王 磊，厲彥忠，張少華，馬 原，黃曉寧

(1. 西安交通大學制冷與低溫工程系，西安 710049； 2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引 言

低溫推進劑具有推力大、比沖高、無毒無污染等性能優(yōu)勢，將在未來的天地往返、深空探測、空間加注站[1-2]、地月空間經(jīng)濟區(qū)建設(shè)與運行[3]等領(lǐng)域發(fā)揮重要作用。然而，低溫推進劑也具有沸點低、表面張力小、相變潛熱小等特殊物性。沸點低意味著低溫推進劑空間貯存更易發(fā)生氣液相變，造成液體燃料的損失與壓增危害；表面張力小表明氣液兩相空間分離更難實現(xiàn)；相變潛熱小則表明低溫流體更易發(fā)生氣液兩相流。對低溫推進劑空間熱管理與流體相態(tài)管控是下一階段深空探測的重要技術(shù)支撐，因此，有必要就低溫流體空間管理(Cryogenic fluid managem-ent, CFM)技術(shù)開展預先研究，掌握復雜力熱環(huán)境下的低溫流體行為與規(guī)律，獲得可靠的管控技術(shù)。

低溫推進劑應用于空間飛行的性能優(yōu)勢很早就獲得了航天強國的重視與研究。以實現(xiàn)低溫液體空間安全貯存與可靠應用為目標，自二十世紀五十年代起，美國航天界就對各類CFM技術(shù)開展了專項攻關(guān)，并取得了系列研究成果。所開發(fā)的CFM技術(shù)包括先進絕熱技術(shù)，微重力低溫氣液分離技術(shù)，微重力增壓與預冷技術(shù)等。這些技術(shù)有效支撐了“阿波羅”登月計劃的順利實施及“半人馬”低溫上面級的成功研制。整體而言，目前獲得工程實用的CFM技術(shù)僅能支持低溫推進劑約10 h的空間貯存。未來的深空探測要求低溫推進劑能實現(xiàn)幾個月、甚至幾年的安全存儲。鑒于此，美國航天局下屬的多家研究結(jié)構(gòu)正在對各類CFM技術(shù)開展成熟度提升研究，并規(guī)劃了系列飛行搭載實驗，以促進CFM技術(shù)的實用化，有力支撐重返月球、載人登陸火星等大型航天工程的有序開展。此外，其他航天勢力，如俄羅斯、歐空局、日本、印度等，也均以先進低溫上面級與大型深空探測項目為牽引，在CFM技術(shù)領(lǐng)域開展了有效研究，積累了相關(guān)技術(shù)。

我國在低溫推進劑空間管理技術(shù)領(lǐng)域的研究相對滯后，與世界先進水平差距較大。近年，隨著新一代低溫運載火箭的成功發(fā)射，我國管控低溫推進劑的能力獲得了顯著提升，基于低溫推進劑的各類航天項目獲得了重視。未來的大型深空探測工程對CFM技術(shù)的需求迫切，各類研究也逐步展開。就公開報道來看，國內(nèi)已有學者關(guān)注了CFM技術(shù)的現(xiàn)狀與發(fā)展動向，開展了初步的調(diào)研與理論分析，并就CFM單項技術(shù)，如多層絕熱技術(shù)、熱力學排氣技術(shù)等開展了原理實驗研究，而基于真實工質(zhì)的實驗研究鮮有報道，更未見空間搭載實驗的相關(guān)報道。

由上可知，在CFM技術(shù)領(lǐng)域，我國與美國等先進水平差距明顯，而下一階段的空間工程又急需CFM技術(shù)的有利支撐。世界航天競爭的新態(tài)勢驅(qū)使我國應獨立自主，加大投入將CFM技術(shù)提高到新的水平。為此，本文將對支撐未來大型空間探測的各類CFM技術(shù)開展系統(tǒng)梳理，揭示各類技術(shù)對重力條件的依賴關(guān)系，對比總結(jié)開展空間搭載實驗的平臺條件與性能特征，并就我國快速實現(xiàn)CFM技術(shù)成熟度提高給出了建議。

1 低溫推進劑的性能優(yōu)勢

低溫推進劑的高比沖優(yōu)勢可由式(1)清晰揭示。

ΔV=g·Isp·ln((Ms+Mpl+Mprop)/(Ms+Mpl))

(1)

式中：ΔV為速度增量，g為地面重力，Isp為推進劑比沖，Ms,Mpl,Mprop分別為火箭干質(zhì)量，有效載荷質(zhì)量，推進劑質(zhì)量[4]?？梢姡俣仍隽颗c比沖成正比，而速度增量是飛行器擺脫引力束縛的前提。

圖1展示了火箭相對初始發(fā)射質(zhì)量與速度增量間的關(guān)系[4]，相對初始發(fā)射質(zhì)量是相較于低溫氫氧火箭而言。由圖1可知，速度增量越大，采用液氫/液氧的運載火箭所需初始發(fā)射質(zhì)量越小。當速度增量達到5000 m/s時，全固體燃料運載火箭發(fā)射質(zhì)量約為氫氧火箭的2倍。對月球探測而言，采用氫氧火箭開展此類航天探測具有顯著優(yōu)勢，而采用其他兩種推進劑時，火箭規(guī)模極大，不具備工程可行性。因此，未來的大型深空探測更多借助低溫推進劑開展。

圖1 不同推進劑航天器速度增量與初始發(fā)射質(zhì)量關(guān)系Fig.1 Relation of velocity increment and initial launch mass when using different propellants

2 低溫推進劑空間CFM技術(shù)

本文以美國CFM技術(shù)為對象，闡述CFM的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢。圖2展示了低溫推進劑空間貯存與應用所涉CFM技術(shù)群。整體而言，CFM技術(shù)應用場景包括：低蒸發(fā)/零蒸發(fā)貯存、低溫推進劑在軌傳輸與轉(zhuǎn)注、低溫流體微重力質(zhì)量測量等。

圖2 低溫推進劑空間貯存與管理關(guān)鍵技術(shù)Fig.2 Key technologies of cryogenic propellant space storage and management

2.1 低溫貯箱熱控技術(shù)

美國“半人馬”氫氧上面級所采用CFM技術(shù)代表了人類空間管控低溫推進劑的最高水平。然而，在所發(fā)射任務(wù)中，液氫空間貯存最長僅9 h，采用熱防護技術(shù)對應的日均蒸發(fā)損失達30%[5]。為了實現(xiàn)低溫推進劑更高效空間貯存，學者們提出了多種被動熱防護技術(shù)，包括多層絕熱材料(MLI)包裹、被動非接觸支撐桿(PODS)連接、排氣式輻射冷屏等，利用氫的仲-正轉(zhuǎn)化釋冷特性也可進一步降低液氫蒸發(fā)損失[6]。需要說明的是，被動熱防護技術(shù)是其他CFM技術(shù)發(fā)揮作用的前提，只有當被動熱防護技術(shù)將貯箱漏熱顯著降低后，主動技術(shù)(流體混合、空間制冷、排氣泄壓等)才能發(fā)揮作用。因此，被動熱防護兼具效能與技術(shù)的雙重意義。

MLI表面絕熱是降低貯箱綜合漏熱的關(guān)鍵，國內(nèi)外學者均對MLI的絕熱性能與傳熱規(guī)律開展了研究。在該領(lǐng)域，有如下兩點需引起關(guān)注：

1)須關(guān)注MLI瞬態(tài)放氣與非穩(wěn)態(tài)傳熱過程。MLI進入空間后的瞬態(tài)放氣會給低溫貯箱造成附加漏熱。實驗表明，該放氣過程長達20～50 h，附加漏熱相當于MLI達穩(wěn)態(tài)時在軌額外停放3～5天[7-8]。因此，增加MLI層數(shù)來減小漏熱并不可取。

2) 有學者提出了負荷響應MLI(LB-MLI)。LB-MLI反射屏之間并非由非金屬絲網(wǎng)、薄膜等分離，而是由離散的非金屬微支架實現(xiàn)鋁箔支撐，如圖3所示。測試表明，LB-MLI可進一步降低貯箱漏熱[9]。

圖3 傳統(tǒng)MLI與LB-MLI結(jié)構(gòu)比較Fig.3 Comparison of traditional MLI and LB-MLI

2.2 泵驅(qū)混合技術(shù)

低溫推進劑采用泵驅(qū)動流體循環(huán)或傳輸?shù)淖饔糜卸?)循環(huán)泵作為熱力學排氣技術(shù)的重要組成，實現(xiàn)噴射回流與無夾液排氣；2)低溫泵與噴射裝置結(jié)合，實現(xiàn)箱內(nèi)流體的混合均一。微重力下，流體區(qū)熱量傳遞主要借助微對流與導熱，傳熱速率較慢，流體易形成沿徑向的溫度梯度。泵驅(qū)混合技術(shù)可破壞流體熱分層、充分利用流體蓄冷降低蒸發(fā)損失，或更高效擴散冷量。NASA計劃借助國際空間站(ISS)開展空間流體零蒸發(fā)貯存(ZBO)實驗，以制冷劑為替代工質(zhì)，驗證泵驅(qū)噴射器在實現(xiàn)流體混合降壓方面的效能[10]。

2.3 空間制冷機技術(shù)

低溫制冷機的作用包括：實現(xiàn)液氫在軌ZBO或低蒸發(fā)貯存(LBO)，實現(xiàn)液氧、液甲烷在軌ZBO，在火星表面實現(xiàn)氧、甲烷液化。截止目前，在已獲得飛行驗證的制冷機中，20 K溫區(qū)制冷量僅1 W，90 K溫區(qū)冷量只有20 W。NASA主要關(guān)注了逆布雷頓制冷機、脈管制冷機、斯特林制冷機技術(shù)。關(guān)于低溫推進劑空間貯存與應用，NASA設(shè)定的制冷機研制目標為：20 K溫區(qū)制冷量20 W；90 K溫區(qū)制冷量150 W[11]。此外，研究發(fā)現(xiàn)，制冷機冷頭與流體間存在6～8 K的溫差，該溫差會造成制冷機冷量或制冷效率降低。制冷機冷量用于低溫推進劑長期貯存,有圖4所示的三種布置。當制冷機冷量足以平衡低溫貯箱的整體漏熱時，建議采用圖4(a)、圖4(b)布置開展低溫推進劑空間ZBO；當制冷機冷量小于貯箱漏熱時，建議選擇圖4(c)的方式，將漏熱降至最低，且該布置可實現(xiàn)制冷機工作在相對較高溫區(qū)，有利于提高制冷效率[12]。也可考慮帶制冷機的輻射屏與MLI耦合熱防護技術(shù)[13]。

圖4 制冷機冷量用于低溫流體空間貯存的三種方式Fig.4 Three methods of cryocooler utilization in cryogenic fluid space storage

2.4 熱力學排氣技術(shù)

為實現(xiàn)低溫貯箱微重力下的無夾液排氣，NASA提出了如圖5所示的熱力學排氣系統(tǒng)(TVS)，并開展了理論分析與地面原理實驗測試[14-15]。我國在該領(lǐng)域也開展了較深入的理論及原理性實驗[16-18]。TVS主要由循環(huán)泵、J-T閥、換熱器、噴霧棒等組成。TVS工作期間，低溫循環(huán)泵自液體獲取裝置(LAD)抽取純液體后分成兩股流，排氣側(cè)液體經(jīng)J-T閥、換熱器后以全氣相排出；另一股液體在換熱器獲取冷量后，經(jīng)噴霧棒重新注入箱內(nèi)流體區(qū)?？梢钥闯觯琓VS具備無夾液排氣、流體混合、獲取過冷度等多種功能。需要注意的是，由于排氣壓力低于箱內(nèi)流體壓力，造成排氣損失部分冷能[19]，因此，TVS不能降低低溫推進劑的綜合蒸發(fā)損失。

圖5 熱力學排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Schematic diagram of thermodynamic venting system

2.5 空間增壓技術(shù)

發(fā)動機空間再起動或開展推進劑在軌傳輸前，需要對低溫貯箱開展空間主動增壓。發(fā)動機再起動對增壓氣體的需求往往先于發(fā)動機點火時序，因此，如何提供熱量氣化液體或加熱氣體，就成為空間增壓系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵。2018年-2019年，NASA借助ISS艙外平臺開展了低溫推進劑空間零蒸發(fā)存儲與在軌傳輸實驗(RRM-3)，通過采用如圖6所示的自增壓方案，在加注箱與受注箱間建立了傳輸壓差[20]。該方案采用電加熱提供液體氣化、氣體溫升所需熱量。為避免熱量作用于液甲烷所產(chǎn)生的過量氣化及液體溫升，本方案利用金屬網(wǎng)幕的芯吸特性在液甲烷與氣枕間建立傳輸通道。液甲烷在毛細力下沿網(wǎng)幕爬升至頂端，再由位于頂端的加熱器提供氣化熱，同時在氣枕區(qū)設(shè)置加熱單元強化增壓效果。

圖6 RRM-3液甲烷貯箱增壓方案Fig.6 Pressurization scheme of liquid methane tank in RRM-3

2.6 微重力液體獲取技術(shù)

微重力下氣液相分離效果與飛行器所受過載水平密切相關(guān)。截止目前，大部分低溫上面級與軌道飛行器采用正推沉底技術(shù)實現(xiàn)氣液相分離，但這種分離效果是以更多的推進劑消耗為代價來實現(xiàn)。前蘇聯(lián)曾在“能源-暴風雪號”項目中采用被動式LAD實現(xiàn)了液氧在軌獲取，但未見更詳細的報道[21]。NASA提出了采用金屬網(wǎng)幕通道實現(xiàn)全液獲取的新技術(shù)方案，具體結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 網(wǎng)幕通道式液體獲取過程示意圖Fig.7 Schematic diagram of screen channel LAD

該方案通過網(wǎng)幕的復雜微結(jié)構(gòu)強化表面張力來實現(xiàn)氣液分離，所涉科學問題主要包括：貼幕方向的“芯吸”引流特性、垂直網(wǎng)幕方向的“起泡”特性、網(wǎng)幕通道的阻力特性。針對金屬網(wǎng)幕的兩相流體傳輸機理與規(guī)律，NASA下屬研究所[22-23]、德國不萊梅大學[24]、西交大[25-26]等已開展了初步的實驗研究，主要測試了芯吸傳輸規(guī)律與泡破壓力。金屬網(wǎng)幕LAD的液體獲取效用及性能有待于飛行搭載實驗驗證，NASA已規(guī)劃低溫推進劑空間貯存與傳輸(CPST)載荷平臺，驗證包括網(wǎng)幕式LAD在內(nèi)的多項CFM技術(shù)[27]。

2.7 低溫推進劑空間傳輸

截止目前，世界各國所開展的在軌液體傳輸與燃料加注主要基于軌道空間站進行[28-29]。2017年，基于“天舟一號”貨運飛船與“天宮二號”空間站，我國開展了常規(guī)推進劑在軌補加實驗[30]。鑒于低溫推進劑對未來航天探測的重要價值，NASA自二十世紀九十年代初就關(guān)注低溫推進劑的在軌傳輸技術(shù)。RRM-3實驗也包括液甲烷在軌傳輸實驗[31]，但由于低溫制冷機供電故障，RRM-3低溫傳輸實驗未取得完全成功。相較于常規(guī)液體在軌加注，低溫推進劑空間傳輸與加注面臨更大挑戰(zhàn)：首先，低溫推進劑空間傳輸必須解決各類涉及低溫氣液相變與兩相流體傳輸?shù)目臻g難題，包括對傳輸管路、受注箱的充分預冷等；其次，低溫推進劑更難實現(xiàn)氣液分離，嚴重影響液體傳輸?shù)姆€(wěn)定性與速率；再次，低溫流體傳輸對壓力控制系統(tǒng)的要求更高。因此，已有的基于常規(guī)推進劑的空間加注實驗無法直接復制于低溫流體空間加注。

2.8 推進劑質(zhì)量測量技術(shù)

微重力下，氣液相分布隨機，造成箱內(nèi)液體推進劑質(zhì)量的精確測量面臨極大挑戰(zhàn)。NASA將微重力質(zhì)量測量與低溫推進劑在軌存儲、在軌傳輸技術(shù)并列為支撐未來低溫推進劑空間應用的三大核心技術(shù)，并投入資源開展了持續(xù)研究[32]?？捎糜谕七M劑空間質(zhì)量測量的技術(shù)包括：氣體狀態(tài)方程法、消耗累積法、激勵法、放射性吸收法、超聲反射法、射頻法等[30]。考慮到低溫推進劑的物性與工況特性，氣體狀態(tài)方程法與射頻質(zhì)量測量法具有可期待的前景。RRM-3實驗正是借助射頻質(zhì)量測量法實現(xiàn)了箱內(nèi)液甲烷量的定量測量[33]。

2.9 CFM技術(shù)成熟度分析

低溫推進劑空間貯存與傳輸技術(shù)對未來航天探測的重要價值已為航天領(lǐng)域高度認可，相關(guān)研究已逾五十年。表1總結(jié)中、美兩國在CFM領(lǐng)域的技術(shù)成熟度對比，其中，技術(shù)成熟度劃分標準基于GJB 7688-2012[34]。從表1可以看出，美國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)成熟度已達5～6級，具備了開展空間原型機搭載的條件。我國在該領(lǐng)域主要處于跟隨研究階段，技術(shù)成熟度大多停留在2～4級，僅在MLI、TVS等少數(shù)方面開展了地面原理樣機的實驗測試。在開展搭載實驗前，仍需開展充分的地面實驗測試，提高技術(shù)成熟度。此外，表1也揭示了各項技術(shù)進一步提高成熟度對平臺的依賴，可分為重力依賴型與重力無關(guān)型技術(shù)。對各類運行性能或規(guī)律與重力密切相關(guān)的技術(shù)，必須借助空間搭載平臺開展飛行驗證。

表1 低溫推進劑管理技術(shù)重力依賴性與技術(shù)成熟度Table 1 Gravity dependence analysis of CFM technologies and their current technology readiness levels

3 美國CFM技術(shù)搭載實驗進展

美國所規(guī)劃或開展的CFM技術(shù)搭載實驗主要基于四類平臺，其特征如表2所示。

表2 NASA規(guī)劃/開展的CFM技術(shù)搭載實驗概況Table 2 Overview on space-based tests of CFM technologies by NASA

3.1 型號任務(wù)平臺

早在二十世紀六十年代，NASA就開展了基于低溫上面級平臺的流體貯存與管理技術(shù)搭載實驗。1964年，借助“阿特拉斯-半人馬”運載火箭(AC-4)，首次開展了變過載下流體相態(tài)管理與排氣實驗，并根據(jù)實驗結(jié)果，優(yōu)化了飛行器空間重定位推力與時序管理。1966年，為支撐“阿波羅”登月計劃順利實施，馬歇爾航天飛行中心(MSFC)以“土星-IB”(AS-203)為平臺，研究了液氫的空間管理技術(shù)[35]。

2009年，NASA下屬研究所、聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(ULA)與相關(guān)企業(yè)合作，提出了“低溫軌道實驗平臺”(CRYOTE)項目，旨在利用“半人馬”上面級主任務(wù)后剩余低溫推進劑開展CFM技術(shù)搭載實驗，從而大幅降低實驗成本[36-38]。CRYOTE平臺結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 CRYOTE在軌搭載實驗平臺示意圖Fig.8 Schematic diagram of CRYOTE test platform

CRYOTE工作原理如下：在常規(guī)“半人馬”上面級+有效載荷的基礎(chǔ)布局基礎(chǔ)上，增加CRYOTE低溫實驗平臺，構(gòu)成自下而上為“半人馬”上面級+CRYOTE+有效載荷的結(jié)構(gòu)布局。升空過程中，CRYOTE貯箱為空箱狀態(tài)。待有效載荷順利入軌后，“半人馬”上面級低溫貯箱殘留推進劑注入CRYOTE貯箱。加注完成后，上面級分離，留CRYOTE系統(tǒng)在軌開展各類低溫技術(shù)搭載實驗。按照規(guī)劃，CRYOTE貯箱直徑約1.2 m，可用殘留液氫1000 L，在軌試驗周期超6個月，所驗證技術(shù)包括微重力質(zhì)量測量、泵驅(qū)流體混合、LAD、推進劑重定位、TVS排氣、低溫制冷機等。

3.2 航天飛行平臺

NASA曾借助航天飛機，采用低溫流體或替代工質(zhì)開展了流體空間管理技術(shù)飛行搭載實驗。1985年，利用航天飛機的空間實驗室模塊開展了超流氦在軌傳輸實驗(SHOOT)，關(guān)注了超流氦在微重力下的流動特性與晃動效應[39-40]。考慮到在軌開展低溫實驗的特殊要求，Goddard空間飛行中心開發(fā)了航天飛機搭載低溫實驗柜平臺(CTB)，并借助該低溫柜，先后開展了低溫熱管測試(STS-53)、低溫兩相流測試(STS-62)等。CTB低溫環(huán)境是借助兩臺制冷量3.5 W@80 K的制冷機提供[41-42]。此外，NASA也曾規(guī)劃了更多基于航天飛機平臺的低溫流體在軌管理實驗計劃，如利用航天飛機貨倉，開展亞臨界氫的在軌貯存與傳輸實驗(CFME)[43]；以氟利昂為替代流體，開展在軌熱分層與噴射混合控壓實驗、流體在軌傳輸實驗、排氣型在軌加注實驗等；設(shè)計了低溫在軌液氮試驗(CONE)、低溫在軌液氫試驗(COHE)方案等[33]。由于各種原因，部分搭載實驗并未實現(xiàn)，部分項目移植到了國際空間站開展。

3.3 國際空間站平臺

借助國際空間站艙內(nèi)、艙外平臺，研究人員已經(jīng)開展了大量流體科學在軌實驗，也開展了涉及CFM專用技術(shù)的搭載實驗，如射頻質(zhì)量測量技術(shù)、模擬流體在軌零蒸發(fā)貯存技術(shù)等[10, 44]。2018年12月，攜帶50 L液甲烷的RRM-3實驗模塊順利升空。利用ISS艙外暴露平臺，RRM-3開展了低溫流體零蒸發(fā)空間貯存與在軌傳輸實驗[45]，其中，零蒸發(fā)貯存實驗持續(xù)4個月，并獲得成功。2019年4月開展了程序排氣，隨后又開展了液甲烷在軌傳輸實驗。但由于制冷機供電故障，傳輸實驗失敗。整體而言，RRM-3試驗是截止目前人類所開展的技術(shù)程度最高的CFM搭載實驗，驗證了多項關(guān)鍵技術(shù)[20,31, 33, 45-46]，如在軌ZBO技術(shù)、射頻質(zhì)量測量技術(shù)、氣液界面監(jiān)測技術(shù)、在軌自增壓技術(shù)等。

3.4 專用低溫載荷平臺

1966年，Marshall航天飛行中心委托麥道公司設(shè)計一款可利用“土星”火箭發(fā)射的低溫流體空間實驗平臺——“在軌熱&動力學實驗研究模塊(THERMO)”。THERMO主要用于開展各類CFM技術(shù)及月球著陸系統(tǒng)技術(shù)驗證。受限于當時的預算約束與需求迫切性，該項目被迫中止。1969年，Lewis研究中心受委托，設(shè)計一款CFM實驗平臺以支撐“后阿波羅”時代的空間站建設(shè)。該項目于1971年被否決。隨后，多家機構(gòu)開展了基于航天飛機平臺的低溫流體管理實驗/設(shè)備(CFME/CFMF)研究。考慮到液氫的危險性，相關(guān)研究未能實現(xiàn)搭載飛行[35]。相較而言，由多家機構(gòu)聯(lián)合開展的COLD-SAT項目獲得了富有成效的研究。為了降低液氫貯箱整體漏熱，COLD-SAT飛行軌道的設(shè)置與控制均進行了優(yōu)化，飛行器將運行于傾角為18°、高度550 km的圓形軌道，實驗周期為6個月，共測試11種CFM技術(shù)。所涉及技術(shù)包括：貯箱熱控技術(shù)、貯箱壓力管理技術(shù)、低溫推進劑傳輸技術(shù)、液體獲取技術(shù)、質(zhì)量測量技術(shù)、泄露監(jiān)測等[47-48]。進入新世紀，以載人登月、載人探火及其他大型深空探測項目為牽引，低溫推進劑空間管理技術(shù)需求迫切性凸顯。鑒于此，NASA對開展CFM飛行搭載實驗給予了超過以往的重視，規(guī)劃了低溫推進劑貯存與傳輸(CPST)飛行搭載項目，以期將CFM技術(shù)成熟度提高至6～7級，有力支持各類探測計劃的實施。CPST實驗系統(tǒng)如圖9所示，多家研究所、企業(yè)等參與了CPST項目，并已針對各子系統(tǒng)、技術(shù)組件等開展了富有成效的研究[27, 32, 49-50]。CPST項目是一項旨在提高人們認識低溫推進劑、強化其管控技術(shù)的長期工程，服務(wù)于人類未來的航天應用[51]，但其應用不局限于航天領(lǐng)域，其潛在的受益方包括：商用上面級平臺、深空探測化學推進系統(tǒng)、原位資源推進劑制備與存儲、核熱推進系統(tǒng)、發(fā)電與儲能、先進熱管理系統(tǒng)、安全高效加工等[52]。截止目前，CPST低溫載荷平臺尚未開展搭載飛行，實驗方案及技術(shù)細節(jié)仍存在調(diào)整可能，但就CFM技術(shù)的發(fā)展歷程來看，航天界對CFM的技術(shù)需求已基本確定。由NASA最新的低溫流體管理技術(shù)發(fā)展路線圖來看，CFM技術(shù)的應用領(lǐng)域有所拓展，包括低溫流體在軌貯存、地外目標著陸器/上升級任務(wù)所涉及的25種CFM技術(shù)[53]。

圖9 CPST結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Schematic diagram of CPST tank

4 我國CFM技術(shù)提升方案

4.1 我國CFM技術(shù)現(xiàn)狀

與美國相比，我國在CFM領(lǐng)域差距明顯。首先，我國缺少型號任務(wù)的重大需求牽引。以“阿波羅”登月計劃、“半人馬”上面級、航天飛機研制為驅(qū)動，美國自二十世紀六十年代起就開始關(guān)注CFM技術(shù)，相關(guān)成果有力支撐了各型號任務(wù)的成功發(fā)射。當前，我國仍缺少工作于微/變重力環(huán)境下的低溫上面級平臺及相關(guān)的流體管理技術(shù)。其次，我國缺少針對CFM技術(shù)的頂層設(shè)計與總體規(guī)劃。目前，我國航天界已認識到CFM技術(shù)的重要價值，但研究缺乏系統(tǒng)性，僅在MLI、TVS、VCS等少數(shù)方面開展了較深入的研究與原理性實驗，研究目標指向性不清，研究工作與需求脫節(jié)。整體而言，我國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的現(xiàn)狀是由我國航天的整體實力與需求迫切性而決定。隨著近年我國航天綜合實力的快速提升與大國競爭態(tài)勢逐漸明朗，我國也必須對CFM技術(shù)給予更多重視，以保障未來的重大航天任務(wù)實施。

4.2 CFM技術(shù)成熟度提升建議

鑒于未來航天任務(wù)的迫切需求及我國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀，建議從如下幾方面開展研究。

1)CFM技術(shù)需求分析?？臻gCFM技術(shù)主要用于低溫上面級、載人登月、載人探火、空間低溫加油站、以及其他深空探測項目。CFM技術(shù)開發(fā)有賴于對探測任務(wù)需求的綜合分析，明確不同任務(wù)所需低溫推進劑類型、空間力熱環(huán)境、在軌存貯周期等，建立清晰的CFM技術(shù)目標。以任務(wù)型號需求為牽引，加速推進CFM技術(shù)成熟度提升。

2)系統(tǒng)梳理CFM技術(shù)現(xiàn)狀。借鑒NASA在CFM技術(shù)領(lǐng)域逾半個世紀的研究歷程與成熟經(jīng)驗，基于任務(wù)需要，梳理CFM技術(shù)群，按照任務(wù)需求優(yōu)先級分主次開展技術(shù)攻關(guān)。以技術(shù)成熟度提升為目標，按照重力依賴型技術(shù)與重力無關(guān)性技術(shù)采取有差異的實驗方案，合理配置資源。

3)基礎(chǔ)研究與搭載實驗并行。在開展各類技術(shù)深化研究的同時，應重視飛行搭載實驗平臺建設(shè)，盡早開展重力依賴型技術(shù)的飛行搭載實驗，縮短各類技術(shù)投入工程應用的周期。

4)技術(shù)攻關(guān)與研究工具開發(fā)同步。CFM技術(shù)成熟度提升面臨投資高、風險大、周期長等挑戰(zhàn)，且未來的空間探測任務(wù)需求差異極大。為了降低研制成本，便于工程設(shè)計，在各類CFM技術(shù)攻關(guān)的同時，應重視研究工具或理論模型的開發(fā)，全面提升我國管控低溫推進劑的能力。

4.3 空間搭載實驗建議

我國航天綜合實力的提升為加速CFM技術(shù)開發(fā)、開展各類空間搭載實驗提供了極佳的驗證平臺?？晒┻x擇的搭載平臺包括：上面級平臺、空間站艙內(nèi)實驗柜、空間站艙外暴露平臺及專用的CFM任務(wù)載荷平臺，各類平臺所獲技術(shù)提升如圖10所示。

圖10 CFM技術(shù)成熟度現(xiàn)狀與搭載實驗提升目標Fig.10 Status of CFM technology readiness levels and research aims through space-based tests

1)借鑒美國“半人馬”上面級、CRYOTE實驗方案[36-38]，以長征三號三子級、新一代低溫火箭上面級的任務(wù)發(fā)射為契機，利用剩余低溫推進劑開展短時間CFM技術(shù)飛行驗證。

2)2022年前后，我國載人空間站將完成首期建設(shè)[54]。建議在空間站艙內(nèi)規(guī)劃專用的低溫流體空間管理技術(shù)實驗柜，由航天員輔助操控，以液氮為實驗工質(zhì)，開展各類CFM技術(shù)搭載實驗與系統(tǒng)級縮比實驗。

3)借鑒RRM-3的平臺設(shè)計與成功實驗的經(jīng)驗，建議在我國載人空間站艙外暴露平臺開展實際低溫推進劑的系統(tǒng)級實驗，驗證低溫推進劑空間長期存儲、高效傳輸與加注、空間質(zhì)量測量、增壓與壓力管理等核心CFM技術(shù)。

4)盡早規(guī)劃專用CFM技術(shù)驗證載荷平臺。在前述單項技術(shù)驗證、縮比尺寸實驗基礎(chǔ)上，以實現(xiàn)工程應用為目標，開展專用載荷平臺建設(shè)，實現(xiàn)CFM技術(shù)原型樣機的飛行搭載實驗驗證。

5 結(jié) 論

本文對低溫推進劑空間貯存與管理的關(guān)鍵技術(shù)開展了系統(tǒng)梳理，對我國開展CFM技術(shù)成熟度提升研究給出了建議，所獲結(jié)論包括：

1)低溫推進劑空間應用必須解決低溫推進劑特殊物性與空間復雜力熱環(huán)境交互影響所產(chǎn)生的各類CFM技術(shù)難題，而基于常規(guī)流體在地面開展的實驗結(jié)論無法直接指導低溫推進劑空間管理方案設(shè)計。

2)CFM技術(shù)成熟度提升應按重力依賴型與重力無關(guān)型分別開展實驗方案設(shè)計，須借助空間搭載實驗驗證的技術(shù)包括：氦/自增壓技術(shù)、TVS排氣技術(shù)、泵驅(qū)混合技術(shù)、篩網(wǎng)式LAD技術(shù)、空間預冷技術(shù)、在軌加注技術(shù)等。

3)美國針對CFM技術(shù)空間搭載實驗已開展了逾半個世紀的持續(xù)研究，雖幾經(jīng)波折，但CFM技術(shù)的核心內(nèi)涵及其對飛行搭載平臺的依賴已獲高度認可?？衫玫拇钶d平臺包括：低溫上面級平臺、航天飛機平臺、空間站艙內(nèi)、艙外平臺及CFM技術(shù)驗證專用載荷平臺，所獲經(jīng)驗可為我國開展相關(guān)研究提供指導。

4)我國須加快CFM技術(shù)成熟度提升研究，明晰CFM技術(shù)與任務(wù)目標間的依賴關(guān)系。在我國載人空間站規(guī)劃艙內(nèi)低溫流體管理技術(shù)實驗柜，開展單項CFM技術(shù)驗證或縮比尺寸搭載實驗，也可利用艙外平臺的真實力熱環(huán)境開展系統(tǒng)級CFM技術(shù)驗證實驗。