低溫推進(jìn)劑無(wú)損貯存技術(shù)試驗(yàn)研究進(jìn)展

邢力超，劉文川，梁景媛，雒寶瑩，張 宇，張立強(qiáng)

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所 深低溫技術(shù)研究北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076）

0 引言

液氫/液氧等低溫推進(jìn)劑由于其比沖高、無(wú)毒無(wú)污染等優(yōu)勢(shì)被首選為深空探索使用推進(jìn)劑，低溫推進(jìn)劑由于沸點(diǎn)低，會(huì)因受熱而蒸發(fā)，難于長(zhǎng)時(shí)間貯存。在飛行過(guò)程中，低溫貯箱內(nèi)推進(jìn)劑會(huì)因結(jié)構(gòu)或絕熱層漏熱而蒸發(fā)，使得貯箱內(nèi)壓力不斷升高導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞，因此需將蒸發(fā)的氣態(tài)低溫推進(jìn)劑排出箱外，維持貯箱內(nèi)額定壓力。在太空微重力環(huán)境中，低溫液體的氣液界面相互摻混，放空排放的不僅僅是氣體，還包含大量的液體，使得低溫液體質(zhì)量產(chǎn)生極大損失，造成貯箱內(nèi)低溫液體的利用率降低。蒸發(fā)氣體放空后，滿(mǎn)足額定需液量時(shí)須要增大貯箱的質(zhì)量，以增加低溫液體的額定充注量，這樣就減小了火箭有效載荷的能力，制約了在軌運(yùn)行的星際探測(cè)計(jì)劃（如探月工程、未來(lái)的深空探測(cè)、軌道空間站和補(bǔ)給站）的發(fā)展。為實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑氣化蒸氣不放空，提高貯運(yùn)安全性，低溫推進(jìn)劑無(wú)損貯存技術(shù)成為長(zhǎng)期在軌應(yīng)用的前提。

低溫推進(jìn)劑無(wú)損貯存技術(shù)就是實(shí)現(xiàn)低溫介質(zhì)零蒸發(fā)（Zero Boil-Off，ZBO）的目的，該貯存技術(shù)提出將主動(dòng)制冷技術(shù)與被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)相結(jié)合使用。被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)包括先進(jìn)的表面絕熱技術(shù)[1-3]、熱屏蔽或熱遮擋技術(shù)[4-5]、低導(dǎo)熱連接技術(shù)[6]等；主動(dòng)冷卻技術(shù)是通過(guò)提供冷量、流體混合、在軌排氣這三種作用的單獨(dú)或組合使用來(lái)實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑貯箱的壓力可控。空間低溫貯箱壓力控制最簡(jiǎn)單的方法為定期排放氣體，但是在微重力環(huán)境下氣枕位置未定，給排放技術(shù)帶來(lái)難題，而且過(guò)度排放可能會(huì)導(dǎo)致推進(jìn)劑的損失，對(duì)航天器姿態(tài)控制產(chǎn)生很大危害。采用主動(dòng)冷卻技術(shù)是將低溫制冷機(jī)和貯箱耦合，通過(guò)制冷機(jī)將貯箱系統(tǒng)的漏熱全部抵消，實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)損失，對(duì)該技術(shù)的研究越來(lái)越受到重視。

1999年，格林研究中心采用兩級(jí)商業(yè)機(jī)械制冷機(jī)配合多層隔熱球形液氫貯箱在地面熱真空環(huán)境開(kāi)展了試驗(yàn)[7]。貯箱內(nèi)的熱量通過(guò)安裝在貯箱氣墊內(nèi)連接于制冷器的熱交換器或者連接于貯箱外的銅葉片轉(zhuǎn)移到制冷器。在貯箱液體填充率90%的工況下，熱交換器和葉片同時(shí)工作時(shí)，轉(zhuǎn)移的熱量大于系統(tǒng)漏熱，可實(shí)現(xiàn)零蒸發(fā)損失的試驗(yàn)結(jié)果。

2001年，艾姆斯研究中心和格林研究中心基于多功能氫測(cè)試平臺(tái)系統(tǒng)，對(duì)不同填充率下的貯箱進(jìn)行了一系列無(wú)損存貯測(cè)試[8]。采用一臺(tái)低溫制冷機(jī)和循環(huán)泵，將液氫從貯箱中引出，流經(jīng)低溫制冷機(jī)的冷頭換熱器，經(jīng)過(guò)冷卻后的冷流體再經(jīng)過(guò)噴射泵回到貯箱，來(lái)平衡外界環(huán)境的漏熱，從而避免貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)和排放，試驗(yàn)證明該系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)量控制。中央佛羅里達(dá)大學(xué)太陽(yáng)能研究中心對(duì)低溫制冷機(jī)冷凝蒸氣的方案進(jìn)行研究[9]，設(shè)計(jì)了一套小型液氫無(wú)損貯存系統(tǒng)，并開(kāi)展了原理性的試驗(yàn)研究。該系統(tǒng)采用單機(jī)制冷機(jī)，將其置于容積為150 L的液氫貯箱頂部，用于直接冷凝蒸發(fā)的氫氣，可實(shí)現(xiàn)該液氫系統(tǒng)的零蒸發(fā)量控制。

以往關(guān)于主動(dòng)冷卻的無(wú)損貯存技術(shù)的研究多是對(duì)貯箱局部壁面或置于貯箱內(nèi)的換熱器進(jìn)行冷卻從而維持低溫液體溫度，這種局部冷卻的設(shè)計(jì)可能導(dǎo)致低溫液體溫度波動(dòng)的現(xiàn)象，影響低溫制冷機(jī)系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性。介紹了應(yīng)用低溫制冷機(jī)結(jié)合大面積換熱技術(shù)實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑無(wú)損貯存的試驗(yàn)研究情況，根據(jù)其發(fā)展趨勢(shì)提出后續(xù)研究的展望。

1 試驗(yàn)研究目的

美國(guó)國(guó)家航空航天局（NASA）針對(duì)空間飛行器低溫推進(jìn)劑貯存問(wèn)題，提出了將主動(dòng)制冷技術(shù)與被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)相結(jié)合使用。將低溫制冷機(jī)、熱交換器與低溫貯箱相耦合，利用熱交換機(jī)將被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)無(wú)法完全隔絕的外部漏入熱量移出，實(shí)現(xiàn)低溫介質(zhì)冷卻和低溫氣體冷凝再液化，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)低溫介質(zhì)長(zhǎng)時(shí)間零蒸發(fā)貯存。為了將該技術(shù)應(yīng)用到實(shí)際飛行任務(wù)中，需要在真實(shí)工況下研究貯箱壓力與貯箱漏熱及冷量輸入的關(guān)系，研究貯箱不同加注量與制冷機(jī)功率的關(guān)系，通過(guò)試驗(yàn)研究結(jié)果對(duì)無(wú)損貯存技術(shù)熱力學(xué)機(jī)理模型進(jìn)行修正，用于指導(dǎo)大型無(wú)損貯存技術(shù)應(yīng)用的設(shè)計(jì)。

2 試驗(yàn)平臺(tái)介紹

Plachta等[4]建設(shè)了可應(yīng)用于飛行任務(wù)的典型液氧無(wú)損貯存系統(tǒng)，并在NASA的格林研究中心的專(zhuān)業(yè)小型多功能測(cè)試平臺(tái)（Small multipurpose Research Facility，SmiRF）進(jìn)行了測(cè)試試驗(yàn)，在測(cè)試過(guò)程中通過(guò)SmiRF平臺(tái)模擬了近地軌道（LEO）上的230 K真空環(huán)境[10-11]。該平臺(tái)的真空環(huán)境箱為圓柱形，端面為橢球形，容積為7.4 m3，可容納直徑為1.5 m，高2 m的試驗(yàn)產(chǎn)品，結(jié)構(gòu)如圖1所示。真空環(huán)境箱配套了機(jī)械泵和分子泵，可以維持1.0×10-4Pa的高真空環(huán)境。在真空環(huán)境箱內(nèi)壁設(shè)置了黑色包裹層，包裹層內(nèi)可循環(huán)換熱介質(zhì)來(lái)實(shí)現(xiàn)110～360 K的溫度環(huán)境，用來(lái)模擬月球及火星日間溫度情況。該平臺(tái)抽真空系統(tǒng)采用三級(jí)排氣形式，原理如圖2所示。

圖1 小型多功能測(cè)試平臺(tái)（SmiRF）的真空試驗(yàn)箱圖Fig.1 Vacuum test chamber for small multifunctional test plutform（SmiRF）

圖2 小型多功能測(cè)試平臺(tái)（SmiRF）的系統(tǒng)原理示意圖Fig.2 The system principle of small multifunctional test platorm（SmiRF）

3 試驗(yàn)系統(tǒng)介紹

3.1 低溫推進(jìn)劑貯箱

該無(wú)損貯存系統(tǒng)應(yīng)用于液氧貯箱，試驗(yàn)過(guò)程中貯箱內(nèi)貯存液氮來(lái)代替液氧。為模擬發(fā)動(dòng)機(jī)液氧泵前的工作溫度，真實(shí)的液氧貯箱內(nèi)液氧狀態(tài)為95.6 K、173 kPa。試驗(yàn)系統(tǒng)通過(guò)將貯箱內(nèi)液氮壓力設(shè)置為565 kPa，來(lái)獲得與液氧相同的工作溫度（95.6 K）要求。貯箱為不銹鋼材料，直徑為1.2 m，厚度為4.7 mm，容積為1.2 m3。貯箱通過(guò)6根鈦合金支撐桿連接在支撐環(huán)上，鈦合金支撐桿安裝在箱壁上的3塊焊接平板上，支撐環(huán)通過(guò)3個(gè)支耳懸掛于真空環(huán)境箱中。貯箱外表面覆蓋了換熱裝置，采用了大面積冷卻技術(shù)（Broad Area Cooling，BAC）。該換熱裝置在300 K時(shí)的換熱功率為400 W，由3塊曲面形狀的鋁板組成，鋁板厚度為3 mm，每塊鋁板上布置低溫?fù)Q熱管網(wǎng)，低溫?fù)Q熱管的末端與低溫制冷機(jī)的制冷劑出入口管路相連，通過(guò)低溫制冷機(jī)產(chǎn)生的制冷劑分配到低溫?fù)Q熱管中，換熱管將冷量傳遞至換熱鋁板上，消除貯箱內(nèi)產(chǎn)生的熱量。低溫?fù)Q熱管網(wǎng)由5根供氣管和5根回流管組成，管路均勻的分布在貯箱表面。換熱板內(nèi)表面采用了多層絕熱材料用來(lái)減少外部的熱輻射損失，外表面噴涂航空A276涂料，發(fā)射率為0.935。貯箱的三維模型和外觀如圖3所示。支撐環(huán)采用不銹鋼材料，用于將貯箱支撐固定于真空環(huán)境箱內(nèi)，低溫制冷機(jī)系統(tǒng)和換熱裝置安裝于支撐環(huán)內(nèi)，具體布局如圖4所示。

圖3 低溫貯箱的三維模型和外觀圖Fig.3 A3-D model and structure of the test tank

3.2 低溫制冷機(jī)系統(tǒng)

液氧無(wú)損貯存系統(tǒng)采用了低溫透平制冷機(jī)，原理如圖5所示。低溫制冷機(jī)系統(tǒng)使用氖氣作為循環(huán)制冷劑，單級(jí)壓縮機(jī)為氖氣制冷提供動(dòng)力。壓縮機(jī)和前置換熱器安裝在冷卻盤(pán)上，通過(guò)冷卻盤(pán)將壓縮機(jī)自身散熱量和壓縮過(guò)程產(chǎn)生的熱量進(jìn)行冷卻，以提高壓縮效率；壓縮后的高壓氖氣經(jīng)回?zé)釗Q熱器，利用回流氖氣的冷量來(lái)預(yù)冷高壓氖氣，達(dá)到較低的溫度。預(yù)冷后的氖氣經(jīng)透平膨脹機(jī)膨脹制冷，膨脹降溫降壓后的冷氖氣進(jìn)入大面積冷卻換熱板上的低溫?zé)峁埽瑢⒗淞總鬟f給貯箱負(fù)載，提供低溫冷量后溫度仍然很低的返流氖氣在回?zé)釗Q熱器中預(yù)冷來(lái)流的氖氣，最后經(jīng)過(guò)壓縮機(jī)入口過(guò)濾器回到壓縮機(jī)，完成整個(gè)極低溫制冷循環(huán)流程。

圖4 支撐環(huán)內(nèi)低溫制冷系統(tǒng)布局圖Fig.4 Cryocooler layout in support ring

圖5 低溫制冷機(jī)工作原理圖Fig.5 Principle scheme of cryocooler

該低溫制冷機(jī)采用了兩級(jí)回?zé)釗Q熱器，用來(lái)進(jìn)行充分的預(yù)冷換熱。由于貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑的裝填量的不同，導(dǎo)致需要保持無(wú)損貯存所需要的冷量不同，為了使得低溫制冷機(jī)能夠在不同的負(fù)載下穩(wěn)定運(yùn)行，該系統(tǒng)在低溫?zé)峁苌喜⒙?lián)了調(diào)節(jié)閥和加熱器，用來(lái)保持系統(tǒng)的冷量載荷不變。該低溫制冷機(jī)循環(huán)使用的氖氣的工作壓力為0.2 MPa，流量為2 g/s，系統(tǒng)通過(guò)對(duì)回流氖氣溫度的反饋來(lái)調(diào)節(jié)制冷機(jī)的制冷量，在負(fù)載溫度為77 K時(shí)制冷機(jī)的制冷量為15 W，當(dāng)負(fù)載溫度為98.4 K時(shí)，制冷量可超過(guò)20 W。由于該制冷機(jī)沒(méi)有直接對(duì)貯箱壓力進(jìn)行反饋調(diào)節(jié)，在整個(gè)無(wú)損貯存系統(tǒng)運(yùn)行過(guò)程中，需要對(duì)制冷機(jī)反饋溫度進(jìn)行精細(xì)調(diào)節(jié)才能保持系統(tǒng)貯箱壓力的穩(wěn)定。通過(guò)不同的貯箱壓力測(cè)試，證明該制冷機(jī)通過(guò)改變壓縮機(jī)功率可實(shí)現(xiàn)制冷量從3～20 W的變化，氖氣的質(zhì)量流量為1.6～2.2 g/s的變化量。低溫透平制冷機(jī)三維模型如圖6所示。、

3.3 測(cè)量系統(tǒng)

低溫制冷系統(tǒng)的傳感器安裝情況如圖6所示，在主要設(shè)備的進(jìn)出口都配置了溫度或壓力的監(jiān)測(cè)點(diǎn)。大面積冷卻換熱板上的低溫?zé)峁苓M(jìn)出口溫度采用了精度為±0.04 K的鉑電阻溫度傳感器測(cè)量，傳感器安裝在管路上，對(duì)管中的氖氣進(jìn)行測(cè)溫；貯箱壁面、絕熱層或支撐結(jié)構(gòu)上粘貼了硅二極管傳感器進(jìn)行溫度的測(cè)量。低溫制冷機(jī)系統(tǒng)中的氖氣質(zhì)量流量可以通過(guò)監(jiān)測(cè)氖透平膨脹機(jī)的轉(zhuǎn)速等參數(shù)進(jìn)行判斷。除低溫制冷機(jī)系統(tǒng)以外，整個(gè)無(wú)損貯存系統(tǒng)（含推進(jìn)劑貯箱）配置了多種傳感器進(jìn)行不同測(cè)試工況的監(jiān)測(cè)，其中包括貯箱壓力、貯箱液位、貯箱壁溫、絕熱材料溫度、包裹層溫度、大面積冷卻換熱板溫度、貯箱蒸發(fā)率、真空環(huán)境箱真空度等參數(shù)，測(cè)量系統(tǒng)位置及數(shù)量如表1所列。

圖6 低溫制冷機(jī)三維模型圖Fig.6 A3D model of the cryocooler

表1 無(wú)損貯存系統(tǒng)的測(cè)量系統(tǒng)Table1 ZBO instrumentation

4 試驗(yàn)結(jié)果

在230 K真空環(huán)境下通過(guò)改變貯箱的裝填量、調(diào)節(jié)制冷機(jī)的制冷量等方式進(jìn)行了10個(gè)工況的測(cè)試，研究了系統(tǒng)漏熱性能、無(wú)損貯存系統(tǒng)的工作性能、長(zhǎng)期無(wú)損貯存中制冷機(jī)對(duì)箱壓控制規(guī)律等因素。通過(guò)不同工況的測(cè)試，無(wú)損貯存系統(tǒng)穩(wěn)定運(yùn)行了19天，在此過(guò)程中貯箱沒(méi)有排氣，大面積冷卻技術(shù)減少了貯箱內(nèi)溫度梯度，驗(yàn)證了無(wú)損貯存系統(tǒng)的穩(wěn)定性。通過(guò)改變貯箱的裝填率，測(cè)試表明貯箱裝填率為95%和25%時(shí)，借助低溫制冷機(jī)和大面積冷卻系統(tǒng)的工作，貯箱內(nèi)溫度變化由98.7 K小幅度升至98.9 K。相比只采用被動(dòng)防熱技術(shù)實(shí)現(xiàn)的105.4 K的貯箱溫度，說(shuō)明了該制冷機(jī)配合大面積冷卻系統(tǒng)在極端工況下，能夠穩(wěn)定的控制貯箱內(nèi)壓力和溫度，表明了貯箱可以不通過(guò)混合器設(shè)備來(lái)減小低溫推進(jìn)劑的溫度梯度。另外，試驗(yàn)證明主動(dòng)制冷系統(tǒng)的工作性能，制冷系統(tǒng)可以高精度控制貯箱壓力，控制精度為±0.6 kPa，通過(guò)調(diào)節(jié)制冷機(jī)的輸入功率，可以降低貯箱內(nèi)的溫度和壓力。通過(guò)縮比試驗(yàn)研究結(jié)果對(duì)深低溫分析軟件模型進(jìn)行了修正和升級(jí)，對(duì)無(wú)損貯存技術(shù)熱力學(xué)機(jī)理的縮比模型進(jìn)行修正，用來(lái)指導(dǎo)真實(shí)飛行器的設(shè)計(jì)和控制流程。

5 總結(jié)及展望

美國(guó)國(guó)家航空航天局通過(guò)對(duì)無(wú)損貯存技術(shù)的試驗(yàn)研究，在真實(shí)飛行環(huán)境下（未考慮飛行環(huán)境中微重力的因素影響）證明了采用主動(dòng)冷卻的推進(jìn)劑無(wú)損貯存技術(shù)可應(yīng)用到未來(lái)飛行任務(wù)中。

（1）通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證液氧無(wú)損貯存系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性，驗(yàn)證了貯箱在較低存貯量時(shí)制冷機(jī)能夠消除推進(jìn)劑蒸發(fā)的能力，減小貯箱內(nèi)的溫度梯度，得到了貯箱壓力與貯箱漏熱的關(guān)系；證明了該系統(tǒng)可以滿(mǎn)足大量推進(jìn)劑傳輸和消耗的空間推進(jìn)劑補(bǔ)給站、上面級(jí)長(zhǎng)期貯存任務(wù)，可以滿(mǎn)足貯箱在較低推進(jìn)劑液位情況下長(zhǎng)期穩(wěn)定運(yùn)行的需要；

（2）通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果對(duì)預(yù)測(cè)無(wú)損貯存技術(shù)的熱力學(xué)模型進(jìn)行修正，將該模型用于指導(dǎo)真實(shí)飛行器中多層絕熱、低溫制冷機(jī)、熱交換器、推進(jìn)劑消耗量及被動(dòng)無(wú)損貯存技術(shù)的設(shè)計(jì)。

該試驗(yàn)系統(tǒng)通過(guò)回流氖氣溫度來(lái)調(diào)節(jié)制冷機(jī)的制冷量，在實(shí)際飛行過(guò)程中隨著增壓或推進(jìn)劑的消耗，導(dǎo)致貯箱內(nèi)溫度的波動(dòng)，可能影響制冷機(jī)系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性。在后續(xù)工作中應(yīng)該研究通過(guò)貯箱壓力來(lái)直接調(diào)節(jié)制冷系統(tǒng)的控制方法，在實(shí)際飛行過(guò)程中可以更機(jī)動(dòng)、直接的控制貯箱的壓力。另外，在后續(xù)研究中應(yīng)探索實(shí)際飛行過(guò)程中制冷機(jī)工作的控制流程，如先通過(guò)加大制冷機(jī)的輸入功率，提高制冷量來(lái)減小貯箱內(nèi)的壓力和溫度，然后關(guān)閉制冷機(jī)系統(tǒng)，待貯箱壓力升至額定值時(shí)控制制冷機(jī)系統(tǒng)重新工作進(jìn)行冷卻。在實(shí)際飛行過(guò)程中制冷機(jī)系統(tǒng)的壓縮機(jī)通過(guò)太陽(yáng)能進(jìn)行供電，該工作流程的探索可解決飛行器在近地軌道飛行時(shí)日蝕過(guò)程的電能供應(yīng)問(wèn)題。