電推進系統液氪低溫推進劑貯箱關鍵技術分析

陳既東，朱建炳，趙積鵬，張 海，顧森東，于 斌

（蘭州空間技術物理研究所，蘭州 730000）

0 引言

電推進概念是美國于20世紀初最先提出的[1]。電推進以其長壽命、高比沖、可控性好的特點，成為目前空間遠距離探測和大軌道轉移的選擇。電推進系統利用電磁場電離推進劑工質產生等離子體，通過電磁場加速使等離子體高速噴出而產生推力。氙、氪作為傳統的電推進氣體推進劑，推力性能較好，多次應用于航天任務，如Deep Space1、Smart-1、黎明號、地球靜止軌道通訊衛星等。相關研究[2-3]表明，氙氣具有較低的電離能和較高的原子質量，在放電通道內的電離和聚焦過程比較好控制，因此在推進劑利用率和推力方面均優于氪氣，但在同等電壓功率下氪氣比沖高于氙氣。結合推進劑的任務需求量（一般為幾百kg）和目前最新市場價格（氙氣28萬元/m3、氪氣3萬元/m3）等兩方面因素綜合考慮，氪工質優勢明顯，對此類任務的適用性更好，因此開展氪推力器的相關研究工作對電推進技術的發展意義重大。

貯供單元作為電推進系統推進劑儲存和管理的重要子系統，面對幾個月、甚至幾年的任務周期，氪工質貯存方式的選擇成為目前最關注的問題。Welle[4]介紹了電推進氣體推進劑（氙、氪等）低溫貯存和超臨界貯存兩種方式，發現低溫液化貯存的應用更多；郭志釩等[5]橫向對比了高壓儲氫、低溫液化儲氫以及金屬氫化物儲氫三種方式，認為低溫液化儲氫具有絕對優勢；NASA的Ames Research Center（ARC）、Glenn Research Center（GRC）、Marshall Space Flight Center（MSFC）對低溫液化推進劑的貯供問題做了大量研究[6-8]，在地面試驗階段已經實現了低溫推進劑的無損貯存。由此不難發現，低溫液化貯存逐漸成為低溫推進劑較優的貯存方式。

本文基于深空探測和大軌道轉移任務需求，開展氪低溫液化貯存必要性論證，梳理低溫推進劑貯箱的研究現狀，并結合氪工質物性特點，對液氪低溫推進劑貯箱關鍵技術進行分析和總結。

1 氪低溫液化貯存的必要性

目前，電推進低溫氣體推進劑的貯存方式一般有三種：高壓氣態貯存、超臨界貯存、低溫液化貯存。高壓氣態貯存采用高壓氣瓶貯存氣體，當氪的貯存壓力為30 MPa時，其貯存密度也只能達到1.2 g/cm3。后兩種貯存方式如文獻[4]所述，均可應用于空間貯存，下面就這兩種方式結合氪的相關物性參數進行分析。

超臨界狀態下，氪介于液態和氣態之間，不同溫度下的壓力-密度變化規律如圖1所示。

圖1 不同溫度下超臨界氪密度隨壓力的變化關系Fig.1 Relationship between supercritical krypton density and pressure at different temperatures

圖1中，取氪的臨界壓力5.525～15 MPa為貯存壓力，很明顯，當貯存溫度接近臨界溫度-63.67℃時，超臨界氪的密度變化最大。當以低溫液化形式貯存時，氪的壓力和液相密度隨飽和溫度的變化關系如圖2所示。當貯存壓力為0.1 MPa，貯存溫度為-153.42℃時，液相氪的密度高達2.417 g/cm3，可滿足貯箱小型化和高密度儲存要求。對比兩種方式發現：即使處于超臨界貯存的最優值，氪的貯存壓力也是低溫液化貯存壓力的幾十倍，且貯存密度較低，因此超臨界氪貯箱設計很難同時滿足大容量、輕質化和安全性要求；低溫液化貯存時，由于貯存溫度低，存在一定的熱控難度，進而對低溫液氪貯箱熱防護、流體管理等提出了較高的要求。

圖2 氪工質壓力和液相密度隨飽和溫度的變化關系Fig.2 Relationship between pressure and liquid density of krypton working fluid withsaturation temperature

從氪貯箱尺寸、容量、安全性、制造成本以及大軌道轉移任務的大貯量需求等方面綜合分析，低溫液化貯存明顯優于超臨界貯存，設計用于氪低溫液化貯存的大容量氪推進劑貯箱是必要且可行的。

2 液氪貯箱關鍵技術分析

受空間環境、任務需求以及氪推進劑自身的物理性質等三方面因素影響，為實現液氪推進劑在軌長期貯存，須綜合考慮低溫推進劑貯箱的研究現狀和氪工質物性參數，對大容量液氪貯箱關鍵技術進行分析。但由于液氪、液氙貯箱的公開資料有限，只能借鑒化學低溫推進劑貯箱，從輕質低溫貯箱殼體研制、高效熱防護技術、低溫推進劑管理技術等方面著手。

2.1 輕質低溫貯箱殼體

質量、比強度、比剛度是評價電推進用低溫推進劑貯箱殼體的主要性能指標。隨著材料科學和加工技術的不斷發展，低溫貯箱殼體材料經歷了鋁鎂系列合金（如“阿波羅”計劃中土星系列火箭燃料貯箱材料）、鋁銅系列合金（如2014、2219）、鋁鋰系列合金（如前蘇聯能源號火箭燃料貯箱材料）等輕質金屬材料的發展，之后復合材料以其低密度、高比模量和高比強度等性能優勢得到廣泛的研究和應用。黃誠等[9]對樹脂基復合材料及其性能、復合材料貯箱的設計準則、貯箱主要部段的結構設計等進行了研究。于建等[10]論證了聚合物復合材料作為低溫貯箱材料的必要性和可行性。陳振國等[11]針對碳纖維增強樹脂基復合材料（CFRP）貯箱嚴重的滲漏問題，闡述了國內外有關納米材料摻雜增強、樹脂基體改性增韌、鋪層結構優化設計等抗滲漏設計方法。美國NASA、SpaceX以及Boeing公司合作研制出了無金屬內襯的CFRP低溫貯箱[12]。

目前在軌加注轉移技術尚未成熟，為完成遠距離、長時間的探測任務，氪推進劑的攜帶量非常大，同時，低溫液氪貯箱還須滿足高比強度、高比剛度、輕質化以及耐低溫等性能要求。從表1數據分析，復合材料的性能明顯優于金屬材料。從國內貯箱輕質化發展角度看，全復合材料貯箱是航天低溫貯箱的下一步發展方向，但是考慮到加工制造水平和成本，以及全復合材料貯箱結構還存在很多加工和驗證問題有待解決等因素，現階段大多數輕質低溫貯箱結構仍采用薄壁金屬內襯+復合材料纏繞的形式，如圖3所示。部分文獻中用鈦作為液氙貯箱金屬內襯，鈦的密度為4.51 g/cm3。參照表2中氪、氫、氧的數據對比，結合表1殼體材料參數，可以看出，輕質化液氪貯箱更適合用鋁鋰合金+T1000碳纖維/樹脂基復合材料作為殼體，環向纏繞和螺旋纏繞組合方式制造。

表1 貯箱殼體材料匯總Tab.1 Summary of tank shell materials

表2 三種推進劑物性參數Tab.2 Physical parameters of three propellants

圖3 貯箱殼體結構示意圖Fig.3 Schematic diagram of tank shell structure

2.2 熱防護技術

低溫推進劑貯箱熱防護是實現低溫推進劑在軌蒸發量控制的核心手段。按是否需要外界提供能量可將低溫推進劑貯箱熱防護分為被動絕熱和主動制冷兩大方式。1999年NASA格倫研究中心的Plachta[13]提出了“零蒸發”（Zero Boil-Off，ZBO）貯存概念，即以被動絕熱和主動制冷相結合的方式來實現貯箱熱防護。基于貯箱輕質化性能參數，以氫、氧貯箱LEO（Low Earth Orbit）在軌時間和熱防護質量之間的變化曲線[14]（如圖4所示）為例評判在軌長期貯存的兩種熱防護方式，可以看出，隨著在軌時間的增加，理論上低溫推進劑的蒸發量越大，所需要的熱防護質量越大，很顯然，使用被動絕熱+主動制冷的方式進行低溫推進劑在軌長期蒸發量控制是目前最優的方案選擇。

圖4 低溫貯箱在軌時間與熱防護質量關系圖Fig.4 Relationship between on-orbit time of cryogenic tank and thermal protection quality

2.2.1 被動絕熱方式

被動絕熱，即通過增設熱防護層的方式控制貯箱的漏熱量。最傳統的方式是采用真空多層絕熱結構（Multi-Layer Insulation，MLI），但該結構存在貯箱質量過大的問題。后續，該結構被優化為變密度多層絕熱結構（Variable Density-Multi Layer Insulation，VD-MLI）。在此基礎上，衍生出以下兩種組合形式：

（1）SOFI+VD-MLI組合

這是由NASA的低溫學者首先提出的一種新型絕熱防護組合，VD-MLI配合能夠在地面和發射階段起到很好絕熱保護作用的聚氨酯泡沫絕熱（Spray-On Foam Insulation，SOFI），來保證整個航天器壽命期間內的貯箱絕熱。

Marshall Space Flight Center的 Martin 等[15]針對液氫貯箱在32℃左右的輻射屏溫下對MLI和SOFI+VD-MLI組合進行了試驗，得到表3所列的相關數據。可以看出，SOFI+VD-MLI組合的性能優勢明顯。李延娜[16]在不同環境下，對SOFI+VD-MLI組合的貯箱熱防護性能進行了理論分析和數值模擬。鄭建朋等[17]針對SOFI+VD-MLI的不同層數組合進行絕熱性能試驗研究；Martin等[18]主要針對SOFI+MLI結構組合進行了相應的試驗評估。

表3 MLI和SOFI+VD-MLI組合熱防護性能對比Tab.3 Comparison of thermal protection performance between MLI and SOFI+VD-MLI

（2）SOFI+VD-MLI+VCS復合結構

近幾年，國內外學者對SOFI+VD-MLI+VCS復合結構的討論很多，許多人認為由聚氨酯泡沫（SOFI）、變密度多層絕熱（VD-MLI）和蒸氣冷卻屏（VCS）組成的復合結構（如圖5所示）是一種極有效的被動熱防護組合。陳叔平等[19]基于漏熱量最小原則，從能量守恒推導了VCS屏溫和屏位數值計算關系，對蒸汽冷卻屏的位置進行了優化。Jiang等[20]為了更好地預測和優化絕熱組合的熱性能，提出了一個考慮VD-MLI三種傳熱機制和VCS內對流傳熱的理論模型，通過實驗方式驗證了模型的正確性，研究了VCS位置和熱邊界溫度（熱流）對隔熱性能的影響。該復合結構與SOFI+VD-MLI不同的是加入了VCS，從而可以進行冷量的二次應用，得到更好的絕熱效果。

圖5 SOFI+VD-MLI+VCS復合結構示意圖Fig.5 SOFI+VD-MLI+VCS composite structure diagram

2.2.2 主動制冷方式

主動制冷技術是采用低溫制冷機和貯箱內換熱裝置耦合設計，將低溫制冷機產生的冷量高效、均勻地傳輸至貯箱內部，使貯箱內蒸發量和壓力得到控制。自ZBO貯箱提出以來，國外學者對于主動制冷技術的相關研究從未間斷。

（1）低溫制冷機相關研究

在主動制冷技術方案中，輸入的冷量是由低溫制冷機產生的，因此針對低溫貯箱用的低溫制冷機的研究工作十分重要。Plachta[21]在NASA報告中研究了兩種類型的制冷機，逆布雷頓循環（RTBC）制冷機和分置式機械制冷機，如脈沖管或斯特林循環制冷機。Nugent等[22]基于載人長期任務中推進劑的儲存要求，介紹了NASA正在開發的大容量、高效的20 K和90 K逆布雷頓循環制冷機。Kittel等[23]測試了輕型、高效的脈管制冷機。該制冷機的設計工作點為95 K@10 W，工作壽命為10年，冷卻器的質量小于4.0 kg。日本學者[24]在液氙ZBO貯箱設計中采用脈管制冷機提供冷源，運行良好。目前，斯特林制冷機和脈管制冷機具有分置式、輕質量的結構特點和高效率、長壽命的性能優勢，而且在軌性能良好，逐漸成為航天應用最受歡迎的低溫制冷機。

（2）換熱裝置

NASA采用不同技術手段，針對貯箱內低溫推進劑蒸發量主動控制技術開展了大量設計研究和試驗，實現了低溫推進劑的ZBO貯存。Hedayat等[25]針對液氫ZBO貯箱進行試驗測試，采用低溫制冷機與TVS（熱力學排氣系統）組合的主動制冷方案，如圖6（a）所示。結果顯示，該結構貯箱可以維持液氫20～30 d的ZBO貯存；Ho等[26]對一個帶噴嘴主動循環結構的液氫ZBO貯箱（如圖6（b）所示）進行了流體流動和傳熱分析。

圖6 幾種主動制冷技術Fig.6 Schematic diagram of active refrigeration technology

David分析了ZBO貯箱中低溫制冷機+熱管+翅片散熱器組合方案（如圖6（c）所示）的性能特點，對比分析了主動制冷技術對于ZBO貯箱設計的重要性。Plachta等[27]針對LEO用的液氧ZBO貯箱進行了地面試驗驗證（如圖6（d）所示）。試驗證明，兩級脈管制冷機+BAC（Broad Area Cooling）組合方案可以實現19 d的ZBO貯存，能夠抑制88%的熱分層現象。

從單一被動絕熱引起的貯箱漏熱出發，結合在軌長期貯存要求，貯箱內液氪蒸發量和壓力控制成為該部分設計的關鍵。基于ZBO貯存的設計目標和液氪貯存溫度，參照國外已經成功驗證的化學低溫推進劑ZBO貯箱設計，液氪貯箱熱防護設計選取SOFI+VD-MLI被動絕熱組合，再通過主動制冷技術抵消貯箱漏熱，實現貯箱內推進劑蒸發量和壓力控制。從熱控難度分析，液氪貯箱更容易實現無損貯存。

2.3 低溫推進劑管理技術

2.3.1 氣液分離技術

微重力環境下，氣液相處于彌散分布狀態，無法分別準確定位。低溫推進劑氣液分離技術直接決定貯箱在軌供應性能的優劣，是實現推進劑在軌應用和轉移的核心技術。現有貯箱內氣液分離技術的原理和優缺點如表4所列。可以看出，四種氣液分離技術中，表面張力式分離具有良好的空間適用性。海盜75軌道器、STAR-2衛星、HS601平臺衛星等均使用了這類分離技術[33]。

表4 氣液分離技術對比表Tab.4 Gas-Liquid Separation Technology

2.3.2 低溫推進劑流體管理

利用表面張力進行貯箱內液體推進劑管理，可靠性好、管理效率高。目前，基于表面張力效應的推進劑管理裝置（Propellant Management Device，PMD）成為實現空間環境下液體推進劑管理的主要裝置。表面張力貯箱的PMD通常包括導流板（或網幕通道）和出口附近的蓄液器（表面張力貯箱最重要的組成部分），是決定表面張力貯箱性能優劣的主要因素。美國70年代初完成了針對液氫和液氧表面張力貯箱的設計研究，國內在低溫推進劑表面張力貯箱的研究進展緩慢。薛國宇等[32]對低溫推進劑表面張力貯箱進行了理論分析，對比了常溫推進劑（如四氧化二氮）和低溫推進劑（如液氧）之間的表面張力，證實了利用表面張力貯箱進行低溫推進劑流體管理的可行性。李永等[33]對板式貯箱進行了研究和調研，對比了篩網式和板式流體管理裝置和應用環境，闡述了板式表面張力貯箱的性能優勢。朱文杰等[34]介紹了國內外對上面級低溫推進劑表面張力貯箱的研究進展，分析了低溫推進劑在軌管理的關鍵技術。總之，篩網通道式和板式在結構上存在很大的差距，板式結構簡單，流體管理效果好，但是只適合表面張力稍大一些的推進劑，如常溫推進劑四氧化二氮（表面張力為10.27 N/m）。表面張力稍小的低溫推進劑，如液氫（表面張力為1.90×10-3N/m），液氧（表面張力為1.31×10-2N/m）等更適合采用第一代金屬網幕通道式表面張力貯箱貯存。

氪推進劑與化學推進劑的工作狀態不同，前者是氣態，后者是純液態，因此，低溫液氪貯箱內部是否需要PMD成為設計者最關心的問題之一。2009年，法國的Duchemino等[35]在液氙低溫貯箱設計中仿照化學低溫推進劑的流體管理方式，利用PMD進行無夾氣液體采集，然后對其進行汽化，以供推力器使用。氪氣與氙氣物性相似，可見，液氪貯箱利用表面張力進行流體管理具有可行性，利用該方法既可以滿足推進劑定量高效排出的要求，又方便以現有方法檢測貯箱內的推進劑余量。在氪沸點溫度下，其液相表面張力為1.56×10-2N/m，與液氧表面張力處于同一量級，即選擇網幕通道式表面張力貯箱（如圖7所示）進行流體管理，較其他方式效果更好。

圖7 網幕通道式表面張力貯箱Fig.7 Screen channel surface tension tank

3 總結與建議

NASA針對在軌長期運行的低溫推進劑貯箱設計的研究成果頗豐，包括：理論研究、仿真分析、地面試驗驗證以及部分技術的飛行驗證，這些成果對液氪低溫推進劑貯箱在軌長期貯存具有借鑒和指導意義。國內在該方面的研究起步比較晚，與國外存在較大差距，現階段涉及以下關鍵技術需要攻關：

（1）鋁鋰合金薄殼金屬內襯和復合材料的加工制造。隨著氪推進劑的需求量增大，輕量化貯箱的直徑增大，因此大尺寸的鋁鋰合金內襯的加工成型問題凸顯；其次，高強碳纖維的加工制造以及大溫差范圍內與金屬內襯在內壓作用下的變形協調也是目前亟待解決的問題。

（2）低溫貯箱高效絕熱方式。由于氪氣為惰性氣體，化學性質穩定，采用SOFI+VD-MLI被動絕熱組合不僅足以提供液氪低溫貯箱壽命周期內的高效絕熱，而且有利于貯箱輕質化設計，但對于材料和最優層數的選擇還需要相應的理論分析和數值計算。

（3）低溫制冷機與貯箱之間的高效熱耦合。該技術對于液氪低溫貯箱內蒸發量控制意義重大，目前耦合結構大致有以下幾種：熱管、導熱帶、換熱器等結構，而對于低溫制冷機與低溫液氪貯箱之間的耦合特性，還須進行大量的仿真分析和實驗驗證。

（4）空間低溫推進劑流體管理。利用金屬網幕四通道式PMD能夠在空間熱環境和微重力環境下有效處理氪推進劑的兩相流問題，更有利于氣液兩相流的界面定位。而針對電推進氣體工質適用性更高的流體管理方式還有待進一步研究。

結合以上關鍵技術，應盡快開展大軌道轉移任務用氪推力器貯供單元技術研究，為未來更遠距離的小行星探測和更大軌道轉移應用奠定基礎，不斷提升我國在航天領域的競爭力。