胡偉峰 申 麟 彭小波 于海鵬

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心 北京 100076)

1 引言

低溫推進(jìn)劑往往因沸點(diǎn)低，極易蒸發(fā)，難于存儲(chǔ)，因此限制了高能低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌使用的進(jìn)程。在復(fù)雜的空間熱環(huán)境下，為了解決低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌工作的難題，增強(qiáng)在載人登月、火星探測(cè)及星際探索領(lǐng)域空間運(yùn)輸系統(tǒng)的性能和運(yùn)載能力，美國20世紀(jì)60年代至今一直在開展低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制相關(guān)技術(shù)的研究，并將其研究成果應(yīng)用于NASA重返月球計(jì)劃。洛克希德－馬丁公司為了拓展半人馬座低溫上面級(jí)的空間運(yùn)輸任務(wù)領(lǐng)域，多年來一直從事低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制相關(guān)技術(shù)的研究，近期將形成半人馬座低溫上面級(jí)在軌工作3—7天，推進(jìn)劑日蒸發(fā)量每天1%的能力［1］。以地球出發(fā)級(jí)和美國半人馬座上面級(jí)為主的低溫上面級(jí)長時(shí)間在軌應(yīng)用將是未來美國空間運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展方向。

結(jié)合國內(nèi)外相關(guān)領(lǐng)域研究情況，對(duì)低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌蒸發(fā)量控制所涉及的關(guān)鍵技術(shù)和未來的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了分析和總結(jié)。

2 國外低溫推進(jìn)劑應(yīng)用需求

低溫推進(jìn)劑由于其比沖高、無毒無污染、價(jià)格相對(duì)低廉，被NASA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，也是未來NASA月球探測(cè)、火星探測(cè)、更遠(yuǎn)距離深空探測(cè)的首選推進(jìn)劑。洛克希德－馬丁公司對(duì)美國重返月球計(jì)劃采用常規(guī)推進(jìn)劑和低溫推進(jìn)劑方案進(jìn)行了對(duì)比分析，證明采用低溫推進(jìn)劑與常規(guī)推進(jìn)劑相比能顯著縮小系統(tǒng)規(guī)模，進(jìn)入LEO的有效載荷重量能夠減小近45%，單次發(fā)射費(fèi)用降低約10億美元［2］。

2.1 美國星座計(jì)劃

美國星座計(jì)劃的航天器由Aries I、Aries V、地球出發(fā)級(jí)(EDS)、獵戶座成員探索飛行器(CEV)，月面上升和下降模塊(LSAM)等組成。如圖1所示。

圖1 NASA星座計(jì)劃Fig.1 NASA＇s constellation program

地球出發(fā)級(jí)采用液氫/液氧推進(jìn)劑，且需較長時(shí)間(90分鐘—4天)在軌道上等待與獵戶座交會(huì)對(duì)接，因此具備長時(shí)間的在軌能力將非常重要。低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)損耗將是一個(gè)關(guān)鍵問題。通過論證，地球出發(fā)級(jí)采用被動(dòng)蒸發(fā)量控制技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)每天0.35%的蒸發(fā)量目標(biāo)。

2.2 歐洲載人登月計(jì)劃

歐洲為了拓展其在月球探測(cè)及深空探測(cè)領(lǐng)域的技術(shù)優(yōu)勢(shì)，歐空局(ESA)委托 EADS Astrium－ST公司開展了歐洲載人登月模式的論證。由于目前歐空局還沒有開始研制重型運(yùn)載火箭，因此目前的阿里安運(yùn)載火箭為基礎(chǔ)，通過芯級(jí)捆綁6個(gè)固體助推器，采用地面4次發(fā)射，近地軌道3次對(duì)接的方案。采用近地或環(huán)月軌道多次交匯對(duì)接的載人登月方案［3］。

歐空局載人登月運(yùn)載器如圖2所示。其中兩個(gè)50小級(jí)地球出發(fā)級(jí)(EDS)和一個(gè)23 T級(jí)EDS全部采用液氫/液氧推進(jìn)劑。該項(xiàng)任務(wù)EDS需要最長近30天的在軌工作能力，因此對(duì)低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量進(jìn)行控制非常關(guān)鍵。

圖2 歐洲載人登月計(jì)劃Fig.2 Europe’s manned luna program

2.3 需求趨勢(shì)

常規(guī)推進(jìn)劑由于比沖低，不能滿足未來人類大規(guī)模載人登月和深空探測(cè)任務(wù)的需求。NASA未來空間探索體系對(duì)低溫推進(jìn)劑長時(shí)間空間應(yīng)用的理解是從數(shù)小時(shí)—數(shù)天—數(shù)周—數(shù)月—數(shù)年甚至數(shù)十年。因?yàn)槠淇紤]的不僅是低溫推進(jìn)劑在目前任務(wù)模式下的在軌工作時(shí)間，其中還包括長時(shí)間的星際航行和月面、火星表面操作。

從20世紀(jì)60年代，NASA就意識(shí)到低溫推進(jìn)劑在未來的航天技術(shù)，特別是在載人登月和火星探測(cè)任務(wù)中的重要性。啟動(dòng)了大量的研究項(xiàng)目，開展了概念研究、系統(tǒng)設(shè)計(jì)、關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和大量的地面演示驗(yàn)證試驗(yàn)和部分飛行試驗(yàn)，取得了豐富的技術(shù)積累。正是因?yàn)榻?0年的技術(shù)積累，為后來美國星座計(jì)劃大量選用低溫推進(jìn)劑奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。在國外空間運(yùn)輸、星際探索領(lǐng)域，低溫推進(jìn)劑的使用將逐漸占據(jù)主導(dǎo)地位。

3 蒸發(fā)量控制關(guān)鍵技術(shù)分析

低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制技術(shù)是一項(xiàng)先進(jìn)的長時(shí)間在軌低溫流體管理技術(shù)，是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程。它包括低溫推進(jìn)劑和貯箱的熱防護(hù)技術(shù)、推進(jìn)劑熱分層抑制技術(shù)、壓力控制技術(shù)、低溫推進(jìn)劑位置管理技術(shù)、低溫推進(jìn)劑質(zhì)量監(jiān)測(cè)技術(shù)等，每個(gè)單項(xiàng)技術(shù)又由各自所屬的若干關(guān)鍵技術(shù)組成。因此低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制技術(shù)也是一項(xiàng)確保低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌應(yīng)用的低溫推進(jìn)總體技術(shù)。

3.1 低溫貯箱絕熱防護(hù)技術(shù)

(1)泡沫塑料+MLI技術(shù)

對(duì)于低溫貯箱來說，目前有效的絕熱材料主要分兩類:一類是在地面非真空環(huán)境具有良好隔熱效果的泡沫塑料;一類是在空間真空環(huán)境起較好隔熱效果的多層隔熱材料(MLI)。該項(xiàng)技術(shù)是在低溫貯箱外壁噴涂泡沫塑料并在貯箱外壁粘貼MLI的方法降低蒸發(fā)量，洛克希德－馬丁公司采用該項(xiàng)技術(shù)來降低半人馬座低溫上面級(jí)長時(shí)間在軌滑行時(shí)推進(jìn)劑的蒸發(fā)量，目前能夠?qū)崿F(xiàn)在軌8小時(shí)，日蒸發(fā)量1%的目標(biāo)，如圖3所示。

圖3 半人馬座貯箱外壁粘貼MLIFig.3 MLI on centaur sidewalls

(2)變密度多層隔熱材料技術(shù)

MLI的熱傳導(dǎo)對(duì)低溫貯箱熱防護(hù)的影響非常關(guān)鍵，因此優(yōu)化MLI材料，在靠近貯箱的冷端布置低密度層，起輻射作用熱端布置高密度層，冷端和熱端之間采用中密度層過渡，這種MLI叫做變密度多層隔熱材料。馬歇爾空間飛行中心開展了變密度的MLI和泡沫塑料的復(fù)合防熱結(jié)構(gòu)研究。如圖4所示，通過試驗(yàn)，蒸發(fā)量比采用傳統(tǒng)的MLI降低了58%，且隔熱材料質(zhì)量減少了41%。目前半人馬座上面級(jí)通過采用變密度多層隔熱材料能夠達(dá)到在軌3天，推進(jìn)劑日蒸發(fā)了1%的水平。

(3)泡沫塑料+MLI+泡沫塑料(FMLIF)技術(shù)

圖4 變密度的MLI和泡沫塑料的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)Fig.4 Variable density-MLI and foamcomposite heat insulation structure

對(duì)于低溫貯箱沒有整流罩保護(hù)的情況，貯箱外壁不能直接采用MLI，因此歐空局開展了FMLIF技術(shù)研究。其原理是在兩層泡沫塑料間夾若干層MLI或變密度MLI，形成具有一定強(qiáng)度和剛度的復(fù)合夾層隔熱結(jié)構(gòu)，能夠承受上升段氣動(dòng)載荷。歐空局為了滿足阿里安5低溫上面級(jí)在軌6小時(shí)滑行的任務(wù)，采用10塊FMLIF，完成了低溫貯箱地面熱真空試驗(yàn)，與單純噴涂泡沫塑料相比，防熱材料結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加25%，但貯箱到達(dá)熱流僅為原來的8%。如圖5所示。

圖5 FMLIF靜力學(xué)和動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)Fig.5 FMLIF static and dynamic tests

3.2 貯箱遮擋防護(hù)技術(shù)

空間主要的外熱源來自太陽輻射、地球紅外輻射、地球反照、行星反照等組成的復(fù)雜空間熱環(huán)境。遮擋防護(hù)技術(shù)的原理是通過輻射遮蔽結(jié)構(gòu)(雙面鍍鋁薄膜)，對(duì)低溫貯箱進(jìn)行遮擋，減小外界熱流對(duì)貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑造成的影響，進(jìn)而減小蒸發(fā)量。洛克希德－馬丁公司針對(duì)半人馬座進(jìn)行了一系列的太陽遮蔽裝置試驗(yàn)［4］，如圖6所示，并計(jì)劃將于2011年開展飛行演示試驗(yàn)。

圖6 半人馬座太陽遮蔽裝置Fig.6 Sun shield of centaur

3.3 貯箱連接隔熱技術(shù)

低溫貯箱間的連接支撐結(jié)構(gòu)、低溫貯箱與其它系統(tǒng)的連接支撐結(jié)構(gòu)也是導(dǎo)致貯箱漏熱的主要原因之一。解決辦法是貯箱連接結(jié)構(gòu)采用低熱導(dǎo)率的材料、減小結(jié)構(gòu)與貯箱連接部位的接觸面積(用于點(diǎn)式連接的桿系結(jié)構(gòu)等)、連接部位采用高熱阻材料過渡或?qū)B接結(jié)構(gòu)進(jìn)行冷卻(蒸氣冷卻徑屏)等措施緩解其它系統(tǒng)對(duì)低溫貯箱的影響。

格林研究中心開展了被動(dòng)的軌道阻斷支撐技術(shù)研究［5］，如圖7所示，在空間的自由飛行段，由于作用力較小，熱和力通過小直徑的復(fù)合材料管和較長的路徑傳遞。在發(fā)射上升段，熱和力通過較粗的復(fù)合材料管和較短的路徑傳遞，系統(tǒng)漏熱減小了90%。

3.4 低溫貯箱壓力控制技術(shù)

低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌工作過程中，由于貯箱漏熱和內(nèi)部熱耗，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑分層，并不斷蒸發(fā)，導(dǎo)致貯箱壓力不斷上升，需要采用貯箱壓力控制技術(shù)使貯箱承受的載荷保持在要求的范圍內(nèi)。

圖7 被動(dòng)的軌道阻斷支撐結(jié)構(gòu)Fig.7 Passive orbit disconnect support structure

(1)貯箱被動(dòng)排氣技術(shù)

貯箱被動(dòng)排氣技術(shù)是指當(dāng)貯箱壓力超過貯箱額定壓力時(shí)，貯箱排氣閥自動(dòng)打開，進(jìn)行排氣?？煞譃椴怀恋字苯优艢夂统恋着艢狻Ｏ鄬?duì)于沉底排氣，不沉底排氣在微重力下很容易將液態(tài)推進(jìn)劑排除箱外，無論那種方式，低溫推進(jìn)劑損耗都將增加。

(2)低溫流體混合技術(shù)(熱分層控制技術(shù))

低溫流體混合的主要目的是消除熱分層，該技術(shù)用泵或其它混合器，將低溫液體從貯箱內(nèi)抽出，再用噴嘴或噴管注回貯箱，注入液體帶動(dòng)貯箱液體流動(dòng)，消除熱液體層，最終以貯箱內(nèi)達(dá)到均勻和飽和狀態(tài)，貯箱壓力最小為目標(biāo)，如圖8所示。

圖8 低溫流體混合技術(shù)Fig.8 Cryogen mixer technologies

(3)熱力學(xué)排氣技術(shù)

熱力學(xué)排氣系統(tǒng)一般由焦湯膨脹器、熱交換器、泵或混合器、隔離閥門等組成，如圖9所示。其工作原理為:利用液體獲取裝置(如泵)，以低流率從貯箱內(nèi)液池中抽取液體，液體經(jīng)過焦湯膨脹器膨脹后形成溫度和壓力降低的兩相流。該兩項(xiàng)流導(dǎo)入與貯箱內(nèi)液池或貯箱壁聯(lián)通的熱交換器，溫度較高的液池或貯箱壁熱量通過熱交換器轉(zhuǎn)移到兩相流中，使其全部變?yōu)檎魵猓⒈慌欧懦鲑A箱外，對(duì)貯箱內(nèi)部低溫推進(jìn)劑產(chǎn)生制冷效應(yīng)，且同時(shí)貯箱壓力下降［6］。

圖9 熱力學(xué)排氣技術(shù)Fig.9 Thermodynamics vent system technologies

3.5 蒸氣冷卻屏技術(shù)

蒸氣冷卻屏技術(shù)是指將低溫貯箱排放的推進(jìn)劑蒸汽流經(jīng)包圍貯箱的熱交換器，降低貯箱表面溫度，進(jìn)而降低貯箱熱漏率，排放的推進(jìn)劑蒸汽在冷卻屏中被加熱，熱量隨氣體排放被轉(zhuǎn)移出系統(tǒng)。一般分為獨(dú)立的系統(tǒng)和集成的系統(tǒng)。

獨(dú)立系統(tǒng)如圖10所示，液氫箱和液氧箱獨(dú)立的將各自的推進(jìn)劑蒸汽通過冷卻屏后，熱量隨氣體單獨(dú)排放其中一部分供應(yīng)燃料電池。

圖10 獨(dú)立的蒸汽冷卻屏技術(shù)Fig.10 Independent vapor cooled shields technology

集成系統(tǒng)如圖11所示，由于液氫汽化溫度遠(yuǎn)低于液氧的汽化溫度，因此將經(jīng)過液氫箱冷卻屏的氣態(tài)氫再通過液氧箱冷卻屏后進(jìn)行排放可顯著提高系統(tǒng)效率，減少液氧的蒸發(fā)損失。

圖11 集成的蒸汽冷卻屏技術(shù)Fig.11 Integrated vapor cooled shields technologies

3.6 姿態(tài)控制技術(shù)

美國的Delta IV上面級(jí)長時(shí)間滑行過程中，為了改善上面級(jí)的熱流情況，上面級(jí)姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行了1.0～1.5(°/s)的自旋。美國的Atlas V的半人馬座上面級(jí)在長時(shí)間滑行過程中，姿態(tài)控制系統(tǒng)進(jìn)行了0.5～1.5(°/s)的自旋。上面級(jí)在滑行段的自旋可以使結(jié)構(gòu)受熱均勻，減小低溫推進(jìn)劑的局部熱分層，進(jìn)而減小低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)量，降低被動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)的壓力。

3.7 實(shí)現(xiàn)零蒸發(fā)損失的主動(dòng)制冷技術(shù)

對(duì)于數(shù)周、數(shù)月乃至數(shù)年的飛行任務(wù)來說，結(jié)合目前的技術(shù)水平來看，單純依靠被動(dòng)熱防護(hù)的方法，要實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)量控制(ZBO)是非常困難的。因此，主動(dòng)制冷技術(shù)越來越受到重視。采用主動(dòng)制冷技術(shù)的途徑之一是把制冷機(jī)和貯箱耦合，把貯箱系統(tǒng)的漏熱全部移出，實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)損失。其原理是:熱交換器浸沒在注裝低溫推進(jìn)劑的貯箱內(nèi)部，制冷機(jī)與熱交換器組合，從貯箱內(nèi)移出進(jìn)入貯箱的熱量，并通過輻射器輻射到外界空間環(huán)境。主動(dòng)制冷技術(shù)按低溫制冷機(jī)直接冷卻對(duì)象的不同可分為以下幾類。

(1)低溫制冷機(jī)冷卻熱交換器技術(shù)

1999年，格林研究中心進(jìn)行了直徑139 cm，34層多層隔熱球形液氫貯箱與兩極商業(yè)機(jī)械制冷機(jī)(第一級(jí)20 W、35 K;第二級(jí)17.5 W、18 K)的地面熱真空環(huán)境驗(yàn)證試驗(yàn)。貯箱內(nèi)的熱量通過安裝在貯箱氣墊內(nèi)連接于制冷器第二級(jí)的熱交換器轉(zhuǎn)移到制冷機(jī)，或者通過連接于第一級(jí)的銅葉片傳到轉(zhuǎn)移到制冷器，熱交換器和葉片同時(shí)工作時(shí)，轉(zhuǎn)移的熱量大于系統(tǒng)漏熱，僅用熱交換器工作時(shí)熱轉(zhuǎn)移和漏熱基本持平。在液體填充率90%下，2種工況都實(shí)現(xiàn)了零蒸發(fā)損失的試驗(yàn)結(jié)果。液氫制冷熱轉(zhuǎn)移試驗(yàn)系統(tǒng)如圖12所示。

圖12 低溫制冷機(jī)、熱交換器試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.12 Cryocooler，heat exchangers test system

(2)低溫制冷機(jī)冷卻液氫技術(shù)

2001年，在馬歇爾空間飛行中心的牽引下，在艾姆斯研究中心和格林研究中心的共同參與下，基于多功能氫測(cè)試平臺(tái)系統(tǒng)(MHTB)，對(duì)不同填充率下的貯箱進(jìn)行了一系列無損存貯測(cè)試，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖13所示。其中液氫貯箱容積為18 m3，采用一臺(tái)美國Cryomech公司的GB37低溫制冷機(jī)(制冷量為30 W，20 K)，來平衡外界環(huán)境的漏熱，從而避免貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)和排放。

圖13 MHTB ZBO測(cè)試裝置Fig.13 MHTB ZBO demonstration test setup

液氫從貯箱中引出，流經(jīng)低溫制冷機(jī)的冷端換熱器，經(jīng)過冷卻后的冷流體再經(jīng)過噴射泵回到貯箱。在不同的液氫加注量(95%、50%、25%)的情況下分別進(jìn)行了測(cè)試。試驗(yàn)結(jié)構(gòu)表明，在制冷機(jī)和循環(huán)泵的聯(lián)合工作下，可以實(shí)現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)量控制。

(3)低溫制冷機(jī)冷卻氣氫技術(shù)

在NASA格林研究中心的資助下，中央佛羅里達(dá)大學(xué)太陽能研究中心對(duì)低溫制冷機(jī)冷凝蒸汽的方案進(jìn)行了研究。他們?cè)O(shè)計(jì)了一套小型液氫無損存儲(chǔ)系統(tǒng)，并開展了原理性的試驗(yàn)研究。該系統(tǒng)采用一臺(tái)美國Cryomech公司AL－330型單機(jī)GM制冷機(jī)，將其置于一個(gè)容積為150 L的液氫貯箱頂部，用以直接冷卻冷凝蒸發(fā)的氫氣。如圖14所示，試驗(yàn)結(jié)構(gòu)標(biāo)明，該制冷機(jī)每天僅工作1小時(shí)就能夠?qū)崿F(xiàn)該液氫系統(tǒng)的零蒸發(fā)量控制。

圖14 液氫蒸氣液化零蒸發(fā)量控制試驗(yàn)驗(yàn)證系統(tǒng)Fig.14 Hydrogen liquefaction zero boil-off demonstration test system

(4)低溫制冷機(jī)與熱管結(jié)合制冷技術(shù)

2004年，格林研究中心進(jìn)行了空軍和NASA聯(lián)合研制的空間飛行制冷機(jī)和低溫?zé)峁艿脑囼?yàn)，這是朝著低溫上面級(jí)飛行應(yīng)用邁出的第一步。試驗(yàn)?zāi)M了230 K的LEO真空環(huán)境。試驗(yàn)采用了1.4 m直徑的球形液氮貯箱(貯箱外側(cè)包裹了24層MLI)，以及浸沒混合器、低溫?zé)峁?、飛行設(shè)計(jì)制冷機(jī)和輻射器等裝置。熱和壓力控制試驗(yàn)在2個(gè)大氣壓下進(jìn)行?；旌媳迷?0 W功率下?lián)P程1.5 m，流速33 l/min，制冷機(jī)為95 K、10 W。試驗(yàn)表明，冷端性能良好，特別是熱管性能比預(yù)期好，使得制冷機(jī)安裝可以更遠(yuǎn)離貯箱，混合器增加的熱量小于預(yù)期值，零蒸發(fā)量控制系統(tǒng)在輻射環(huán)境為311 K、制冷溫度為75 K、消耗功率150 W下成功轉(zhuǎn)移出熱量6.8 W。試驗(yàn)裝置如圖15所示。

圖15 飛行制冷機(jī)和低溫?zé)峁艿脑囼?yàn)Fig.15 Plane cryocooler and cryogenic heat pipe test

試驗(yàn)中制冷系統(tǒng)包括制冷器、低溫?zé)峁?、葉片狀蒸發(fā)器等裝置如圖16所示。

圖16 制冷機(jī)、熱管和泵Fig.16 Cryocooler，cryogenic heat pipe and pump

4 蒸發(fā)量控制系統(tǒng)技術(shù)方案

4.1 半人馬座集成化低溫衍生級(jí)蒸發(fā)量控制方案

洛克西德－馬丁公司通過對(duì)低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)的研究，采用真空絕緣板、可變密度的多層熱防護(hù)材料、推進(jìn)劑位置管理裝置、貯箱優(yōu)化設(shè)計(jì)、太陽遮擋裝置、VCS等多種防護(hù)手段，如圖17所示，可實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)量由現(xiàn)在半人馬座的每天2%降低到0.1%，通過飛行試驗(yàn)、不斷改進(jìn)設(shè)計(jì)，有望實(shí)現(xiàn)蒸發(fā)量每天0.01%的目標(biāo)。

圖17 半人馬座上面級(jí)蒸發(fā)量控制技術(shù)Fig.17 Centaur boil-off control technologies

4.2 美國星座計(jì)劃蒸發(fā)量控制技術(shù)方案

美國星座計(jì)劃中，月面上升模塊，其推進(jìn)劑采用的是液氧/液態(tài)甲烷其整個(gè)任務(wù)段工作時(shí)間約為12—16天，對(duì)于月面下降模塊，其采用的推進(jìn)劑為液氫/液氧，其整個(gè)任務(wù)段工作時(shí)間約為5—9天。由于兩者需要經(jīng)歷數(shù)天的地月飛行和數(shù)天的月面操作，因此NASA為了解決其低溫推進(jìn)劑長時(shí)間在軌問題，采用了多種蒸發(fā)量控制措施［18］，如圖18所示。通過多項(xiàng)措施的綜合應(yīng)用，能夠滿足NASA的任務(wù)要求。

圖18 美國星座計(jì)劃蒸發(fā)量控制技術(shù)Fig.18 Constellation program boil-off control technologies

4.3 歐洲地球出發(fā)級(jí)蒸發(fā)量控制方案

歐洲載人登月計(jì)劃地球出發(fā)級(jí)采用液氫/液氧推進(jìn)劑。地球出發(fā)級(jí)需要具備最長近30天的在軌工作能力，因此對(duì)低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量進(jìn)行控制非常關(guān)鍵。該方案主要采用采用泡沫塑料、MLI、復(fù)合材料連接結(jié)構(gòu)并配合相應(yīng)的姿態(tài)控制等被動(dòng)防護(hù)措施，如圖19所示。通過仿真分析，在任務(wù)周期內(nèi)，能夠?qū)崿F(xiàn)日蒸發(fā)量0.17%的目標(biāo)。

圖19 地球出發(fā)級(jí)蒸發(fā)量控制技術(shù)Fig.19 Earth departure stage boil-off control technologies

5 結(jié)論

現(xiàn)有的低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)的途徑一是采用被動(dòng)技術(shù)，二是主動(dòng)蒸發(fā)量控制技術(shù)。事實(shí)上，從國外低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)的進(jìn)展來看，以貯箱隔熱技術(shù)、壓力控制技術(shù)、蒸汽冷卻屏技術(shù)等為代表的被動(dòng)蒸發(fā)量控制技術(shù)發(fā)展迅速并初步具備了工程應(yīng)用的條件，但主動(dòng)蒸發(fā)量控制技術(shù)要取決于低溫制冷機(jī)的研制水平，包括制冷機(jī)的能耗和重量等都限制了主動(dòng)蒸發(fā)量控制技術(shù)在低溫上面級(jí)上的應(yīng)用。

美國重返月球計(jì)劃雖已取消，但其未來火星探測(cè)規(guī)劃以及正在開展的重型運(yùn)載火箭論證都需要采用低溫推進(jìn)劑并對(duì)低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量進(jìn)行控制。從中國航天大國的地位和未來深空探測(cè)技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)方面考慮，未來低溫推進(jìn)劑的長時(shí)間在軌使用并開展低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)研究已勢(shì)在必行。

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