劉欣，張曉嶼

（1.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084；2.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076）

低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量主動控制技術(shù)發(fā)展分析

劉欣1,2，張曉嶼2

（1.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084；2.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076）

為滿足深空探測任務(wù)要求，基于低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量主動控制技術(shù)的應(yīng)用需求，對國內(nèi)外低溫推進(jìn)劑長時間在軌蒸發(fā)量主動控制技術(shù)研究進(jìn)展進(jìn)行了分析，結(jié)合國內(nèi)技術(shù)現(xiàn)狀對低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量主動控制關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了梳理，可為低溫運載系統(tǒng)深空探測任務(wù)的開展提供參考。

低溫推進(jìn)劑；蒸發(fā)量控制；低溫制冷機(jī)

0 引 言

低溫推進(jìn)劑具有比沖高、無毒無污染、價格相對低廉的優(yōu)勢，是未來人類探測月球、火星及更遠(yuǎn)距離深空的首選推進(jìn)劑[1-5]。洛克希德·馬丁公司對月球探測任務(wù)開展分析表明：采用低溫推進(jìn)劑進(jìn)入低軌道（Low Earth Orbit，LEO）系統(tǒng)的重量比使用常規(guī)推進(jìn)劑減少近45%，單次發(fā)射費用降低約10億美元。對于更遠(yuǎn)距離的飛行任務(wù)，效果將會更加明顯。盡管低溫推進(jìn)劑性能高，但其沸點低（液氫-253 ℃，液氧-183 ℃），易受熱而蒸發(fā)，難于長時間存儲。未來載人月球探測和深空探測等宇航探索任務(wù)中，低溫推進(jìn)劑的貯存期不再是幾天、幾周有可能需要幾個月甚至幾年[6-8]的時間。因此，低溫推進(jìn)劑不但要滿足運載火箭短時間發(fā)射使用，還要適應(yīng)長時間在軌任務(wù)需求，而解決低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量控制的問題，是低溫推進(jìn)劑長時間在軌應(yīng)用的前提。

1 低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)需求

對于使用壽命周期比較短的航天器，蒸發(fā)量被動控制技術(shù)[9-15]在工程實現(xiàn)中是最為可行的技術(shù)。該技術(shù)主要從改進(jìn)貯箱的隔熱措施、合理進(jìn)行低溫貯箱布局、設(shè)計遮擋屏等方式減小外界環(huán)境對低溫推進(jìn)劑的加熱影響，減少低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)損耗。但蒸發(fā)量被動控制技術(shù)并不能從根本上徹底消除低溫推進(jìn)劑貯箱的漏熱和損耗問題。對于數(shù)周、數(shù)月乃至數(shù)年的飛行任務(wù)來說采用被動熱控的蒸發(fā)量控制技術(shù)可能根本無法滿足航天器任務(wù)使命需求。因此，低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)越來越受到重視。采用低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)將制冷系統(tǒng)與低溫推進(jìn)劑貯箱耦合，消除進(jìn)入貯箱內(nèi)的熱量，從而維持低溫推進(jìn)劑在軌貯存溫度和貯箱壓力，實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑長時間內(nèi)最小損耗。

假設(shè)某運載系統(tǒng)低溫推進(jìn)劑規(guī)模為液氧50 t、液氫9 t，分別采用蒸發(fā)量被動控制和主動控制對其在軌貯存系統(tǒng)的規(guī)模進(jìn)行分析評估。其中采用被動控制時，低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)率控制目標(biāo)為液氧日蒸發(fā)率小于等于0.5%，液氫日蒸發(fā)率小于等于1%；采用主動控制技術(shù)時，控制目標(biāo)為“零蒸發(fā)”（Zero Boil-Off，ZBO）。圖 1～2是不同技術(shù)條件下，液氧和液氫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制系統(tǒng)規(guī)模與在軌時間的評價關(guān)系。

圖1 液氧蒸發(fā)量控制系統(tǒng)重量隨任務(wù)時間的變化Fig.1 The change of liquid oxygen evaporation control system weight with task time

圖2 液氫蒸發(fā)量系統(tǒng)重量隨任務(wù)時間的變化Fig.2 The change of liquid hydrogen evaporation control system weight with task time

圖1～2中，蒸發(fā)量被動控制系統(tǒng)規(guī)模包含貯箱表面及支撐結(jié)構(gòu)隔熱材料重量、考慮蒸發(fā)影響增加攜帶的低溫推進(jìn)劑重量以及增加推進(jìn)劑量所帶來的貯箱以及被動隔熱結(jié)構(gòu)重量；蒸發(fā)量主動控制系統(tǒng)規(guī)模包括貯箱隔熱材料的重量、制冷系統(tǒng)重量以及為了確保制冷系統(tǒng)工作而需要增加的電源系統(tǒng)和輻射器重量。

從圖 1中可以看出，對于液氧貯箱，由于液氧密度較大，其蒸發(fā)損失帶來的質(zhì)量損失也較大。任務(wù)時間在5 d以內(nèi)時，采用蒸發(fā)量被控控制措施具有優(yōu)勢，當(dāng)任務(wù)時間大于5 d后，采用基于主動制冷的“零蒸發(fā)”控制方式具備一定的重量優(yōu)勢。對于液氫貯箱，由于在20 K溫區(qū)下，低溫制冷機(jī)效率低、重量大，其主動控制系統(tǒng)和電源系統(tǒng)重量會非常大。因此，對于液氫貯箱，在軌貯存時間達(dá)到62 d以上時，才能體現(xiàn)出主動控制方式的優(yōu)勢。

對于未來載人小行星和載人火星等深空探測任務(wù)，低溫空間運輸系統(tǒng)在軌應(yīng)用可能需要達(dá)到數(shù)月之久。采取蒸發(fā)量主動控制技術(shù)是實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑長期在軌應(yīng)用的關(guān)鍵。

2 低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)發(fā)展

2.1 國外技術(shù)發(fā)展

為了服務(wù)于未來的火星探測活動，支撐低溫推進(jìn)劑在軌數(shù)周甚至數(shù)月的長時間應(yīng)用，美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）一直致力于低溫推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”技術(shù)研究[16-23]。2001年，美國國家航空航天局的低溫推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”技術(shù)路線圖顯示，艾姆斯研究中心（Ames Research Center，ARC）、格林研究中心（Glenn Research Center，GRC）以及馬歇爾空間飛行中心（George C.Marshall Space Flight Center，MSFC）采用不同技術(shù)手段，針對低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)開展了大量試驗工作，實現(xiàn)了低溫推進(jìn)劑的“零蒸發(fā)”貯存，如圖 3所示。

圖3 NASA推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”技術(shù)研究路線圖Fig.3 Research roadmap of NASN'S propellant ZBO technology

1）基于商業(yè)制冷機(jī)的主動控制技術(shù)研究

1999年，NASA格林研究中心應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑存儲的主動熱控試驗研究[24]，試驗系統(tǒng)如圖 4所示。試驗采用球形貯箱，箱體直徑1.39 m，試驗對象為液氫推進(jìn)劑，貯箱外包覆多層絕熱材料，為減少與環(huán)境之間的漏熱，貯箱頂部安裝一套基于機(jī)械制冷的主動冷卻系統(tǒng)來實現(xiàn)推進(jìn)劑的無損存儲，整個試驗箱體放置在一個真空容器內(nèi)。所采用的制冷機(jī)包括兩級，第1級可提供20 W/35 K的制冷量，第2級提供17.5 W/18 K的制冷量，制冷機(jī)采用氦渦旋壓縮機(jī)，制冷機(jī)二級冷頭帶有一個冷凝換熱器。制冷系統(tǒng)不工作時，測得系統(tǒng)漏熱約為14.5 W，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑蒸發(fā)量為0.12 kg/h。開啟制冷機(jī)8 h后，可實現(xiàn)貯箱內(nèi)液氫零蒸發(fā)。

圖4 低溫制冷機(jī)，熱交換器實驗系統(tǒng)Fig.4 Cryocooler，heat exchangers test system

2001年，艾姆斯研究中心、格林研究中心、馬歇爾空間飛行中心基于多功能液氫測試平臺（MuItipurpose Hydrogen Test Bed，MHTB），對不同加注量下的貯箱進(jìn)行了一系列零蒸發(fā)量存貯測試，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖 5所示。其中液氫貯箱容積為18 m3，采用一臺美國Cryomech公司的GB37低溫制冷機(jī)（制冷量為30 W/20 K），對液氫進(jìn)行冷卻，通過主動制冷平衡外界環(huán)境的漏熱，從而避免了貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)和排放[25]。制冷機(jī)和循環(huán)泵安裝在儲罐底部，使用一個噴射管來消除重力因素的影響，工作時液氫從貯箱中引出，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噴射回到貯箱。制冷機(jī)的冷端換熱器高約170 mm，直徑約30 mm，布置有5片高導(dǎo)熱的銅翅片，沿?fù)Q熱器軸向的傳熱溫差的實測值只有2 K。研究者在不同的液氫加注量（95%、50%、25%）的情況下分別進(jìn)行了測試，試驗結(jié)果表明：在制冷機(jī)和循環(huán)泵的聯(lián)合工作下，可以成功實現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)量貯存。

圖5 多功能液氫測試平臺零蒸發(fā)試驗系統(tǒng)Fig.5 MHTB ZBO test system

2004年，在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（Florida Solar Energy Center，F(xiàn)SEC）對低溫制冷機(jī)冷凝蒸汽的方案進(jìn)行研究，試驗系統(tǒng)如圖 6所示。將AL-330商業(yè)低溫制冷機(jī)（制冷量為40 W/20 K或者25 W/15 K）置于一個容積為150 L的液氫貯箱頂部，用以對貯箱內(nèi)的液氫進(jìn)行制冷。試驗結(jié)果表明：該制冷機(jī)每天僅工作1 h就能實現(xiàn)該液氫系統(tǒng)的“零蒸發(fā)”控制[26]。

圖6 佛羅里達(dá)太陽能研究中心液氫零蒸發(fā)試驗系統(tǒng)Fig.6 Liquid hydrogen ZBO storage test system at FSEC

2）基于制冷機(jī)和熱管耦合的主動控制技術(shù)研究

2002年，格林研究中心聯(lián)合美國空軍和NASA，采用航天用脈管制冷機(jī)和低溫?zé)峁苓M(jìn)行了LN2零蒸發(fā)貯存系統(tǒng)的驗證性實驗，實驗系統(tǒng)如圖 7所示。球形液氮箱直徑1.42 m，貯箱外側(cè)包裹24層MLI，該款低溫制冷機(jī)制冷量為10 W/95 K，制冷機(jī)冷頭置于貯箱頂部，通過一個熱管與浸沒在LN2中的攪拌器耦合，使得熱交換在貯箱底部進(jìn)行，阻止了貯箱上部的自然對流換熱，更符合在太空中的零蒸發(fā)貯存系統(tǒng)的實際情況。試驗中制冷機(jī)成功轉(zhuǎn)移出6.8 W熱量，實現(xiàn)了“零蒸發(fā)”[27-29]。

圖7 試驗系統(tǒng)Fig.7 The bed-test system

美國海軍研究實驗室（United States Naval Research Laboratory，NRL）提出利用低溫環(huán)路熱管（液氫為工質(zhì)的LHP）通過冷板換熱器將制冷機(jī)的冷量傳遞給液氫工質(zhì)，通過電加熱器控制環(huán)路熱管的啟動和運行以實現(xiàn)系統(tǒng)的穩(wěn)定，達(dá)到控制貯箱內(nèi)低溫工質(zhì)蒸發(fā)量的目的[30-31]，實驗測試臺如圖 8所示。通過管路將低溫貯箱內(nèi)部與環(huán)路熱管連接，使貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑成為環(huán)路熱管的內(nèi)部工質(zhì)，進(jìn)一步利用環(huán)路熱管的毛細(xì)力驅(qū)動循環(huán)，直接對貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑生成的蒸汽進(jìn)行熱量管理。運行過程中利用毛細(xì)驅(qū)動力移出貯箱內(nèi)的大量蒸汽，同時運輸這些蒸汽到遠(yuǎn)離貯箱的冷凝器進(jìn)行散熱、冷凝，完成貯箱內(nèi)漏熱排散，在環(huán)路熱管毛細(xì)力的作用下，將冷凝后的液態(tài)工質(zhì)返回到貯箱，整個過程如圖 9所示。

圖8 基于LH2工質(zhì)的環(huán)路熱管試驗測試Fig.8 Hydrogen loop heat pipe test

圖9 耦合制冷機(jī)與環(huán)路熱管的“零蒸發(fā)”控制技術(shù)Fig.9 ZBO control technology of coupled refrigerator and loop heat pipe

對于圖 10所示采用熱管的“零蒸發(fā)”低溫貯箱系統(tǒng)，Ho等[32]通過建立二維軸對稱以及3-D型進(jìn)行了相應(yīng)的CFD（Computational Fuid Dynamics）研究。該系統(tǒng)將制冷機(jī)、熱管以及噴管相結(jié)合，制冷機(jī)的冷量通過熱管傳至貯箱內(nèi)部，噴管驅(qū)動箱內(nèi)流體噴向熱管冷端，將制冷機(jī)產(chǎn)冷量帶到貯箱內(nèi)部。兩模型結(jié)果都表明：當(dāng)增大噴管出流速度時，箱內(nèi)流體最高溫度下降，熱分層明顯消除，貯箱壓力得到有效控制。另外，噴管不僅可以布置在熱管冷端的側(cè)面，還可以布置在其正下方[33]。

圖10 采用熱管系統(tǒng)的“零蒸發(fā)”貯箱Fig.10 A ZBO storage tank system with heat-pump system

3）與結(jié)構(gòu)冷屏相結(jié)合的主動控制技術(shù)研究

盡管高性能的20 K制冷機(jī)具有較好的應(yīng)用前景，但是從能量利用的品質(zhì)和效率來講，采用更易于實現(xiàn)的90 K制冷機(jī)技術(shù)來冷卻低溫推進(jìn)劑貯箱外表及附屬結(jié)構(gòu)，切斷傳熱路徑，同樣可以實現(xiàn)減少蒸發(fā)的目的。NASA在格林研究中心一個縮尺的多用途熱真空試驗系統(tǒng)中驗證了大面積冷屏、多層隔熱、主動制冷機(jī)以及與低溫貯箱耦合的綜合設(shè)計系統(tǒng)。大面積冷屏被安裝在貯箱壁面多層隔熱組件中間，其冷源為反向布雷頓循環(huán)制冷機(jī)，制冷機(jī)的熱排散采用熱管輻射器。試驗表明采用20 W/90 K的反向渦輪布雷頓循環(huán)制冷機(jī)對貯箱壁面進(jìn)行分布式冷卻，能夠逐步實現(xiàn)液氧的“零蒸發(fā)”[34]，如圖 11所示。

2010年，Haberbusch等[35]研究了“零蒸發(fā)”液氫貯存系統(tǒng)，發(fā)現(xiàn)相比于相互獨立的液氫、液氧貯箱，同心貯箱的更有利于減少漏熱，降低制冷量的需求。同時，設(shè)計了一個“零蒸發(fā)”液氫存儲系統(tǒng)，如圖 12所示，系統(tǒng)包括貯存10 kg液氫的貯存罐，工作壓力為1.33 MPa；冷卻管路采用鋁管，并焊接在貯存罐上；制冷機(jī)采用脈管式制冷機(jī)，制冷溫度為20 K；循環(huán)器選用氦冷卻工質(zhì)。由于制冷機(jī)的冷卻盤管直接纏繞在低溫箱體表面，其在冷卻箱內(nèi)流體的同時，還將漏熱擋在箱外，這樣大大減小了低溫流體的蒸發(fā)。Howard[36]也采用相似的試驗系統(tǒng)對低溫燃料貯箱開展了相關(guān)研究，實驗設(shè)備如圖 13所示。

圖12 “零蒸發(fā)”液氫存儲系統(tǒng)Fig.12 ZBO liquid hydrogen storage system

圖13 液氫零蒸發(fā)貯存裝置圖Fig.13 ZBO liquid hydrogen technology demonstrator

2011年，David等[37-38]介紹了NASA的長周期低溫貯存技術(shù)，主動制冷技術(shù)方面使用制冷機(jī)與大面積冷卻系統(tǒng)相結(jié)合，如圖 14所示，NASA已經(jīng)在實驗室完成驗證。大面積冷屏用于進(jìn)一步減少低溫推進(jìn)劑貯箱的蒸發(fā)損失，冷屏內(nèi)流動的蒸汽切斷了進(jìn)入貯箱內(nèi)部的熱流，蒸汽管路嵌入在多層隔熱材料之中，通過引入低溫制冷機(jī)，可使冷卻屏溫度降低至20 K，從而達(dá)到阻斷液氫貯箱漏熱的目的。

2.2 國內(nèi)技術(shù)現(xiàn)狀

國內(nèi)低溫運載火箭在短期任務(wù)過程中主要采用被動隔熱措施控制低溫貯箱在地面和上升段過程中的漏熱量。目前CZ-3A系列火箭三子級以低溫緩沖層、噴涂聚氨酯泡沫和熱防護(hù)層組成絕熱結(jié)構(gòu)，對低溫推進(jìn)劑進(jìn)行貯存。針對低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量控制技術(shù)的研究，中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心在相關(guān)背景任務(wù)的牽引下，針對低溫推進(jìn)劑在軌貯存總體方案、仿真預(yù)示、試驗技術(shù)等方面開展了積極的研究工作，并在貯箱防絕熱方案設(shè)計、貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑流體動力學(xué)研究、壓力控制、低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量預(yù)示仿真技術(shù)方面取得了一定成果，為后續(xù)開展進(jìn)一步的深入研究打下基礎(chǔ)。

圖14 大面積冷卻系統(tǒng)示意圖Fig.14 Schematic of broad area cooling system

在低溫推進(jìn)劑主動控制技術(shù)方面，中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心也開展了相關(guān)研究。結(jié)合低溫推進(jìn)劑主動控制技術(shù)發(fā)展方向和國內(nèi)水平現(xiàn)狀，制定了低溫推進(jìn)劑長期在軌貯存蒸發(fā)量主動控制技術(shù)發(fā)展路線圖；圍繞未來運載器能力提升需求，開展了低溫推進(jìn)劑長期在軌貯存蒸發(fā)量主動控制技術(shù)方案論證，完成低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)方案初步設(shè)計。

在關(guān)鍵技術(shù)研究方面，中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心以低溫推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”主動制冷系統(tǒng)為核心對制冷系統(tǒng)冷量傳輸與利用、制冷機(jī)與貯箱耦合形式以及系統(tǒng)在軌漏熱控制等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究。建立了低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制仿真系統(tǒng)，可對不同條件下，低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制方案的技術(shù)參數(shù)進(jìn)行仿真分析及優(yōu)化。

結(jié)合系統(tǒng)的方案論證以及關(guān)鍵技術(shù)研究成果，中國運載火箭技術(shù)研究院研發(fā)中心建立了低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制試驗平臺，針對基于主動制冷的蒸發(fā)量控制技術(shù)和貯箱冷屏技術(shù)開展了試驗研究。整個試驗系統(tǒng)包括制冷機(jī)組、貯箱、冷屏、工質(zhì)充注、壓力測量控制、溫度測量、液位測量和數(shù)據(jù)采集等幾部分組成，如圖 15所示。試驗采用液氮作為試驗工質(zhì)，低溫貯箱的有效容積為0.5 m3，制冷機(jī)采用單級G-M制冷機(jī)，制冷量130 W/77 K。試驗系統(tǒng)工作后能夠?qū)崿F(xiàn)低溫工質(zhì)的無損貯存。經(jīng)過對比試驗，制冷系統(tǒng)對液相區(qū)域進(jìn)行冷卻的效果要好于對氣相區(qū)域進(jìn)行冷卻。冷屏系統(tǒng)工作后，系統(tǒng)漏熱明顯減小，有利于低溫工質(zhì)的長期儲存。

圖15 低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)試驗平臺Fig.15 Active control technology test platform for low temperature propellant evaporation

此外，國內(nèi)相關(guān)科研院所也對低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制技術(shù)開展了研究。蘭州空間技術(shù)物理研究所冶文蓮等以液氮作為試驗流體，采用6 W/80 K的低溫制冷機(jī)，進(jìn)行了相關(guān)試驗，液氮與制冷機(jī)之間利用銅和石墨作為低溫傳熱元件，將低溫制冷機(jī)產(chǎn)生的冷量通過傳熱元件傳遞至低溫流體[39]。試驗表明：制冷機(jī)工作后可有效地降低貯箱內(nèi)流體的溫度，達(dá)到降低貯箱壓力的目的。冶文蓮等還對采用噴霧棒形式進(jìn)行主動冷卻的液氫貯箱系統(tǒng)進(jìn)行了研究，與直接冷卻不同，該方案在貯箱頂部設(shè)計有熱交換器，熱交換器連接低溫制冷機(jī)，過冷的液氫從入口管以一定速度噴至貯箱內(nèi)部，冷卻貯箱內(nèi)部低溫液體。研究表明：噴嘴棒伸入貯箱長度、入口直徑等因素均會對系統(tǒng)內(nèi)溫度場產(chǎn)生影響。貯箱內(nèi)平均溫度和最大溫度隨噴嘴棒長度和入口直徑的增大而減小，而噴口直徑對貯箱內(nèi)溫度場影響不明顯[40]。張磊等對帶有浸沒噴射裝置的液氫ZBO儲箱溫度場進(jìn)行了模擬研究，該貯存系統(tǒng)設(shè)計利用制冷機(jī)將低溫工質(zhì)冷卻后通過噴頭在貯箱內(nèi)進(jìn)行冷卻參混，達(dá)到液氫冷蒸發(fā)的目的，數(shù)值模擬對貯箱內(nèi)溫度場進(jìn)行了分析，并分析了噴射裝置尺寸參數(shù)對溫度場的影響。計算結(jié)果表明：噴頭的最佳位置位于貯箱的中部，這樣可以更好地通過降低液體最高溫度來減小內(nèi)部蒸發(fā)[41]。

中國科學(xué)院低溫工程學(xué)重點試驗室程進(jìn)杰采用主動制冷技術(shù)對低溫貯箱“零蒸發(fā)”存儲過程中貯箱內(nèi)的溫度和壓力變化過程進(jìn)行了模擬，通過分析可知利用低溫制冷機(jī)可以達(dá)到控制貯箱內(nèi)的壓力，從而實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的“零蒸發(fā)”無存[42]。

總的來說，我國在低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量控制技術(shù)研究起步較晚，大多停留在理論研究、仿真分析和方案探索方面，未進(jìn)入實質(zhì)性深入研究。與國外先進(jìn)技術(shù)相比較，還存在較大差距，應(yīng)盡快開展相關(guān)工作，圍繞低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量控制技術(shù)進(jìn)行攻關(guān)，解決“零蒸發(fā)”控制技術(shù)難題，從而為未來空間探索領(lǐng)域的拓展奠定基礎(chǔ)。

3 低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量主動控制關(guān)鍵技術(shù)分析

低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量主動控制技術(shù)對于深空探測意義重大，基于主動制冷系統(tǒng)的“零蒸發(fā)”控制技術(shù)已成為重要的發(fā)展趨勢。NASA自20世紀(jì)60年代至今持續(xù)開展研究，技術(shù)成熟度已達(dá)到4～5級水平，眾多關(guān)鍵技術(shù)的突破為我國在此領(lǐng)域的發(fā)展提供了重要的借鑒意義。應(yīng)加快推進(jìn)相關(guān)技術(shù)研究，掌握低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量主動控制核心技術(shù)，為我國低溫運載系統(tǒng)執(zhí)行長期在軌任務(wù)提供保障。

3.1 適用于低溫推進(jìn)劑空間蒸發(fā)量控制的主動制冷技術(shù)

相比低溫推進(jìn)劑在軌貯存被動控制技術(shù)，低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)通過低溫制冷機(jī)產(chǎn)生的冷量對低溫貯箱進(jìn)行冷卻，從而達(dá)到低溫推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”的目的。適用于“零蒸發(fā)”貯存的主動制冷技術(shù)作為低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)的核心，需開展關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)。分析不同冷卻對象下的各類制冷方案的使用條件、影響因素和達(dá)到的效果，獲得適用于低溫推進(jìn)劑“零蒸發(fā)”貯存的主動制冷方案。針對制冷要求及長期在軌空間環(huán)境特點選擇合適的制冷機(jī)組，對制冷機(jī)的功耗需求及制冷效率進(jìn)行優(yōu)化研究，確保制冷系統(tǒng)滿足任務(wù)需求。此外，可應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑溫區(qū)的制冷系統(tǒng)目前還存在制冷量小、重量大和系統(tǒng)復(fù)雜的不足，在低溫制冷系統(tǒng)的優(yōu)化研究方面也還有大量的工作需要開展。

3.2 低溫制冷系統(tǒng)冷量傳輸與利用技術(shù)

采用低溫推進(jìn)劑長期在軌“零蒸發(fā)”主動控制技術(shù)的途徑之一就是把制冷機(jī)和貯箱耦合，把貯箱系統(tǒng)的漏熱全部移出，以維持低溫推進(jìn)劑在軌貯存溫度和貯箱壓力，實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的“零蒸發(fā)”。低溫制冷系統(tǒng)在與貯箱以及熱交換器等低溫推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)組件進(jìn)行耦合的過程中存在的冷量傳輸和利用的問題，需要結(jié)合運載系統(tǒng)特點，選擇冷量傳輸效率高、布局安裝合理的耦合形式，對不同的耦合方案進(jìn)行對比分析，通過對結(jié)構(gòu)布局要求分析、冷量利用效率分析，研究不同耦合形式的適應(yīng)性和適應(yīng)范圍，獲取優(yōu)化的冷量傳輸和利用技術(shù)方案。

3.3 低溫推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)在軌漏熱控制技術(shù)

低溫推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)在軌期間所要承受的熱環(huán)境，直接影響著低溫推進(jìn)劑所吸收的熱量，其中有兩部分組成：內(nèi)部復(fù)雜換熱包括貯箱與推進(jìn)劑之間耦合換熱、儀器艙與低溫貯箱間換熱、氫氧貯箱間換熱、推進(jìn)劑內(nèi)部換熱等；在軌段空間熱環(huán)境包括各種空間輻射效應(yīng)、羽流熱效應(yīng)等。整個系統(tǒng)受到導(dǎo)熱、對流、輻射耦合換熱影響，情況較為復(fù)雜，這也導(dǎo)致“零蒸發(fā)”貯存系統(tǒng)在軌漏熱控制存在極大難度。開展低溫推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)在軌漏熱控制技術(shù)研究，一方面要結(jié)合運載器結(jié)構(gòu)外形開展合理的防隔熱及散熱方案設(shè)計，另一方面要對低溫貯箱本身防隔熱材料和低溫貯箱低導(dǎo)熱率連接支撐結(jié)構(gòu)等防隔熱材料技術(shù)進(jìn)行攻關(guān)。在有效控制外熱流影響的同時將貯箱內(nèi)的漏熱及時排散。

3.4 低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制系統(tǒng)分析及試驗技術(shù)

低溫推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)分析及試驗驗證涉及到多個專業(yè)和子技術(shù)。低溫空間運輸系統(tǒng)尺度大，系統(tǒng)復(fù)雜，涉及低溫環(huán)境、地面、上升段和在軌段等復(fù)雜熱環(huán)境，低溫推進(jìn)劑又涉及到微重力兩相流、對流、導(dǎo)熱、輻射等多物理過程耦合問題，給仿真分析的方法、模型帶來困難。尤其是在空間環(huán)境下兩相流的流動與傳熱模型方面還需要進(jìn)一步完善。需要考慮真空環(huán)境、微重力條件、氣液兩相流、多種傳熱方式、壓力控制等綜合因素，對低溫推進(jìn)劑在軌“零蒸發(fā)”貯存進(jìn)行聯(lián)合仿真分析。在試驗驗證方面，考慮空間環(huán)境、設(shè)備布局、結(jié)構(gòu)尺度、天地差異等因素，建立有效的試驗驗證手段，建設(shè)綜合性低溫試驗平臺，建立低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量控制系統(tǒng)試驗評價體系，對項目研制過程中的關(guān)鍵技術(shù)和系統(tǒng)方案進(jìn)行考核試驗驗證。

5 結(jié)束語

從20世紀(jì)60年代，NASA就意識到低溫推進(jìn)劑在未來的航天技術(shù)，特別是在載人登月和火星探測任務(wù)中的重要性。啟動了大量的研究項目，開展了概念研究、系統(tǒng)設(shè)計、關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)和大量的地面演示驗證試驗和部分飛行試驗，取得了豐富的技術(shù)積累。正是因為近50年的技術(shù)積累，為后來美國星座計劃選用低溫推進(jìn)劑奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。低溫推進(jìn)劑蒸發(fā)量主動控制技術(shù)是解決航天器低溫推進(jìn)劑長期在軌應(yīng)用的關(guān)鍵技術(shù)，我國應(yīng)加快研究步伐，為提升在未來航天領(lǐng)域的競爭力打下堅實基礎(chǔ)。

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Development Analysis of Active Long-Term On-Orbit Cryogenic Propellant Boil-Off Control Technology

LIU Xin1,2，ZHANG Xiaoyu2
（1.School of Aerospace Engineering，Tsinghua University，Beijing 100084，China；2.China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China）

To meet the requirements of deep space missions，the research progress of active long-term on-orbit cryogenic propellant boil-off control technology was analyzed based on its application requirements.The key technologies were introduced according to the technology development situation in China，which can provide some references to cryogenic launch system for deep space missions.

cryogenic propellant；boil-off control；cryogenic refrigerator

V434

A

2095-7777（2017）03-0203-09

[責(zé)任編輯：楊曉燕，英文審校：朱魯青]

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.03.001

劉欣，張曉嶼.低溫推進(jìn)劑長期在軌蒸發(fā)量主動控制技術(shù)發(fā)展分析[J].深空探測學(xué)報，2017，4（3）：203-211.

Reference format：Liu X，Zhang X Y.Development analysis of active long-term on-orbit cryogenic propellant boil-off control technology[J].Journal of Deep Space Exploration，2017，4（3）：203-211.

2017-02-21

2017-06-01

劉欣（1978- ），男，高工，主要研究方向：航天器熱控設(shè)計。

通信地址：北京9200信箱38分箱（100076）

電話：（010）88533172

E-mail：sunnyliuxin@126.com