張少華，曹 嶺，劉海飛，賁 勛，申 麟

（1. 中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

NASA低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸技術(shù)驗證及啟示

張少華1，曹 嶺2，劉海飛2，賁 勛1，申 麟1

（1. 中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076；2. 北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

液氫/液氧低溫推進劑被認為是目前進入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟、效率最高的化學(xué)推進劑，但其沸點低，低溫推進劑長期在軌蒸發(fā)量控制及貯箱壓力控制等成為核心技術(shù)難題。結(jié)合國內(nèi)外研究情況，分析了美國近年來低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸關(guān)鍵技術(shù)及地面試驗，重點探討了主動制冷技術(shù)、大面積冷屏技術(shù)及其他被動熱控技術(shù)相結(jié)合的技術(shù)方案，給出了低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸技術(shù)的未來發(fā)展趨勢。

低溫推進劑；長期在軌貯存；蒸發(fā)量控制

0 引 言

低溫推進劑具有比沖高、無毒、無污染的特性，液氫/液氧比沖為4 500 m/s，被認為是進入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟、效率最高的化學(xué)推進劑。采用高比沖的液氫/液氧推進劑可顯著降低飛行器系統(tǒng)規(guī)模[1]，提高在軌機動性能。設(shè)置在軌加注站，可使低溫推進劑具備在軌補給能力，一方面可以將進入軌道的推進劑替代為有效載荷，成倍提高火箭的運載能力，拓展任務(wù)規(guī)模；另一方面，如果任務(wù)規(guī)模不變，將原本需要在地面上加注所需的推進劑改為在軌加注方案，會使運載火箭的起飛規(guī)模成倍減小，相對于地面發(fā)射直接入軌的進入空間方式，低溫推進劑空間加注具有顯著優(yōu)勢。NASA研究表明，通過建立低溫推進劑太空加注站[2]（見圖1），并為過往的航天器加注燃料，2024年前可實現(xiàn)載人探測小行星，至2030年執(zhí)行該項目所需經(jīng)費預(yù)算約為600～800億美元，如果不采用在軌加注站方式，而是采用重型運載火箭直接發(fā)射，執(zhí)行此項任務(wù)的成本約1 430億美元，且以當(dāng)前的運載能力在2029年之前無法實現(xiàn)。低溫推進劑在軌貯存與傳輸（Cryogenic Propellant Storage and Transfer，CPST）技術(shù)將提供一個創(chuàng)新的空間運輸模式的轉(zhuǎn)變。因此，NASA將其視為一個重要的深空探測技術(shù)途徑，被列為美國未來重要的飛行演示驗證任務(wù)之一，計劃執(zhí)行一個系統(tǒng)質(zhì)量約為1 800 kg的CPST飛行演示驗證任務(wù)。

由于液氫（LH2）、液氧（LO2）沸點相對較低（常壓下液氫沸點-253 ℃，液氧沸點-183 ℃），受熱易于蒸發(fā)，因此在太空中難以長期貯存。低溫推進劑在軌加油站必須解決微重力下的低溫液體貯存、傳輸/加注問題，包括在低溫液體推進劑的傳輸過程中不能產(chǎn)生氣液兩相流（不能產(chǎn)生氣泡），以及發(fā)生泄漏時能向貯存系統(tǒng)發(fā)出警報的方法。

隨著載人火星探測任務(wù)的發(fā)展，對低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸技術(shù)需求日益增強，NASA對于該項技術(shù)在2030年前的發(fā)展目標(biāo)是具備在空間零蒸發(fā)（Zero Boil-off，ZBO）存儲LO2[3,4]、最小損耗[5,6]（Reduction Boil-off，RBO）存儲LH2的能力。

1 低溫推進劑長期在軌貯存主動控制技術(shù)

1.1 先進的主動熱控制方案

由于LH2具有極低的沸點，被動控制無法做到完全絕熱，ZBO貯存只能依靠主動冷卻。主動冷卻系統(tǒng)以制冷機為主，以循環(huán)氣體作為制冷機工作流體。對于LH2，盡管采用高性能的20 K制冷機冷卻推進劑，但已經(jīng)在軌驗證的空間制冷機效率也只能達到0.1%～0.2%，20 K溫區(qū)能效比為500～1000 W/W。RBO系統(tǒng)工作原理如圖2所示。

由圖2可知，從冷能利用的品質(zhì)和效率來講，相較于20 K溫區(qū)的空間制冷機，采用更易于實現(xiàn)的90 K制冷機技術(shù)結(jié)合大面積冷屏[4]（Broad Area Cooling， BAC）來冷卻更高溫度的貯箱外表隔熱層則更具有前景。主要原因在于采用20 K溫區(qū)的制冷機時功率和質(zhì)量消耗較大、費效比低，不僅需要超大面積的太陽能帆板為制冷機供電，而且還需要大型展開式輻射器為制冷機廢熱提供散熱途徑。而利用不同品質(zhì)的冷量與系統(tǒng)功耗及質(zhì)量消耗之間的非線性關(guān)系，采用主動制冷機通過制冷工質(zhì)將冷量傳輸給BAC管路，冷卻相對較高溫區(qū)的貯箱外絕熱結(jié)構(gòu)，以抵消或減小向貯箱內(nèi)部的漏熱，實現(xiàn)LH2最小蒸發(fā)損耗。

此外，LO2沸點相對較高，LH2貯箱90 K BAC出口工質(zhì)可以繼續(xù)用于冷卻LO2貯箱，實現(xiàn)LO2ZBO及冷量的綜合利用（見圖3）。有研究表明[7]，對比采用BAC冷屏和直接對LH2采用主動制冷兩種方式，同等條件下采用冷屏后主動制冷系統(tǒng)質(zhì)量和功耗消耗可分別節(jié)省60.63%和64.32%左右。

然而，采用90 K制冷機結(jié)合BAC冷屏仍然難以實現(xiàn)液氫ZBO，對于未來更長時間、更遠距離、更大規(guī)模的載人火星探索任務(wù)則難以滿足任務(wù)需求。因此，NASA正在研制20 W@20 K反向渦輪布雷頓循環(huán)制冷機，設(shè)計能效比為60 W/W，且系統(tǒng)質(zhì)量與輸出冷量比值僅有4.4 kg/W，期望在空間制冷技術(shù)上實現(xiàn)顛覆性變革，其三維模型見圖4所示。

2014年，為了驗證主動熱控系統(tǒng)的力、熱綜合性能，NASA開發(fā)了兩個試驗測試平臺并開展了試驗，以滿足對多層隔熱組件（Multi-layer Insulation，MLI）和BAC等熱屏蔽系統(tǒng)的熱性能和結(jié)構(gòu)性能測試。其中，RBO測試是為了對玻璃纖維增強復(fù)合材料、MLI等隔熱組件的熱性能進行參數(shù)評估，噪聲、振動測試（Vibro-Acoustic Test Article，VATA）是為了評估熱控系統(tǒng)的力學(xué)性能，在各項測試中均采用相同的貯箱和熱控措施及附屬結(jié)構(gòu)，以充分驗證系統(tǒng)工作性能。

作為LH2長時間在軌貯存的被動和主動散熱組件，MLI和BAC被安裝在泡沫（Spray On Foam Insulation，SOFI）的表面[8,9]。該絕熱系統(tǒng)材料從外至內(nèi)的依次為：層密度為20 層/cm的30單元標(biāo)準密度MLI；BAC冷屏；層密度為8 層/cm的30單元低密度MLI；SOFI；貯箱金屬壁面。針對不同推進劑種類和任務(wù)模式對熱控制的需求，需要針對性地進行MLI的密度計算和層數(shù)設(shè)計，并通過粘接搭扣進行連接，以允許拆除和重新安裝。

BAC冷屏通過低導(dǎo)熱率的聚合物支架與貯箱壁面實現(xiàn)熱隔離，聚合物支架具有一定的強度和剛度。該方案限制了屏蔽件的振動，以承受火箭發(fā)射階段的力學(xué)載荷，并通過VATA試驗，驗證RBO系統(tǒng)飛行狀態(tài)所用支架的最小數(shù)量和最佳熱設(shè)計，在滿足力學(xué)性能的前提下盡可能減小通過支架的漏熱量。

1.2 基于主動冷卻的RBO測試

在RBO測試中，BAC被安裝在60單元MLI的中間層，BAC的冷源為20 W@90 K的反向渦輪布雷頓循環(huán)制冷機，制冷機產(chǎn)生的廢熱通過熱管輻射器向熱沉排散。本文通過對該方案進行數(shù)值計算（見圖5），若沒有冷屏的存在，60單元MLI中間位置反射屏溫度為241 K，而BAC冷屏的存在可將此處溫度降至90 K，通過MLI 90%以上的熱量被BAC冷屏吸收，向LH2貯箱內(nèi)的漏熱僅有原來的1/10，實現(xiàn)RBO貯存。

縮比多用途真空熱試驗系統(tǒng)示意如圖6所示。

由圖6可知，RBO試驗主要包含兩個工況的測試：a）制冷機未工作狀態(tài)（Cooler Off），試驗工況可獲得系統(tǒng)的靜態(tài)蒸發(fā)速率；b）制冷機工作狀態(tài)（Cooler On），試驗工況為驗證制冷機工作狀態(tài)下低溫推進劑蒸發(fā)減小量。在貯箱壓力保持穩(wěn)定的條件下，通過排氣管中的流量計對LH2蒸發(fā)量和蒸發(fā)規(guī)律進行測定。測得的熱量主要來自于通過MLI的輻射換熱以及通過部組件的傳導(dǎo)漏熱，進入貯箱的傳導(dǎo)漏熱量則依據(jù)各傳導(dǎo)路徑（例如：支撐結(jié)構(gòu)、管路）的溫度數(shù)據(jù)以及這些路徑的物理特性來確定。其中，MLI漏熱難以被直接測量，而是從貯箱總漏熱量減去傳導(dǎo)漏熱量中獲得。

兩種工況的測試結(jié)果[12]顯示，相比制冷機不開機的試驗工況，制冷機開機工況下通過支撐結(jié)構(gòu)的漏熱降低62%，排氣管路的漏熱降低50%，通過MLI的凈漏熱減少61%。總之，LH2蒸發(fā)量降低48%，每降低1 W漏熱對應(yīng)的系統(tǒng)質(zhì)量與輸入功率均達到試驗?zāi)康模C明該技術(shù)可維持LH2在空間存儲更長的時間，在未來數(shù)年內(nèi)技術(shù)成熟度將提高至5級甚至更高。

1.3 主動冷卻結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能測試

VATA試驗的總裝順序如圖7所示。VATA試驗?zāi)康氖情_展MLI/BAC結(jié)構(gòu)在一個典型運載火箭力學(xué)載荷條件下的振動試驗和噪聲試驗，為BAC管路、泡沫、貯箱支架的設(shè)計提供數(shù)據(jù)和經(jīng)驗支撐。

最壞工況下力學(xué)載荷測試是評價MLI/BAC系統(tǒng)結(jié)構(gòu)性能的最佳方法，試驗結(jié)果顯示：a）進行力學(xué)環(huán)境試驗后的RBO測試中，系統(tǒng)的熱性能未發(fā)生變化；b）對測試后的BAC每個管路進行泄漏檢查，未發(fā)現(xiàn)泄漏；c）對測試后的外觀進行檢查，未觀察到明顯損傷，但僅發(fā)現(xiàn)BAC具有少量凹痕，這并不影響RBO系統(tǒng)的熱性能和結(jié)構(gòu)性能。

結(jié)構(gòu)性能試驗的意義在于，驗證了MLI/BAC技術(shù)能夠經(jīng)受火箭飛行載荷下的振動試驗和噪聲試驗而不被破壞，為LH2長期在軌貯存設(shè)計提供了重要支撐。

2 低溫推進劑長期在軌貯存被動控制技術(shù)

2.1 被動熱控制系統(tǒng)

被動熱控是利用先進的隔熱系統(tǒng)來減少通過支撐結(jié)構(gòu)、管路和電纜等進入低溫貯箱的漏熱量，目前依然面臨3個設(shè)計或工程難題：a）盡量減少通過MLI及其固定裝置的漏熱量；b）研制低導(dǎo)熱率和承載一體的復(fù)合材料制成的連接支撐結(jié)構(gòu)；c）大面積MLI在大尺寸低溫貯箱上的應(yīng)用挑戰(zhàn)。

2.2 貯箱漏熱測試

通過支撐結(jié)構(gòu)、管路和電纜等熱傳導(dǎo)漏熱對于整個CPST驗證系統(tǒng)是一個非常重要的因素，由于溫差大，通過表面輻射換熱也是系統(tǒng)漏熱的主要組成部分。試驗主要對通過緩沖結(jié)構(gòu)（見圖8）、絕熱層、管路以及儀器電纜等的漏熱進行測試，并對不同隔熱材料如氣凝膠、玻璃纖維和真空腔結(jié)構(gòu)等進行試驗。結(jié)果顯示，漏熱量是支撐結(jié)構(gòu)直徑、環(huán)境溫度、材料熱物性等參數(shù)的函數(shù)。試驗證明，玻璃纖維增強隔熱材料最易于開發(fā)、強度最高、環(huán)境適應(yīng)性最強。

2.3 復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)的力/熱性能測試

箭體結(jié)構(gòu)自身擁有較大的熱容和比表面積，在發(fā)射準備段和上升段，蓄積了大量熱量，這些熱量一方面通過輻射向空間散失，另一方面通過連接支撐結(jié)構(gòu)等熱橋進入低溫貯箱。為減少來自支撐結(jié)構(gòu)的漏熱并承受發(fā)射階段力學(xué)載荷，NASA設(shè)計了一種高強度、低熱導(dǎo)率的碳纖維復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)（見圖9）。

格林研究中心對碳纖維復(fù)合材料支撐結(jié)構(gòu)[10]進行了測試，材料類型為IM7/8552，試驗過程模擬了真實的空間熱環(huán)境，并在LH2一端設(shè)置量熱計進行漏熱測量，試驗樣件的直徑分別為50 mm和150 mm。該樣件在常溫和LN2環(huán)境條件下能夠取得理想的結(jié)果，但在LH2環(huán)境下進行測試時，由于量熱計處蒸汽意外泄露而導(dǎo)致試驗終止。

2.4 大尺度MLI的應(yīng)用研究

對于LH2在軌貯存4 t、大于兩周的探索任務(wù)，若不產(chǎn)生明顯的推進劑蒸發(fā)損失，貯箱外表面多層隔熱材料（MLI）的厚度應(yīng)在7.5 cm左右。然而，受到結(jié)構(gòu)制造和裝配技術(shù)的限制，MLI應(yīng)用于大尺寸的貯箱技術(shù)成熟度并不高，在RBO測試中，60單元的MLI被應(yīng)用在1.2 m的試驗貯箱上，但在更大尺寸貯箱（2～10 m）上的應(yīng)用仍需進一步研究，NASA認為在飛行演示驗證前需要更多測試數(shù)據(jù)才能放心使用。

傳統(tǒng)MLI加工尺寸（寬）為1.2 m左右，由于貯箱尺寸的增大，考慮到力學(xué)環(huán)境，相對于傳統(tǒng)尺寸的MLI將導(dǎo)致單位面積的搭扣數(shù)量和接縫長度增加，通過搭扣的漏熱量也會上升。在大尺寸貯箱上（如2～3 m直徑）的試驗數(shù)據(jù)和重復(fù)性試驗較少，具有諸多不確定性，需要在更大尺寸的貯箱上對MLI層數(shù)及層密度變化、搭接數(shù)量等參數(shù)進行了測試和優(yōu)化設(shè)計。

3 液體獲取裝置

微重力下應(yīng)用液體獲取裝置（Liquid Acquisition Devices，LAD）[10]（見圖10）是利用毛細抽吸原理和表面張力來獲取液體，通過液體蓄留于貯箱底部，在傳輸和加注時只需打開貯箱底部的閥門，依靠壓差實現(xiàn)推進劑的轉(zhuǎn)移。推進劑輸送管路必須進行隔熱和預(yù)冷，避免傳輸時由于漏熱影響產(chǎn)生氣泡，出現(xiàn)氣液兩相和壓力的劇烈波動。

目前，NASA已經(jīng)完成兩個325 mm×2 300 mm的全尺寸LAD測試，并與熱力學(xué)排氣系統(tǒng)（Thermodynamic Vent System，TVS）進行耦合，試驗條件為：力學(xué)環(huán)境為1 g、試驗溫區(qū)為20.3～24.2 K（LH2）、壓力為100～350 kPa、流量為0.01～0.055 kg/s，測量參數(shù)分別為液位高度、貯箱壓力、輸送管流體流態(tài)和流速。試驗結(jié)果為：a）多孔板能提高毛細作用；b）液體蓄留受溫度影響較大；c）通過TVS熱交換器局部冷卻能夠改善LAD性能。

4 液氧零蒸發(fā)試驗技術(shù)

LO2沸點相對較高，采用90 K的制冷機對貯箱壁面進行分布式冷卻[11,12]，可實現(xiàn)LO2的ZBO。試驗對貯箱外表降溫速率進行測試，并對貯箱內(nèi)的壓力進行精確測量。試驗分為兩個工況，壓力分別為172 kPa，工作溫度為82 K和96 K。此外，試驗還將對于留有25%富裕能力的制冷機進行測試，以驗證系統(tǒng)的壓力響應(yīng)。LO2ZBO試驗是NASA關(guān)于CPST演示驗證的重要步驟和環(huán)節(jié)，能夠充分驗證采用主動冷卻和BAC技術(shù)的低溫推進劑在軌蒸發(fā)量控制的能力，提升技術(shù)成熟度，將使CPST技術(shù)發(fā)展邁出關(guān)鍵一步，為NASA載人深空探測任務(wù)的發(fā)展提供重要保障。

5 結(jié)束語

a）國外研究表明，執(zhí)行載人登月或登火等深空探測任務(wù)，相比研發(fā)新的重型運載火箭，建立低溫推進劑在軌加注站可大規(guī)模節(jié)約發(fā)射成本。同時，在地月L1點建立低溫推進劑加注站可實現(xiàn)載人月球探測和著陸器的重復(fù)使用，在更遠距離的深空位置進行在軌加注對小行星、火星探測等具有重要的價值。

b）以低導(dǎo)熱率復(fù)合材料連接支撐結(jié)構(gòu)和復(fù)合多層隔熱組件為主的先進被動熱控技術(shù)是實現(xiàn)低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸?shù)幕臼侄?。低?dǎo)熱率連接支撐結(jié)構(gòu)必須承受火箭主動段的力學(xué)載荷和提供足夠大的熱阻，而多層隔熱必須考慮如何在大尺寸貯箱上實施以及與BAC技術(shù)的耦合，并確保最優(yōu)化設(shè)計。

c）采用90 K制冷機為BAC冷屏提供冷量，可降低MLI層間溫度，從而大幅減小進入貯箱的漏熱，相比直接采用20 K制冷機為液氫制冷，效率更高，規(guī)模及代價更小。因此，主動制冷機與BAC耦合的主動熱控是未來實現(xiàn)液氫RBO和液氧ZBO最為可行的方案。

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Demonstration and Inspiration in Technology of Cryogenic Propellant Long-term Storage and Transfer in Orbit of NASA

Zhang Shao-hua, Cao Ling, Liu Hai-fei, Ben Xun, Shen Lin
(1. R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076; 2. Beijing Institute of Space Launch Technology, Beijing, 100076)

LH2and LO2are considered to be the most economic and efficient chemical propellant for space entrance and orbital transfer. However, because of its extremely low boiling point, cryogenic propellant long-term in orbit boil-off control and tank pressure control become the key problems. According to the results of domestic and foreign research, the key technologies and ground tests of the cryogenic propellant long-term in orbit storage and transmission in recent years have been discussed, which include the active cooling, broad area cooler and other passive thermal control technology. And the technology developing trend has also been proposed.

Cryogenic propellant; Long-term storage in orbit; Boil-off control

V511+.3

A

1004-7182(2017)03-0049-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170311

2016-09-11；

2017-05-09；優(yōu)先出版時間：2017-04-12；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.cnki.net

中國運載火箭技術(shù)研究院創(chuàng)新基金

張少華（1983-），男，高級工程師，主要研究方向為航天器熱控總體設(shè)計和運載器低溫推進劑長期在軌貯存與傳輸技術(shù)