低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制關鍵技術分析

胡偉峰 申 麟 彭小波 于海鵬

(中國運載火箭技術研究院研究發展中心 北京 100076)

1 引言

低溫推進劑往往因沸點低，極易蒸發，難于存儲，因此限制了高能低溫推進劑長時間在軌使用的進程。在復雜的空間熱環境下，為了解決低溫推進劑長時間在軌工作的難題，增強在載人登月、火星探測及星際探索領域空間運輸系統的性能和運載能力，美國20世紀60年代至今一直在開展低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制相關技術的研究，并將其研究成果應用于NASA重返月球計劃。洛克希德－馬丁公司為了拓展半人馬座低溫上面級的空間運輸任務領域，多年來一直從事低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制相關技術的研究，近期將形成半人馬座低溫上面級在軌工作3—7天，推進劑日蒸發量每天1%的能力［1］。以地球出發級和美國半人馬座上面級為主的低溫上面級長時間在軌應用將是未來美國空間運輸系統的發展方向。

結合國內外相關領域研究情況，對低溫推進劑長時間在軌蒸發量控制所涉及的關鍵技術和未來的發展趨勢進行了分析和總結。

2 國外低溫推進劑應用需求

低溫推進劑由于其比沖高、無毒無污染、價格相對低廉，被NASA認為是進入空間及軌道轉移最經濟、效率最高的化學推進劑，也是未來NASA月球探測、火星探測、更遠距離深空探測的首選推進劑。洛克希德－馬丁公司對美國重返月球計劃采用常規推進劑和低溫推進劑方案進行了對比分析，證明采用低溫推進劑與常規推進劑相比能顯著縮小系統規模，進入LEO的有效載荷重量能夠減小近45%，單次發射費用降低約10億美元［2］。

2.1 美國星座計劃

美國星座計劃的航天器由Aries I、Aries V、地球出發級(EDS)、獵戶座成員探索飛行器(CEV)，月面上升和下降模塊(LSAM)等組成。如圖1所示。

圖1 NASA星座計劃Fig.1 NASA＇s constellation program

地球出發級采用液氫/液氧推進劑，且需較長時間(90分鐘—4天)在軌道上等待與獵戶座交會對接，因此具備長時間的在軌能力將非常重要。低溫推進劑的蒸發損耗將是一個關鍵問題。通過論證，地球出發級采用被動蒸發量控制技術能夠實現每天0.35%的蒸發量目標。

2.2 歐洲載人登月計劃

歐洲為了拓展其在月球探測及深空探測領域的技術優勢，歐空局(ESA)委托 EADS Astrium－ST公司開展了歐洲載人登月模式的論證。由于目前歐空局還沒有開始研制重型運載火箭，因此目前的阿里安運載火箭為基礎，通過芯級捆綁6個固體助推器，采用地面4次發射，近地軌道3次對接的方案。采用近地或環月軌道多次交匯對接的載人登月方案［3］。

歐空局載人登月運載器如圖2所示。其中兩個50小級地球出發級(EDS)和一個23 T級EDS全部采用液氫/液氧推進劑。該項任務EDS需要最長近30天的在軌工作能力，因此對低溫推進劑蒸發量進行控制非常關鍵。

圖2 歐洲載人登月計劃Fig.2 Europe’s manned luna program

2.3 需求趨勢

常規推進劑由于比沖低，不能滿足未來人類大規模載人登月和深空探測任務的需求。NASA未來空間探索體系對低溫推進劑長時間空間應用的理解是從數小時—數天—數周—數月—數年甚至數十年。因為其考慮的不僅是低溫推進劑在目前任務模式下的在軌工作時間，其中還包括長時間的星際航行和月面、火星表面操作。

從20世紀60年代，NASA就意識到低溫推進劑在未來的航天技術，特別是在載人登月和火星探測任務中的重要性。啟動了大量的研究項目，開展了概念研究、系統設計、關鍵技術攻關和大量的地面演示驗證試驗和部分飛行試驗，取得了豐富的技術積累。正是因為近50年的技術積累，為后來美國星座計劃大量選用低溫推進劑奠定了技術基礎。在國外空間運輸、星際探索領域，低溫推進劑的使用將逐漸占據主導地位。

3 蒸發量控制關鍵技術分析

低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制技術是一項先進的長時間在軌低溫流體管理技術，是一項復雜的系統工程。它包括低溫推進劑和貯箱的熱防護技術、推進劑熱分層抑制技術、壓力控制技術、低溫推進劑位置管理技術、低溫推進劑質量監測技術等，每個單項技術又由各自所屬的若干關鍵技術組成。因此低溫推進劑長時間在軌的蒸發量控制技術也是一項確保低溫推進劑長時間在軌應用的低溫推進總體技術。

3.1 低溫貯箱絕熱防護技術

(1)泡沫塑料+MLI技術

對于低溫貯箱來說，目前有效的絕熱材料主要分兩類:一類是在地面非真空環境具有良好隔熱效果的泡沫塑料;一類是在空間真空環境起較好隔熱效果的多層隔熱材料(MLI)。該項技術是在低溫貯箱外壁噴涂泡沫塑料并在貯箱外壁粘貼MLI的方法降低蒸發量，洛克希德－馬丁公司采用該項技術來降低半人馬座低溫上面級長時間在軌滑行時推進劑的蒸發量，目前能夠實現在軌8小時，日蒸發量1%的目標，如圖3所示。

圖3 半人馬座貯箱外壁粘貼MLIFig.3 MLI on centaur sidewalls

(2)變密度多層隔熱材料技術

MLI的熱傳導對低溫貯箱熱防護的影響非常關鍵，因此優化MLI材料，在靠近貯箱的冷端布置低密度層，起輻射作用熱端布置高密度層，冷端和熱端之間采用中密度層過渡，這種MLI叫做變密度多層隔熱材料。馬歇爾空間飛行中心開展了變密度的MLI和泡沫塑料的復合防熱結構研究。如圖4所示，通過試驗，蒸發量比采用傳統的MLI降低了58%，且隔熱材料質量減少了41%。目前半人馬座上面級通過采用變密度多層隔熱材料能夠達到在軌3天，推進劑日蒸發了1%的水平。

(3)泡沫塑料+MLI+泡沫塑料(FMLIF)技術

圖4 變密度的MLI和泡沫塑料的復合隔熱結構Fig.4 Variable density-MLI and foamcomposite heat insulation structure

對于低溫貯箱沒有整流罩保護的情況，貯箱外壁不能直接采用MLI，因此歐空局開展了FMLIF技術研究。其原理是在兩層泡沫塑料間夾若干層MLI或變密度MLI，形成具有一定強度和剛度的復合夾層隔熱結構，能夠承受上升段氣動載荷。歐空局為了滿足阿里安5低溫上面級在軌6小時滑行的任務，采用10塊FMLIF，完成了低溫貯箱地面熱真空試驗，與單純噴涂泡沫塑料相比，防熱材料結構質量增加25%，但貯箱到達熱流僅為原來的8%。如圖5所示。

圖5 FMLIF靜力學和動力學試驗Fig.5 FMLIF static and dynamic tests

3.2 貯箱遮擋防護技術

空間主要的外熱源來自太陽輻射、地球紅外輻射、地球反照、行星反照等組成的復雜空間熱環境。遮擋防護技術的原理是通過輻射遮蔽結構(雙面鍍鋁薄膜)，對低溫貯箱進行遮擋，減小外界熱流對貯箱內低溫推進劑造成的影響，進而減小蒸發量。洛克希德－馬丁公司針對半人馬座進行了一系列的太陽遮蔽裝置試驗［4］，如圖6所示，并計劃將于2011年開展飛行演示試驗。

圖6 半人馬座太陽遮蔽裝置Fig.6 Sun shield of centaur

3.3 貯箱連接隔熱技術

低溫貯箱間的連接支撐結構、低溫貯箱與其它系統的連接支撐結構也是導致貯箱漏熱的主要原因之一。解決辦法是貯箱連接結構采用低熱導率的材料、減小結構與貯箱連接部位的接觸面積(用于點式連接的桿系結構等)、連接部位采用高熱阻材料過渡或對連接結構進行冷卻(蒸氣冷卻徑屏)等措施緩解其它系統對低溫貯箱的影響。

格林研究中心開展了被動的軌道阻斷支撐技術研究［5］，如圖7所示，在空間的自由飛行段，由于作用力較小，熱和力通過小直徑的復合材料管和較長的路徑傳遞。在發射上升段，熱和力通過較粗的復合材料管和較短的路徑傳遞，系統漏熱減小了90%。

3.4 低溫貯箱壓力控制技術

低溫推進劑長時間在軌工作過程中，由于貯箱漏熱和內部熱耗，貯箱內推進劑分層，并不斷蒸發，導致貯箱壓力不斷上升，需要采用貯箱壓力控制技術使貯箱承受的載荷保持在要求的范圍內。

圖7 被動的軌道阻斷支撐結構Fig.7 Passive orbit disconnect support structure

(1)貯箱被動排氣技術

貯箱被動排氣技術是指當貯箱壓力超過貯箱額定壓力時，貯箱排氣閥自動打開，進行排氣。可分為不沉底直接排氣和沉底排氣。相對于沉底排氣，不沉底排氣在微重力下很容易將液態推進劑排除箱外，無論那種方式，低溫推進劑損耗都將增加。

(2)低溫流體混合技術(熱分層控制技術)

低溫流體混合的主要目的是消除熱分層，該技術用泵或其它混合器，將低溫液體從貯箱內抽出，再用噴嘴或噴管注回貯箱，注入液體帶動貯箱液體流動，消除熱液體層，最終以貯箱內達到均勻和飽和狀態，貯箱壓力最小為目標，如圖8所示。

圖8 低溫流體混合技術Fig.8 Cryogen mixer technologies

(3)熱力學排氣技術

熱力學排氣系統一般由焦湯膨脹器、熱交換器、泵或混合器、隔離閥門等組成，如圖9所示。其工作原理為:利用液體獲取裝置(如泵)，以低流率從貯箱內液池中抽取液體，液體經過焦湯膨脹器膨脹后形成溫度和壓力降低的兩相流。該兩項流導入與貯箱內液池或貯箱壁聯通的熱交換器，溫度較高的液池或貯箱壁熱量通過熱交換器轉移到兩相流中，使其全部變為蒸氣，并被排放出貯箱外，對貯箱內部低溫推進劑產生制冷效應，且同時貯箱壓力下降［6］。

圖9 熱力學排氣技術Fig.9 Thermodynamics vent system technologies

3.5 蒸氣冷卻屏技術

蒸氣冷卻屏技術是指將低溫貯箱排放的推進劑蒸汽流經包圍貯箱的熱交換器，降低貯箱表面溫度，進而降低貯箱熱漏率，排放的推進劑蒸汽在冷卻屏中被加熱，熱量隨氣體排放被轉移出系統。一般分為獨立的系統和集成的系統。

獨立系統如圖10所示，液氫箱和液氧箱獨立的將各自的推進劑蒸汽通過冷卻屏后，熱量隨氣體單獨排放其中一部分供應燃料電池。

圖10 獨立的蒸汽冷卻屏技術Fig.10 Independent vapor cooled shields technology

集成系統如圖11所示，由于液氫汽化溫度遠低于液氧的汽化溫度，因此將經過液氫箱冷卻屏的氣態氫再通過液氧箱冷卻屏后進行排放可顯著提高系統效率，減少液氧的蒸發損失。

圖11 集成的蒸汽冷卻屏技術Fig.11 Integrated vapor cooled shields technologies

3.6 姿態控制技術

美國的Delta IV上面級長時間滑行過程中，為了改善上面級的熱流情況，上面級姿態控制系統進行了1.0～1.5(°/s)的自旋。美國的Atlas V的半人馬座上面級在長時間滑行過程中，姿態控制系統進行了0.5～1.5(°/s)的自旋。上面級在滑行段的自旋可以使結構受熱均勻，減小低溫推進劑的局部熱分層，進而減小低溫推進劑的蒸發量，降低被動熱防護系統的壓力。

3.7 實現零蒸發損失的主動制冷技術

對于數周、數月乃至數年的飛行任務來說，結合目前的技術水平來看，單純依靠被動熱防護的方法，要實現低溫推進劑零蒸發量控制(ZBO)是非常困難的。因此，主動制冷技術越來越受到重視。采用主動制冷技術的途徑之一是把制冷機和貯箱耦合，把貯箱系統的漏熱全部移出，實現低溫推進劑的零蒸發損失。其原理是:熱交換器浸沒在注裝低溫推進劑的貯箱內部，制冷機與熱交換器組合，從貯箱內移出進入貯箱的熱量，并通過輻射器輻射到外界空間環境。主動制冷技術按低溫制冷機直接冷卻對象的不同可分為以下幾類。

(1)低溫制冷機冷卻熱交換器技術

1999年，格林研究中心進行了直徑139 cm，34層多層隔熱球形液氫貯箱與兩極商業機械制冷機(第一級20 W、35 K;第二級17.5 W、18 K)的地面熱真空環境驗證試驗。貯箱內的熱量通過安裝在貯箱氣墊內連接于制冷器第二級的熱交換器轉移到制冷機，或者通過連接于第一級的銅葉片傳到轉移到制冷器，熱交換器和葉片同時工作時，轉移的熱量大于系統漏熱，僅用熱交換器工作時熱轉移和漏熱基本持平。在液體填充率90%下，2種工況都實現了零蒸發損失的試驗結果。液氫制冷熱轉移試驗系統如圖12所示。

圖12 低溫制冷機、熱交換器試驗系統Fig.12 Cryocooler，heat exchangers test system

(2)低溫制冷機冷卻液氫技術

2001年，在馬歇爾空間飛行中心的牽引下，在艾姆斯研究中心和格林研究中心的共同參與下，基于多功能氫測試平臺系統(MHTB)，對不同填充率下的貯箱進行了一系列無損存貯測試，系統結構如圖13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(制冷量為30 W，20 K)，來平衡外界環境的漏熱，從而避免貯箱內低溫推進劑的蒸發和排放。

圖13 MHTB ZBO測試裝置Fig.13 MHTB ZBO demonstration test setup

液氫從貯箱中引出，流經低溫制冷機的冷端換熱器，經過冷卻后的冷流體再經過噴射泵回到貯箱。在不同的液氫加注量(95%、50%、25%)的情況下分別進行了測試。試驗結構表明，在制冷機和循環泵的聯合工作下，可以實現液氫的零蒸發量控制。

(3)低溫制冷機冷卻氣氫技術

在NASA格林研究中心的資助下，中央佛羅里達大學太陽能研究中心對低溫制冷機冷凝蒸汽的方案進行了研究。他們設計了一套小型液氫無損存儲系統，并開展了原理性的試驗研究。該系統采用一臺美國Cryomech公司AL－330型單機GM制冷機，將其置于一個容積為150 L的液氫貯箱頂部，用以直接冷卻冷凝蒸發的氫氣。如圖14所示，試驗結構標明，該制冷機每天僅工作1小時就能夠實現該液氫系統的零蒸發量控制。

圖14 液氫蒸氣液化零蒸發量控制試驗驗證系統Fig.14 Hydrogen liquefaction zero boil-off demonstration test system

(4)低溫制冷機與熱管結合制冷技術

2004年，格林研究中心進行了空軍和NASA聯合研制的空間飛行制冷機和低溫熱管的試驗，這是朝著低溫上面級飛行應用邁出的第一步。試驗模擬了230 K的LEO真空環境。試驗采用了1.4 m直徑的球形液氮貯箱(貯箱外側包裹了24層MLI)，以及浸沒混合器、低溫熱管、飛行設計制冷機和輻射器等裝置。熱和壓力控制試驗在2個大氣壓下進行。混合泵在10 W功率下揚程1.5 m，流速33 l/min，制冷機為95 K、10 W。試驗表明，冷端性能良好，特別是熱管性能比預期好，使得制冷機安裝可以更遠離貯箱，混合器增加的熱量小于預期值，零蒸發量控制系統在輻射環境為311 K、制冷溫度為75 K、消耗功率150 W下成功轉移出熱量6.8 W。試驗裝置如圖15所示。

圖15 飛行制冷機和低溫熱管的試驗Fig.15 Plane cryocooler and cryogenic heat pipe test

試驗中制冷系統包括制冷器、低溫熱管、葉片狀蒸發器等裝置如圖16所示。

圖16 制冷機、熱管和泵Fig.16 Cryocooler，cryogenic heat pipe and pump

4 蒸發量控制系統技術方案

4.1 半人馬座集成化低溫衍生級蒸發量控制方案

洛克西德－馬丁公司通過對低溫推進劑蒸發量控制技術的研究，采用真空絕緣板、可變密度的多層熱防護材料、推進劑位置管理裝置、貯箱優化設計、太陽遮擋裝置、VCS等多種防護手段，如圖17所示，可實現低溫推進劑的蒸發量由現在半人馬座的每天2%降低到0.1%，通過飛行試驗、不斷改進設計，有望實現蒸發量每天0.01%的目標。

圖17 半人馬座上面級蒸發量控制技術Fig.17 Centaur boil-off control technologies

4.2 美國星座計劃蒸發量控制技術方案

美國星座計劃中，月面上升模塊，其推進劑采用的是液氧/液態甲烷其整個任務段工作時間約為12—16天，對于月面下降模塊，其采用的推進劑為液氫/液氧，其整個任務段工作時間約為5—9天。由于兩者需要經歷數天的地月飛行和數天的月面操作，因此NASA為了解決其低溫推進劑長時間在軌問題，采用了多種蒸發量控制措施［18］，如圖18所示。通過多項措施的綜合應用，能夠滿足NASA的任務要求。

圖18 美國星座計劃蒸發量控制技術Fig.18 Constellation program boil-off control technologies

4.3 歐洲地球出發級蒸發量控制方案

歐洲載人登月計劃地球出發級采用液氫/液氧推進劑。地球出發級需要具備最長近30天的在軌工作能力，因此對低溫推進劑蒸發量進行控制非常關鍵。該方案主要采用采用泡沫塑料、MLI、復合材料連接結構并配合相應的姿態控制等被動防護措施，如圖19所示。通過仿真分析，在任務周期內，能夠實現日蒸發量0.17%的目標。

圖19 地球出發級蒸發量控制技術Fig.19 Earth departure stage boil-off control technologies

5 結論

現有的低溫推進劑蒸發量控制技術實現的途徑一是采用被動技術，二是主動蒸發量控制技術。事實上，從國外低溫推進劑蒸發量控制技術的進展來看，以貯箱隔熱技術、壓力控制技術、蒸汽冷卻屏技術等為代表的被動蒸發量控制技術發展迅速并初步具備了工程應用的條件，但主動蒸發量控制技術要取決于低溫制冷機的研制水平，包括制冷機的能耗和重量等都限制了主動蒸發量控制技術在低溫上面級上的應用。

美國重返月球計劃雖已取消，但其未來火星探測規劃以及正在開展的重型運載火箭論證都需要采用低溫推進劑并對低溫推進劑蒸發量進行控制。從中國航天大國的地位和未來深空探測技術發展趨勢方面考慮，未來低溫推進劑的長時間在軌使用并開展低溫推進劑蒸發量控制技術研究已勢在必行。

1 Jeffrey S，Kruif De，Bernard F.Centaur upperstage applicability for several－day mission durations with minor insulation modifications［R］.AIAA2007－5845.

2 Bernard Kutter，Frank Zegler，Sam Lucas.Atlas Centaur extensibility to long－duration in－space applications［R］.AIAA2005－6738，Lockheed Martin Space Systems Company.

3 Starke J.Human mission to moon final architecture review［R］.AIAA2005－6738.

4 Michael Dew，Kirk Allwein，Bernard Kutter.Design and development of an in－space deployable sun shield for the Atlas Centaur［R］.AIAA2008－7764.

5 Carl S Guernsey，Raymond S Bsker，David Plachta.Cryogenic.Propulsion with zero boil－off storage applied to.outer planetary exploration［R］.AIAA2005－3559.

6 Flachbart R H，Hasting L J，Marting J J.Test data analysis of a spray bar zero－gravity liquid hydrogen vent system for upper stages［R］.AIAA99－2176.