低温推进剂长期在轨储存技术研究概述

李 鹏，孙培杰，包轶颖，姚秋萍

（上海宇航系统工程研究所，上海201108）

1 前言

随着深空探测任务，特别是未来载人探月计划的开展，低温推进剂（如液氢、液氧、甲烷等）不但要满足运载火箭发射段短时间使用，而且要适应未来长时间在轨任务的需求[1]。但是低温推进剂沸点低，空间环境中恶劣的热环境会引起低温推进剂的大量蒸发，这样就不得不涉及到低温推进剂的长期在轨储存技术，通过对贮箱进行绝热、防辐射措施、有效的热交换和合理的压力控制，将蒸发量控制在一定的范围。下面着重对低温推进剂长期在轨储存技术的难点、国外研究路线图和研究进展进行阐述，并通过对单项技术合理组合，提出不同的低温推进剂长期在轨储存系统方案。

2 低温推进剂长期在轨储存的技术难点

低温液体长期储存技术地面上已经相对成熟，但是空间微重力、复杂外热流、各种辐射和粒子的环境条件，以及低功耗、重量轻的严格要求，使得低温推进剂的长期在轨储存具有极大的技术挑战性，面临的主要技术难点包括：

（1）微重力环境下气液位置不确定

空间微重力条件下贮箱内气液存在状态和位置不确定，受加速度水平、贮箱尺寸、瞬态过程等因素影响很大[3-4]，从而使得贮箱卸压阀的位置设计困难，微重力条件下气液界面为曲面，瞬态加速后气液混合长时间不会消除，在空间实现排气而不排液的贮箱压力控制变得非常困难。

（2）复杂空间热环境

飞行器在空间会受到太阳辐射、行星红外辐射、行星反照辐射、黑背景等空间热环境的影响。直接暴露在太阳辐射之下，使得推进剂贮箱正对太阳面以及背对太阳面所接受的太阳辐射强度差别大，极易造成贮箱内低温推进剂的温度不均匀[5]，不利于低温推进剂的长期储存。

（3）热分层现象

低温推进剂贮箱内的热分层来自两部分。一是在地面停放阶段和上升段，由于整流罩内气体对流加热和气动加热等原因，在自然对流的作用下，贮箱近壁面区域的热流体沿壁面向上运动形成热分层。二是空间飞行阶段，微重力下，对流显著减弱，非均匀热源、热瞬态能够产生严重的热分层。热分层现象直接影响低温推进剂的蒸发，使得贮箱压力升高。

（4）空间基与地面基

现有的航天器是由地面发射升空，则相应的低温推进剂储存系统对地面基和空间基环境的影响都要适应。地面基储存系统需要考虑地面热环境和发射环境的影响，要考虑能够承受发射较大加速度力学环境载荷；而空间基储存系统要考虑空间恶劣环境的影响。

（5）储存使命周期影响

空间低温推进剂储存系统的使命周期从几小时、几天到几个月甚至几年。对数天的短期使命可能不需要排气，用良好的被动热防护和消除热分层混合就可以满足需求；对数月到一年的中期使命，不仅需要进行排气压力控制，而且应当在被动热防护和排气之间进行质量优化折中；对数年甚至数十年的长期使命，采用被动热防护技术和排气技术可能根本无法满足使命需求，必须与能够从贮箱转移出热量的主动热防护技术相结合，因此要根据不同的任务需要，低温推进剂采用不同的蒸发控制方案。

（6）运载能力限制

由于运载能力的限制，推进剂在轨储存系统对本身质量有严格的要求，必须采用轻质且绝热性能良好的材料，同时要在满足贮箱容积的基础上尽量减小贮箱的表面积以减少漏热。

（7）低功耗要求

由于规模的限制，航天器的能源很有限，低温推进剂在轨储存系统尽量采用无功耗的被动技术，选用低功耗的单机设备。

3 国内外研究现状

3.1 国外发展概况及规划

由于载人深空探测的任务牵动，美国在低温推进剂长期在轨储存技术方面开展了大量的研究，而俄罗斯、欧洲、日本等未见开展相关研究的信息，下面主要对美国的研究发展状况进行介绍。

自从上世纪60年代起，NASA的马歇尔空间飞行中心（MSFC）、格林研究中心（GRC）、艾姆斯研究中心（ARC）、戈达德空间飞行中心（GSFC）、美国的洛克西德－马丁公司、波音公司、中央佛罗里达大学太阳能研究中心等机构长期进行着低温推进剂在轨储存相关技术研究[2]，经过几十年的不断探索和改进，已经在低温推进剂长期在轨储存方面积累了大量宝贵的经验以及技术数据。

2004年NASA提出实施星座计划，2020年实现美国航天员重返月球，低温推进剂长期在轨储存技术更是被提上日程，低温流体管理项目（CFM）主要致力于低温流体储存系统、低重力推进剂管理系统，以及低温流体转移及处理技术等方面的研究。所涉及的具体技术有：微重力下的质量流量计技术、混合泵技术、液体获取装置（LAD）技术、热力学排气系统（TVS）以及低温制冷机等。CFM技术的发展将有利于发展未来演化的火箭上面级、EDS、Altair、推进剂补给站以及其他科学研究和国家安全方面的应用[5-8]。

在2010年4月，奥巴马公布了新太空探索计划，转而将火星作为美国载人航天计划的目的地。对于低温推进剂长期在轨储存技术，在2015左右，实现低温推进剂6个月的在轨储存目标，2020年左右，完成利用制冷机保证低温推进剂长期储存的任务。

3.2 国内研究现状

目前，在载人探月工程的牵引下，国内在低温推进剂长期在轨储存技术方面刚刚起步，大多停留在文献的搜集和调研层面，只开展了初步方案的论证工作。

4 单项技术研究

低温推进剂长期在轨储存技术是一项涉及低温贮箱绝热技术、空间热防护技术和压力控制技术等的总体技术，其中包括众多的单项技术，下面将国外低温推进剂长期在轨储存技术研究中所是涉及的单项技术的技术特点和研究概况进行说明。

4.1 被动热防护技术

4.1.1 基于变密度多层隔热材料的复合隔热技术

低温推进剂在轨储存系统要经受地面和空间复杂的热环境，为减少通过贮箱壁的外界漏热，必须在贮箱外表面包覆高性能的隔热材料或结构。多层隔热材料（MLI）与泡沫材料相结合的复合结构形式，隔热性能好，质量轻，是空间应用的最佳选择，复合结构中的泡沫主要是用于地面及发射阶段的隔热，而外层的多层隔热材料则用于空间飞行阶段。

多层隔热材料（MLI）由于其在真空条件下优良的隔热效果，目前已经在各种航天器上得到了广泛的应用。为了进一步增强MLI的隔热性能，降低隔热材料的自重，NASA通过对MLI结构的优化，形成了变密度多层绝热材料VD-MLI技术[11，12]，隔热材料靠近低温贮箱外表面的区域，层间厚度大，密度低，隔热材料外层层间厚度小，密度大，如图1所示。相关试验表明贮箱采用VD-MLI作为隔热材料后，推进剂蒸发量比采用传统的MLI降低了58%，且隔热材料质量减少了41%[12]。

图1 泡沫和VD-MLI结合的复合隔热结构

该项技术是低温推进剂长期在轨储存必须采用的，是最基本的被动热防护技术之一。

4.1.2 太阳能防护罩

太阳防护罩可使大规模低温系统免受太阳和星球辐射的影响，从根源上最大程度地消除热源[13]。研究表明，不论是单独使用太阳防护罩还是与MLI绝热层一起整合使用，都可以明显降低漏热。

自2007年起，NASA旗下的格林研究中心开展了适合人马座上面级低温贮箱的太阳防护罩（CSS）的研制、试验和分析工作，计划2011年进行飞行测试[13]。2009年，在Denver召开的航空会议上，提出“空间加油站”这一概念，并且明确提出可以采用太阳防护罩技术为空间加油站的低温推进剂贮箱遮挡太阳辐射，降低蒸发损失[14]。在NASA的土卫六探测器计划（Titan Explorer）和彗核标本返回（Comet Nuclera Return，CNRS）计划中的飞行器通过安装辐射屏、隔热板等方式对低温贮箱进行遮挡，降低贮箱内外换热[15]。低温推进剂贮箱太阳防护罩如图2所示。

太阳防护罩应用需要解决太阳防护罩开展技术，并且要对航天器的飞行姿态有约束要求，保证太阳防护罩能对空间外热流有效遮挡，该项技术要根据飞行任务要求选择性的采用，对于星际间长时间转移飞行任务，采用太阳防护罩是很有利的，此时，只要考虑太阳辐射的遮挡，太阳防护罩的尺寸相对较小。

图2 低温推进剂太阳防护罩

4.1.3 连接支撑结构

低温贮箱间的连接支撑结构也是贮箱漏热的主要原因之一，甚至占有相当大的比重。被动轨道阻断支撑技术（PODS技术[16]）源于GP-B任务。结构如图3所示。在低温推进剂长期在轨储存方面，PODS技术同样意义重大。在空间的自由飞行阶段，由于作用力较小，热和力通过小直径的复合材料管和较长的路径传递。在发射上升阶段，热和力通过较粗的复合材料管和较短的路径传递。通过应用PODS，系统通过支撑结构的漏热减小了90%[17]。

图3 被动轨道阻断支撑技术示意图

该项技术是低温推进剂长期在轨储存必须采用的，最基本的被动热防护技术之一。

4.1.4 蒸汽冷却屏技术

蒸汽冷却屏技术（VCS）[18，19]是指将低温贮箱排放的推进剂蒸汽流经包围贮箱的冷却屏，被外界加热，热量随气体被排出系统。低温贮箱内推进剂蒸发后的气体，温度相对较低，经过蒸汽冷却屏后，能够使其冷量进一步得到利用，在低温贮箱外围形成低温环境，降低贮箱表面温度，进而降低贮箱热漏率。

蒸汽冷却屏将会明显增加飞行的质量，该项技术要根据飞行任务要求，对蒸汽冷却屏增加质量和推进剂节省量综合分析，选择性的采用。

4.1.5 液体混合技术

流体混合技术的主要目的是消除热分层[20]，如图4所示。该技术通过泵把液体从贮箱液抽出，再用喷嘴或喷管注回贮箱。注入液体带动贮箱内流体运动，消除热液体层，部分蒸汽得以凝结。通过试验和仿真，证明低温流体混合技术能显著消除贮箱内部的热分层并降低贮箱内部的压力，从而减小蒸发量。该项技术根据飞行任务周期选择性采用。

图4 低温泵混合技术

4.2 主动热转移技术

热转移技术的原理是：热交换器安装在低温推进剂贮箱内，制冷机与热交换器组合，从贮箱内移出进入贮箱的热量，并通过辐射器辐射到外界空间环境。该项技术为主动热控制技术，利用制冷机和贮箱耦合，把贮箱系统的漏热全部移出，可实现低温推进剂的零蒸发损失[21-23]。

目前，制冷热转移ZBO技术还处于地面原理性分析和实验阶段，根据制冷机和低温贮箱的耦合方式不同，现在的方案大体上分为低温制冷机冷却气体技术（如图5（a）所示）和低温制冷机冷却液体技术（如图 5（b）所示）。

主动热转移技术和上面的被动热防护技术配合使用，其将会增加推进剂蒸发控制系统的质量和电功耗，降低系统的可靠性，主动热防护技术要根据飞行任务要求和周期选择性使用。

图5 制冷热转移ZBO技术系统示意图

4.3 压力控制技术

4.3.1 液体沉底排气技术

液体沉底排气技术[24]主要是为贮箱提供一个加速度以使得气液分离从而方便贮箱排气以实现压力控制。空间系统产生加速度的方法往往是发动机（推力器）定向点火，所以采用该技术必然消耗额外的推进剂，对大型空间低温系统，需要消耗的推进剂量不小。贮存周期越长，消耗量越大。

4.3.2 表面张力控制排气技术

利用贮箱内的表面张力管理装置把液体限定在特定的区域。而把气体排挤到另外的区域，只要在气体区域安装排气口就可以实现排气。空间贮存系统应用表面张力控制排气技术的难度来自两个方面:一是空间系统常用低温流体的表面张力比常规流体小得多。使得设计和制造安全可靠的表面张力管理装置困难；二是空间使命往往是多阶段使命组合，很难保证排气时刻的邦德数总是远小于1。该技术的发展非常缓慢，截止目前没有实质性进展[25]。

4.3.3 热力学排气TVS技术

热力学排气系统（TVS）本质上为开环制冷系统，由焦-汤膨胀器、热交换器和控制阀元件组成。其工作原理为[26]：利用液体获取装置，以低流率从贮箱内抽取液体，液体经过焦-汤膨胀器等熵膨胀后成为温度和压力降低的两相流。该两相流流入与贮箱内液体或贮箱壁连通的热交换器，温度较高的液体或贮箱壁中的热量通过热交换器传递给两相流，使其全部成为蒸气并被排放出贮存系统。与此同时，贮箱内液体获得制冷效应，贮箱压力降低。图6为波音公司开发的同轴喷雾棒式TVS试验，马歇尔空间飞行中心（MSFC）在多用途的液氢试验平台上验证了同轴喷雾棒能够有效消除液体分层和贮箱压力[27]。

图6 同轴喷雾棒式TVS系统示意图

4.3.4 TVS和VCS组合技术

经过TVS膨胀并热交换后排出的低温推进剂气体温度仍然很低，这时可以将其流经低温贮箱外的蒸汽冷屏通道以降低贮箱外壁温或者MLI隔热层的温度，充分利用排出气体的冷量。研究表明，经过适当的设计，TVS和VCS技术结合，可使低温推进剂贮箱热漏率降低51%[28]。

5 国外低温推进剂长期在轨储存技术在轨验证规划

目前国外低温推进剂长期在轨储存技术研究大多停留在原理性分析和地面试验验证阶段上，各项关键技术通过了实验室验证，取得了突破性的进展，利用实验室样品/部件/功能模块集成于原理样机，验证了技术应用的功能特性，通过原理样机测试，验证了技术方案和途径的可行性，后续将陆续开展飞行验证任务。表1中给出了国外各项关键技术的地面试验验证情况和对飞行试验的需求，从表中可以看出，各项技术地面上已经进行了充分的试验研究，接下来需要通过飞行试验研究微重力对系统性能的影响。下面对国外低温推进剂在轨验证试验项目的策划工作进行介绍。

表1 国外各项关键技术的地面试验验证情况和对飞行试验的需求

（1）国际空间站零蒸发试验研究

NASA格林研究中心正在开展利用国际空间站进行低温推进剂零蒸发试验研究的策划和试验装置的设计工作[29]，该项试验通过在国际空间站上安装小尺寸的试验装置（参见图7），研究微重力下低温贮箱压力变化情况和压力控制特性，考核在空间环境下，采用主动热转移和强迫混合技术实现低温推进剂零蒸发的实际效果。

（2）“半人马座”低温试验平台（CTB）系统概念

洛克西德-马丁公司提出了利用成本较低的“半人马座”上面级平台，开展低温推进系统的演示验证试验方案，并提出了“半人马座”低温试验平台（CTB）系统概念[29]，该系统由瓶状的收集器、控制面板和收集器连接装置组成。如图8所示。

（3）“起步计划”关键技术飞行验证

针对奥巴马新太空探索计划，NASA制定“起步计划”，将发射一系列航天器完成多项关键技术的空间演示验证任务（Flagship Technology Demonstrations）[10]，计划中将于2015年发射FTD-2航天器，飞行时间不少于200d，进行低温推进剂储存和传输的演示验证，FTD-2飞行器的效果图如图9所示。

图7 国际空间站零蒸发试验装置剖面图

图8 “半人马座”低温试验平台系统示意图

图9 FTD-2航天器的效果图

6 结束语

低温推进剂长期在轨储存技术是我国航天事业后续发展的支撑性关键技术，是一项复杂的系统工程，由于低温推进剂的低沸点、空间复杂的热环境和微重力环境，给该项技术的实现带来了很大的困难，低温推进剂贮箱的热防护和压力控制是两个关键的方面。该项技术国外已经基本完成了实验室研究，即将进入了工程化实施阶段，后面计划通过多次的飞行验证对该项技术方案的工程有效性、可靠性等方面进行考核。我国在该项技术处于起步阶段，后面还有大量的工作需要开展，充分借鉴和吸收国外研究经验，考虑我国的技术水平，通过全面的理论分析和试验验证，突破单项关键技术，完善系统方案。 ◇

［1］Chato，D.J.Cryogenic Technology Development for Exploration Missions［J］.AIAA 2007–0953，2007.

［2］胡伟峰，申麟，等.低温推进剂长时间在轨的蒸发量控制技术进展［J］.导弹与航天运载技术，2009，（6）:28-34.

［3］李亚裕.空间环境对液体推进剂的影响［J］.导弹与航天运载技术，1999，1 20-27.

［4］张天平.空间低温流体贮存的压力控制技术进展［J］.真空与低温，2006，12（3）:125-131.

［5］ Paul， H.L.，Diller， K.R.Comparison of Thermal Insulation Performance of Fibrous Materials for the Advanced Space Suit［J］.Journal of Biomechanical Engineering，2003，125 639-647.

［6］ NASA’s Exploration Systems Architecture Study Final Report NASA-TM-2005-214062.

［7］Michael P.D，Joseph.D.G.，Louis J.S，Steven G.S.Cryogenic Fluid Management Technology for Moon and Mars Missions［J］.AIAA 2009–6532，2010.

［8］Motil，L.T.Susan.M.M.NASA’s Cryogenic Fluid Management Technology Project［J］.AIAA 2008–7622，2008.

［9］Constellation Program［J］.维基百科，2010.

［10］Human-SpaceFlightProgram ReviewofU.S.HumanSpaceflightPlans Committee，2009.

［11］Martin.J.J.，Hastings L..Large-Scale Liquid Hydrogen Testing of a Variable Density Multilayer Insulation With a Foam Substrate［J］.NASA/TM 2001-211089，2001.

［12］Hastings L.J.，Hedayat A.，Brown T.M.Analytical Modeling and Test Correlation of Variable Density Multilayer Insulation for Cryogenic Storage［J］.NASA/TM 2004–213175，2004.

［13］Michael.D.，Kirk.A.，Bernard.K，et al.Design and Development of an In-Space Deployable Sun Shield for the Atlas Centaur［J］.AIAA 2008-7764，2008.

［14］Jonathan A.G，Bernard.F.K.Frank.Z.etc.Realistic Near-Term PropellantDepots:Implementation ofa CriticalSpacefaring Capability［J］.AIAA 2009-6756，2009.

［15］Plachta D.W.，Christie R.J.，Jurns J.M.，etc.Passive ZBO Storage of Liquid Hydrogen and Liquid Oxygen Applied to Space Science Mission Concepts［J］.Cryogenics，2006，46 89–97.

［16］G.M.Reynolds，V.，R.H.，Parmley，R.T.，Read，D.，Reeve，W.，etc.Payload and Spacecraft Technology for GP-B［J］.Advances in Space Research，2000，25（6）:1193-1197.

［17］ Seidel，A.，Schwabbauer，P.，Hilmer，K.H.，etc.Novel orbital disconnect support for cryogenic tanks［J］.Cryogenics，1994，34（5）:389-392.

［18］ Liggett，M.W.Space-Based LH2 Propellant Storage System:Subscale Ground Testing Results［J］.Cryogenics，1993，33（4）:438-442.

［19］张周卫，厉彦忠，等.空间低温冷屏蔽系统及表面温度分布研究［J］.西安交通大学学报，2009，43（8）:116-124.

［20］ Hedayat A.，Bailey.J.W.，Hastings L.J.，and Flachbart R.H..Test Data Analysis of A Spray Bar Zero-Gravity Liquid Hydrogen Vent System For Upper Stages［J］.AIP Conf.Proc.，2003.

［21］Plachta，D.Results of an Advanced Development Zero Boil-Off Cryogenic Propellant Storage Test［J］.AIAA 2004–3837，2004.

［22］Frank D.，Roth.E.，Olson.J.，etc.Development of a Cryocooler to Provide Zero Boil-Off of a Cryogenic Propellant Tank［J］.International Cryocooler Conference，2007，583-588.

［23］Canavan E，Boyle.R.，Mustafi S.Active Costorage of Cryogenic Propellants for Exploration［J］.AIP Conf.Proc.，2008，969 733-740.

［24］褚桂敏.低温上面级滑行段的推进剂管理.导弹与航天运载技术，No.2，2007:24-29.

［25］张天平.空间低温流体贮存的压力控制技术进展，真空与低温，第12卷第3期，2006:125-131.

［26］Tibor.L.，Charles.W，.Zero-G Thermodynamic Vent System Final Report［J］.Rockwell Aerospace Report No.SSD 94M0038，1994，Contract No.NAS8-39202.

［27］Chin S.L，Neil.T.V.D.，Mohammad M.H.Pressure Control Analysis of Cryogenic Storage Systems［J］.Journal of Propulsion and Power，2004，20 480-485.

［28］LeBar.J.F.，Cady.E.C.The Advanced Cryogenic Evolved Stage（ACES）-A Low-Cost，Low-Risk Approach to Space Exploration Launch［J］.AIAA 2006-7454，2006.

［29］Dacid.J.C.Flight Development for Cryogenic Fluid Management in Support of Exploration Missins.AiAA-2006-0940.