可重復啟動低溫上面級的推進劑管理裝置研究

朱文杰，杜大程，黃立鈉，李 欣，張瑞平

(1.上?？臻g推進研究所，上海 201112；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

采用低溫推進劑進入空間及軌道轉(zhuǎn)移具有高效、經(jīng)濟、無毒等優(yōu)勢，是化學推進系統(tǒng)的發(fā)展方向之一。研制通用、高性能和高可靠的可重復啟動低溫推進系統(tǒng)是各國航天技術(shù)研究和設(shè)計的前沿。然而,低溫推進劑沸點和表面張力系數(shù)低，導致其難于長期貯存和流體管理。我國在低溫推進劑及氣體工質(zhì)高效存貯、管理和利用領(lǐng)域存在迫切需求?？芍貜蛦拥蜏厣厦婕墴o論是在點火階段或在軌滑行階段，推進劑會在液體自身物理特性和姿軌控發(fā)動機推力等因素的共同作用下而偏離貯箱出液口。但在發(fā)動機下一次重啟動之前，需要有一定量的推進劑覆蓋貯箱出液口，所以需進行推進劑的蓄留與管理。微重力環(huán)境下液體推進劑的管理通常采用以下3種方式：1)隔膜擠壓方式；2)持續(xù)推力或間斷推力保持或重新沉底推進劑；3)依靠利用液體表面張力的推進劑管理裝置(Propellant Management Device，PMD)蓄留、輸送和排放推進劑。采用依靠液體表面張力的PMD進行推進劑管理具有質(zhì)量小、推進劑相容性好、長壽命和可靠性高等一系列優(yōu)勢，在上面級多次重復啟動任務中更具有飛行任務剖面適應性好和質(zhì)量小的特點。通過PMD保證貯箱在復雜任務邊界條件下不夾氣排放，已成熟應用于常溫可貯存推進系統(tǒng)，但在低溫推進系統(tǒng)中只開展過有限的實驗，研制低溫上面級推進劑管理裝置仍具有挑戰(zhàn)性。各國的現(xiàn)役低溫上級仍依靠連續(xù)或間斷推力進行推進劑沉底，以保證貯箱不夾氣排放。本文總結(jié)了可重復啟動低溫上面級的推進劑管理方式，指出了管理難點，分析其關(guān)鍵技術(shù)，并針對上面級液氧貯箱開展了可重復填充式PMD方案設(shè)計。

1 低溫上面級推進劑管理裝置發(fā)展歷程

成熟的長征三號三子級、通用上面級半人馬座、阿里安5低溫上面級ESC-B和日本H-2A第二級等低溫上面級在重復點火之前均采用連續(xù)推力或間斷推力進行推進劑沉底，使其保持在貯箱底部并覆蓋出液口，保證貯箱不夾氣排放。這些上面級在低溫推進劑管理領(lǐng)域主要關(guān)注加速度變化時貯箱內(nèi)液體晃動，液體重定位和液體從貯箱流出特性。這些低溫流體運動特性的研究工作為后續(xù)基于PMD的低溫推進劑管理積累了技術(shù)。

從20世紀70年代開始，歐美主要航天機構(gòu)就開始了采用表面張力進行低溫推進劑在軌管理的探索。美國的劉易斯研究中心等機構(gòu)就液氫和液氧的過網(wǎng)流動損失、泡破點(Bubble Break Point，BBP)、瞬態(tài)液體流動、射流沖擊和振動等金屬篩網(wǎng)與液體的相互作用特性進行了一系列試驗研究。并在此基礎(chǔ)上，與康維爾/通用動力合作，以半人馬座D-1T上面級的任務剖面為輸入，設(shè)計論證了D-1S上面級采用表面張力進行推進劑蓄留和不夾氣排放的啟動籃和啟動箱的方案。研究表明，基于表面張力的啟動籃方案更能適應復雜的飛行任務，對于5次以上重復啟動任務采用啟動籃方案比推力沉底方案更具質(zhì)量優(yōu)勢。格倫研究中心的Kudlac和Chato等、ASRC航空航天公司的Jurns等和凱斯西儲大學的Hartwig開展了更多金屬篩網(wǎng)在液氫、液氧、液氮和液甲烷等低溫液體中的泡破點和篩網(wǎng)通道組件的排放性能研究。2010年，格倫研究中心就月球著陸器姿控系統(tǒng)(reaction control system，RCS)和上升器推進系統(tǒng)(main and RCS propulsion)的LO/LCH貯箱PMD作了詳細的方案設(shè)計。兩型貯箱均采用半管理的方式管理液體推進劑，PMD構(gòu)型如圖1所示。通過柔性金屬網(wǎng)分隔貯箱的上下艙；在下艙內(nèi)設(shè)計了4根液體收集通道用于收集液體；在出液口處設(shè)置了小型集液器用于蓄留一定量的低溫推進劑，以供液給沉底發(fā)動機。該LO/LCH貯箱方案明確了PMD的熱量傳導抑制方式以及任務過程中貯箱的熱控和壓力控制要求。

圖1 月球著陸和上升器LO2/LCH4貯箱PMD方案Fig.1 Lunar descent stage RCS and ascent stage RCS/ME tank partial PMD

美國SpaceX公司的獵鷹9號運載火箭實現(xiàn)了可控陸地和海上垂直回收。該火箭在一級分離之后，通過姿控推進器對火箭的姿態(tài)進行調(diào)整，在繼續(xù)向上滑行的過程中對一子級箭體進旋轉(zhuǎn)(幾乎是180°)，使其底部朝向地面，并開始降落。為了保證安全著陸，系統(tǒng)會重啟一子級火箭9個引擎中的3個，減慢下降的速度。一級火箭在下落重啟過程中處于亞重力環(huán)境，貯箱內(nèi)液體位置的改變導致其存在明顯的晃動。為了保證發(fā)動機能可靠進液，貯箱底部也布置了6根通道式表面張力液體管理裝置，確保在晃動和亞重力條件下，液氧貯箱能可靠供應不夾氣推進劑，如圖2所示。

圖2 獵鷹9 V1.2火箭一級氧箱推進劑管理裝置Fig.2 Liquid oxygen PMD of Falcon 9 V1.2 rocket first stage

歐洲運載火箭Ariane 5 ME低溫上面級利用PMD進行液體的蓄留與管理，以省去推進劑沉底的繁瑣，如圖3所示。該上面級的液氧PMD采用可重復填充啟動籃結(jié)構(gòu)，在滑行階段依靠上面級的自旋進行可填充蓄液器(Propellant Refillable Reservoir，PRR)內(nèi)氣液定位和排氣。由啟動籃提供發(fā)動機在軌重復點火所需要的推進劑并在發(fā)動機持續(xù)工作時完成啟動籃的再填充。通過探空火箭對該PMD進行微重力下的實驗表明：液體蓄積和導流能力、再填充器的填充和排放、貯箱增壓和減壓時液體管理性能以及液體管路的熱反浸等需求或問題都能得到有效解決。

圖3 Ariane 5 ME型運載火箭上面級的液氧推進劑管理裝置Fig.3 Liquid oxygen PMD of the upper stage of the Ariane 5 ME

2 低溫上面級推進劑管理裝置關(guān)鍵技術(shù)

低溫上面級PMD是貯箱內(nèi)液體管理系統(tǒng)，它在各種任務邊界條件下均能連續(xù)輸送推進劑并維持貯箱液路出口處的液體推進劑量，從而使不夾氣的液體從低溫貯箱輸送至發(fā)動機入口。低溫上面級PMD除了滿足常溫推進劑貯箱PMD的液體蓄留、沉底和再填充、排放流量及排放效率等要求外，還需防止低溫推進劑局部受熱及熱分層導致的局部汽化等引起的PMD性能下降甚至失效。低溫上面級推進劑管理裝置的研制面臨以下問題：

(1)低溫推進劑表面張力低、黏度小，可靠地進行液體輸送和氣液分離困難

低溫推進劑的表面張力不到常溫可貯存推進劑的50%，數(shù)值如表1所示。表面張力的降低導致PMD中金屬篩網(wǎng)泡破點等指標大幅下降，氣液分離的液體獲取裝置部分的研制難度增加。

表1 可貯存推進劑與低溫推進劑的性能比較

(2)低溫推進劑沸點低，管理裝置內(nèi)部和貯箱下游管路內(nèi)存在液體汽化的風險，PMD需具備排出推進劑蒸氣的能力

液態(tài)甲烷、液氧和液氫的沸點分別為115,90和20 K，與環(huán)境都有較大的溫差，受熱易蒸發(fā)。PMD通常與貯箱殼體和液路管道采用焊接方式連接，殼體漏熱和姿軌控發(fā)動機關(guān)機后的余熱都會直接影響其溫度，導致其內(nèi)部液體汽化。PMD內(nèi)部容積有限，低溫推進劑汽化后體積膨脹量很大，需設(shè)計氣體溢放結(jié)構(gòu)，這是常溫可貯存推進劑PMD設(shè)計中未遇到的問題。

(3)可重復啟動的任務特點要求管理裝置具備再填充能力

低溫上面級發(fā)動機工作時間不確定，點火時間從幾十秒到數(shù)百秒不等，能提供的沉底加速度一般不超過1

g

。在這樣的亞重力條件下，低溫管理裝置的快速填充也是一個難點。低溫管理裝置在設(shè)計上既要保證快速填充，又要限制側(cè)向加速度環(huán)境中液體的泄漏。

(4)飛行中加速度環(huán)境復雜，低溫液體黏度小，側(cè)向加速度下的液體蓄留難度加大

在常溫雙組元推進系統(tǒng)中，蓄液器體積小于4 L，橫向或不利加速度小于0.007

g

，可以依靠葉片式海綿體蓄液。上面級滑行階段可能存在不小于±0.02

g

側(cè)向加速度，對于上面級推進系統(tǒng)，發(fā)動機啟動時需要百余升低溫液體進行管路、泵和發(fā)動機預冷。該工況超出了海綿體的蓄留能力，需要設(shè)置可填充的啟動籃式PMD，保證低溫液體不會被甩離貯箱底部出液口區(qū)域。

(5)微重力環(huán)境下，貯箱內(nèi)液體對流顯著減弱，PMD局部區(qū)域存在汽化和管理失效的風險

在空間微重力下，重力沉降現(xiàn)象減弱甚至消失，低溫推進劑內(nèi)對流顯著減弱，貯箱不均受熱時更容易產(chǎn)生低溫推進劑局部過熱。貯箱出液口處是整個貯箱漏熱集中的位置之一，在貯箱內(nèi)低溫推進劑宏觀上仍處于過冷狀態(tài)下，非均勻漏熱能使PMD區(qū)域升溫，造成PMD區(qū)域局部推進劑汽化。因此，可在PMD上復合J-T閥和換熱管等裝置進行局部熱管理，使局部區(qū)域內(nèi)的推進劑處于過冷態(tài)，保證金屬篩網(wǎng)等毛細裝置上液膜的可靠覆蓋。

3 低溫上面級推進劑管理裝置方案設(shè)計

為了解決以上問題，本文針對可重復啟動低溫上面級液氧貯箱的需求進行了PMD設(shè)計，能夠快速再填充和排放的同時，實現(xiàn)±0.02

g

的側(cè)向加速度條件下液氧蓄留不小于100 L；并且考慮了PMD局部熱控和汽化產(chǎn)生的氣體泄放問題。

如圖4所示，PMD由頂蓋、外柱筒、下封頭和外葉片等零件組成，包絡(luò)出了約320 L的核心液體管理區(qū)與外柱筒外側(cè)的葉片防晃區(qū)兩大區(qū)域。核心液體管理區(qū)被可填充蓄液器底板、中層板網(wǎng)和下層板網(wǎng)分隔成4個腔，自上而下依次是PRR、排氣通道區(qū)、中層板網(wǎng)蓄液腔和下層板網(wǎng)蓄液腔。

圖4 液氧貯箱PMD方案Fig.4 PMD for liquid oxygen storage tank

PRR約240 L，其中液氧在發(fā)動機預冷時開始消耗，在發(fā)動機穩(wěn)定工作時的沉底加速度作用下再次填充。PRR與貯箱的內(nèi)腔通過頂蓋上的放氣孔和PRR底板的網(wǎng)孔連通，以滿足發(fā)動機幾十秒工作時間內(nèi)再次填充的要求。但頂部開口的結(jié)構(gòu)也導致液氧易流失，在PRR充填滿了之后，在側(cè)向過載加速度下會有一部份液氧泄漏出PRR。采用FLOW3D進行仿真計算后發(fā)現(xiàn)，側(cè)向加速度±0.02

g

切換5個循環(huán)后PRR內(nèi)蓄液量不低于43%。根據(jù)以上方案，生產(chǎn)了PRR樣機并進行了地面1

g

條件下酒精的再充填試驗，如圖5所示。試驗中PRR樣機充滿時間不超過28 s。以地面試驗的壓差(取決于加速度和液體密度)和流量的關(guān)系計算出樣機PRR填充時的流阻值；然后該值乘以修正系數(shù)后作為液氧流動的阻力系數(shù)，計算出液氧在2.5～6 m/s加速度下填充滿PRR所需時間為不超過40 s。該填充速度表明：所設(shè)計的PRR能夠滿足軌控發(fā)動機短時間工作時液氧再填充的需求。

圖5 PRR樣機填充試驗Fig.5 Rapid filling test of PRR

本方案中設(shè)置了下層板網(wǎng)蓄液腔作為熱緩沖區(qū)攔截局部漏熱，下游漏熱向貯箱的傳導首先進入這個區(qū)域。設(shè)計允許該區(qū)域內(nèi)液體升溫乃至汽化，并采用不同泡破點的金屬篩網(wǎng)配合使用，解決局部汽化產(chǎn)生的氣體泄放問題。在氧蒸氣排放結(jié)束后，能實現(xiàn)金屬篩網(wǎng)重新浸潤，進而保證管理裝置在下游存在漏熱時仍然能夠排放單相液氧。

下層板網(wǎng)蓄液腔內(nèi)產(chǎn)生氧蒸氣的排放主要依靠下層板網(wǎng)上不同泡破點的金屬篩網(wǎng)搭配使用來控制排放路徑。該PMD中，下層板網(wǎng)外環(huán)采用規(guī)格為325×2 300的斜紋密織金屬網(wǎng)，中心部分(中排氣口)采用規(guī)格為200×1 400的斜紋密織金屬網(wǎng)。在常溫測試環(huán)境中，采用酒精做測試介質(zhì)，325×2 300網(wǎng)的泡破點一般要求≥6 100 Pa；中排氣口用200×1 400網(wǎng)的泡破點一般要求≥3 700 Pa，兩者差值2 400 Pa。在液氧環(huán)境中兩種規(guī)格篩網(wǎng)的泡破點如表2所示。由表2可知，各溫度點下325×2 300網(wǎng)的泡破點均比200×1 400網(wǎng)的泡破點高出1 200 Pa以上。

表2 液氧環(huán)境中兩種規(guī)格篩網(wǎng)的泡破點

當漏熱導致液氧汽化時，下層板網(wǎng)蓄液腔內(nèi)蒸氣量逐漸增多，壓力不斷攀升，當達到中排氣口網(wǎng)片泡破點時，中排氣口網(wǎng)孔被蒸氣打開，釋放汽化氣體帶來的壓力。由于下層板網(wǎng)外環(huán)的泡破點高出中排氣口網(wǎng)的泡破點1 200 Pa，下層板網(wǎng)外環(huán)的液膜在排氣過程中不會破裂。根據(jù)液氧排氣測試的要求，研制了如圖6所示的試驗裝置，模擬了200×1 400網(wǎng)和325×2 300網(wǎng)在下層板網(wǎng)上的結(jié)構(gòu)。

圖6 液氧排氣測試組件Fig.6 LO2 test unit

通過搭建的試驗平臺測試了試驗裝置在液氧中的排氣特性，證明了在模擬的“下層板網(wǎng)蓄液腔”內(nèi)有氣體時，氣體均會從中間的200×1 400網(wǎng)處排出，如圖7所示。排氣結(jié)束后，200×1 400網(wǎng)能夠可靠地再浸潤，泡破點可以恢復到表2所列值。

圖7 液氧中排氣測試Fig.7 Exhaust test in LO2

由于中排氣口處于可充填式啟動籃結(jié)構(gòu)的中心位置，排氣通道區(qū)內(nèi)葉片式海綿體會將液體輸送并覆蓋中排氣口，中排氣口得以再次浸潤，形成液膜，泡破點也得以恢復。此后在發(fā)動機預冷過程中，隨著液體流動，下層板網(wǎng)和貯箱殼體之間局部過熱區(qū)會降溫，過熱的液體或蒸氣會逐步冷凝，氣腔會縮小至潰滅。

4 結(jié)論

本文通過對國內(nèi)外可重復啟動低溫上面級推進劑管理裝置的研究現(xiàn)狀進行分析，梳理了低溫上面級PMD涉及的主要關(guān)鍵技術(shù)。以某型上面級液氧貯箱為例，開展了PMD方案研究，解決±0.02

g

的側(cè)向加速度環(huán)境下大體積液氧蓄留、再填充以及PMD局部漏熱和汽化產(chǎn)生的氣體泄放問題。計算和試驗表明，該PMD結(jié)構(gòu)能夠滿足低溫上面級軌控發(fā)動機多次啟動對不夾氣液氧的需求。