫/液氧高性能上面級平臺。

圖2 國內外典型上面級比沖對比Fig.2 Comparison of specific impulsesbetween domestic and foreign upper stages

綜合來看，未來的先進上面級應具備大推力、高比沖、長時間在軌滑行、多次空間點火等能力。為了滿足大推力與高比沖要求，選用低溫推進劑尤其是液氫/液氧組合是未來趨勢，但必須突破低溫推進劑空間熱管理與流體管理技術難題。近些年，隨著新型空間主/被動熱防護及壓力控制技術的發展，低溫上面級在軌存儲更長時間成為可能。Kruif等[17]指出，經過升級的“半人馬”上面級在軌液氫/液氧日均蒸發損失為2%質量分數，可保證上面級滑行12 h。將低溫貯箱的絕熱層加厚，燃料蒸發損失可降至1%/d。Kutter等[18]介紹了美國新一代通用低溫上面級的被動熱防護結構方案，指出采用共底結構蒸氣冷卻屏、先進真空絕熱板、變密度多層反射屏、推進劑定位管理、遮陽罩、零重力壓力管理等技術，低溫上面級日均蒸發率有可能降至0.01%/d。對于月球探測而言，上面級采用液氫/液氧組合比采用常溫推進劑可節省45%的發射質量。

隨著我國新一代運載火箭“長征七號”“長征五號”的首發成功，我國進入軌道的能力顯著提高。但在低溫上面級領域才剛剛起步，尚有一系列問題亟待解決。低溫推進劑低沸點的特性使其在軌期間面臨大量的熱管理難題，包括推進劑蒸發損失、微重力下貯箱增壓與卸壓、微重力下流體定位與氣液分離等。本文將對涉及低溫上面級的關鍵問題開展調研分析，以期為相關領域的研究人員提供參考。

2 上面級流體管理技術概述

美國NASA在深空探測及低溫流體空間管理（CFM）領域的研究處于領先地位。NASA基于先進的流體熱防護與管控能力，實現了“阿波羅”載人登月與“半人馬”火箭的成功發射。進入新世紀，以“重返月球”項目為牽引，NASA對CFM技術進行了全面梳理，遴選出18項技術作為支撐月球探測著陸器與返回器的關鍵技術[19-23]。隨后，載人火星探測被納入NASA規劃，需要掌握的CFM技術也擴展至25項[24]。圖3展示了支撐低溫推進劑空間高效貯存與可靠應用的核心技術群[25]。綜合來看，這些CFM技術涵蓋了低溫流體空間熱防護、空間排氣、空間氣液分離、液體傳輸及質量測量等。

圖3 低溫推進劑空間貯存與管理關鍵技術Fig.3 Space storage andmanagement techniques for cryogenic propellant

從功能上看，低溫推進劑空間長期安全貯存是其空間應用的基礎，而低溫推進劑的低沸點特性要求對低溫貯箱開展精細的熱防護與管理，如采用多層絕熱層（MLI）降低壁面漏熱[26]、用被動非連接支撐桿（PODS）降低連接部位熱侵[27]、利用熱遮擋技術降低太陽輻射熱侵[28]、采用蒸氣冷卻屏提供額外熱防護[29]等。對于液氫貯存，也可利用仲-正氫轉化釋冷減小蒸發損失[30]。在此基礎上，可采用主動制冷技術，輔之以流體攪拌實現空間零蒸發貯存（ZBO）[31]。當低溫貯箱壓力升高到設定上限后，須通過排氣泄壓保證安全。針對微重力氣液雜混特性，NASA提出了熱力學排氣技術（TVS），并開展了深入的理論與實驗研究[32]。對于微重力補加與推進劑轉注，須關注貯箱增壓、系統預冷及空間傳輸技術[33]，微重力下低溫氣液相分離是其應用的前提，必須實現氣液相可靠分離[34]。此外，微重力下箱內液體量的實時測量[35]是實現推進劑加注、傳輸管理的重要支撐技術。

3 低溫流體空間管理技術研究進展

3.1 被動熱防護技術

低溫推進劑在軌蒸發量控制主要包括被動技術與主動技術。被動技術是指降低進入低溫箱體的熱侵，包括MLI、PODS、蒸氣冷卻屏和太陽反射屏等技術；主動技術是通過在軌制冷技術、流體混合技術和排氣冷量回收技術等實現對蒸發量的主動管理，通常需要輸入能量。對大部分低溫上面級來說，其工作時間通常持續幾個小時至十幾個小時，采用被動技術往往更具優勢，而對載人登月、登陸火星及其他深空探測而言，主動技術是不可或缺的重要保障。

美國“半人馬”上面級發射已逾百次，其上面級主要通過對低溫貯箱表面絕熱來降低蒸發量。目前“半人馬”上面級采用的熱防護技術所對應的液氫日均蒸發損失較大[4]。圖4展示了未來“通用半人馬”液氫貯箱將采用的熱防護技術。Szatkowski等[36]介紹了ACES的絕熱技術，采用3層MLI后液氫箱蒸發損失降至4%/d，當絕熱層增加至16層時，蒸發損失可進一步降至2.5%/d。但單純借助MLI層數增加不會帶來絕熱效能的對等提升，因為MLI層間氣體緩慢泄露會產生寄生熱。層數越多，層間氣體滲流過程越緩慢，寄生熱的影響越顯著[37-38]。對于專用低溫上面級，其滑行時間通常在10 h以內，因此，MLI設計必須考慮穩態絕熱與寄生熱的平衡關系，確定最優的層數布置。

圖4 “通用半人馬”上面級液氫貯箱熱防護技術Fig.4 Thermalprotection techniquesof liquid hydrogen tank for General Centaur upper stage

除了MLI外，Dew等[39-40]介紹了一種柔性反射屏技術，如圖5所示。反射屏置于低溫貯箱與熱源之間，能夠反射掉絕大部分來自太陽等熱源的輻射，大幅降低貯箱漏熱。該反射屏由輕質柔性材質制成，進入空間前可折疊以減小體積。

圖5 上面級太陽遮擋屏技術Fig.5 Sun shield technology for upper stage

Frey等[41]介紹了歐洲“阿里安V”火箭新型低溫上面級的相關熱防護情況。其低溫上面級液氫/液氧箱采用共底結構，如圖6所示。共底結構會導致液氫/液氧箱間的顯著漏熱，為此，MT宇航公司提出了如圖6（a）所示的“三明治”絕熱結構[42]，以滿足液氫箱與液氧箱球型共底結構間的絕熱與承力需求。此外，在軌滑行期間，通過自旋實現液氫、液氧在箱內的重新分布也有利于進一步降低傳熱，如圖6（b）所示。

圖6 “阿里安”火箭新型上面級絕熱結構與流體管理方案Fig.6 Insulation structure and fluidmanagementschemes fornew-type upper stage of Ariane rocket

3.2 在軌氣液分離技術

低溫貯箱在軌期間會經歷多種基于流體定位與氣液分離的操作，如在軌排氣、在軌增壓、在軌全液傳輸、發動機預冷與供液等。為了確保這些操作的順利開展，有必要就微重力下的流體定位與氣液分離技術開展研究，獲得可靠的流體管理技術與方案。

Baud等[43]介紹了“半人馬”火箭（任務型號AC-9）經歷在軌滑行后發動機再點火所采用的流體管理方案，方案中的氣液分離是通過持續的正推沉底實現的。“半人馬D-1T”僅在發動機點火前或排氣泄壓前進行助推沉底，其他時間處于零重力滑行[44]。Blatt等[45]針對“半人馬D-1S”開發了基于毛細引流作用的新型流體管理系統，分析結果表明，采用毛細引流作用的“起動籃”能夠蓄留足夠液體供發動機再次點火。Hartwig[46]對推進劑空間蓄留技術與裝置開展了系統梳理，其部分技術聚焦于低溫推進劑的空間全液獲取。歐洲“阿里安”火箭主要利用軸向助推或慢旋作用實現空間氣液分離。此外，歐空局也對表面張力式氣液分離技術進行了重點研究。Behruzi等[47]介紹了一種適用于低溫貯箱微重力排氣的氣液分離裝置，如圖7所示，該裝置能夠保證在任意重力下排氣時無液相排出，并通過了微重力實驗驗證。

圖7 歐空局低溫氣液相分離器Fig.7 Cryogenic gas-liquid phase separator in Europe Space Agency

國內也有學者關注低溫流體空間管理技術，目前主要是對國外相關技術的調研與分析。褚桂敏[16，48]介紹了國外低溫上面級的推進劑管理方法及有關試驗、仿真情況，重點分析了上面級連續助推與間斷式助推的性能對比。劉楨等[49]介紹了助推沉底方案的作用效果與應用范圍。研究發現，對于滑行時間較長的上面級，不建議采用持續正推沉底方案。

無論是正推沉底方案還是慢旋方案，實現氣液分離的過程均須消耗推進劑。將來的上面級滑行時間更長，必須對推進劑開展細致化綜合管理。近些年，NASA將實現低溫氣液分離的研究重心放在被動技術上，即通過結構補償、利用低溫流體表面張力實現氣液分離，取得了重要成果。圖8（a）展示了NASA所開發的四象限貫通式金屬網幕通道氣液分離裝置（LAD）。該裝置通過網幕的復雜微結構強化了表面張力，可實現無需氣液定位的全液獲取。所采用的金屬網幕由微米級尺寸的不銹鋼絲經緯紡織而成，所形成的微孔尺度為微米級，如圖8（b）所示。液氫表面張力比液氧、液甲烷等低一個量級，故傳統的被動式氣液分離裝置無法用于液氫箱，金屬網幕通道式LAD就成為實現上面級液氫箱被動液體獲取的最佳方案。金屬網幕通道式LAD的合理設計與可靠運行涉及三個關鍵問題：液體沿網幕方向的“芯吸”引流特性，即液體布滿整個網幕表面實現液封；垂直網幕方向的“泡破”特性，即在網幕兩側壓差下液體穿過而氣體無法穿過所對應的最大壓差；網幕通道內的阻力特性。從氣液分離的角度看，希望網幕兩側泡破壓差盡可能大，但同時大壓差會導致流動阻力增大。

圖8 金屬網幕通道式液體獲取裝置示意圖Fig.8 Schematic diagram ofmetal screen channel liquid acquisition device

針對金屬網幕的兩相流體傳輸機制與規律，NASA下屬研究所關注了金屬網幕的泡破特性，并開展了網幕結構用于液氮、液氧、液甲烷、液氫的泡破試驗，遴選了網幕結構布置，獲得了可靠的泡破數據[50-51]。德國不萊梅大學針對金屬網幕芯吸特性開展了理論研究與試驗測試，利用稱重法測試了不同網幕結構針對不同工質的芯吸速率與高度，并建立模型研究了氣枕過熱條件下的網幕芯吸規律[52]。西安交通大學開展了網幕芯吸、泡破與流動阻力的理論研究，泡破及通道阻力特性的實驗也在積極開展中[53-54]。金屬網幕LAD的液體獲取效果及性能有待于飛行搭載實驗驗證。NASA已規劃低溫推進劑空間貯存與傳輸（CPST）載荷平臺，驗證包括網幕式LAD在內的多項CFM關鍵技術[55]。

3.3 在軌排氣技術

上面級低溫貯箱空間排氣目的有兩個：（1）漏熱下箱內壓力升至安全上限時，須主動排氣泄壓，保證貯箱結構安全；（2）上面級發動機關機后，需對推進劑貯箱主動泄壓以維持推進劑品質，并為后續滑行壓增預留足夠空間。然而，上面級所經歷的復雜力學環境造成箱內氣液相分布不易確定，無法采用常規的頂部排氣方案的問題出現。為此，NASA開發了如圖9所示的熱力學排氣系統（TVS）。

圖9 熱力學排氣系統結構示意圖Fig.9 Schematic diagram of thermodynam ic venting system

圖9中的TVS主要由循環泵、J-T膨脹閥、內置換熱器和噴霧棒等組成。循環泵用于對液體增壓，確保換熱器出口液體能夠返回貯箱內部；J-T膨脹閥可以降低排氣流體溫度，用于冷卻換熱器內主流體；在換熱器內，經過J-T節流后的流體與循環主流進行熱量交換后排出貯箱內，被冷卻的主流液體經過噴霧棒注入箱內，噴霧棒的作用是使箱內液體混合更均勻。

NASA針對TVS開展了持續研究，建立了一維模型對TVS的工作特性與運行規律開展仿真預示；建立TVS噴注過程CFD仿真模型，采用歐拉-拉格朗日法研究了噴注液滴在箱內的傳輸規律；基于不同流體進行了TVS排氣實驗，獲得了其運行規律[56-57]。我國學者也開展了理論及原理性實驗[58-61]，包括對TVS噴射攪拌過程的CFD仿真預示，基于制冷劑模擬流體的實驗測試，采用液氮為試驗流體的TVS測試等。可以看出，TVS具備無夾液排氣、流體混合多種功能，其長期運行也可實現箱內推進劑過冷度獲取。需要注意的是，由于排氣壓力低于箱內流體壓力，排氣會損失部分冷能[62]，因此，TVS不能減少推進劑的綜合蒸發損失。鑒于此，有學者推薦被動式TVS，即取消循環泵系統，當貯箱壓力過高時，在箱壓與環境壓差驅動下，部分液體經過J-T膨脹閥、換熱器后直接向環境排氣。通過這種方式實現排氣冷能的部分回收，其運行效果與規律有待進一步實驗確認。

4 主要結論

（1）相較于可貯存推進劑，上面級采用低溫推進劑特別是液氫/液氧組合后，具有推力大、比沖高的性能優勢，世界各航天大國均積極開發新型低溫上面級。

（2）低溫上面級的核心技術之一是低溫推進劑的空間熱防護。對于采用液氫的上面級，目前的熱防護能夠在空間滑行約10 h后二次起動；未來更長時間的空間熱防護可采用MLI、PODS、熱遮擋及蒸氣冷卻屏等技術的集成，輔之以低溫上面級結構優化與流體管理技術等。

（3）低溫流體空間氣液分離是實現在軌推進劑管理與應用的另一核心技術，特別是針對液氫的空間被動式氣液分離而言，基于金屬網幕的表面張力式LAD具有顯著優勢。新型LAD結構的成功研制必須突破金屬網幕貼幕芯吸液封、垂直網幕泡破氣液競爭傳輸、網幕泡破壓力與通道阻力平衡等關鍵技術。

（4）主動式熱力學排氣系統可實現空間弱力場下的無夾液排氣，但會消耗較多推進劑；被動式熱力學排氣系統能回收排氣冷能，其運行效果與規律有待實驗驗證。

（5）我國應加大對低溫流體空間管理技術的重視力度，特別是液氫的空間流體管理技術，開發具有國際競爭力的液氫/液氧推進劑上面級平臺。