运载火箭低温推进剂热管理技术及应用进展分析

李佳超，梁国柱

(北京航空航天大学宇航学院，北京100191)

运载火箭低温推进剂热管理技术及应用进展分析

李佳超，梁国柱

(北京航空航天大学宇航学院，北京100191)

运载火箭低温推进剂与外界环境的传热是造成汽化的主要原因。为长期贮存和使用低温推进剂，必须采用综合的热管理技术。首先介绍国内外提出的被动热防护技术和主动制冷技术。前者的主要目的是降低贮箱与外界环境的热量交换强度；后者是通过对贮箱内的热量进行转移，以实现低温推进剂的无损贮存，但只适合已具有良好被动热防护的贮箱。其次，对国外典型低温推进剂实验应用系统进行分析，并初步提出多功能液氢实验平台方案设想，方案中通过CZ-3A号搭载多功能液氢实验平台用于验证空间环境下低温推进剂的综合应用技术。通过对低温推进剂热管理技术的调研和论证，为我国低温推进剂在空间环境下的长期在轨使用提供技术参考。

低温推进剂;汽化;热管理;被动热防护;主动制冷

0 引言

低温推进剂(如液氢、液氧、甲烷等)具有比冲高、无毒无污染、价格相对低廉等特点，因而在国内外运载火箭和航天器得到了广泛的运用。但低温推进剂沸点低，外界环境的漏热容易引起低温推进剂的汽化，影响航天器飞行安全。按照传统推进剂的管理方法，需要向外部直接排放气体来降低压力，这会造成推进剂损失，缩短航天器寿命，对载人航天器上航天员出舱活动和航天器的安全也造成不利影响。因此，必须对低温推进剂热管理技术及综合应用展开研究。

国外对低温推进剂热管理技术进行了大量的实验和理论研究，其中以美国航空航天局(NASA)格林研究中心开展零沸腾贮箱(Zero Boil-off Tank, ZBOT)计划为代表，该实验的目的是研究低温推进剂长期存贮所需的技术[1]。我国最早使用液氢/液氧推进剂是在CZ-3号运载火箭第三子级发动机YF-73上面，工作时长800s左右。由于地球同步通信卫星发射的需要和空间站建设以及探月工程项目的实施，先后发展了YF-75、YF-75D和YF-77等氢氧火箭发动机。但是由于我国液氢存储技术尚不够完善，液氢汽化速度过快，无法实现在太空长时间在轨待机和多次启动。而同样采用氢氧发动机的美国半人马座(Centaur)上面级和德尔塔IV(Delta IV)火箭上面级，它们的最长飞行时间都超过6h，可以直接将卫星送入地球同步轨道。为此，我国也急需对低温推进剂贮存过程的热管理技术展开研究，实现低温推进剂的长期贮存和使用。

本文通过对低温推进剂热管理技术的调研和论证，为我国低温推进剂在空间环境下的长期在轨使用提供技术参考。

1 被动热防护

低温推进剂热管理中被动热防护主要通过隔热措施减少与外界的热量传递，或采用消耗自身的方法实现热量的转移。被动热防护技术低温推进剂热管理中常采用的有效方法包括众多的单项技术，本文介绍国外典型的被动热防护技术，并对各种技术具体性能进行分析。

1.1 多层隔热技术

多层隔热材料(Multilayer Insulation, MLI)是低温系统在真空环境下最常用的绝热材料，广泛应用于空间飞行器，如Centaur上面级火箭。MLI一般由反射屏和间隔物两部分组成，其绝热性能与反射屏和间隔物的材料性质、层数，以及材料间间隙的真空度、充填气体有关[2]。Sun等[3]给出了MLI性能与真空度和充填气体的关系。实验结果表明MLI导热系数在0.1Pa以下才能达到良好的隔热效果，充填气体为二氧化碳能够显著地减小隔层间的导热。典型MLI的当量热导率可以达到10-4W/(m·K)数量级。Jeffrey等[4]通过对Centaur上面级使用MLI的结果得出，采用25层MLI氧箱内液氧日蒸发率为0.8%，氢箱内液氢日蒸发率为2.5%。马歇尔空间飞行中心(MSFC)结合多用途的液氢实验平台(MHTB)开展了变密度隔热材料(VD-MLI)和发泡材料(Spray-on Foam Insulation， SOFI)的复合防热结构研究[5-6]。VD-MLI和SOFI的复合隔热结构见图1。从图中可以看出，VD-MLI的密度从外到内依次减小。实验结果表明采用VD-MLI后，低温推进剂的汽化量比采用传统的MLI降低58%，质量减少41%。

图1 VD-MLI和SOFI的复合隔热结构Fig.1 VD-MLI and SOFI composite insulation structure

多层隔热材料的良好隔热性能使其得到持续研究，目前除变密度多层隔热材料，又相继提出了低密度多层隔热材料(LD-MLI)、集成多层隔热材料(I-MLI)、承力结构多层隔热材料(LR-MLI)等[7]。

1.2 遮阳板技术

可展开遮阳板(Sun Shield)利用高反射率的材料将低温系统与外界隔离开，可以显著减小低温系统受太阳和地球辐射的影响。研究表明，不论是单独使用遮阳板还是与多层隔热材料一起使用，都可以明显降低外界的漏热。遮阳板通常被用于空间望远镜、太阳帆板和低温贮箱等。2000年，Sandy[8]在下一代空间望远镜项目中对遮阳板的各个系统进行了结构设计和理论分析。2007年，美国联合发射联盟(United Launch Alliance，ULA)与ILC共同为Centaur上面级设计遮阳板系统，并对系统进行初步的热力学计算[9]。图2给出了Centaur上面级的遮阳板系统示意图。从图中可以看出，遮阳板系统由5部分组成，系统通过向竖直臂、水平臂注入气体控制遮阳板的位置，系统所需要的气体可以来自于贮箱。而针对遮阳板的在轨应用，NASA将在2020年的土卫六探测(Titan Explorer)计划中采用遮阳板对低温贮箱进行遮挡，降低贮箱受到的空间热辐射[10]。

图2 遮阳板系统示意图Fig.2 Schematic diagram of sun shields system

1.3 连接结构隔热设计

低温推进剂受热的很大一部分来自于贮箱连接结构的导热，大力神(Titan)火箭的液氧和液氢贮箱间连接结构在采用最好的隔热材料情况下，12根连接部件的漏热量在0.2W左右[11]。要实现20K温度下0.2W的制冷量，制冷机需要消耗电量100W左右。因此，有必要对连接结构进行隔热设计。被动轨道阻断支撑技术(Passive Orbital Disconnect Struts， PODS)源于GP-B任务[12]，图3给出了PODS结构，在空间自由飞行阶段，由于作用力较小，热载荷和力载荷通过直径小的复合材料管和较长的路径传递。在发射上升阶段，热载荷和力载荷通过较粗的复合材料管和较短的路径传递。通过应用PODS改变导热的截面积减少部件导热，使系统通过支撑结构的导热减小90%[13]。使用连接结构隔热设计改变了火箭的整体结构，需要对系统力学性能进行计算，确保系统结构的安全。

图3 连接结构隔热设计Fig.3 Thermal insulation design of connection structure

1.4 流体混合技术

低温推进剂热分层是指外界漏热作用下形成温度梯度的现象。热分层造成了推进剂内部能量分布不均匀，使液体局部区域汽化速度增大，生成的气体使贮箱内压力快速升高，对贮箱的结构强度和推进剂的利用造成不利影响。Lin等[14]对充填率95%、漏热量20W的贮箱自增压计算得出，贮箱内压力从101kPa升高至138kPa需要10.7天，而采用功率15W和3W的混合器进行流体混合升压过程分别需要12.3天和18.7天。Michael[15]通过压力控制实验中对微重力下贮箱内流体的混合进行研究，流体的混合降压效果可以用Weber数来衡量。Lin等[16]在贮箱底部附近安装一个混合器，混合器内喷出的液体向垂直于气液界面运动，具体如图4所示。实验表明流体混合能够显著延缓压力上升，压力上升率降低值取决于流体混合的速度。流体混合技术只能延迟推进剂的汽化，不能从根本上消除热量的来源，同时混合器工作时自身会带来热量，研究表明混合器在产生0.4W的热功率时，每年会造成25kg的液氢或66kg液氧损失。流体混合技术不适合单独使用，需结合制冷技术一起使用。

图4 低温液体的混合装置图Fig.4 Diagram of the mixing device in cryogenic liquids

1.5 热力学排气技术

热力学排气(Thermodynamic Vent System, TVS)是指从贮箱内引出一股流体通过J-T阀膨胀为低温低压的流体，该流体通过换热器吸收贮箱内推进剂的热量，并将流体排放到环境中。图5为两种不同的热力学排气系统原理图，被动的热力学排气系统一般有J-T阀和换热器，主动的热力学排气系统在被动热力学排气系统基础上增加了循环管路和低温泵。

图5 不同类型的TVS原理图Fig.5 Schematic of different types of TVS

1996～1998年年间，MSFC利用MHTB设计相关的实验来验证TVS的性能[17]。图6为主动形式的喷雾棒TVS 系统结构简图。MHTB实验中液氢贮箱容积为18m3，环境漏热量从19W到54W，贮箱中初始充填率分别为90%、50%、25%。实验结果表明，喷雾棒TVS系统可以将贮箱内压力控制在6.9kPa范围内。2004年格林研究中心[18]利用液氮进行TVS实验，实验设定压力148.8kPa，流体混合后温度不低于80K进行排气。实验中初始充填率分别为97%、80%和63%，压力控制在131kPa～148.8kPa，平均排气率分别为0.245kg/h、

图6 喷雾棒形TVS原理图Fig.6 Spray bar TVS schematic

0.174kg/h和0.180kg/h。实验结果表明，在初始充填率低的时候，贮箱内的压力控制效果较好; 当初始充填率高时，TVS 的压力控制和降温效果变差。TVS可以将部分热量通过气体带到外界环境中，但是使用时需要保证排放出的气体中不夹带液体，减少推进剂的浪费。

1.6 蒸汽冷却屏技术

Lebar等[19]在MLI的基础上，设计了蒸汽冷却屏(Vapor Cooled Shields, VCS)系统。原理是低温推进剂蒸汽温度比贮箱固体区温度低，气体流经贮箱固体区可以吸收热量，降低贮箱固体区温度，从而减少低温推进剂的汽化。实验表明适当设计的VCS可以使贮箱漏热量降低50%。VCS根据冷却方式的不同，分为独立VCS和集成的 VCS。 独立的VCS如图7所示，贮箱固体区采用各自内部的蒸汽进行冷却，被加热的蒸汽通入燃料电池中，生成电能。集成的VCS如图8所示，低温氢气先冷却液氢贮箱，然后冷却液氧贮箱，最后被加热的氢气向外界排出。两种的方案各有优缺点：独立的VCS实现蒸汽100%的利用，但是燃料电池的效率和经济性需要综合考虑。集成的VCS结构简单，实现氧贮箱的零蒸发，但是排放的氢气没有得到充分的利用。

图7 独立的蒸汽屏冷却技术Fig.7 Independent VCS configuration

图8 集成的蒸汽屏冷却技术Fig.8 Integrated VCS configuration

1.7 仲氢制冷技术

氢是双原子分子，根据两个氢原子绕核自旋方向的不同，分为正氢(Ortho-hydrogen)和仲氢(Para-hydrogen)。通常氢是以正氢和仲氢两种形式氢分子组成的混合物，具体比例与温度有关。室温以上的温度，一般称为标准氢，含正氢75%，仲氢25%。一个大气压下的饱和液氢，仲氢的平衡浓度为99.82%。气态氢的正-仲转化在催化剂的作用下才能发生，液态氢的正-仲转化可以自发进行，但转化速率慢。氢的仲-正转化过程是吸热反应，转化过程中吸收的热量与温度有关。针对仲氢的制冷作用，Meier等[20]认为通过贮箱内汽化的仲氢进行仲-正转化回收冷量，用于液化流程中预冷，可以使汽化氢气的40%重新液化。北京航天试验技术研究所[21-23]对仲-正转化中制冷效应可行性进行了理论分析，并得出利用仲氢的制冷技术可以使液氢无损贮存时间延长18%。华盛顿州立大学[24]结合蒸汽屏和仲-正氢转化进行实验，实验的具体图形如9所示。实验中蒸发后的氢气通过吸热变为90K左右，然后在氧化铁粉末的催化作用下，仲氢的比例由入口的99.8%减小为43%，并且吸收大量的热量。实验结果显示，仲-正氢的转化使实验系统的制冷能力提高了50%。美国专利[25]介绍利用强磁场进行仲氢转化的装置，通过引一股具有催化作用的常态氢气与仲氢混合，可以增加仲氢的转化率。

图9 仲-正氢催化反应装置图Fig.9 Catalyst reactor for para-ortho hydrogen

1.8 低温推进剂过冷技术

低温推进剂过冷技术是指通过与外界热量交换使其温度低于正常沸点温度，通常的过冷技术有等压过冷和氦气喷注。等压过冷技术可以使液氢在1atm下温度下降到14.5K，显著低于1atm下的饱和温度20.4K。NASA对低温推进剂的过冷技术进行了深入研究，具体研究成果主要服务于单级入轨可重复使用运载火箭(SSTO-RLV)与X-33航天运载飞行器计划。Rockwell研究得出：RLV采用过冷推进剂，总的起飞质量可以减轻17%，主发动机由7台减少到6台，成本可以降低11%[26]。苏联暴风雪号航天飞机也采用过冷液氢、液氧，点火时贮箱内液氢温度17K，液氧温度57K[27]。RL10B-2火箭发动机在使用过冷液氢推进剂时，燃料泵入口液氢密度提高了9.8%，比冲提高到467.3s[28]。TOPS实验设计数据表明，过冷技术使液氧和液氢在轨贮存8.5年，贮存期间没有液氧损失，仅仅损失44kg液氢，与正常情况相比减少41%的质量损失[29]。战神五号(Ares V)上J2-X的设计数据表明采用过冷贮箱可以维持388天不需要启动压力排放，而正常贮箱在142天左右就达到压力排放条件[30]。图10给出Ares V发射平台上采用的液氢等压过冷装置示意图。在火箭发射前，贮箱内一部分液氢通过J-T阀节流降压成低温低压的气液两相流，两相流通过换热器的内管吸收热量变成气体，并通过压缩机增压排放到环境中。贮箱内另外大部分液氢在泵的驱动下流入换热器的外管，在充分吸收内管的冷量后重新注入液氢贮箱中，从而降低液氢的温度。液氢过冷过程中会使贮箱内压力降低，为避免贮箱的结构受损，实验中通过加注低温氦气维持贮箱内压力在安全范围内变动。

图10 等压过冷液氢系统图Fig.10 Schematic diagram of isobaric sub-cooling hydrogen

氦气喷射是另一种常用的过冷技术，图11为实验的原理图。实验中氦气通过喷嘴注入到液氧中，围绕氦气泡的液氧由于扩散传质会迅速汽化并扩散到氦气泡中，液氧的汽化吸收部分热量使液体主体部分温度下降。氦气喷射的过冷能力与氦气的入口温度及氦气的流速有关。

图11 氦气喷射冷却系统示意图Fig.11 Schematic diagram of helium injection cooling system

Ramesh等[31]给出了氦气喷射过冷液氮、液氧和液氢实验数据，具体结果如表1所示。从表中可以看出，氦气喷射预冷液氮、液氧可以获得较好的预冷效果，但是对于液氢的预冷效果有限，这主要是由于注入氦气温度远高于液氢饱和温度，氦气向液氢的传热消耗了大量过冷度[32]。

表1 不同温度氦气注射对低温流体温降特性的影响

被动热防护技术可以减少低温推进剂的损失，但是无法避免低温推进剂蒸汽的排放。针对必须排放蒸汽的利用，目前主要有燃料电池方案、再冷凝方案，也可以采用集气瓶收集用于贮箱内的自增压和航天器的姿态控制。因此，要实现无损贮存必须采用主动制冷。

2 主动制冷

低温推进剂的长期贮存不可避免受到外界漏热的影响，这一部分的热量会使推进剂温度升高而汽化，造成推进剂的损失。要实现低温推进剂的无损长期贮存，必须采用主动制冷技术。主动制冷通常采用低温制冷机对低温推进剂进行冷却，从而达到降温的目的。低温制冷机中的G-M制冷机、斯特林制冷机和脉管制冷机均可以达到液氢温度，并在20K温区有一定的制冷量，可以用来冷凝气体和冷却液体。表2给出了液氢温区各种低温制冷机的性能参数[33]。从表中可以看出，主动制冷技术采用的低温制冷机在液氢温度下工作效率很低，需要消耗大量的电能才能转移部分热量。因此，使用低温制冷机的前提是贮箱已具备良好的绝热能力，确保外界漏热量与制冷机的制冷量处于同一水平，并且能够为制冷机提供充足的电源。

表2 液氢温区典型低温制冷机性能比较

2.1 制冷机直接冷凝氢气

格林研究中心[34]将G-M制冷机的冷凝器直接安装在贮箱内气枕中，其中G-M制冷机为两级制冷(第一级20W/35K，第二级17.5W/18K)。G-M制冷机两级制冷同时工作时，贮箱内气枕区温度下降率为0.02K/h，压力下降率为0.55kPa/h。Nakano等[35]在30L的贮箱中使用G-M制冷机两级制冷，第二级的制冷温度为10K，图12给出G-M制冷机冷凝氢气的装置图。G-M制冷机的冷凝器直接与贮箱内气枕接触，当二级冷头温度低于氢气饱和温度时，气体与冷凝器交换热量并重新液化。实验结果表明G-M制冷机能够每天冷凝19.5L氢气，并降低贮箱内流体温度和气枕区压力。

图12 G-M制冷机冷凝氢气装置图Fig.12 Schematic figure of hydrogen liquefier with G-M cryocooler

2.2 制冷机直接冷却液氢

2001年，MSFC利用MHTB平台对不同初始充填率下的液氢贮箱进行了一系列无损存贮实验，实验系统如图13所示[36]。其中液氢贮箱容积为18m3，采用Cryomesh公司的GB37两级低温制冷机制冷(制冷量为30W/20K)。贮箱内液氢通过与制冷机交换热量，在泵的作用下重新流入贮箱。制冷后的低温液氢与贮箱内液氢混合，并降低液氢的整体温度。实验结果表明，采用制冷机直接冷却液氢可以降低贮箱内液氢的温度，并实现液氢的无损贮存。

图13 MHTB ZBO测试装置Fig.13 MHTB ZBO demonstration test setup schematic

2.3 制冷机直接冷却贮箱

直接冷却贮箱是通过制冷机降低贮箱壁面的温度，使贮箱壁面温度小于或等于贮箱内流体的温度。图14给出了液氢贮箱表面冷却(Broad Area Cooler, BAC)系统，系统由脉管制冷机、线性压缩机、氦冷却泵、换热器和冷却盘管等组成[37]。其中两级脉管制冷机第二级制冷温度为20K，制冷功率4W。实验中氦气通过脉管制冷机降低温度，并在压差的作用下流入贮箱外壁面的盘管，贮箱壁面通过与低温氦气换热降低温度，从而减少贮箱内低温液体的损失。Mark[38]通过对设计的BAC系统计算表明在氦气入口温度为13.4K，质量流量为0.456g/s时，贮箱壁面温度维持在14K～14.94K，实现贮箱内15K过冷氢的无损贮存。BAC方案已被先进低温衍生级(ACES)采用，ACES利用两级低温制冷机，一级制冷95K，二级制冷22K，将制冷的氦气通入氢箱与氧箱外部盘管，转移贮箱的固体区内的热量。整个制冷系统体积为0.2m3，质量为65kg～80kg。

图14 液氢贮箱表面冷却Fig.14 Broad area cooling of LH2 tank

3 典型的低温实验系统

国外针对被动热防护技术和主动制冷技术设计了许多低温实验平台，具体有马歇尔空间飞行中心的多功能液氢实验平台(MHTB)、波音公司的德尔塔IV先进低温衍生级(ACES)、格林研究中心的零沸腾贮箱空间实验(ZBOT)、洛克希德-马丁公司的半人马座集成化低温衍生级(ICES)和半人马座低温推进剂管理实验平台(CTB)、美国联合发射联盟的在轨低温实验平台(CRYOTE)等。其中文章主要介绍ACES、ZBOT、ICES和 CRYOTE等低温实验系统。

3.1 德尔塔IV先进低温衍生级

波音公司针对重返月球和火星探测等任务，以德尔塔IV第二级为基础，提出了一种低成本、低风险的ACES概念[39]。而德尔塔IV第二级一般只能在轨运行数小时，为延长其工作时间，ACES对德尔塔IV第二级的隔热重新设计。图15给出了基于ACES概念的地球出发级(EDS)。ACES重点研究MLI、TVS、VCS等被动冷却技术，以及使用多级制冷机主动制冷技术。ACES能够实现工作100天以上，并且实现任务的多样性。

图15 基于ACES概念的地球出发级Fig.15 Earth departure stage based on ACES concept

3.2 零沸腾贮箱空间实验

NASA格林研究中心在国际空间站上开展零沸腾实验，实验采用绝热防护、流体混合和主动制冷等热管理技术。图16为ZBOT实验的具体装置图[40]。ZBOT的实验结果表明采用流体混合和低温制冷的方案，可以降低贮箱内气枕压力，减小低温推进剂的汽化，结合主动制冷的作用完全能够实现推进剂无损贮存。

图16 ZBOT实验装置Fig.16 Configuration of ZBOT test

3.3 半人马座集成化低温衍生级

为满足NASA通用化、长时间的空间探测任务要求，洛克希德-马丁公司提出了半人马座低温衍生级(ICES)方案[41]。该方案的关键技术是对低温流体的管理。目前主要采用被动冷却方案，图17给出了具体的装置图。从图中可以看出，ICES使用了变密度MLI、遮阳板、VCS、PODS等被动冷却技术。ICES通过被动冷却技术可以将低温推进剂的日蒸发率由2%降低到0.1%，使探月任务延长至45天左右。ICES的未来目标是结合主动冷却和其他先进的被动防护技术，使推进剂的日蒸发率达到0.01%。

图17 半人马座上面级流体管理Fig.17 Cryogenic fluid management on Centaur upper stage

3.4 低温轨道测试平台

ULA与NASA合作将 CRYPTE作为辅助载荷安装在主载荷与Centaur上面级之间，为降低风险，只有在主载荷与上面级分离时CRYOTE才被激活，随后Centaur内残余的LH2通过加注系统向CRTOTE的LH2贮箱进行加注，LH2贮箱容积216L，当CRYOTE中LH2贮箱充满后，CRYOTE与Centaur分离进行独立的在轨运行，具体如图18所示。CRYOTE提供在轨进行流体管理的平台，可以对流体混合、压力控制、主动制冷等进行实验操作[42-44]。

图18 CRYOTE安装位置示意图Fig.18 The installation location diagram of CRYOTE

CRYOTE具体设计结构如图19所示，设计中考虑了结构的稳定性、振动模式、热力学问题以及不同重力水平下流体的流动等。实验平台提供6个ESPA接口，可以根据不同的任务安装功能模块，EPSA接口的可靠性已经在2007年的STP-1和2009年的LCROSS空间运载飞行中验证。贮箱外层采用MLI材料绝热，并安装锥形裙进行遮蔽；蒸汽冷却盘管安装在贮箱外表面。CRYOTE可以对热管理技术中的MLI、TVS、PODS、VCS等进行验证。2015年，CRYOTE采用LN2工质的地面技术验证实验已经完成，具体的实验数据见文献[42]。

图19 CRYOTE系统结构简图Fig.19 The system structure diagram of CRYOTE

4 低温推进剂热管理技术的比较

从上述关于低温推进剂的被动热防护和主动制冷两方面的各项热管理技术分析可以得到：

1)被动热防护技术是减少低温推进剂贮存损耗的重要现实途径，必须优先突破。发泡材料(SOFI)与多层隔热材料(MLI)结合使用，可以显著降低外界传递的热量，且不会对火箭的整体结构造成影响。但是在使用MLI时，需要通过优化设计，计算出最合理的层数。遮阳板能够从根本上减少空间环境的辐射水平，安装在液氧贮箱的底部能达到更好的效果。贮箱支撑结构的隔热设计与材料水平的提高有关，贮箱支撑结构可以使用高强度、低热导率的复合材料，而贮箱自身的设计可以考虑采用共底贮箱。流体混合技术只是一种使能量分布均匀的方案，采用搅拌的方案会带来额外的热量，需要结合制冷机才能达到好的效果。蒸汽冷却屏(VCS)技术需要在贮箱外部安装气体管路，空间环境下还必须保证管路中不会进入液体，技术难度大。热力学排气(TVS)技术可以通过损失部分蒸汽实现热量向外界转移，该技术结构简单，容易实现。推进剂过冷技术使推进剂本身能够携带更多的冷量，并且在地面上容易实现对低温推进剂制冷。该技术的应用前景广阔，具有提高火箭载荷和延长在轨工作时间的双重作用。仲氢的制冷技术通过氢不同形态的转换吸收热量，该技术的关键是催化反应的控制问题。

2)主动制冷技术是实现低温推进剂无损贮存的发展方向，必须在低温制冷机技术上取得突破。低温制冷机技术是实现长期无损贮存的根本方法，但是制冷机的效率过低，需要消耗大量的电能。要获得质量小、效率高的低温制冷机，技术难度大。使用低温制冷机时可以通过理论计算和地面实验验证冷凝气体、冷却液体和冷却贮箱壁面的效果，确定最优的制冷方案。

我国在低温推进剂热管理技术上应该优先研究MLI、遮阳板、PODS、TVS和流体混合技术。而对技术难度高的VCS、仲氢制冷、低温制冷机和过冷低温推进剂可以先展开理论研究，重点研究过冷低温推进剂技术。

5 展望

氢氧推进剂的高比冲使其在上面级火箭应用广泛，美国的Centaur上面级，以及正在研发的Ares V上地球出发级(EDS)均能够实现在轨数小时以上的工作，可以直接将地球卫星送入地球同步轨道。俄罗斯质子号和安加拉号的KVRB上面级、欧空局阿里安5(Ariane V)的ESC系列上面级也能实现类似功能[45]。我国虽在CZ-3和CZ-5上使用了氢氧推进剂，但是因为贮氢技术不过关，未能够发展出氢氧上面级火箭。为了我国氢氧上面级火箭的研发，必须对低温推进剂的热管理技术进行研究和实验。本文提出使用CZ-3A搭载多功能液氢实验平台进行在轨实验，实验平台液氢贮箱前后底为椭球，长短轴之比1.6，长半轴长1m，贮箱圆柱段长1m，总体积约为5.8m3。多功能液氢实验平台方案设想如图20所示，从图中可以看出，多功能液氢实验平台可以验证的被动防护技术有MLI、VCS、TVS和流体混合技术，也可以验证主动制冷技术。针对TVS和VCS排放的氢气可以外接用于燃料电池模块。液氢贮箱在地面加注时可以直接加注过冷液氢，验证过冷效应对延长低温推进剂贮存的效果。多功能液氢实验平台实验可以分为地面实验和在轨实验，地面实验用于验证各单项热防护技术具体性能和各种技术组合的效益，在轨实验用于验证热防护技术在空间环境下的适应性，在轨实验平台的搭载方式和工作时序类似CRYOTE。解决在轨长期贮氢技术后，可以将CZ-3A第三级或者CZ-5第二级直接发展成为我国的上面级火箭。

图20 多功能液氢实验平台方案设想Fig.20 Plan of multipurpose hydrogen test bed

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Analysis of Thermal Management Technology and its Application Progress for Launch Vehicle Cryogenic Propellants

LI Jia-chao, LIANG Guo-zhu

(School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China)

The main reason for vaporization is the temperature difference between launch vehicle cryogenic propellants and the external environment. For long-term storage and use of cryogenic propellants, integrated thermal management technology must be applied to them. Firstly, the commonly used passive thermal protection and active cooling technologies are introduced. The purpose of passive thermal protection technology is to reduce heat transfer intensity between the tank and the environment. Active cooling technology is by transferring the heat within the tank to achieve the goal of zero boil-off, but this technology is only suitable for the tank which has a good passive thermal protection. Secondly, this paper analyzes the typical cryogenic propellant system in foreign countries, and puts forward the plan of Multipurpose Hydrogen Test Bed(MHTB), which can be loaded by CZ-3A to verify the comprehensive application of cryogenic propellants in space environment. This paper investigates and demonstrates cryogenic propellants thermal management technologies which can be used to provide technical guides for long-time used cryogenic propellants in space environment.

Cryogenic propellants; Evaporation; Thermal management; Passive thermal protection; Active cooling

2017-05-03；

2017-06-05

航天科技创新基金资助项目

李佳超，男，博士研究生，主要研究方向：火箭发动机低温贮箱工作过程。 E-mail: jiachaolis@buaa.edu.cn

梁国柱，男，博士，教授，博士生导师，主要研究方向：火箭发动机及运载火箭动力系统。E-mail: lgz@buaa.edu.cn

V511

A

2096-4080(2017)02-0059-12