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        低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)研究概述

        2012-09-21 08:41:26孫培杰包軼穎姚秋萍
        載人航天 2012年1期
        關(guān)鍵詞:系統(tǒng)

        李 鵬,孫培杰,包軼穎,姚秋萍

        (上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海201108)

        1 前言

        隨著深空探測(cè)任務(wù),特別是未來載人探月計(jì)劃的開展,低溫推進(jìn)劑(如液氫、液氧、甲烷等)不但要滿足運(yùn)載火箭發(fā)射段短時(shí)間使用,而且要適應(yīng)未來長(zhǎng)時(shí)間在軌任務(wù)的需求[1]。但是低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低,空間環(huán)境中惡劣的熱環(huán)境會(huì)引起低溫推進(jìn)劑的大量蒸發(fā),這樣就不得不涉及到低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù),通過對(duì)貯箱進(jìn)行絕熱、防輻射措施、有效的熱交換和合理的壓力控制,將蒸發(fā)量控制在一定的范圍。下面著重對(duì)低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)的難點(diǎn)、國(guó)外研究路線圖和研究進(jìn)展進(jìn)行闡述,并通過對(duì)單項(xiàng)技術(shù)合理組合,提出不同的低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存系統(tǒng)方案。

        2 低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存的技術(shù)難點(diǎn)

        低溫液體長(zhǎng)期儲(chǔ)存技術(shù)地面上已經(jīng)相對(duì)成熟,但是空間微重力、復(fù)雜外熱流、各種輻射和粒子的環(huán)境條件,以及低功耗、重量輕的嚴(yán)格要求,使得低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存具有極大的技術(shù)挑戰(zhàn)性,面臨的主要技術(shù)難點(diǎn)包括:

        (1)微重力環(huán)境下氣液位置不確定

        空間微重力條件下貯箱內(nèi)氣液存在狀態(tài)和位置不確定,受加速度水平、貯箱尺寸、瞬態(tài)過程等因素影響很大[3-4],從而使得貯箱卸壓閥的位置設(shè)計(jì)困難,微重力條件下氣液界面為曲面,瞬態(tài)加速后氣液混合長(zhǎng)時(shí)間不會(huì)消除,在空間實(shí)現(xiàn)排氣而不排液的貯箱壓力控制變得非常困難。

        (2)復(fù)雜空間熱環(huán)境

        飛行器在空間會(huì)受到太陽(yáng)輻射、行星紅外輻射、行星反照輻射、黑背景等空間熱環(huán)境的影響。直接暴露在太陽(yáng)輻射之下,使得推進(jìn)劑貯箱正對(duì)太陽(yáng)面以及背對(duì)太陽(yáng)面所接受的太陽(yáng)輻射強(qiáng)度差別大,極易造成貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的溫度不均勻[5],不利于低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期儲(chǔ)存。

        (3)熱分層現(xiàn)象

        低溫推進(jìn)劑貯箱內(nèi)的熱分層來自兩部分。一是在地面停放階段和上升段,由于整流罩內(nèi)氣體對(duì)流加熱和氣動(dòng)加熱等原因,在自然對(duì)流的作用下,貯箱近壁面區(qū)域的熱流體沿壁面向上運(yùn)動(dòng)形成熱分層。二是空間飛行階段,微重力下,對(duì)流顯著減弱,非均勻熱源、熱瞬態(tài)能夠產(chǎn)生嚴(yán)重的熱分層。熱分層現(xiàn)象直接影響低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā),使得貯箱壓力升高。

        (4)空間基與地面基

        現(xiàn)有的航天器是由地面發(fā)射升空,則相應(yīng)的低溫推進(jìn)劑儲(chǔ)存系統(tǒng)對(duì)地面基和空間基環(huán)境的影響都要適應(yīng)。地面基儲(chǔ)存系統(tǒng)需要考慮地面熱環(huán)境和發(fā)射環(huán)境的影響,要考慮能夠承受發(fā)射較大加速度力學(xué)環(huán)境載荷;而空間基儲(chǔ)存系統(tǒng)要考慮空間惡劣環(huán)境的影響。

        (5)儲(chǔ)存使命周期影響

        空間低溫推進(jìn)劑儲(chǔ)存系統(tǒng)的使命周期從幾小時(shí)、幾天到幾個(gè)月甚至幾年。對(duì)數(shù)天的短期使命可能不需要排氣,用良好的被動(dòng)熱防護(hù)和消除熱分層混合就可以滿足需求;對(duì)數(shù)月到一年的中期使命,不僅需要進(jìn)行排氣壓力控制,而且應(yīng)當(dāng)在被動(dòng)熱防護(hù)和排氣之間進(jìn)行質(zhì)量?jī)?yōu)化折中;對(duì)數(shù)年甚至數(shù)十年的長(zhǎng)期使命,采用被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)和排氣技術(shù)可能根本無(wú)法滿足使命需求,必須與能夠從貯箱轉(zhuǎn)移出熱量的主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)相結(jié)合,因此要根據(jù)不同的任務(wù)需要,低溫推進(jìn)劑采用不同的蒸發(fā)控制方案。

        (6)運(yùn)載能力限制

        由于運(yùn)載能力的限制,推進(jìn)劑在軌儲(chǔ)存系統(tǒng)對(duì)本身質(zhì)量有嚴(yán)格的要求,必須采用輕質(zhì)且絕熱性能良好的材料,同時(shí)要在滿足貯箱容積的基礎(chǔ)上盡量減小貯箱的表面積以減少漏熱。

        (7)低功耗要求

        由于規(guī)模的限制,航天器的能源很有限,低溫推進(jìn)劑在軌儲(chǔ)存系統(tǒng)盡量采用無(wú)功耗的被動(dòng)技術(shù),選用低功耗的單機(jī)設(shè)備。

        3 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀

        3.1 國(guó)外發(fā)展概況及規(guī)劃

        由于載人深空探測(cè)的任務(wù)牽動(dòng),美國(guó)在低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)方面開展了大量的研究,而俄羅斯、歐洲、日本等未見開展相關(guān)研究的信息,下面主要對(duì)美國(guó)的研究發(fā)展?fàn)顩r進(jìn)行介紹。

        自從上世紀(jì)60年代起,NASA的馬歇爾空間飛行中心(MSFC)、格林研究中心(GRC)、艾姆斯研究中心(ARC)、戈達(dá)德空間飛行中心(GSFC)、美國(guó)的洛克西德-馬丁公司、波音公司、中央佛羅里達(dá)大學(xué)太陽(yáng)能研究中心等機(jī)構(gòu)長(zhǎng)期進(jìn)行著低溫推進(jìn)劑在軌儲(chǔ)存相關(guān)技術(shù)研究[2],經(jīng)過幾十年的不斷探索和改進(jìn),已經(jīng)在低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存方面積累了大量寶貴的經(jīng)驗(yàn)以及技術(shù)數(shù)據(jù)。

        2004年NASA提出實(shí)施星座計(jì)劃,2020年實(shí)現(xiàn)美國(guó)航天員重返月球,低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)更是被提上日程,低溫流體管理項(xiàng)目(CFM)主要致力于低溫流體儲(chǔ)存系統(tǒng)、低重力推進(jìn)劑管理系統(tǒng),以及低溫流體轉(zhuǎn)移及處理技術(shù)等方面的研究。所涉及的具體技術(shù)有:微重力下的質(zhì)量流量計(jì)技術(shù)、混合泵技術(shù)、液體獲取裝置(LAD)技術(shù)、熱力學(xué)排氣系統(tǒng)(TVS)以及低溫制冷機(jī)等。CFM技術(shù)的發(fā)展將有利于發(fā)展未來演化的火箭上面級(jí)、EDS、Altair、推進(jìn)劑補(bǔ)給站以及其他科學(xué)研究和國(guó)家安全方面的應(yīng)用[5-8]。

        在2010年4月,奧巴馬公布了新太空探索計(jì)劃,轉(zhuǎn)而將火星作為美國(guó)載人航天計(jì)劃的目的地。對(duì)于低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù),在2015左右,實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑6個(gè)月的在軌儲(chǔ)存目標(biāo),2020年左右,完成利用制冷機(jī)保證低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期儲(chǔ)存的任務(wù)。

        3.2 國(guó)內(nèi)研究現(xiàn)狀

        目前,在載人探月工程的牽引下,國(guó)內(nèi)在低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)方面剛剛起步,大多停留在文獻(xiàn)的搜集和調(diào)研層面,只開展了初步方案的論證工作。

        4 單項(xiàng)技術(shù)研究

        低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)是一項(xiàng)涉及低溫貯箱絕熱技術(shù)、空間熱防護(hù)技術(shù)和壓力控制技術(shù)等的總體技術(shù),其中包括眾多的單項(xiàng)技術(shù),下面將國(guó)外低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)研究中所是涉及的單項(xiàng)技術(shù)的技術(shù)特點(diǎn)和研究概況進(jìn)行說明。

        4.1 被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)

        4.1.1 基于變密度多層隔熱材料的復(fù)合隔熱技術(shù)

        低溫推進(jìn)劑在軌儲(chǔ)存系統(tǒng)要經(jīng)受地面和空間復(fù)雜的熱環(huán)境,為減少通過貯箱壁的外界漏熱,必須在貯箱外表面包覆高性能的隔熱材料或結(jié)構(gòu)。多層隔熱材料(MLI)與泡沫材料相結(jié)合的復(fù)合結(jié)構(gòu)形式,隔熱性能好,質(zhì)量輕,是空間應(yīng)用的最佳選擇,復(fù)合結(jié)構(gòu)中的泡沫主要是用于地面及發(fā)射階段的隔熱,而外層的多層隔熱材料則用于空間飛行階段。

        多層隔熱材料(MLI)由于其在真空條件下優(yōu)良的隔熱效果,目前已經(jīng)在各種航天器上得到了廣泛的應(yīng)用。為了進(jìn)一步增強(qiáng)MLI的隔熱性能,降低隔熱材料的自重,NASA通過對(duì)MLI結(jié)構(gòu)的優(yōu)化,形成了變密度多層絕熱材料VD-MLI技術(shù)[11,12],隔熱材料靠近低溫貯箱外表面的區(qū)域,層間厚度大,密度低,隔熱材料外層層間厚度小,密度大,如圖1所示。相關(guān)試驗(yàn)表明貯箱采用VD-MLI作為隔熱材料后,推進(jìn)劑蒸發(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%[12]。

        圖1 泡沫和VD-MLI結(jié)合的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)

        該項(xiàng)技術(shù)是低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存必須采用的,是最基本的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)之一。

        4.1.2 太陽(yáng)能防護(hù)罩

        太陽(yáng)防護(hù)罩可使大規(guī)模低溫系統(tǒng)免受太陽(yáng)和星球輻射的影響,從根源上最大程度地消除熱源[13]。研究表明,不論是單獨(dú)使用太陽(yáng)防護(hù)罩還是與MLI絕熱層一起整合使用,都可以明顯降低漏熱。

        自2007年起,NASA旗下的格林研究中心開展了適合人馬座上面級(jí)低溫貯箱的太陽(yáng)防護(hù)罩(CSS)的研制、試驗(yàn)和分析工作,計(jì)劃2011年進(jìn)行飛行測(cè)試[13]。2009年,在Denver召開的航空會(huì)議上,提出“空間加油站”這一概念,并且明確提出可以采用太陽(yáng)防護(hù)罩技術(shù)為空間加油站的低溫推進(jìn)劑貯箱遮擋太陽(yáng)輻射,降低蒸發(fā)損失[14]。在NASA的土衛(wèi)六探測(cè)器計(jì)劃(Titan Explorer)和彗核標(biāo)本返回(Comet Nuclera Return,CNRS)計(jì)劃中的飛行器通過安裝輻射屏、隔熱板等方式對(duì)低溫貯箱進(jìn)行遮擋,降低貯箱內(nèi)外換熱[15]。低溫推進(jìn)劑貯箱太陽(yáng)防護(hù)罩如圖2所示。

        太陽(yáng)防護(hù)罩應(yīng)用需要解決太陽(yáng)防護(hù)罩開展技術(shù),并且要對(duì)航天器的飛行姿態(tài)有約束要求,保證太陽(yáng)防護(hù)罩能對(duì)空間外熱流有效遮擋,該項(xiàng)技術(shù)要根據(jù)飛行任務(wù)要求選擇性的采用,對(duì)于星際間長(zhǎng)時(shí)間轉(zhuǎn)移飛行任務(wù),采用太陽(yáng)防護(hù)罩是很有利的,此時(shí),只要考慮太陽(yáng)輻射的遮擋,太陽(yáng)防護(hù)罩的尺寸相對(duì)較小。

        圖2 低溫推進(jìn)劑太陽(yáng)防護(hù)罩

        4.1.3 連接支撐結(jié)構(gòu)

        低溫貯箱間的連接支撐結(jié)構(gòu)也是貯箱漏熱的主要原因之一,甚至占有相當(dāng)大的比重。被動(dòng)軌道阻斷支撐技術(shù)(PODS技術(shù)[16])源于GP-B任務(wù)。結(jié)構(gòu)如圖3所示。在低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存方面,PODS技術(shù)同樣意義重大。在空間的自由飛行階段,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(zhǎng)的路徑傳遞。在發(fā)射上升階段,熱和力通過較粗的復(fù)合材料管和較短的路徑傳遞。通過應(yīng)用PODS,系統(tǒng)通過支撐結(jié)構(gòu)的漏熱減小了90%[17]。

        圖3 被動(dòng)軌道阻斷支撐技術(shù)示意圖

        該項(xiàng)技術(shù)是低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存必須采用的,最基本的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)之一。

        4.1.4 蒸汽冷卻屏技術(shù)

        蒸汽冷卻屏技術(shù)(VCS)[18,19]是指將低溫貯箱排放的推進(jìn)劑蒸汽流經(jīng)包圍貯箱的冷卻屏,被外界加熱,熱量隨氣體被排出系統(tǒng)。低溫貯箱內(nèi)推進(jìn)劑蒸發(fā)后的氣體,溫度相對(duì)較低,經(jīng)過蒸汽冷卻屏后,能夠使其冷量進(jìn)一步得到利用,在低溫貯箱外圍形成低溫環(huán)境,降低貯箱表面溫度,進(jìn)而降低貯箱熱漏率。

        蒸汽冷卻屏將會(huì)明顯增加飛行的質(zhì)量,該項(xiàng)技術(shù)要根據(jù)飛行任務(wù)要求,對(duì)蒸汽冷卻屏增加質(zhì)量和推進(jìn)劑節(jié)省量綜合分析,選擇性的采用。

        4.1.5 液體混合技術(shù)

        流體混合技術(shù)的主要目的是消除熱分層[20],如圖4所示。該技術(shù)通過泵把液體從貯箱液抽出,再用噴嘴或噴管注回貯箱。注入液體帶動(dòng)貯箱內(nèi)流體運(yùn)動(dòng),消除熱液體層,部分蒸汽得以凝結(jié)。通過試驗(yàn)和仿真,證明低溫流體混合技術(shù)能顯著消除貯箱內(nèi)部的熱分層并降低貯箱內(nèi)部的壓力,從而減小蒸發(fā)量。該項(xiàng)技術(shù)根據(jù)飛行任務(wù)周期選擇性采用。

        圖4 低溫泵混合技術(shù)

        4.2 主動(dòng)熱轉(zhuǎn)移技術(shù)

        熱轉(zhuǎn)移技術(shù)的原理是:熱交換器安裝在低溫推進(jìn)劑貯箱內(nèi),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。該項(xiàng)技術(shù)為主動(dòng)熱控制技術(shù),利用制冷機(jī)和貯箱耦合,把貯箱系統(tǒng)的漏熱全部移出,可實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)損失[21-23]。

        目前,制冷熱轉(zhuǎn)移ZBO技術(shù)還處于地面原理性分析和實(shí)驗(yàn)階段,根據(jù)制冷機(jī)和低溫貯箱的耦合方式不同,現(xiàn)在的方案大體上分為低溫制冷機(jī)冷卻氣體技術(shù)(如圖5(a)所示)和低溫制冷機(jī)冷卻液體技術(shù)(如圖 5(b)所示)。

        主動(dòng)熱轉(zhuǎn)移技術(shù)和上面的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)配合使用,其將會(huì)增加推進(jìn)劑蒸發(fā)控制系統(tǒng)的質(zhì)量和電功耗,降低系統(tǒng)的可靠性,主動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)要根據(jù)飛行任務(wù)要求和周期選擇性使用。

        圖5 制冷熱轉(zhuǎn)移ZBO技術(shù)系統(tǒng)示意圖

        4.3 壓力控制技術(shù)

        4.3.1 液體沉底排氣技術(shù)

        液體沉底排氣技術(shù)[24]主要是為貯箱提供一個(gè)加速度以使得氣液分離從而方便貯箱排氣以實(shí)現(xiàn)壓力控制。空間系統(tǒng)產(chǎn)生加速度的方法往往是發(fā)動(dòng)機(jī)(推力器)定向點(diǎn)火,所以采用該技術(shù)必然消耗額外的推進(jìn)劑,對(duì)大型空間低溫系統(tǒng),需要消耗的推進(jìn)劑量不小。貯存周期越長(zhǎng),消耗量越大。

        4.3.2 表面張力控制排氣技術(shù)

        利用貯箱內(nèi)的表面張力管理裝置把液體限定在特定的區(qū)域。而把氣體排擠到另外的區(qū)域,只要在氣體區(qū)域安裝排氣口就可以實(shí)現(xiàn)排氣。空間貯存系統(tǒng)應(yīng)用表面張力控制排氣技術(shù)的難度來自兩個(gè)方面:一是空間系統(tǒng)常用低溫流體的表面張力比常規(guī)流體小得多。使得設(shè)計(jì)和制造安全可靠的表面張力管理裝置困難;二是空間使命往往是多階段使命組合,很難保證排氣時(shí)刻的邦德數(shù)總是遠(yuǎn)小于1。該技術(shù)的發(fā)展非常緩慢,截止目前沒有實(shí)質(zhì)性進(jìn)展[25]。

        4.3.3 熱力學(xué)排氣TVS技術(shù)

        熱力學(xué)排氣系統(tǒng)(TVS)本質(zhì)上為開環(huán)制冷系統(tǒng),由焦-湯膨脹器、熱交換器和控制閥元件組成。其工作原理為[26]:利用液體獲取裝置,以低流率從貯箱內(nèi)抽取液體,液體經(jīng)過焦-湯膨脹器等熵膨脹后成為溫度和壓力降低的兩相流。該兩相流流入與貯箱內(nèi)液體或貯箱壁連通的熱交換器,溫度較高的液體或貯箱壁中的熱量通過熱交換器傳遞給兩相流,使其全部成為蒸氣并被排放出貯存系統(tǒng)。與此同時(shí),貯箱內(nèi)液體獲得制冷效應(yīng),貯箱壓力降低。圖6為波音公司開發(fā)的同軸噴霧棒式TVS試驗(yàn),馬歇爾空間飛行中心(MSFC)在多用途的液氫試驗(yàn)平臺(tái)上驗(yàn)證了同軸噴霧棒能夠有效消除液體分層和貯箱壓力[27]。

        圖6 同軸噴霧棒式TVS系統(tǒng)示意圖

        4.3.4 TVS和VCS組合技術(shù)

        經(jīng)過TVS膨脹并熱交換后排出的低溫推進(jìn)劑氣體溫度仍然很低,這時(shí)可以將其流經(jīng)低溫貯箱外的蒸汽冷屏通道以降低貯箱外壁溫或者M(jìn)LI隔熱層的溫度,充分利用排出氣體的冷量。研究表明,經(jīng)過適當(dāng)?shù)脑O(shè)計(jì),TVS和VCS技術(shù)結(jié)合,可使低溫推進(jìn)劑貯箱熱漏率降低51%[28]。

        5 國(guó)外低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)在軌驗(yàn)證規(guī)劃

        目前國(guó)外低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)研究大多停留在原理性分析和地面試驗(yàn)驗(yàn)證階段上,各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)通過了實(shí)驗(yàn)室驗(yàn)證,取得了突破性的進(jìn)展,利用實(shí)驗(yàn)室樣品/部件/功能模塊集成于原理樣機(jī),驗(yàn)證了技術(shù)應(yīng)用的功能特性,通過原理樣機(jī)測(cè)試,驗(yàn)證了技術(shù)方案和途徑的可行性,后續(xù)將陸續(xù)開展飛行驗(yàn)證任務(wù)。表1中給出了國(guó)外各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證情況和對(duì)飛行試驗(yàn)的需求,從表中可以看出,各項(xiàng)技術(shù)地面上已經(jīng)進(jìn)行了充分的試驗(yàn)研究,接下來需要通過飛行試驗(yàn)研究微重力對(duì)系統(tǒng)性能的影響。下面對(duì)國(guó)外低溫推進(jìn)劑在軌驗(yàn)證試驗(yàn)項(xiàng)目的策劃工作進(jìn)行介紹。

        表1 國(guó)外各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的地面試驗(yàn)驗(yàn)證情況和對(duì)飛行試驗(yàn)的需求

        (1)國(guó)際空間站零蒸發(fā)試驗(yàn)研究

        NASA格林研究中心正在開展利用國(guó)際空間站進(jìn)行低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)試驗(yàn)研究的策劃和試驗(yàn)裝置的設(shè)計(jì)工作[29],該項(xiàng)試驗(yàn)通過在國(guó)際空間站上安裝小尺寸的試驗(yàn)裝置(參見圖7),研究微重力下低溫貯箱壓力變化情況和壓力控制特性,考核在空間環(huán)境下,采用主動(dòng)熱轉(zhuǎn)移和強(qiáng)迫混合技術(shù)實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)的實(shí)際效果。

        (2)“半人馬座”低溫試驗(yàn)平臺(tái)(CTB)系統(tǒng)概念

        洛克西德-馬丁公司提出了利用成本較低的“半人馬座”上面級(jí)平臺(tái),開展低溫推進(jìn)系統(tǒng)的演示驗(yàn)證試驗(yàn)方案,并提出了“半人馬座”低溫試驗(yàn)平臺(tái)(CTB)系統(tǒng)概念[29],該系統(tǒng)由瓶狀的收集器、控制面板和收集器連接裝置組成。如圖8所示。

        (3)“起步計(jì)劃”關(guān)鍵技術(shù)飛行驗(yàn)證

        針對(duì)奧巴馬新太空探索計(jì)劃,NASA制定“起步計(jì)劃”,將發(fā)射一系列航天器完成多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)的空間演示驗(yàn)證任務(wù)(Flagship Technology Demonstrations)[10],計(jì)劃中將于2015年發(fā)射FTD-2航天器,飛行時(shí)間不少于200d,進(jìn)行低溫推進(jìn)劑儲(chǔ)存和傳輸?shù)难菔掘?yàn)證,F(xiàn)TD-2飛行器的效果圖如圖9所示。

        圖7 國(guó)際空間站零蒸發(fā)試驗(yàn)裝置剖面圖

        圖8 “半人馬座”低溫試驗(yàn)平臺(tái)系統(tǒng)示意圖

        圖9 FTD-2航天器的效果圖

        6 結(jié)束語(yǔ)

        低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌儲(chǔ)存技術(shù)是我國(guó)航天事業(yè)后續(xù)發(fā)展的支撐性關(guān)鍵技術(shù),是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程,由于低溫推進(jìn)劑的低沸點(diǎn)、空間復(fù)雜的熱環(huán)境和微重力環(huán)境,給該項(xiàng)技術(shù)的實(shí)現(xiàn)帶來了很大的困難,低溫推進(jìn)劑貯箱的熱防護(hù)和壓力控制是兩個(gè)關(guān)鍵的方面。該項(xiàng)技術(shù)國(guó)外已經(jīng)基本完成了實(shí)驗(yàn)室研究,即將進(jìn)入了工程化實(shí)施階段,后面計(jì)劃通過多次的飛行驗(yàn)證對(duì)該項(xiàng)技術(shù)方案的工程有效性、可靠性等方面進(jìn)行考核。我國(guó)在該項(xiàng)技術(shù)處于起步階段,后面還有大量的工作需要開展,充分借鑒和吸收國(guó)外研究經(jīng)驗(yàn),考慮我國(guó)的技術(shù)水平,通過全面的理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證,突破單項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù),完善系統(tǒng)方案。 ◇

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