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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