低溫流體管理技術重力依賴性分析與微重力試驗方案

王 磊 賈洲俠 瞿 淼 上官石 馬 原 厲彥忠

(1 西安交通大學 制冷與低溫工程研究所 西安 710049； 2 北京強度環境研究所 可靠性與環境工程技術重點實驗室 北京 100076)

在可預見的未來，液體推進劑仍將是人類進入空間與空間飛行的主要動力來源。相較于常規推進劑，低溫推進劑具有比沖高、推力大、無毒無污染等優勢。已有研究表明，在發動機推力室壓力為10 MPa，噴管擴張比為70時，四氧化二氮/偏二甲肼理論比沖為347 s，而液氧/甲烷理論比沖為379 s，液氫/液氧理論比沖高達463.4 s。因此，低溫推進劑受到各航天大國的重視與研究，將在未來的載人登月、火星探測、地月空間經濟區建設與運行中發揮重要作用[1-2]。然而，低溫推進劑也具有沸點低、易蒸發等特性，造成其對熱防護與兩相流管理技術要求較高。特別是當低溫推進劑在軌貯存時，沸騰相變與復雜力熱環境相結合，造成空間管控挑戰極大。

低溫推進劑空間流體管理(CFM)技術是支撐低溫上面級與空間飛行器的核心技術。自人類進入航天紀元以來，就對CFM技術開展了持續研究，并通過各類微重力試驗平臺驗證了低溫流體管理技術的有效性，有力支撐了“阿波羅”登月工程的順利實施及各類重要探測器的成功發射。目前，低溫推進劑空間貯存最長時間由聯合發射聯盟(ULA)旗下的“半人馬”氫氧上面級創造。通過各類CFM技術的綜合使用，“半人馬”實現了液氫近10 h的安全貯存[3]。但相比于下一階段的航天需求而言，現有CFM技術仍無法滿足要求。

CFM技術成熟度提升研究對微重力環境的依賴與現有地面創造微重力的能力間存在較大差距。目前，人類所能獲得微重力的方法包括：微重力落塔、失重飛機、流體磁力補償、探空火箭、空間飛行器等[4]。這些方法存在微重力時間短、成本高、空間受限、系統兼容困難等缺點，無法對CFM技術驗證提供可靠支撐。鑒于此，有必要對典型CFM技術開展重力依賴性分析，揭示重力對CFM技術可靠性及運行規律的影響，提出針對性的微重力試驗方案，為開展CFM技術成熟度提升研究及各類微重力試驗方案設計提供理論指導。

1 低溫流體管理技術

1.1 CFM技術群

CFM技術服務對象包括液氫、液氧、液甲烷。不同推進劑物性差異造成其對CFM技術的需求不同，但未來航天對低溫推進劑更長時間安全存儲、可靠利用與精細化管理的主旨統一。圖1所示為CFM技術群[5]。其中，在軌熱防護是降低推進劑蒸發損失、延長空間貯存的核心技術，也是實現足量推進劑可用于空間飛行目標的前提。在現有制冷機冷量偏小、無法補償空間熱侵的局限下，熱防護技術是低溫制冷技術使用的前提，具有技術層面的意義。從功能來看，空間熱防護技術包括：隔絕通過貯箱表面的輻射熱侵，隔絕通過局部連接/支撐結構的漏熱，隔絕共底貯箱的漏熱等。其中，表面隔熱可采用多層絕熱材料(MLI)層[6]、熱遮擋屏[7]、蒸氣冷卻屏[8]等技術；局部支撐漏熱可采用具有一定承力的被動式非連接支撐結構(PODS)[9]；共底貯箱結構建議采用類“三明治”絕熱結構[10]。采用被動熱防護技術仍無法達到貯存目標時，可考慮空間制冷機平衡殘存漏熱，進一步降低貯箱凈漏熱，直至達到零蒸發貯存(ZBO)。在低溫制冷機領域，服務于推進劑長期貯存，NASA設定的目標為：20 K溫區制冷量20 W，主要用于液氫ZBO；90 K溫區制冷量150 W，用于液氧、液甲烷空間ZBO[11-12]。空間微重力導致流體自然對流作用被大幅抑制，但流體仍會形成明顯熱分層，熱分層存在不利于液體蓄冷量的利用。因此，可采用攪拌技術破壞熱分層，延緩壓力過快上升[13]。此外，低溫制冷機與流體攪拌技術相結合，有利于冷量更快傳給箱內流體。

圖1 低溫推進劑空間流體管控技術群Fig.1 Cryogenic propellant management techniques group in space

低溫推進劑經歷長期貯存或主動增壓后，必須通過排氣技術降低箱壓，但微重力環境造成箱內氣液相分布不易確定，直接排氣可能導致液體排放。因此，NASA開發了熱力學排氣系統(TVS)[14]，實現了空間無夾液排氣。針對傳統TVS入口需采用液體獲取裝置(LAD)且會增加蒸發損失的缺點，有學者提出了泵后置TVS與被動式TVS等新型布置[15-17]。低溫發動機空間點火前或其他推進劑轉注場合，必須確保全液相的可靠獲取，即必須解決微重力低溫氣液相分離難題。傳統上面級采用正推沉底或慢旋實現氣液相分離，但該過程會消耗較多推進劑，無法支撐長時間在軌任務。因此，有學者建議采用表面張力式分離方案實現不依賴氣液相分離的全液獲取[18]。發動機二次起動或推進劑空間轉注前，須對貯箱開展主動增壓；發動機關機后，需開展排氣泄壓；貯箱長期貯存期間，也需開展主動壓力管理。在這些過程中，增壓氣體的選擇、氣體加熱方式等均會對增壓效果產生影響[19]。低溫流體傳輸與轉注主要涉及傳輸系統的預冷與空間加注，包括氣液兩相流態管理，加注方案與加注進程的管控等[20]。而在低溫推進劑轉注過程中，還涉及箱內低溫液體量的測量難題[21]。

1.2 技術成熟度標準

為引導航天領域新概念與技術創新，為各類技術提升研究提供依據、形成目標牽引，美國NASA制定了9級成熟度劃分標準，如表1所示。我國尚未見航天專用技術成熟度標準，但在裝備領域也有對應標準體系。對比可知，中美兩國在技術成熟度標準層面存在差異，但整體吻合度較高。參考美國NASA成熟度標準，各類技術在其進階中，須在特定環境下取得對應成果才可達到相應成熟度要求。針對前文所提及的CFM技術，當成熟度達到TRL-4后，進一步的成熟度提升研究必須考慮基于真實環境的搭載試驗。系統梳理后發現，并非所有CFM技術成熟度提升與重力有關。為加速技術向實用性轉化，降低研制風險與成本，有必要就各類CFM技術特性與重力的依賴關系開展分析，甄別需開展微重力搭載試驗的CFM技術，進而指導不同CFM技術方案設計。

表1 中、美航天領域技術成熟度劃分標準Tab.1 Comparison of technology readiness levels (TRL)criterion

1.3 低溫流體微重力搭載試驗進展

服務于美國“重返月球”航天工程的戰略需求，NASA遴選出18種CFM技術作為月球探測的支撐技術重點攻關，且對各類技術現有成熟度、服務于原理樣機研制需達到的技術成熟度開展了分類研究。隨后，美國將火星探測也納入其航天規劃，CFM技術群拓展至25種[24]，如表2所示。可以看出，并非所有的CFM技術效能與規律與重力有關。

表2 NASA遴選CFM技術群Tab.2 Technology group of cryogenic fluid management (CFM)selected by NASA

航天探測的特殊性要求所用技術須經過真實環境測試。NASA曾開展或規劃了各類基于飛行平臺的CFM技術驗證試驗。20世紀60年代，借助Aerobee亞軌道飛行的 “阿特拉斯-半人馬”飛行驗證，液氫/液氧空間管理技術逐漸成熟，有力支撐了“阿波羅”項目與“半人馬”上面級的成功研制[25]。隨后，開展全尺寸軌道驗證的條件逐漸具備，NASA規劃了在軌流體動力學試驗研究模塊(THERMO)項目[26]。后“阿波羅”時代，航天飛機平臺被倚重，各類基于航天飛機試驗艙的CFM技術得以實施，先后開展了超流氦在軌傳輸試驗(SHOOT)[27-28]、低溫熱管測試(STS-53)、低溫兩相流測試(STS-62)等[29-30]。進入新世紀，借助國際空間站(ISS)，開展了射頻質量測量、在軌零蒸發貯存等[31]。2018—2019年，借助ISS，NASA開展了液甲烷在軌零蒸發貯存與傳輸試驗(RRM-3)。本次試驗是人類所開展的技術水平最高的CFM搭載試驗，驗證了多項關鍵技術[32]，包括在軌ZBO、射頻質量測量、氣液界面監測、在軌自增壓等。此外，有學者提出可利用“半人馬”上面級剩余推進劑開展CFM技術搭載試驗[33]。考慮到低溫推進劑的危險性，也有機構設計專用載荷驗證平臺，包括低溫液體在軌貯存、獲取與傳輸(COLD-SAT)[34]、低溫推進劑貯存與傳輸(CPST)[35]、進階型低溫工程(eCryo)[26]等計劃。綜上可知，CFM技術飛行驗證獲得了持續關注，NASA在該領域開展了不懈努力，并在重大航天項目牽引下開展了初步搭載試驗。

2 微重力試驗技術概述

2.1 微重力落塔

相比于其他獲取微重力的方法，微重力落塔具有試驗成本低、不受試驗次數限制、可達到較高微重力水平、抗干擾性較佳、可控性好、數據收集方便等優點。目前，世界各國所建落塔可實現3～11 s的微重力時間，微重力水平最高約10-6g～10-5g[4]。表3總結了現有落塔的參數對比[36-37]。

表3 國內外現有落塔對比Tab.3 Comparison of domestic and abroad falling tower platforms

2.2 失重飛機

承擔微重力試驗的飛機在取得盡可能大且具有上升角度的初速度后，駕駛員保持水平速度為常數，垂直加速度為零，即可飛出拋物線徑跡，此時，機艙內可獲與初速成正比的微重力時間，從而為微重力試驗提供條件。通常，一次失重可獲數十秒的失重環境，單次起飛可執行多次試驗，試驗艙體積與質量較大。但受科氏力限制，失重飛機所獲微重力水平較低，通常在10-3g[4,38-39]。

2.3 流體磁性補償

液氧具有順磁特性，液氫具有抗磁特性，因此，可在地面環境通過施加磁場并調節磁場強度實現磁力補償以平衡重力，進而開展微重力觀測與試驗。相比于其他流體，液氧獲得磁補償所需場向量低2～3個量級，故液氧開展磁補償更易實現。但該技術不能在有限空間實現完美的重力補償，均會產生一定偏差的不均勻微重力環境。目前，使用磁補償獲得微重力水平約10-3g～10-2g[40-42]。磁補償的這一特性限制了其在CFM技術驗證方面的適用性，可作為一種補充手段研究CFM所涉流動、熱質傳輸等基本機理。

2.4 探空火箭

作為臨界空間驗證新技術、新器件、新材料唯一的探測工具，探空火箭所提供微重力環境在CFM技術領域具有極佳優勢。例如，日本宇航局曾借助探空火箭提供的150 s微重力環境，開展了液氮預冷型沸騰試驗[43]。探空火箭進入臨界空間后自由落體可獲得數分鐘的微重力環境，微重力水平約10-5g～10-3g，有效載荷可到幾百公斤。相比于其他微重力方法，探空火箭具有微重力水平高，微重力時間長、試驗載荷尺寸大等優勢，但也具有試驗設備復雜、成本較高等不足[44]。

2.5 軌道飛行器

軌道飛行器既是CFM技術成熟后的最終用戶，在CFM技術成熟前，也可利用現有軌道飛行器開展單項CFM技術驗證或系統級的綜合試驗驗證。如前所述，可供選擇的軌道飛行器包括火箭上面級、返回式衛星、航天飛機、空間站及專用驗證平臺等。相比于其他平臺，軌道飛行器本身工作在微重力環境中，微重力時間可根據飛行器自身的任務屬性確定，具有載荷大、微重力時間長等優勢，且可通過空間姿軌控實現重力調節，實現10-6g～10-1g微重力獲取。但利用軌道飛行器開展CFM技術驗證面臨著成本高、風險大等缺點。特別是當CFM搭載僅為輔助試驗時，必須考慮載荷的兼容性難題。目前，其他微重力手段在驗證CFM技術的局限性驅使各航天大國已將開展CFM軌道搭載驗證作為獲取技術成熟度提升的不二之選，相關工作正有序開展。

2.6 微重力試驗技術對比

表4整理了前述微重力技術主要特征對比情況。由表4可知，就微重力獲取水平而言，微重力落塔、探空火箭具有一定優勢；就微重力維持時間而言，磁性補償可提供持續的微重力條件，失重飛機與探空火箭均可提供大于10 s的微重力條件；就微重力載荷的尺寸或質量特征而言，微重力落塔、失重飛機、探空火箭等均能滿足一般的CFM技術驗證需求。對比可知，借助軌道飛行器開展CFM技術是最佳平臺，但其極高的成本與風險制約了其廣泛使用。

表4 不同微重力技術特征對比Tab.4 Comparison of technology features for different microgravity methods

3 CFM技術重力依賴性分析

針對表2所示的CFM技術群，結合前述微重力試驗方法的技術特征，本文對開展CFM技術成熟度提升試驗所需重力條件進行了系統分析，將前述25種CFM技術按照功能劃分為10類技術，如表5所示。

表5 CFM技術重力依賴型分析與所需微重力平臺Tab.5 Gravity dependence analysis of CFM and the necessary microgravity platforms

第一類技術主要用于低溫推進劑空間長期存儲，措施在于提高低溫貯箱的熱防護能力，降低蒸發損失。這些技術核心效能與微重力環境關系較弱，可通過地面模擬環境艙提供所需熱邊界。

第二類技術服務于在軌增壓，貯箱壓力的提高可通過注氣或推進劑氣化實現，增壓效能與箱內流體相態分布及熱質傳輸密切相關，且增壓耗時通常大于10 s，最長可達分鐘級。考慮到貯箱結構尺度與增壓耗時需求，可采用探空火箭與空間飛行器平臺開展試驗測試。

第三類為高效低溫制冷機的研制，核心技術體現在制冷機本身技術的突破，制冷機與CFM技術的結合主要體現在冷量向箱內的傳輸效率及冷量在推進劑內的擴散機制。

第四類為空間輔助元器件，難點體現在微重力力學特性與結構特征。

第五類指在空間或月球、火星等表面制備推進劑，對于空間制備，長期微重力條件與載荷能力對其效能影響較大，只能基于專用空間飛行器開展原位制備的試驗驗證。

第六類用于微重力氣液相分離，具有競爭力的表面張力式LAD分離速率偏低，所需微重力時間較長，LAD裝置效能驗證須借助長期在軌飛行器平臺。

第七類技術服務于低溫推進劑空間傳輸與在軌加注，必須解決微重力沸騰相變、兩相流、相分離及流體控制技術等，該過程持續時間往往超過1 h，因此，空間飛行器平臺是唯一選擇。

第八類技術作為推進劑空間主動管理措施，服務于貯箱控壓與排氣，地面試驗所揭示規律無法直接反應空間實際情況。

第九類為低溫推進劑空間輔助技術，用于監測低溫推進劑箱內剩余液體量，指導在軌傳輸與加注進程。被動式質量測量可在較短時間內完成，故可采用多個微重力平臺驗證其有效性。

第十類技術是指在地面對低溫推進劑進一步過冷，則有利于推進劑在軌更長時間存儲，降低兩相流發生幾率，因此，致密化主要在地面開展。

如上所述，人類所開發的CFM技術主要服務于低溫推進劑長時間在軌貯存與可靠利用，但這些技術的有效性與運行規律，很大程度上必須借助空間長時間微重力試驗來驗證，而開展大尺寸空間飛行器搭載試驗成本極高、難度極大，造成目前的CFM技術成熟度大多停留在3～5級。與CFM技術成熟度偏低的現狀對應，國內外航天界均看到了低溫推進劑在下一階段深空探測的重要價值，并將CFM技術視為實現人類宏偉航天目標的核心支撐技術。因此，有必要盡早開展基于實際在軌平臺的CFM技術驗證系統設計，以加速相關技術成熟度提升。

4 CFM技術驗證工質選擇

如前所述，目前所采用的低溫推進劑包括液氧、液氫、液甲烷3種，因此，CFM試驗方案設計主要圍繞這3類推進劑展開。作為宇航推進劑，開展實際工質的試驗面臨較大的安全風險與成本投入，采用替代工質進行模化試驗則成為一種可行的替代方案。圖2所示為主要低溫流體標準沸點分布情況。由圖2可知，相比于其他工質，氦、氫屬量子流體，其物性會展現出不同于常規的特殊性。雖同屬低溫流體，但基于其他低溫流體的試驗驗證很難表征液氫的規律。與此相對，氮、氬、氧、甲烷4類工質物性接近。考慮到成本與使用簡便性，液氮通常被看作液氧、液甲烷的替代工質開展各類涉及流動動力學與傳熱學的試驗研究。

圖2 常用低溫流體及其標準沸點Fig.2 The common cryogenic fluids and their normal boiling points

表6所示為典型低溫流體物性對比。由表6可知，液氮大部分物性與液氧、液甲烷接近，證明了液氮用于這兩種推進劑CFM技術驗證的可靠性。此外，工程領域常基于無量綱判據指導試驗系統設計與工況選擇。表7所示為低溫推進劑空間管理技術所涉核心無量綱參數。CFM技術效能與箱內流體在微重力下的動力學與熱力學行為密切相關，包括對氣液相界面穩定性(Bo)、熱分層(Gr)、噴射強度(We)、管流傳輸特性(Re)、相變強度(Ja)等參數的影響。可以看出，關于表征流體相態分布的Bo，氫與甲烷較接近，氮與氧更接近，故可基于甲烷微重力搭載驗證氫在微重力下的相態分布。表征熱分層強度的Gr中，氮與氧接近，且大于甲烷，但遠小于液氫，而氖與氫較接近，固可選用液氖表征液氫的熱分層特性。驗證噴射效能時，液氮可表征液氧，液甲烷可表征液氫。關于管流規律，通過液氮管流可表征氫、氧、甲烷規律。在預測漏熱引起的溫升與相變速率時，液氮可反映氧、甲烷的升溫/沸騰規律，液氖一定程度上可表征液氫。

表6 典型低溫液體在常壓飽和態的物性對比Tab.6 Properties comparison of typical cryogenic liquids under saturation states of normal pressure

表7 各種低溫流體無量綱準則數對比 Tab.7 Comparison of dimensionless criterion numbers related to CFM techniques

實際的CFM技術效能無法用單一的無量綱參數表征，通常是多種物理過程相互耦合，故上述基于無量綱準則的指導原則在指導簡單物理過程時可適用；對于復雜的控制過程，則需考慮整個過程的綜合性能，包括流體規律的一致性，系統兼容性、安全風險、試驗成本等。鑒于此，本文給出如下建議，用于指導未來CFM技術空間搭載試驗方案設計：

1)在進行低溫推進劑管理技術飛行搭載驗證時，須將液氫與液氧、液甲烷分類研究，液氮可作為液氧、液甲烷的替代工質開始試驗測試，液氫則應采用真實流體開展搭載試驗；

2)關于液氧、液甲烷真實推進劑在軌管理試驗，考慮到管控安全性，應優先采用液甲烷作為試驗流體；

3)液氫CFM技術難度最大，但其特性無法用其他工質替代，因此，應盡早規劃基于液氫真實工質的搭載方案與系統設計；

4)對于與微重力環境關系較弱的CFM技術，目前階段的技術提升應著重考慮地基搭載試驗；對于微重力環境密切相關的技術，應重視技術本身機理的短時、小尺度微重力試驗，并借助CFD仿真研究揭示其規律。

5 結論與展望

本文對低溫推進劑空間長期貯存與可靠利用所涉CFM技術群進行了系統梳理，基于技術成熟度標準分析了CFM技術提升對微重力環境的依賴關系，對下一階段的搭載試驗提出了相應建議。通過研究發現：

1)載人登月、火星探測等深空探測項目所采用的25種CFM技術中，當前的技術成熟度主要處于3～5級，多項技術的成熟度提升須借助微重力平臺實現。

2)目前能夠提供微重力環境的手段包括微重力落塔、失重飛機、磁力補償、探空火箭及空間飛行器等。包括在軌貯箱增壓、原位液化、空間氣液分離、推進劑傳輸與轉注、熱力學排氣、質量測量等技術須借助微重力平臺驗證其在軌可靠性、獲得運行規律。

3)在開展微重力搭載試驗方案設計時，采用液氮作為液氧、液甲烷的替代流體，而液氫須考慮基于真實流體的試驗方案。

低溫推進劑空間管理與應用技術必將在下一階段航天探測中扮演重要角色，前期因故滯后的飛行搭載試驗也將加速開展。我國在該領域的研究落后于航天強國，更應給予更大關注，在開展CFM基礎理論與地面驗證試驗研究的同步，盡早規劃，開展空間飛行搭載試驗系統設計，從而加速我國利用低溫推進劑的綜合能力，提高我國航天競爭力。

本文受北京強度環境研究所基金項目資助。(The project was supported by the Foundation of Beijing Institute of Structure and Environment Engineering.)

符號說明

CFM——cryogenic fluid management

ULA——united launch alliance

MLI——multilayer insulation

PODS——passive orbit disconnect strut

ZBO——zero boil-off

TVS——thermodynamic vent system

LAD——liquid acquisition device

THERMO——thermo and hydrodynamic experiment research module in orbit

SHOOT——superfluid helium on-orbit transfer

STS——space transportation system

ISS——international space station

RRM-3——robotic refueling mission-3

COLD-SAT——cryogenic on-orbit liquid depot storage,

acquisition and transfer

CPST——cryogenic propellant storage and transfer

eCryo——evolvable cryogenics

NMLC——National Microgravity Laboratory of China