張青松，朱平平，崔 壘，劉立東，宋征宇

(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

為滿足不同發(fā)射任務(wù)和彈道優(yōu)化設(shè)計的需要，往往要求末級火箭具備多次點火和在軌滑行的能力。目前我國氫氧末級具備兩次啟動和千秒量級以內(nèi)的滑行能力[1-2]，提升了長征系列運載火箭發(fā)射不同軌道衛(wèi)星的適應(yīng)性。

對于發(fā)射圓軌道衛(wèi)星來講，火箭在近地點入軌之后，通過優(yōu)化滑行段時間，當火箭滑行至遠地點后，末級再次點火給火箭提供一定的速度增量，將衛(wèi)星直接送入目標軌道，是一種節(jié)約能量的發(fā)射方式，有助于提高火箭的運載能力。這種較優(yōu)的發(fā)射模式，對末級火箭的滑行時間提出了較高的要求，如為了將衛(wèi)星直接送入700～36 000 km的圓軌道，滑行段時間需要2 800 s～5.3 h。由于液氫易蒸發(fā)的特點，長時間在軌滑行過程中受空間熱流加熱影響，液氫貯箱內(nèi)的壓力和推進劑溫度會不斷升高，影響火箭結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動機的正常啟動，因此在設(shè)計階段需要對貯箱內(nèi)氣枕壓力和液氫溫度變化情況進行預(yù)估并施加主動控制。

在微重力環(huán)境下低溫貯箱內(nèi)壓力和溫度仿真方面，Grayson等[3]基于FLOW-3D軟件建立了微重力下低溫貯箱壓力的仿真計算方法，并利用土星S-IVB飛行試驗數(shù)據(jù)對該計算方法進行了驗證。同時該計算方法也在液氫、液氮介質(zhì)地面自增壓試驗中開展了驗證，計算得到的低溫貯箱壓力上升速率和試驗結(jié)果比較吻合[4]。Konopka等[5]對微重力下低溫推進劑貯箱內(nèi)的氣液相變過程進行了研究，指出兩相流系統(tǒng)在微重力下與正常重力下有很大不同，F(xiàn)LOW-3D中的相變模型能較好地再現(xiàn)正常重力下的試驗數(shù)據(jù)，但對微重力環(huán)境下的低溫貯箱壓力進行計算時，需要對模型中的相變調(diào)節(jié)系數(shù)進行調(diào)整。劉展等[6]采用FLUENT軟件對在軌運行低溫液氫箱體蒸發(fā)量開展仿真模擬，計算分析了500 s滑行過程中的氫箱壓力變化規(guī)律。王妍卉等[7]研究了微重力條件下初始液氫溫度對短時間滑行過程中貯箱氣枕壓力下降規(guī)律。這些研究工作為滑行段低溫貯箱壓力仿真分析提供了重要參考。

本文結(jié)合氫氧末級火箭長時間在軌滑行的特點，給出了低溫貯箱壓力控制的設(shè)計流程和計算方法，并對整個在軌滑行階段液氫蒸發(fā)量、補壓氣瓶需求量等進行計算評估，在此基礎(chǔ)上對影響氫氧末級火箭長時間滑行工作效率的關(guān)鍵技術(shù)進行分析，給出量化評估結(jié)果供工程研制參考。

1 長時間滑行所面臨的主要技術(shù)問題

末級火箭在軌滑行時間的延長，增大了火箭彈道優(yōu)化設(shè)計的空間，增強了火箭對不同發(fā)射任務(wù)的適應(yīng)性。但也給末級本身的設(shè)計帶來了諸多挑戰(zhàn)，特別是對于采用液氫、液氧為推進劑的末級火箭，面臨軌道空間復(fù)雜的熱環(huán)境和失重環(huán)境，除了需要對箭上儀器設(shè)備進行熱防護和熱管理，還需要解決低溫動力系統(tǒng)在軌滑行期間的一系列技術(shù)難題，歸納起來主要有以下幾個方面。

1)在空間復(fù)雜熱流條件下，低溫推進劑的蒸發(fā)會導(dǎo)致貯箱內(nèi)壓力不斷升高，特別是液氫貯箱，其內(nèi)部壓力升高速度更快，需要對貯箱內(nèi)的壓力進行準確預(yù)估和控制，這關(guān)系到貯箱的結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動機再次啟動時的入口壓力條件。

2)在外部熱流加熱和貯箱內(nèi)兩相流體之間的力熱耦合作用下，低溫推進劑的溫度會逐漸升高，較高的推進劑溫度需要更高的貯箱壓力才能保障發(fā)動機順利啟動，而貯箱壓力上限又受到了結(jié)構(gòu)承壓能力的制約，因此在長時間滑行過程中需要對貯箱內(nèi)推進劑溫度的變化過程進行評估，必要時對推進劑溫度進行調(diào)控，確保滿足發(fā)動機的啟動條件。

3)微重力環(huán)境下受推進劑表面張力影響，貯箱內(nèi)推進劑會沿著貯箱內(nèi)壁向上運動，甚至懸浮于貯箱氣枕中，在貯箱泄壓或發(fā)動機啟動之前需要讓推進劑重新聚集于貯箱底部，保障發(fā)動機再次啟動時推進劑能正常供應(yīng)。

4)低溫末級火箭在軌滑行過程中，受空間熱流加熱以及發(fā)動機內(nèi)高溫組件的傳熱等影響，發(fā)動機泵等低溫組件溫度逐漸升高，為保障發(fā)動機再次啟動時低溫推進劑能正常填充發(fā)動機內(nèi)部低溫流路，需要在發(fā)動機啟動前完成預(yù)冷。

上述前3個問題涉及低溫推進劑在貯箱內(nèi)的運動，以及因傳熱傳質(zhì)而引起的兩相流體狀態(tài)變化，核心是研究分析低溫流體的運動和熱力學特性，屬于廣義上的推進劑管理范疇。第4個技術(shù)問題是研究發(fā)動機的預(yù)冷過程，分析工作相對獨立，在此不進行專門討論。本文重點是針對長時間滑行過程中貯箱內(nèi)推進劑管理所涉及的前3個技術(shù)問題進行研究。

2 滑行段貯箱壓力控制方法

2.1 設(shè)計流程

目前國內(nèi)氫氧末級火箭在執(zhí)行短時間(1 000 s以內(nèi))滑行的發(fā)射任務(wù)時，在解決上述技術(shù)問題方面積累了豐富的設(shè)計經(jīng)驗，主要是通過小推力沉底發(fā)動機持續(xù)工作提供一個微重力環(huán)境，讓液氫、液氧推進劑聚集在各自貯箱的底部，實現(xiàn)推進劑的沉底管理。在發(fā)動機啟動前通過小流量排放的方式完成對發(fā)動機預(yù)冷。由于滑行時間較短，并不會面臨推進劑蒸發(fā)導(dǎo)致箱壓升高而需要進行主動干預(yù)的情況，推進劑溫度升高的幅度也比較小，因此滑行段動力系統(tǒng)設(shè)計工作的重點是通過設(shè)計合理的補壓系統(tǒng)，確保發(fā)動機再次啟動時的貯箱壓力滿足需求。

隨著滑行段時間的延長，若繼續(xù)沿用傳統(tǒng)的小推力發(fā)動機持續(xù)工作維持推進劑沉底的方案，輔助動力系統(tǒng)將消耗過多的推進劑。連續(xù)沉底方案推進劑消耗量與滑行時間的關(guān)系如圖1所示，滑行時間為1 h時，用于連續(xù)沉底的推進劑消耗量將多達150 kg。因此，在長時間滑行的飛行任務(wù)中，不宜再采用連續(xù)沉底方案，僅在貯箱排氣、發(fā)動機預(yù)冷等需要的時候?qū)ν七M劑實施間歇沉底，這是一種效率更高的推進劑沉底管理模式。但這種間歇沉底方式，會導(dǎo)致在無重力滑行期間，流體運動和兩相流體熱力學狀態(tài)變化緊密耦合，加大了貯箱壓力預(yù)示和控制的難度。

圖1 不同滑行時間的沉底發(fā)動機推進劑消耗量Fig.1 Propellant consumption of settling engine with different coasting times

對于需要長時間滑行的氫氧末級火箭，動力系統(tǒng)在滑行段開展設(shè)計工作的核心目標是以盡可能小的代價保障發(fā)動機再次啟動時所需要的推進劑沉底條件、推進劑溫度和氣枕壓力條件。為確保貯箱結(jié)構(gòu)安全和發(fā)動機再次順利啟動，在滑行過程中需要對貯箱氣枕壓力和推進劑溫度進行必要的調(diào)節(jié)控制，不能使貯箱壓力和推進劑溫度超過設(shè)計上限。根據(jù)氫氧末級在軌滑行的實際物理過程以及低溫推進劑的熱物理性質(zhì)特點，對貯箱內(nèi)氣枕壓力和推進劑溫度的控制通過同樣的過程實現(xiàn)，即對貯箱進行主動排氣控制。

綜合上述分析，在氫氧末級火箭長時間在軌滑行過程中，貯箱壓力分析和控制涵蓋如下4個典型的物理過程：

1)蒸發(fā)增壓過程。無重力滑行，在空間熱流加熱下貯箱內(nèi)推進劑蒸發(fā)、箱壓升高。

2)推進劑沉底過程。沉底發(fā)動機啟動，推進劑在微重力下實現(xiàn)沉底。

3)貯箱排氣泄壓過程。打開貯箱排氣閥，貯箱排氣泄壓，當氣枕壓力低于推進劑的飽和蒸氣壓時推進劑開始沸騰，同時溫度下降。

4)貯箱補壓過程。在維持推進劑沉底的情況下，給貯箱補壓，提高貯箱壓力。

根據(jù)滑行段開始時的貯箱內(nèi)流體狀態(tài)參數(shù)、滑行段總時間長度以及上述4個過程的時間，以滿足發(fā)動機啟動條件為目標統(tǒng)籌設(shè)計并優(yōu)化動力系統(tǒng)的工作程序，具體的設(shè)計流程見圖2。

注：Pd_max，Pd_min指滑行段貯箱壓力控制上限、下限；Td_max，Td_min指滑行段推進劑溫度控制上限、下限。圖2 氫氧末級滑行段動力系統(tǒng)設(shè)計流程Fig.2 Design process of propulsion system for hydrogen/oxygen upper stage during coasting flight

2.2 計算方法

2.2.1 蒸發(fā)增壓過程

氫氧末級火箭在無重力滑行過程中，表面張力對推進劑運動形態(tài)有重要影響，兩相之間的傳熱與傳質(zhì)過程相耦合，屬于有自由界面的氣液兩相流動問題，采用流體體積法(Volume of Fluid，VOF)模型進行兩相界面的追蹤。在每個控制體積內(nèi)，所有相體積分數(shù)總和為1。通過求解各相容積比率的連續(xù)方程來實現(xiàn)對各相之間的界面跟蹤，容積比率方程[8]為

(1)

(2)

(3)

式中，pv為液面的氣體壓力；Tv為氣體溫度；pi為界面飽和壓力；Ti為對應(yīng)界面溫度；RM為氣體常數(shù)；σ為蒸發(fā)/冷凝系數(shù)，代表實際離開液面的分子比例。凈質(zhì)量流率為正值，表明氣液界面上有凈質(zhì)量的氣相變?yōu)橐合?，即相界面上發(fā)生凝結(jié)。

描述貯箱內(nèi)流體運動的控制方程包括質(zhì)量守恒、動量守恒和能量守恒方程[9]

(4)

(5)

(6)

式中，ρ為流體的密度，V為速度矢量，a為體積力，p為壓力，μ為動力黏性系數(shù)，E為總能量，keff為有效傳熱系數(shù)，Sh為能量源項。

2.2.2 推進劑沉底過程

采用間歇沉底方案，僅在貯箱排氣前或主發(fā)動機啟動前進行推進劑沉底管理，間歇沉底初期使用小推力進行推進劑重定位，在液面穩(wěn)定后使用大推力來加速氣泡從推進劑中排出[10]。

在設(shè)計推進劑沉底時序時，偏于穩(wěn)妥的方法是將液體從箱頂沉到箱底所需要的時間作為初始設(shè)計值，這個過程所需的時間用如式(7)估算。

(7)

式中，S1為推進劑沉底過程的行程，mt為滑行段末級火箭的質(zhì)量，F(xiàn)c為沉底推力。

推進劑重定位過程中，下沉的液體撞擊貯箱底部會產(chǎn)生氣泡，在發(fā)動機啟動之前這些氣泡需從液體中上浮排出。可根據(jù)上述計算公式對推進劑沉底時序進行初步設(shè)計，然后基于該設(shè)計結(jié)果，通過計算流體力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)仿真對推進劑重定位過程進行校核計算和優(yōu)化設(shè)計?？紤]到整個推進劑重定位過程時間比較短，而且貯箱內(nèi)蒸發(fā)增壓過程末期氣相和液相溫差相對較小，在進行重定位過程流場仿真分析時，為提高計算效率，可以忽略兩相之間的傳質(zhì)和外部換熱，式(1)、(3)、(4)進行適當簡化后用于沉底過程的CFD仿真分析。

2.2.3 貯箱排氣泄壓過程

這一階段設(shè)計的主要目的是通過計算分析獲得貯箱排氣的時間和在此過程中蒸發(fā)的推進劑量。貯箱排氣泄壓過程時間較短，其主要物理過程為貯箱內(nèi)氣體向外界排放，當氣枕壓力低于推進劑對應(yīng)的飽和蒸氣壓時，推進劑內(nèi)部開始出現(xiàn)沸騰，低溫推進劑蒸氣進入氣枕當中，同時推進劑溫度開始下降。根據(jù)這一階段物理過程的特點，忽略外部換熱和氣液之間換熱的影響，重點考慮貯箱排氣和氣液之間的沸騰傳質(zhì)過程，如圖3所示。采用集中參數(shù)進行上述關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)的計算分析。針對貯箱內(nèi)初始氣相和液相區(qū)域設(shè)置兩個控制體積，主要計算模型見式(8)和(9)。

圖3 氫箱排氣泄壓過程Fig.3 Venting process of hydrogen tank

(8)

(9)

式中，Pg，Tg，ρg，vg分別為氣相控制區(qū)域的氣枕壓力、溫度、密度和比容；Pp，Tp，ρp，vp分別為液相控制區(qū)域的推進劑壓力、溫度、密度和比容；Qg為貯箱向外排放的氣體質(zhì)量流量，由于外部壓力較低，可通過節(jié)流組件的超臨界狀態(tài)流量計算公式進行計算；Qv為液相因沸騰而進入氣相區(qū)域的蒸氣質(zhì)量流量，通過式(8)和(9)進行計算，式中的偏導(dǎo)數(shù)項由流體的狀態(tài)方程導(dǎo)出。

2.2.4 貯箱補壓過程

貯箱排氣泄壓完成之后推進劑溫度達到預(yù)定范圍，為滿足發(fā)動機再次啟動的入口壓力條件，通常需要對貯箱進行補壓。補壓過程可按集中參數(shù)模型進行計算，根據(jù)連續(xù)方程和能量守恒方程，并考慮低溫下氣體的實際狀態(tài)方程，建立如下計算模型[11]

(10)

3 算例及分析

針對一個滑行時間約為2 h的任務(wù)剖面，對液氫貯箱壓力控制過程進行計算分析，同時開展液氫蒸發(fā)量和沉底推進劑消耗量評估計算。施加在貯箱柱段的平均空間熱流按75 W/m2選取，進入滑行段時液氫剩余量800 kg。氫氧末級在滑行階段液氫貯箱所經(jīng)歷的壓力變化過程計算情況如下。

1)末級一次關(guān)機后，因氫箱氣枕壓力和溫度均比較高，為控制氫箱壓力，在主發(fā)動機關(guān)機后實施一次主動排氣泄壓。排氣過程中氫箱壓力、推進劑平均溫度和推進劑質(zhì)量變化情況計算結(jié)果如圖4所示，將氫箱壓力降低至0.14 MPa約需40 s時間。當氫箱壓力低于液氫的飽和蒸氣壓時(液氫初始溫度取22.5 K)，液氫開始沸騰且溫度逐漸下降，這一過程中損耗的液氫約18.5 kg。

圖4 末級一次關(guān)機后氫箱排氣參數(shù)變化Fig.4 Parameter change during the venting process of hydrogen tank after the main engine shutdown

2)貯箱第一次主動排氣之后，關(guān)閉沉底發(fā)動機，隨后末級火箭進入無重力滑行狀態(tài)，在空間熱流和結(jié)構(gòu)熱容的加熱下，液氫溫度不斷升高并有部分液氫蒸發(fā)進入氣枕。蒸發(fā)增壓過程中氫箱壓力、推進劑溫度和液氫蒸發(fā)量計算結(jié)果如圖5所示，在2 h的無重力滑行過程中氫箱壓力升高了約0.13 MPa，相應(yīng)的液氫溫度升高了約2.8 K，因蒸發(fā)而損耗的液氫約7.5 kg。

圖5 無重力長時間滑行過程中氫箱內(nèi)狀態(tài)變化Fig.5 Parameter change in hydrogen tank during long time coasting without gravity

3)在滑行段后期對末級火箭實施推進劑沉底，通過小推力和大推力沉底發(fā)動機接續(xù)工作，在180 s時間內(nèi)可以將推進劑從箱頂重定位于貯箱底部，沉底過程中液氫貯箱內(nèi)推進劑形態(tài)變化過程計算結(jié)果如圖6所示。

圖6 沉底過程中貯箱內(nèi)液氫形態(tài)變化Fig.6 The shape of liquid hydrogen in tank during the settling process

4)液氫重定位于貯箱底部之后，因液氫溫度較高，難以保證發(fā)動機再次啟動時的溫度和壓力條件，為此設(shè)置第二次貯箱排氣過程，將推進劑溫度降低至發(fā)動機所需要的溫度范圍之內(nèi)。排氣過程中氫箱壓力、推進劑平均溫度和推進劑質(zhì)量變化情況計算結(jié)果如圖7所示，將氫箱壓力降低至0.16 MPa需要約70 s時間，在此過程中液氫通過沸騰溫度下降至22 K附近，蒸發(fā)的液氫約有43.6 kg。

圖7 主動排氣過程中氫箱內(nèi)狀態(tài)變化Fig.7 Parameter change in hydrogen tank during the active venting process

5)發(fā)動機點火之前需要通過補壓氣瓶將貯箱壓力增壓至發(fā)動機需壓的壓力之上，確保發(fā)動機能順利實現(xiàn)再次啟動，所需的補壓氣瓶數(shù)量與貯箱氣枕容積和發(fā)動機離心泵的凈正抽吸壓力有關(guān)。針對本算例的液氫貯箱補壓過程計算結(jié)果如圖8所示，需要4個57 L的高壓氦氣瓶完成發(fā)動機再次啟動前的補壓工作。

圖8 補壓過程中氫箱壓力和氣瓶壓力變化Fig.8 Pressure change in hydrogen tank and bottles during pressurization process

4 關(guān)鍵技術(shù)分析

氫氧末級火箭長時間在軌滑行要解決的核心問題是液氫貯箱的壓力和推進劑溫度控制，通過貯箱主動排氣是現(xiàn)階段解決這一問題的重要技術(shù)途徑，這一過程以付出液氫蒸發(fā)損耗、沉底推進劑消耗以及補壓氣瓶質(zhì)量為代價，直接影響火箭的運載效率。其中液氫蒸發(fā)損耗和沉底推進劑消耗有較強相關(guān)性，液氫蒸發(fā)速率較高會導(dǎo)致液氫蒸發(fā)損耗大，同時也會引起氫箱壓力快速升高，增加滑行過程中氫箱的排氣次數(shù)需求，進而增加了沉底推進劑的消耗量。補壓氣瓶質(zhì)量與貯箱氣枕容積、發(fā)動機離心泵的凈正抽吸壓力(Net Positive Suction Pressure，NPSP)相關(guān)，其中貯箱氣枕容積由火箭所執(zhí)行發(fā)射任務(wù)的彈道設(shè)計結(jié)果決定，而發(fā)動機離心泵的凈正抽吸壓力是一個重要的優(yōu)化設(shè)計參數(shù)，是體現(xiàn)離心泵設(shè)計水平的重要技術(shù)指標。較低的泵入口壓力需求，能降低對補壓氣瓶數(shù)量的需求，同時也能減少最后一次貯箱排氣所造成的液氫蒸發(fā)量損耗。因此為實現(xiàn)氫氧末級火箭小時級的在軌滑行能力，提高火箭的運載效率，需要重點突破如下兩個方面的關(guān)鍵技術(shù)。

4.1 先進的熱防護技術(shù)

由于液氫具有易蒸發(fā)的特點，氫氧末級火箭長時間在軌滑行過程中，降低液氫蒸發(fā)損耗是提高火箭運載效率的重要設(shè)計環(huán)節(jié)。針對進入液氫貯箱的不同熱流密度，計算獲得液氫貯箱壓力、液氫溫度的變化規(guī)律如圖9和圖10所示。隨著輸入液氫貯箱熱流密度的降低，滑行段液氫貯箱壓力和液氫溫度的升高速率均大幅下降。初步分析結(jié)果表明，當輸入液氫貯箱的熱流密度降低至25 W/m2以下后，滑行時間約為2 h的飛行任務(wù)，在滑行段末期甚至可以不用設(shè)置貯箱主動排氣程序，經(jīng)過推進劑重定位和啟動前補壓之后，即可滿足發(fā)動機再次啟動的條件，減少了大量液氫蒸發(fā)損耗。

圖9 滑行階段不同熱流密度下氫箱壓力變化過程Fig.9 The pressure change of hydrogen tank with different heat flux during coasting flight

圖10 滑行階段不同熱流密度下液氫溫度變化過程Fig.10 The temperature change of liquid hydrogen with different heat flux during coasting flight

目前國內(nèi)外液氫/液氧火箭貯箱普遍采用發(fā)泡絕熱材料，這種絕熱材料具有一定機械強度且成本較低，能很好地滿足千秒級以下的滑行任務(wù)。但這種材料絕熱能力有限，對隔離輻射換熱效果較弱，而空間環(huán)境傳遞給末級火箭的熱量主要是以輻射方式進行，包括太陽輻射、地球紅外輻射、地球反照等。為滿足小時級滑行任務(wù)對液氫蒸發(fā)量控制的需要，結(jié)合空間熱環(huán)境的特點，多層絕熱(Multi-Layer Insulation，MLI)、新型復(fù)合絕熱技術(shù)是很有前景的技術(shù)方案。多層絕熱材料是真空環(huán)境下性能優(yōu)異的絕熱材料，主要由高反射率的屏蔽層和間隔層組成，半人馬座通過使用25層MLI大幅減少了貯箱漏熱，實現(xiàn)了液氧日蒸發(fā)率0.8%、液氫日蒸發(fā)率2.5%，為長時間在軌滑行提供了條件[13]。

4.2 高抗氣蝕離心泵技術(shù)

發(fā)動機泵凈正抽吸壓力(Net Positive Suction Pressure，NPSP)的大小是衡量泵設(shè)計水平的重要技術(shù)指標，是離心泵抗氣蝕能力的體現(xiàn)，決定了發(fā)動機泵對最低入口壓力的需求。凈正抽吸壓力越大，則為保證發(fā)動機正常工作所需要的貯箱增壓壓力也越大，這不僅對氫箱補壓系統(tǒng)提出了更高的要求，也對液氫溫度控制提出了需求，因為實際能實現(xiàn)的補壓壓力受貯箱結(jié)構(gòu)承壓能力的約束。若發(fā)動機氫泵的凈正抽吸壓力接近于0，則從圖9和圖10的計算結(jié)果可以看出，50 W/m2的熱流條件下，在2h滑行結(jié)束之后，氫箱壓力和液氫溫度均可滿足發(fā)動機再次啟動的條件，在滑行段末期只需進行推進劑重定位即可，無需再進行主動排氣和射前補壓，這對于減少液氫蒸發(fā)損耗以及減少補壓氣瓶數(shù)量均有較大貢獻。

針對75，50，25 W/m2的液氫貯箱輸入熱流，根據(jù)前面所給出的滑行段貯箱壓力控制流程和方法，綜合評估外部熱流以及氫泵抗氣蝕性能(NPSP)對液氫蒸發(fā)量和氫箱補壓氣瓶質(zhì)量的影響如圖11所示。分析結(jié)果表明，降低外部熱流、提高氫泵的抗氣蝕能力，均能顯著降低液氫蒸發(fā)量和補壓系統(tǒng)質(zhì)量，是氫氧末級火箭實現(xiàn)小時級在軌滑行需要著重解決的兩個關(guān)鍵技術(shù)，當滑行時間更長時，其影響也將更為顯著。

圖11 外部熱流及氫泵抗氣蝕能力對液氫蒸發(fā)量和補壓氣瓶質(zhì)量的影響Fig.11 Influence of external heat flux and hydrogen pump anti-cavitation ability on liquid hydrogen evaporation and quality of bottles

5 結(jié)束語

增強氫氧末級火箭長時間在軌滑行能力，是提高火箭對不同發(fā)射任務(wù)適應(yīng)性的需要，也是通過彈道優(yōu)化設(shè)計提升火箭運載能力的重要技術(shù)支撐，而延長氫氧末級火箭在軌滑行時間需要解決的一個重要問題便是液氫貯箱壓力、推進劑溫度的預(yù)示和控制。本文結(jié)合微重力下貯箱內(nèi)推進劑力熱耦合運動特征，給出了低溫火箭在軌滑行過程中貯箱壓力控制的設(shè)計流程和計算方法，通過計算分析獲得了整個滑行階段液氫蒸發(fā)量、補壓氣瓶需求量等關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)及其影響規(guī)律的量化評估結(jié)果，為工程研制提供參考。