左歲寒，張 嶠，孫 威，魏傳鋒，胡添元

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

受大氣阻力的影響，空間站的軌道將緩慢衰減，為此，需要進行軌道保持操作?？臻g站長期在軌運行，軌道保持操作需要消耗大量的推進劑，因此推進劑在軌補加技術不可或缺。為了保證承擔推進劑補加任務的航天器能夠與空間站安全分離，在完成推進劑在軌補加后，須對補加管路內的殘余推進劑進行吹除[1]。

太空的低溫、真空環(huán)境使得液體排放的流場形態(tài)、特性完全不同于地面常壓狀態(tài)。早在 20世紀60年代，Mann等[2]對不同溫度工況下水的真空排放進行了試驗研究。在此后的半個世紀期間，由于航天器技術特點的差異，美國及歐洲科學家主要以水（生保系統的冷凝水、燃料電池產生的水、航天員尿液以及熱控回路工質）作為研究對象[3-8]，進行真空排放的特性研究，鮮有涉及航天器推進劑的在軌排放研究。俄羅斯（前蘇聯）是世界上目前唯一開展了推進劑空間補加技術工程應用的國家，對推進劑在軌排放有著更深入的認識[9]。我國的研究人員同樣對液體真空排放特性進行了理論和試驗研究，內容涉及液體的閃蒸特性[10-11]、真空閃蒸在工程上的應用[12-13]、液體真空排放的仿真分析[14]、液體真空排放的地面試驗[15-16]等。雖然目前我國尚沒有航天器在軌液體排放的真實數據積累，但這些研究工作對空間站推進劑吹除機理的探究有重要的指導意義。

我國將在2020年前后建造空間站，對推進劑在軌吹除有需求。本文對國外航天器液體真空排放的研究現狀進行了跟蹤，并結合推進劑在軌吹除的工程特點和國外研究經驗，為我國發(fā)展空間站推進劑在軌吹除技術提供啟示。

1 真空吹除的機理及形態(tài)

1.1 液體閃蒸

閃蒸是指液體溫度高于其當地壓力下的飽和蒸氣溫度時，因處于過熱狀態(tài)而會通過快速蒸發(fā)來釋放熱量的現象。通常在兩種情況下液體會出現過熱現象：一種是加熱熱量不能快速傳導，另一種是液體所處的環(huán)境壓力快速下降[11,13]。液體真空排放（推進劑吹除）屬于第二種情況，過熱液體的閃蒸是液體真空排放不同于地面常壓排放的直接誘因。

1.2 液體真空排放的形態(tài)

航天器在軌進行推進劑吹除或液體排放時，液體排放的形態(tài)由噴流內的蒸氣泡和噴流的表面張力所決定。氣泡的壓強是噴流爆開的誘因，而表面張力是延緩噴流爆開的因素。Muntz等[17]通過試驗研究認為液體真空排放有3種形態(tài)：

1）對于低蒸氣壓液體，其噴流在高真空中受表面張力的作用分裂成液滴流（見圖1(a)）；2）對于液流直徑較小的高蒸氣壓液體，噴流呈現穩(wěn)定狀態(tài)（如圖1(b)）；3）對于液流直徑較大的高蒸氣壓液體，其噴流將快速破裂為大量液滴和冰粒（見圖1(c)）。

圖1 真空液體排放的不同形態(tài)Fig. 1 Various patterns of a liquid venting into vacuum

2 國外研究情況

2.1 地面試驗研究

2.1.1 歐美研究情況

洛克希德導彈及宇航公司的Mikatarian等[3]對液體在軌排放及其誘發(fā)的噴流沖擊航天器表面而引起的擾動進行了試驗研究。研究對象包括甲醇、水、氟利昂-113以及二氯甲烷。試驗結果表明：液體的溫度越低，則噴流的出口壓力越低，同時流量越大；在靠近出口的噴管內，流體已變成了兩相流；當液體壓力增大或溫度升高時，都將導致噴流的羽流角度增大。水的排放試驗中還發(fā)現：噴嘴附近出現了結冰現象，而其他工質試驗中并未出現該現象，究其原因認為是由于水的凝固點和蒸發(fā)潛熱都高于其他工質。

德國的Fuchs等[4]以美國“天空實驗室”生保系統為對象進行了冷凝水在軌排放的地面試驗研究，研究了噴口形狀、水的溫度以及氣體含量對噴流特性的影響。“天空實驗室”冷凝水在軌排放系統如圖2所示。其噴口配有一個75 W的加熱器，噴管入口總壓為76 kPa，水溫范圍17～27 ℃。試驗發(fā)現：初始水溫升高時，噴流爆開的位置點提前即靠近噴口（見圖 3）；噴口越小，噴流爆開的點越遠（圖4）；噴口形狀對噴流爆開位置影響有限；水的總壓增大使得其噴流速度增加，爆開點遠離噴口；液體中含有的氣體含量嚴重影響噴流的形態(tài)。圖5給出了含有5%氣體的冷凝水排放情況，噴流在噴口處迅速爆開。

圖2 “天空實驗室”冷凝水排放系統Fig. 2 Condensate dumping assembly of the SpaceLab

圖3 不同水溫對噴流的影響，噴口直徑1.5mmFig. 3 Influence of initial temperature on the water jet of the orifice diameter of 1.5mm

圖4 不同噴口直徑對噴流的影響，水溫20 ℃Fig. 4 Influence of orifice diameters on the water jet at the initial temperature of 20 ℃

圖5 含5%氣體的冷凝水排放形態(tài)Fig. 5 The pattern of the condensate venting including 5% air

NASA約翰遜空間中心的Ungar等[8]針對“獵戶座”太空艙主動熱控系統的工質在軌排放，在地面開展了水和丙二醇的混合溶液真空排放的流場特性試驗研究。試驗發(fā)現：水和丙二醇的混合溶液與純水具有同樣的噴流蒸發(fā)特性，表明混合溶液的排放可以借鑒目前單一液體排放的研究經驗。

2.1.2 俄羅斯（前蘇聯）研究情況

“和平號”空間站的推進劑在軌吹除經驗表明，吹除時有部分噴流到達艙體，帶來污染影響。俄羅斯的Mishina等[9]針對國際空間站“星辰號”服務艙的推進劑吹除，在俄羅斯科學院西伯利亞分院的VIKING真空罐中進行了全尺寸模型的地面試驗研究?！靶浅教枴狈张摯党苈分睆?0 mm，其吹除時序為先開啟排放閥，5 s后開啟吹除閥供氣。考慮污染原因，試驗采用酒精代替燃料，采用氟利昂-11代替氧化劑，試驗中管路的溫度為20 ℃。

試驗發(fā)現服務艙的推進劑吹除形態(tài)分為兩個階段：

1）打開排放閥階段。管路內的流體沸騰，以蒸氣-液體相混合的形態(tài)噴出（圖6）。回流的液滴非常明顯。該流場形態(tài)一直保持到吹除閥打開。

2）打開吹除閥階段。管路內的壓強增大，噴口外表面出現了回流液滴，同時在噴口附近也出現了液滴。試驗中還發(fā)現，如果延遲打開吹除閥，流體在一個更安靜的情況下進入真空，則回流液滴將減少。

圖6 酒精從10 mm噴管真空排放的流場形態(tài)Fig. 6 Flow pattern of ethanol ejection into vacuum from 10 mm nozzle

對于“曙光號”功能貨艙的4 mm吹除管口，流場形態(tài)與服務艙略有不同。如圖7所示，出口處流場形態(tài)連續(xù)，該階段未在噴口外表面出現液滴，也未出現回流的液滴；持續(xù)短暫時間后，該階段結束，同時出現了外表面液滴、回流液滴以及氣液羽流擴散角增大等現象。

圖7 酒精從4 mm噴管真空排放的流場形態(tài)Fig. 7 Flow pattern of ethanol ejection into vacuum from 4 mm nozzle

針對10 mm噴口的速度測量發(fā)現：前半球（半角 0°～90°）區(qū)域，液滴的分布較平均；存在明顯的回流液滴。為了降低回流污染效應，在噴口處安裝防護屏，試驗證明防護屏能夠大大地抑制回流液滴的出現；若安裝兩層防護屏，則回流液滴的質量約為中心流動液體的0.1%[9]。

2.2 在軌排放情況

2.2.1 美國“命運號”實驗艙的冷凝水排放

2001年9月7日，國際空間站美國“命運號”實驗艙進行了冷凝水在軌排放（圖8）[6]，并采用空間站加拿大機械臂上的攝像機拍攝。實驗艙排放噴口位于前錐端左舷和右舷的 37.4°位置[7]。噴口直徑1.4 mm，水的總壓為101.37 kPa，噴口質量流量為14.6 g/s，管路設有加熱措施。

圖8 國際空間站美國實驗艙在軌冷凝水排放示意圖Fig. 8 Sketch of the condensate venting on the US Lab of International Space Station

從錄像資料可以看到，“命運號”實驗艙冷凝水排放的形態(tài)分為3個階段[6]：

1）啟動階段：發(fā)生在閥門剛打開時間段，液流剛進入真空環(huán)境，噴流的核心區(qū)域半錐角小于60°，如圖 9(a)所示；

2）穩(wěn)定階段：發(fā)生在排放的主時段，流體集中在一個小的錐角區(qū)域，噴流的核心區(qū)域半錐角小于20°，如圖9(b)所示；

3）結束階段：發(fā)生在排放末期，驅動氣體混入冷凝水一同排出，噴流的核心區(qū)域明顯增大，其半錐角約為60°。

結束階段又可以細分為2個子階段[6]：

① 初始結束階段，發(fā)生在驅動氣體進入存儲罐后，閥門還處于打開狀態(tài)，流場錐角比穩(wěn)定階段發(fā)散，但流場是連續(xù)的，如圖9(c)所示；

② 飛濺結束階段，發(fā)生在閥門關閉后，管路正在加熱去除殘留的液態(tài)/冰態(tài)混合物，流場是離散的，而羽流錐角更寬、更發(fā)散，如圖9(d)所示。

圖9 美國實驗艙在軌冷凝水排放的噴流形態(tài)Fig. 9 Flow patterns of the condensate venting on the US Lab

2.2.2 航天飛機的廢水在軌排放

航天飛機的左側設置有兩個相鄰的噴口（圖10）[7]，分別用于在軌排放供給水和廢水（尿液和冷凝水）。噴口直徑1.4 mm，水總壓為213.78 kPa，流量23.7 g/s。

圖10 航天飛機廢水在軌排放的噴流圖片Fig. 10 Ejection image of a shuttle waste water dump

2.2.3 國際空間站的在軌排放策略

國際空間站依據冷凝水在軌排放的噴流錐角，制定了冷凝水和廢水的排放策略[7]：實驗艙和航天飛機之間進行廢水排放時，空間站的太陽電池板需進行規(guī)避，并應滿足以下要求：

1）太陽電池板應避開噴流的核心區(qū)域；

2）讓太陽電池板的背面承受噴流核心區(qū)域外的粒子；

3）太陽電池板平面與噴流粒子的夾角小于15°。

圖11和圖12分別為基于實驗艙和航天飛機排放噴口視角下的國際空間站太陽電池板的規(guī)避情況，可以看出調整太陽電池板的角度能夠有效規(guī)避噴流的沖擊[7]。

圖11 實驗艙冷凝水排放時的國際空間站的太陽電池板規(guī)避Fig. 11 The evadible orientation of the solar array on ISS during condensate venting on the US Lab

圖12 航天飛機廢水排放時的國際空間站的太陽電池板規(guī)避Fig. 12 The evadible orientation of the solar array on ISS during waste water dump on a shuttle

3 對我國空間站推進劑在軌吹除設計的啟示

國外航天器液體真空排放的研究成果及應用對于我國空間站的推進劑在軌吹除設計具有很好的借鑒意義。

3.1 噴流形態(tài)的影響因素考慮

綜上所述可以發(fā)現，液體排放的噴流形態(tài)主要由液體溫度、噴口尺寸及外形、液體飽和蒸氣壓、液體中氣體含量、液體壓力等因素決定。

1）溫度。當液體的初始溫度高，且環(huán)境氣壓急劇下降時，液體將出現過熱現象；若液體內混有的蒸氣泡含量及其壓力大，則液體的表面張力下降，噴流容易爆開；噴流的爆開點離噴口越近，則錐角越大。

2）噴口尺寸及外形。對于流速相同的液體噴流，當噴口直徑越小時，則其噴流直徑越小，而液流的表面張力越大；表面張力增大抑制了噴流的爆開，使爆開點遠離噴口，因而錐角減小。對于流速相同的液體噴流，當噴口尺寸相同時，因其噴出液體的流量相同，故噴口外形對噴流形態(tài)影響很小。對于液體總壓一定的真空排放，管路及噴口尺寸外形會直接影響液體排放的流阻，導致液體噴出時的壓力、流速和流量不同；再考慮氣體含量、過熱特性等，液體排放成為一個多因素耦合問題。

3）飽和蒸氣壓。對于飽和蒸氣壓大的液體，當真空排放時容易發(fā)生過熱現象；過熱的液體容易發(fā)生汽化和閃蒸，噴流更早爆開，使得爆開點離噴口更近，則錐角越大。

4）氣體含量。當混有氣體的液體在壓力急劇下降時，不但會出現過熱現象，還會發(fā)生氣體的快速膨脹，因氣體的快速膨脹而導致噴流更早地爆開；氣體含量越高，則越容易發(fā)生噴流爆開。

5）液體壓力。排放液體的壓力增大，對噴口處的流場有兩個影響：①壓力增大，使得噴流的速度增加；②壓力增大，意味著噴流的內能增加，當真空排放時，液體過熱更嚴重，爆開的強度更大。液體壓力不是一個獨立的影響因素，對噴流爆開點和錐角的影響還存在一定的不確定性：當液體中氣體含量極少，且又不易發(fā)生過熱和閃蒸氣泡時，噴流的速度將占主導因素，爆開點將遠離噴口，意味著錐角減小；當液體中混有一定量的氣體，或者易于過熱并產生閃蒸氣泡時，由過熱和閃蒸所導致的能量釋放將為主導因素使得爆開點靠近噴口。

上述5個影響因素中，針對我國空間站所應用的推進劑，在國外試驗研究的基礎上，我國應重點開展推進劑吹除的多參數（溫度、噴口尺寸和液體壓力）的試驗優(yōu)化研究，以求既能高效地吹除殘存的推進劑，提高航天器分離的安全性，又有利于降低噴流的爆開和飛濺程度，使噴流對空間站組件的污染最小。

3.2 液體真空排放不同階段的對策

在上述的跟蹤研究中，液體的真空排放分為開始階段、穩(wěn)定階段和結束階段。

1）開始階段。當打開閥門向真空排放時，由于噴流的壓力急劇下降而產生強烈汽化，導致噴流爆開的強度和錐角大。

2）穩(wěn)定階段。汽化和噴流爆開的作用不如開始階段強烈，在噴口處出現了兩相流，噴口的流速相對穩(wěn)定，錐角減小。

3）結束階段。管路中的液體基本排空，而驅動氣體已混入排放液體中，在驅動氣體的主導作用下噴流爆開的強度和錐角增大。

針對我國空間站的推進劑吹除，由于殘存在管路內的推進劑量有限，吹除時出現穩(wěn)定噴流的時間極短，可以不考慮穩(wěn)定階段，所以將空間站推進劑吹除的流場形態(tài)研究的重點放在開始階段和結束階段。同時，鑒于噴口越小越容易發(fā)生凍結堵塞現象，在設計時宜適當放大噴口的尺寸。

由于氣體含量對噴流的影響很大，吹除時可適當降低驅動氣體的壓力，有利于降低噴流的爆開和飛濺程度。

在開始階段和結束階段的流場形態(tài)以大錐角噴流為主，噴流范圍大，因此對空間站及其組件的噴流污染范圍隨之增大。可以通過參數的優(yōu)化設計，減小噴流錐角。

3.3 防護設計

考慮到推進劑除吹會對空間站造成污染，因此我國在空間站設計時有必要考慮推進劑吹除的防護措施設計。

1）Mishina等[9]的試驗表明，在吹除口外設計一層或多層防護罩，能夠有效降低噴流的回流。因防護罩呈喇叭狀，可為噴流提供一個逐漸擴大的空間，有助于釋放液體內過熱的內能，可有效防止噴流爆開。我國在空間站設計時，應該采納防護罩設計思路。

2）國際空間站在進行推進劑吹除時，將太陽電池板旋轉至受影響最小的位置。我國在空間站的太陽電池板設計時應考慮旋轉規(guī)避措施，盡量使太陽電池板的背面面對噴流方向，這樣既可以減少噴流對太陽電池板的污染，也可以有效抑制其對其他設備的污染。

4 結束語

本文重點對國外液體真空排放的研究現狀進行了跟蹤，尤其是針對液體溫度、液體壓力、噴口尺寸形狀、液體飽和蒸氣壓、液體中氣體含量等因素對液體真空排放特性的影響作出了系統的分析和評價。在對國外調研成果的基礎上，結合推進劑給定的情形，對我國開展空間站推進劑在軌吹除的研究提出了啟示。

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