氫氧推進劑在軌加注若干關鍵問題研究進展

李佳超，梁國柱，王 夕，陳士強，王 楠

(1.北京航空航天大學宇航學院，北京 102206；2.北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

相比于常規推進劑及其他低溫推進劑，氫氧推進劑能夠顯著提高火箭的運載系數。目前，無論是大型運載火箭德爾它四(Delta IV)、宇宙神(Atlas)、阿里安五(Ariane 5)和我國新一代大型運載火箭，還是美國未來將投入使用的航天發射系統(SLS)及我國未來重型運載火箭的上面級推進劑均采用液氫和液氧。但是，氫氧推進劑由于沸點低，外界環境的漏熱容易引起氫氧推進劑的汽化，限制了氫氧推進劑長期在軌及深空探測的應用。為延長空間飛行器的在軌使用壽命，降低使用成本，提出了推進劑在軌加注方案。

低溫推進劑在軌加注技術作為支撐空間探測的核心技術之一，各航天大國均在該領域投入了大量的精力研究。在軌加注技術的研究以俄羅斯、美國和中國為典型代表。1965年，Morgan[1]首次提出了在軌“加注站”的概念，指出通過空間飛行器在軌燃料補加來實現遠距離探測，從而降低對火箭入軌能力的依賴。1978年，蘇聯首次在Saylut6航天器上實現常規推進劑的在軌加注[2]。20世紀80年代，美國開始進行在軌常規推進劑的加注試驗，并成功進行了一系列的在軌加注試驗，主要包括“軌道快車計劃”[3-4]、“機器人在軌加注計劃”[5]及“Fare系列試驗”[6]。2017年，我國在“天舟一號”貨運飛船與“天宮二號”空間實驗室完成了首次常規推進劑的在軌補加試驗[7]。

目前，空間環境下常規推進劑的補加技術已經成熟，而針對空間環境下低溫推進劑的補加問題，國內外均處于試驗驗證和技術攻關階段。空間低溫推進劑的補加需要克服問題主要包括：貯箱漏熱量控制、推進劑質量的測量、氣液分離、對接結構和加注方案等。本文主要關注貯箱漏熱量控制、推進劑的測量和氣液分離，目的是通過對氫氧推進劑在軌加注技術關鍵問題的調研和分析，為我國解決氫氧推進劑在軌加注難題提供技術支撐。

1 氫氧推進劑蒸發量的控制方法

地球軌道上的航天器受到太陽光的直接照射以及溫度為4K的冷空間熱輻射，若無專門的熱防護設計，正對航天器表面的溫度將達到200oC[8]。因此，為了控制氫氧貯箱內的蒸發量，必須對貯箱采取熱防護設計。李佳超等[9]對運載火箭低溫推進劑熱管理技術進行了調研，提出了被動熱防護和主動制冷技術兩種熱管理方式，其中，主動制冷技術詳細分析了制冷機冷凝氣枕、冷卻液體和冷卻貯箱3種方法。對于氫氧溫區的制冷機而言，制冷機的結構質量大、效率低、能耗大，在空間環境下難以直接滿足貯箱內蒸發量控制的要求。本文在不對氫氧貯箱結構做出改變與添加額外動力的情況下，重點關注被動熱防護中的多層隔熱技術、遮陽板技術和連接結構隔熱設計，并對3種技術具體性能進行分析。

1.1 多層隔熱技術

多層隔熱材料MLI(Multilayer Insulation)是低溫系統在真空環境下最常用的絕熱材料，在真空條件下，MLI的隔熱性能比泡沫材料高兩個數量級左右。典型MLI的組件級試驗當量熱導率可以達到10-4W/(m·K)量級。MLI通常由反射屏和間隔物兩部分組成，其絕熱性能與反射屏和間隔物的材料性質、層數、材料間間隙的真空度及充填氣體有關[10-11]。De Kruif等[12]通過層理論模型對半人馬座(Centaur)上面級使用MLI分析得出，采用25層MLI的液氧貯箱日蒸發率0.8%，液氫貯箱日蒸發率為2.5%。實際應用中，為了提高MLI的性能，Hedayat等[13]提出使用變密度多層材料(VD-MLI)改變MLI的層空間分布以降低各層間的輻射換熱,具體結構如圖1所示。Wang等[14]從理論角度對VD-MLI分析得出，層密度優化后系統絕熱性能提高了45.5%。馬歇爾空間飛行中心(MSFC)[13,15]和Zheng等[16]均從實驗角度表明，采用VD-MLI后，VD-MLI的質量和低溫推進劑的汽化量比采用傳統的MLI更少。

圖1 VD-MLI和SOFI的復合隔熱結構

1.2 遮陽板技術

遮陽板(Sun Shield)利用高反射率的材料將低溫系統與外界隔離開，可以顯著減少低溫系統受太陽和地球輻射的影響。研究表明[9]，不論是單獨使用遮陽板還是與多層隔熱材料一起使用，都可以明顯降低外界的漏熱。圖2給出了Centaur上面級的遮陽板系統示意圖[17]。從圖2中可以看出，根據太陽輻射入射角的改變調整遮陽板的錐角，可以使貯箱系統不受太陽的直接輻射。針對遮陽板的在軌應用，NASA計劃在2020年的土衛六探測(Titan Explorer)計劃中采用遮陽板對低溫貯箱進行遮擋，降低貯箱受到的空間熱輻射[18]，2022年的TOPS(Titan Orbiter Polar Surveyor)任務中使用遮陽板將航天器低溫推進系統與溫度高的上部載荷進行隔離[19]。

圖2 遮陽板系統示意圖

1.3 連接結構隔熱設計

低溫推進劑漏熱的很大部分來自于貯箱連接結構的導熱，大力神(Titan)火箭的液氧和液氫貯箱間連接結構在采用最好的隔熱材料情況下，12根連接部件的漏熱量在0.2W左右，而要實現20K溫度下0.2W的制冷量，制冷機需要消耗100W左右電量[20]。因此，有必要對連接結構進行隔熱設計。圖3給出了隔熱設計后的連接結構，該技術通過改變導熱的截面積減少部件導熱，使系統通過支撐結構的導熱減小90%[21]。莊方方等[22]在連接結構優化設計研究發現，桿系結構的總熱流更低，相比與X型桿、V型桿的結構在總質量和總漏熱量方面更優。

圖3 連接結構隔熱設計圖

2 氫氧推進劑在軌測量方法

推進劑在軌測量技術的文獻報道最早始于20世紀60年代，NASA和ESA對推進劑在軌測量技術的發展做出了重要貢獻。目前，推進劑在軌測量技術主要包括：氣體定律法、薄記法、體積激勵法、熱量激勵法、氣體注入壓力激勵法、放射性方法、超聲波技術、電磁技術和位移傳感器法。下文將對9種推進劑測量技術的原理、研究進展與如何適用于氫氧推進劑在軌測量進行分析。

2.1 氣體定律法

氣體定律(PVT)法根據理想氣體定律，由貯箱內氣枕的壓力和溫度，利用氣體狀態方程計算出貯箱內氣枕體積，再由貯箱的總體積和液體的密度計算出箱內液體推進劑的體積和質量。其基本控制方程為

(1)

ml=(Vt-Vg)·ρl(Tl)

(2)

式(1)中，Vg、mg、Rg、Zg、Tg和pg分別為貯箱內氣枕的體積、質量、氣體常數、氣體壓縮因子、溫度和壓力。式(2)中，ml和ρ1(Tl)分別為貯箱內液體質量和密度，Vt為貯箱總體積。

PVT法在常規推進劑質量測量方面已經十分成熟，并成功運用到衛星和空間站上。當前PVT法研究的熱點是應用于低溫推進劑質量測量。2004年，Van Dresar[23]將PVT法應用于氫氧推進劑測量，對液氫和液氧貯箱的質量測量進行了不確定度分析。結果表明，PVT法在預測液氧貯箱有較高的精度，對液氫貯箱的預測精度較低。原因在于：液氫的蒸汽壓力-溫度敏感性顯著高于液氧，氣枕溫度的增加使得增壓工質氦氣分壓減少，提高了PVT法測量的偏差，并建議在使用PVT法在軌測量液氫質量時，應該盡可能消除貯箱內溫度的分層。2006年，Van Dresar[24]進行了常溫氦氣加壓的液氮貯箱試驗，通過PVT方法對液氮體積充填率20%～80%、壓力范圍0.3MPa～1.7MPa進行質量預測并與試驗結果對比。結果表明，PVT計算結果與試驗測量結果偏差在3%以內，且PVT的預測精度與貯箱壓力無關，但與液氮的體積充填率有密切的關系。2012年，Seo等[25]也證明了PVT法預測與體積充填率的關系，無論是常溫推進劑貯箱還是低溫推進劑貯箱，PVT法測量的精度隨液體體積充填率的增加而減少。為了使試驗更加接近于在軌的環境，2015年，Seo等[26]采用9.2L的液氮貯箱首次進行了拋物線飛行試驗，試驗結果表明，在微重力條件下，貯箱很容易達到熱平衡，PVT方法適用于長期處于微重力環境下的貯箱內質量的預測。

2.2 薄記法

薄記(BK)法根據推進系統的溫度壓力數據及軌道速度變化，結合推力器比沖等地面試驗數據關系，記錄出每一個推力器在特定工作時序上的液體推進劑消耗量，并累計相加得到一定時間內推進劑的總消耗量。潘海林等[27]綜合各種文獻，給出了BK法的計算方程如下：

(3)

式中，qm(p)為軌控發動機消耗的推進劑質量隨壓力的關系函數，m0為推進劑初始質量。

BK法是一種非常成熟、非常簡單的推進劑測量方法，許多壽命在10年以內的衛星都采用BK 預測推進劑余量。從Dandaleix等[28]和Hasan等[29]的分析中得出，BK法預估推進劑剩余量偏差在±2.5%～3.5%。使用BK法需要滿足兩個條件：推進系統能夠長期保持穩定和充分可靠的推進系統地面試驗數據。但是空間環境復雜多變使得這兩個條件很難滿足，再加上地面流量誤差的不斷積累，導致BK 法的測量精度不斷降低。BK 法只能確定貯箱系統中總的推進劑余量，無法確定并聯貯箱中每個貯箱的推進劑余量。BK法應用于氫氧貯箱質量預測時，泄壓過程推進劑蒸汽的排放將對BK法的預測精度產生重要的不利影響。

2.3 體積激勵法

體積激勵(Compression Mass Gauge，CMG)法是根據體積激勵機構對貯箱施加一定的體積變化，在不考慮液體的可壓縮性的情況下，施加的體積變化完全由貯箱內的氣枕承載，導致氣枕壓力發生變化。通過使用壓力傳感器測量出初終狀態氣枕的壓力值，根據氣體熱力學方程和初終狀態壓力測量數據及體積激勵幅度計算出氣體體積，再由貯箱總容積和液體推進劑密度計算出推進劑剩余量，如圖4所示[30]。

圖4 體積激勵法體積測量概念圖

20世紀80 年代后期，NASA開始研究CMG法，初步試驗表明，CMG法測量誤差可在±2% 之內。2004年，Green等[31]介紹了一種應用于微重力環境中低溫推進劑質量測量的CMG工程樣機，其工作原理是通過一個擺動的波紋管稍微改變貯箱的體積，用熱力學方法測量壓力的變化，并將其與貯箱中的氣枕體積聯系起來，從而計算出液體的體積，試驗結果表明，CMG樣機的測量誤差為±0.4%。2014年，Fu等[32]通過地面測試系統研究了姿態擾動和航天器熱環境對CMG法測量精度的影響，結果表明，CMG 法測量誤差為±1%，模擬姿態擾動引起貯箱擾動時，測量誤差不會大幅度增加，但液體晃動共振對測量精度有顯著影響。CMG法具有測量精度高、通用性強，重復性好等優點，基本不受微重力、氣液混合、推進劑種類及貯箱類型等空間特殊環境影響[30]，可以直接用于氫氧貯箱在軌質量測量。

2.4 熱量激勵法

熱量激勵法通過給在軌貯箱加載特定功率的熱量，測量貯箱的溫度變化，對比在軌測量結果與不同推進劑剩余量下高精度模型的計算結果，從而反推在軌貯箱推進劑剩余量[33]。熱量激勵法中常用的是熱響應法和熱激勵法。低溫推進劑貯箱在軌熱交換情況如圖5所示。貯箱受到外界輻射換熱及固體導熱的作用，通常為了給熱激勵法提供初邊值條件，需要將熱邊界轉化為恒定熱流密度邊界。

圖5 在軌條件下的換熱模型

熱量激勵法的誤差主要有兩個來源：傳熱模型本身的精度和傳熱模型中使用的物性參數的不確定性。Dandaleix等[34]將流量計法與熱量激勵法結合應用于E2000 衛星平臺的推進劑余量預測，證明了熱量激勵法在衛星壽命末期具有很高的測量精度。Yendler等[35]將熱量激勵法應用于多貯箱衛星系統，結果表明，熱量激勵法可檢測一對衛星貯箱的不平衡并主動實施再平衡技術，并延長了衛星的壽命。熱量激勵法成功應用于國外不同的衛星平臺，如應用于ABS 1A衛星壽命末期推進劑剩余量測量的誤差約為0.1%[36]，應用于全壽命階段推進劑剩余量測量的估算誤差為3.3%～7.8%[37]。熱量激勵法在氫氧貯箱的應用方面需要重點解決空間環境下貯箱內兩相流動與傳熱模型的構建，分析貯箱內氣液兩相分布對在軌測量的影響。

2.5 氣體注入法

氣體注入法由高壓氣瓶給貯箱注入一定質量的氣體，使得貯箱內壓力發生變化，基于氣體質量守恒定律，由氣體狀態方程和貯箱內氣體壓力溫度變化計算出貯箱內氣體體積。圖6給出了氣體注入法測量系統原理圖。

圖6 氣體注入法系統示意圖

20世紀90年代開始，氣體注入法開始應用于國外航天器上，休斯公司已經將氣體注入法成功應用于HS-601和HS-702衛星平臺上[38]。國內的關注多局限于原理性探索，尚未直接對型號進行研究。宋濤等[39]研究表明，氣體注入法的地面實驗結果能夠反映在軌實施測量的情況，在軌環境與地面環境的差異對溫度測量的影響，可以通過延長實驗的測量時間和增加溫度測點等手段消除。2016年，風云四號衛星首次在推進系統配置了氣體旁路模塊，該模塊獨立于氣體增壓模塊，由氣瓶直接連接至推進劑貯箱，采用氣體激勵法準確控制由氣瓶注入貯箱內的氦氣量，實現了推進劑剩余量的精確測量[40]。氣體注入法測量精度高，設備簡單，易于實現。但是，對于氫氧貯箱而言，需要使用飽和溫度比貯箱內氫氧溫度低的工質，且增壓箱內的工質與低溫貯箱內溫差越小，測量精度越高。

2.6 放射性吸收法

放射性吸收法是利用射線穿透能力強，且射線在不同物質中吸收系數不同的特性，由放射源和計數探頭組成包圍貯箱的某種空間點陣結構, 測量穿過貯箱不同路徑上的射線吸收情況, 從而計算出不同路徑上液體厚度, 最后經等效于對箱內液體分布進行積分的復雜數學計算得到液體量。常用于液體推進劑的放射性稱量技術主要有4種，如圖7所示[41]。其中，D、L和S分別表示探頭、信號輸出和放射源。放射性示蹤靜態測量向貯箱內加注一定量的氣體放射性元素(如135Kr)，稱為放射性示蹤元素，其濃度反比于氣體體積，當液體逐漸消耗時，氣體體積增加，示蹤元素濃度下降, 只要能測量放射性示蹤元素的濃度及變化，就可計算氣體體積，并由貯箱總體積得到液體體積與質量，如圖7(a)所示。放射性示蹤動態測量技術中采用體積激勵實現動態測量，基本原理是對靜態測量技術施加一個已知量的體積壓縮或擴張，分別測量激勵前后射線測量計數率，則可以計算出液體體積，如圖7(b)所示。放射性吸收靜態測量技術不是直接測量液體質量，而是通過測量氣體密度得到氣體體積，再由貯箱總體積得液體體積，如圖7(c)所示。放射性吸收動態測量技術在靜態吸收的基礎上添加了體積動態激勵，如圖7(d)所示。

(a)靜態示蹤

(b)動態示蹤

(c)靜態吸收

(d)動態吸收

1965年，Burns等[42]最早進行放射性技術測量液位，應用對象為皮囊式氣液隔離貯箱。事實上，放射性示蹤靜態測量技術不僅可用于氣液隔離類貯箱，也可用于在軌飛行的表面張力類貯箱。靜態測量的最大優勢是設備相對簡單，僅需一個放射源和一個計數探測器及相應電子線路，并且不需要改變原有貯箱系統結構。應用于長壽命衛星液體推進劑測量時，需考慮系統誤差修正。動態測量的最大優勢是測量精度高，可靠性好，不存在靜態測量中的系統誤差。缺點是設備相對要復雜一點，并因施加體積激勵而改變貯箱系統結構組成，應用時必須慎重考慮體積激勵系統對原有系統安全可靠性的影響和相容性等問題。

2.7 超聲波法

超聲波是一種振動頻率高于聲波的機械波，它的特征是頻率高、波長短和繞射現象小。超聲波最明顯的一個特征是方向性好，能夠成為射線而定向傳播。超聲波遇到雜質或分界面會產生顯著反射，形成反射回波，遇到運動物體會產生多普勒效應。在超聲波液位測量技術中，應用最廣泛的是超聲波脈沖回波方法。由發射傳感器發出超聲波脈沖，傳到液面經反射后返回接收傳感器，測出超聲波脈沖從發射到接收到所需的時間，根據媒質中的聲速，就能得到從傳感器到液面之間的距離，從而確定液面，如圖8所示[43]。

圖8 超聲波液位傳感器原理圖

2014年,Murolo等[44]介紹了一種由荷蘭和德國共同開發的應用于推進劑剩余量測量的超聲波傳感器，該傳感器的設計精度為±1mm，對應于推進劑的測量誤差不超過±4kg，且隨著推進劑的不斷消耗，其測量誤差會逐漸降低。將該傳感器應用于MSG 系列衛星的試驗表明，其測量結果與BK 法計算結果的偏差在0.69%以內。超聲波液位測量屬于非接觸式測量，與其他測量方法相比有很多優點，如不需要任何機械傳動部件，無需接觸被測液體，不怕電磁干擾等。因此性能穩定可靠性高，壽命長，響應時間短，可以方便地實現無滯后的實時測量。但是，超聲波法測量時，要求氣枕和液體不相互摻混，存在一個清晰穩定的氣液分界面，在應用于氫氧貯箱在軌測量時，必須提前進行氣液分離操作。

2.8 射頻計法

射頻計RF(Radio Frequency)法是一種典型的電磁技術測量液體推進劑的方法，其基本原理是通過測量貯箱的射頻電磁共振模態特征來預測貯箱中的推進劑質量，測量設備包括一個伸入貯箱內部的天線、內置跟蹤發生器的頻譜分析器和耦合器，如圖9所示[45]。

圖9 射頻計法系統原理圖

20世紀70 年代，NASA 就對液氫和液氧進行了射頻技術測試，論證了射頻技術在各種姿態條件下測量液氧和液氫的適用性。研究表明，地面環境下應用射頻質量計測量低溫液氧液氫的不確定度約為全量程的±1%[45]。Zimmerli等[46]采用試驗和計算機仿真相結合的方法，對部分液氧貯箱進行射頻技術測試，試驗結果與仿真結果具有很好的一致性，證明了仿真模擬貯箱的電磁本征模可以用來精確預測地面的測量數據，從而為在低重力環境下預測貯箱模態提供了一種可行的方法。

2.9 位移傳感器測量法

位移傳感器測量法通常針對的是金屬膜片式貯箱，在貯箱內布置線位移傳感器，直接測量貯箱內金屬膜片的位置得到任意狀態推進劑剩余量的方案，如圖10所示[47]。當貯箱內有推進劑輸出或推進劑泄漏時，金屬膜片的頂端產生相對位移，使位移傳感器內的拉線拉出，帶動傳感器輸出信號產生相應的變化。傳感器的導線通過安裝在貯箱頂端的密封點連接器引出后與電纜網連接，將傳感器的信號提供給遙測采集系統。

圖10 位移傳感器測量示意圖

理論認為：金屬膜片的位置和形狀決定了貯箱內推進劑量的多少；當推進劑輸出時，金屬膜片的變形基本是沿著貯箱的中心軸對稱產生的，而且金屬膜片的頂端是沿著貯箱的中心軸向貯箱排放口移動的。位移傳感器測量法只適用于氣液分離金屬膜片式貯箱，其測量精度決定于計算公式的影響、測量系統設計方案的影響和測量設備性能和精度的影響[48]。

2.10 推進劑質量測量方法的比較

通過對上述各種測量方法的原理和應用情況分析，可以看出不同的測量方法適用范圍和測量精度均有差異。表1給出了上述各種推進劑測量方法的比較[49]。氫氧貯箱系統作為典型的雙組元系統，從表1中可以看出，位移傳感器法只適用于膜片式貯箱，僅能應用于零蒸發的氫氧貯箱，目前難以實現。由于氫氧貯箱在軌泄壓過程難以預測，BK法的精度難以保證。PVT法依賴于貯箱內推進劑的初始質量，不能測量出并聯貯箱中每個貯箱內剩余推進劑質量，若航天器內每個貯箱工作獨立，則可以運用PVT法獲得較高精度。PVT法在液氧貯箱在軌測量可以達到較高的精度，但是液氫貯箱在軌測量需要消除貯箱內溫度分層。從氫氧貯箱整個在軌工作過程而言，無論是單組元系統還是雙組元系統，CMG法、氣體注入法、放射性法、超聲波法和射頻計法均能滿足要求。超聲波法測量需要氣液兩相進行分離，放射性法的測量裝置復雜笨重以及可能對人體有害，而氣體注入法、射頻計法和CMG法無論是地面環境，還是空間在軌環境均有較高的準確性，并且不依賴于氣液兩相的分布，因此，本文建議未來氫氧推進劑的在軌測量可以優先對氣體注入法、射頻計法與CMG法展開試驗研究。

表1 9種推進劑測量方法的比較

3 氫氧推進劑在軌氣液分離技術

氣液分離技術是實現氫氧推進劑在軌加注、貯箱空間排氣泄壓與發動機重新啟動的關鍵。圖11給出了低溫推進劑在不同重力條件下的氣液兩相分布的變化[50]。在微重力環境下，氣液混合物將會進入排液管，使發動機的再次啟動失敗，而液體獲取裝置LAD(Liquid Acquisition Devices)使排液口排出的為純液體。通常微重力環境下氫氧推進劑的氣液分離方法有正推法和表面張力貯箱。

圖11 貯箱內氣液分布與工作環境的關系

3.1 正推法

正推法利用發動機產生推力將推進劑沉底在貯箱出流口，正推法可分為連續正推沉底和間斷正推重定位，如圖12所示[51]。連續正推沉底是火箭上面級在軌道滑行期間，始終提供推力使上面級保持一定的加速度，削弱甚至消除表面張力對液體推進劑的影響，使液體推進劑在貯箱中始終保持在后底的出流口，如圖12(a)所示。間斷正推重定位是指僅在上面級發動機啟動之前施加一定的推力，使液體推進劑重新定位于貯箱后底的出流口，為主發動機提供正常啟動的推進劑，推力曲線如圖12(b)所示。連續正推沉底和間斷正推重定位的區別在于滑行段的推力控制方面，滑行段時間較長的飛行器，適合采用間斷正推重定位，減少推進劑的消耗。

(a)連續正推沉底

(b)間斷正推沉底

常用的低溫上面級火箭主要采用連續推力控制或間斷推力控制的方法使推進劑沉底，如表2所示[52]。從表2中可以看出，CZ-3B、Saturn V、Atlas及Titan IIIE采用的是三段式連續推力沉底的方案，從而使推進劑始終保持在貯箱底部。Titan IV和H-2A采用了間斷式管理方案，在低溫推進劑貯箱需要排氣或主發動機再啟動前，啟動軸向發動機使推進劑沉底，保證正常排氣和主發動機再啟動。對于正推法推進劑管理而言，關鍵是確定飛行器的加速度水平。應桂爐[53]計算得出氣液界面穩定時臨界邦德數(Bo)為0.84，只要Bo數大于0.84就能保證液面穩定。李佳超等[54]在直徑0.29m液氫貯箱仿真計算中得到Bo數為9.4，氣枕在液體區形成了動態運動的大氣泡。同樣，而SLV-3C的AC-4次飛行產生的Bo數為240，比臨界Bo數大兩個數量級，而飛行結果表明液氫從排氣口排出，造成飛行器失控[55]。這說明單純的Bo數不足以確保推進劑沉底，需要考慮施加給液體的能量。為此，通常在貯箱內安裝防晃擋板，降低貯箱內液體晃動的幅值，防晃擋板如圖13所示[56]。AC-8飛行試驗表明，安裝防晃動擋板后進入保持段的晃動幅值從9.6m下降到0.9m，在1350s內滑行階段，2×13.3N發動機工作，保持推進劑始終沉底；主發動機第2次啟動前46s，2×222N發動機再次工作，抑制增壓氣體對液面沖擊和螺旋管液流等干擾[57]。AC-8試驗三段式連續推力的推進劑管理方法，解決發動機再次啟動和貯箱內壓力排放的問題，已經成為上面級火箭推進劑管理的常用方法。

圖13 航天飛機外貯箱防晃擋板示意圖

采用間斷式正推重定位主要是因為在低溫上面級滑行段中保持段需要消耗大量的推進劑，相對于Centaur D，2×13.3N發動機連續工作1512s，2×222N沉底段和抑制段各工作100s和46s。從理論上而言，90%雙氧水比沖154s[58]，這意味著滑行段消耗26.65kg，而為了使排氣口無液體排出，需要在沉底段和抑制段有較高的加速度，消耗42.95kg。Centaur D1-T對氫氧貯箱采取了更好的絕熱措施，添加了三層鍍鋁聚酯膜，使輻射加熱從8.2kW下降到了0.15kW，避免了液氫貯箱頻繁的排氣，同時引進了計算機箱壓控制系統，在需要時排氣[59]。從表2中可以看出，Centaur D1-T比Centaur D的沉底加速水平低一個數量級，因為不考慮主發動機關機時液氫的晃動是否達到箱頂。Titan IV飛行時，在滑行段采用0g加速度飛行，只有在發動機再次啟動前和貯箱排氣時，開啟輔助發動機，實現了在軌飛行6.5h[60]。相比于連續正推沉底而言，間斷式正推重定位消耗的推進劑更少，但是貯箱內液體的沖擊次數更多。

表2 低溫上面級推進劑管理方案比較

間斷式正推重定位需要解決發動機啟動前推進劑的獲取問題，通常在貯箱底部安裝蓄留器。蓄留器將貯箱內的液體分為兩個部分，并且只對泵入口處蓄留器內的小部分推進劑液體進行控制，為沉底發動機啟動提供初始推進劑，當發動機建立起推力時，蓄留器外大部分液體沉底，重新充填蓄留器。蓄留器中的氣泡是靠篩網的攔截避免進入發動機，考慮到沉底發動機推力大而工作時間短，可以直接使用主發動機代替。蓄留器的再充填如圖14所示[61]。

圖14 蓄留器再充填示意圖

蓄留器內以給定流量向發動機供液，開始液面均勻下降，但當液面下降到某一高度時，出口附近液面突然呈漏斗狀，氣體侵入發動機。這種在出流干擾作用下的液面不穩定現象稱之為塌陷，如圖15所示[51]。為防止氣液界面過早出現塌陷現象，提高蓄留器輸送效能，可以在出口附近設置網篩或速控板。網篩可使液流速度均勻，推遲塌陷發生，同時也可以阻止氣體侵入發動機。而使用速控板降低出流塌陷臨界高度的方法廣泛用于運載火箭貯箱的出流管理中。

圖15 蓄留器內液面塌陷的抑制

內置蓄留器的啟動過程如圖16所示[53]。當液面高于蓄留器時，推進劑通過頂部網篩、側面網篩流入發動機管道，如圖16(a)。當液面與蓄留器平齊時，若推進劑通過側面網篩的壓降比頂部網篩支承壓力大，液面從頂部侵入啟動籃，推進劑由蓄留器供給，蓄留器外液體不動，如圖16(b)，應該避免這種情況。如果推進劑通過側面網篩的壓降比頂部網篩支承壓力小，則貯箱內液體通過側面網篩流入發動機管路，而蓄留器內液體高度不變，如圖16(c)。隨著蓄留器外液面不斷下降，側面網篩的浸潤面積不斷減小，液體通過網篩速度增大，因此壓降增大。當到達某一高度時，液體通過側面網篩壓降大于頂部網篩支撐壓力，則液體從蓄留器頂部侵入，此時蓄留器與貯箱同時給發動機供液，蓄留器內外液面同時下降，如圖16(d)。

(a)

(b)

(c)

(d)

美國的安哥拉變軌級(Agena D)和阿波羅飛船(Apollo)等均采用了蓄留器裝置，但是貯箱中均為常溫液體推進劑。Agena D采用蓄留器具有兩次再啟動能力，如圖17所示[62]。Agena D主發動機起著沉底發動機作用，蓄留器容納的推進劑可供主發動機工作1.74s，此值只能滿足主發動機推力建立和蓄留器外推進劑沉底。改進后的Agena可以實現5次以上的再啟動，在主發動機再啟動前工作16s，使推進劑沉底。由于Apollo任務要求發動機再啟動次數多，指令艙的服務推進系統采用蓄留器加沉底發動機的方案。軌道飛行初期發動機再啟動采用蓄留器，軌道飛行后期發動機再啟動前沉底發動機先工作15s，此時，蓄留器起攔截氣泡的作用[53]。國內對蓄液器的研究處于文獻調研和理論分析階段，李永等[63-64]介紹蓄留器的基本原理，給出了蓄留器的臨界加速度、最大蓄液量、臨界蓄液量、推進劑殘留量、有效蓄液量的求解方法，并采用這些方法對某一典型的蓄留器的性能進行了分析。

圖17 Agena D蓄留器裝置示意圖

3.2 表面張力貯箱

表面張力貯箱依靠表面張力原理對推進劑進行管理，通常分為網式表面張力貯箱和葉片式表面張力貯箱。由于葉片式完全依賴表面張力，液流抵抗加速度、振動的能力較差，葉片的流量較小，限制了使用范圍[65]。網式表面張力貯箱依靠毛細網分開氣液界面，允許液體通過而阻止氣體通過。毛細網形成的臨界壓差較大，可達2000Pa～6000Pa，當毛細網兩側的壓差小于臨界壓差時，只允許液相通過，當毛細網兩側壓力高于臨界壓差時，氣液兩相均能通過。網式表面張力貯箱可以在較大的加速度和流量條件下使用。圖18給出了金屬網狀膜通道式表面張力貯箱[66]。其中，金屬網狀膜由不銹鋼金屬絲按照“織布”的方式形成密布的網格，金屬絲直徑為幾十μm，所形成的空隙約為10μm。

(a)膜通道貯箱

(b)網狀膜微觀結構

(c)金屬網狀膜示意圖

針對網式表面張力貯箱在低溫推進劑中的應用，國外已經展開了大量的研究。1971年，通用動力公司開發了低重力環境下大尺寸液氫/液氧推進劑貯箱使用的推進劑管理裝置PMD(Propellant Management Device)，完成了研制、設計與試驗全過程，可以替代加速度沉底法[67]。NASA近些年主要關注于液氫表面張力貯箱中金屬網狀模結構的優化設計，通過地面試驗分析了采用不銹鋼絲的斜紋荷蘭編織網結構的最優編織方式[68-69]。對于金屬網狀模形式的表面張力貯箱，最主要的是提高膜結構的臨界壓差。

3.3 氣液界面分離方法的比較

正推法和表面張力貯箱均能實現微重力環境下的氣液分離。正推法采用的是沉底加速度的方法使氣液分離,表面張力貯箱均利用表面張力原理使氣液分離。連續正推法保證貯箱內的氫氧推進劑氣液兩相時刻處于分離狀態，具有清晰的氣液界面，但是需要消耗較多的推進劑；間斷正推法只能在發動機啟動后，才能使貯箱內的氫氧推進劑氣液兩相處于分離狀態，減少了推進劑質量消耗。間斷正推法需要結合蓄留器使用，保證發動機啟動前能夠獲得足夠多的液體。表面張力貯箱能夠通過金屬網狀膜結構使氫氧貯箱內氣液兩相時刻處于分離狀態，但是表面張力貯箱需要對傳統的貯箱結構進行大幅度改變，并且貯箱整體結構質量大，具體性能受金屬網狀模臨界壓差的限制。

4 總結與展望

文中對氫氧推進劑在軌加注中的蒸發量控制、在軌測量與氣液分離3個關鍵問題進行了分析，得出如下結論：

1)實現氫氧推進劑在軌加注的前提是解決好蒸發量控制的問題，避免加注過程中氫氧推進劑蒸汽的頻繁排放，提高推進劑在軌的利用效率。多層隔熱、遮陽板和連接結構隔熱設計作為典型的被動熱防護措施，能夠實現氫氧推進劑的在軌長期貯存，并且基本不影響航天器的結構。

2)氫氧推進劑的在軌加注中，必須確定貯箱內推進劑的剩余質量。由于低溫推進劑的特殊性，可以優先采用氣體注入法、體積激勵法和射頻計法相結合的方式。在氣體注入法中，建議采用氦氣作為工質，同時控制注入氣體的溫度與貯箱內氣枕的溫差，避免貯箱內液體受熱大量汽化。

3)氫氧推進劑的在軌加注中，必須對貯箱內氣液進行分離。加注前的氣液界面的分離便于對貯箱內的剩余推進劑進行測量。加注中，氣液界面的分離便于貯箱內的氣體進行排放。正推法和表面張力貯箱可用于氣液界面的分離，考慮到技術的成熟性，可以先采用間斷式正推法，后期開展表面張力貯箱在氫氧推進劑中的應用試驗研究。

在未來我國氫氧推進劑在軌加注研究中，需要重點開展在軌試驗研究，可以技術成熟的CZ-3A系列第三級氫氧共底貯箱為試驗平臺，對在軌飛行中被動熱防護技術的隔熱性能進行研究，得出氫氧貯箱在軌的日蒸發率，為在軌加注的周期提供技術參考。同時，在軌飛行中，驗證間斷式正推沉底液面重定位方法，重點得出液面重定位需要的最低加速度水平及重定位時間，蓄留器則需要重點研究蓄留器在軌時的臨界加速度、最大蓄液量、臨界蓄液量、推進劑殘留量、有效蓄液量等性能參數。針對氫氧推進劑表面張力貯箱，重點優化金屬網狀膜結構，提高臨界壓差。最后，剩余推進劑的測量，需要驗證各種技術的適用性及實現成本，尤其需要關注的是各種測量技術實現是否依賴于液面重定位。總之，實現氫氧推進劑在軌加注后，必將顯著提高航天器的在軌壽命,拓展深空探測能力。