低温流体管理技术重力依赖性分析与微重力试验方案

王 磊 贾洲侠 瞿 淼 上官石 马 原 厉彦忠

(1 西安交通大学 制冷与低温工程研究所 西安 710049； 2 北京强度环境研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室 北京 100076)

在可预见的未来，液体推进剂仍将是人类进入空间与空间飞行的主要动力来源。相较于常规推进剂，低温推进剂具有比冲高、推力大、无毒无污染等优势。已有研究表明，在发动机推力室压力为10 MPa，喷管扩张比为70时，四氧化二氮/偏二甲肼理论比冲为347 s，而液氧/甲烷理论比冲为379 s，液氢/液氧理论比冲高达463.4 s。因此，低温推进剂受到各航天大国的重视与研究，将在未来的载人登月、火星探测、地月空间经济区建设与运行中发挥重要作用[1-2]。然而，低温推进剂也具有沸点低、易蒸发等特性，造成其对热防护与两相流管理技术要求较高。特别是当低温推进剂在轨贮存时，沸腾相变与复杂力热环境相结合，造成空间管控挑战极大。

低温推进剂空间流体管理(CFM)技术是支撑低温上面级与空间飞行器的核心技术。自人类进入航天纪元以来，就对CFM技术开展了持续研究，并通过各类微重力试验平台验证了低温流体管理技术的有效性，有力支撑了“阿波罗”登月工程的顺利实施及各类重要探测器的成功发射。目前，低温推进剂空间贮存最长时间由联合发射联盟(ULA)旗下的“半人马”氢氧上面级创造。通过各类CFM技术的综合使用，“半人马”实现了液氢近10 h的安全贮存[3]。但相比于下一阶段的航天需求而言，现有CFM技术仍无法满足要求。

CFM技术成熟度提升研究对微重力环境的依赖与现有地面创造微重力的能力间存在较大差距。目前，人类所能获得微重力的方法包括：微重力落塔、失重飞机、流体磁力补偿、探空火箭、空间飞行器等[4]。这些方法存在微重力时间短、成本高、空间受限、系统兼容困难等缺点，无法对CFM技术验证提供可靠支撑。鉴于此，有必要对典型CFM技术开展重力依赖性分析，揭示重力对CFM技术可靠性及运行规律的影响，提出针对性的微重力试验方案，为开展CFM技术成熟度提升研究及各类微重力试验方案设计提供理论指导。

1 低温流体管理技术

1.1 CFM技术群

CFM技术服务对象包括液氢、液氧、液甲烷。不同推进剂物性差异造成其对CFM技术的需求不同，但未来航天对低温推进剂更长时间安全存储、可靠利用与精细化管理的主旨统一。图1所示为CFM技术群[5]。其中，在轨热防护是降低推进剂蒸发损失、延长空间贮存的核心技术，也是实现足量推进剂可用于空间飞行目标的前提。在现有制冷机冷量偏小、无法补偿空间热侵的局限下，热防护技术是低温制冷技术使用的前提，具有技术层面的意义。从功能来看，空间热防护技术包括：隔绝通过贮箱表面的辐射热侵，隔绝通过局部连接/支撑结构的漏热，隔绝共底贮箱的漏热等。其中，表面隔热可采用多层绝热材料(MLI)层[6]、热遮挡屏[7]、蒸气冷却屏[8]等技术；局部支撑漏热可采用具有一定承力的被动式非连接支撑结构(PODS)[9]；共底贮箱结构建议采用类“三明治”绝热结构[10]。采用被动热防护技术仍无法达到贮存目标时，可考虑空间制冷机平衡残存漏热，进一步降低贮箱净漏热，直至达到零蒸发贮存(ZBO)。在低温制冷机领域，服务于推进剂长期贮存，NASA设定的目标为：20 K温区制冷量20 W，主要用于液氢ZBO；90 K温区制冷量150 W，用于液氧、液甲烷空间ZBO[11-12]。空间微重力导致流体自然对流作用被大幅抑制，但流体仍会形成明显热分层，热分层存在不利于液体蓄冷量的利用。因此，可采用搅拌技术破坏热分层，延缓压力过快上升[13]。此外，低温制冷机与流体搅拌技术相结合，有利于冷量更快传给箱内流体。

图1 低温推进剂空间流体管控技术群Fig.1 Cryogenic propellant management techniques group in space

低温推进剂经历长期贮存或主动增压后，必须通过排气技术降低箱压，但微重力环境造成箱内气液相分布不易确定，直接排气可能导致液体排放。因此，NASA开发了热力学排气系统(TVS)[14]，实现了空间无夹液排气。针对传统TVS入口需采用液体获取装置(LAD)且会增加蒸发损失的缺点，有学者提出了泵后置TVS与被动式TVS等新型布置[15-17]。低温发动机空间点火前或其他推进剂转注场合，必须确保全液相的可靠获取，即必须解决微重力低温气液相分离难题。传统上面级采用正推沉底或慢旋实现气液相分离，但该过程会消耗较多推进剂，无法支撑长时间在轨任务。因此，有学者建议采用表面张力式分离方案实现不依赖气液相分离的全液获取[18]。发动机二次起动或推进剂空间转注前，须对贮箱开展主动增压；发动机关机后，需开展排气泄压；贮箱长期贮存期间，也需开展主动压力管理。在这些过程中，增压气体的选择、气体加热方式等均会对增压效果产生影响[19]。低温流体传输与转注主要涉及传输系统的预冷与空间加注，包括气液两相流态管理，加注方案与加注进程的管控等[20]。而在低温推进剂转注过程中，还涉及箱内低温液体量的测量难题[21]。

1.2 技术成熟度标准

为引导航天领域新概念与技术创新，为各类技术提升研究提供依据、形成目标牵引，美国NASA制定了9级成熟度划分标准，如表1所示。我国尚未见航天专用技术成熟度标准，但在装备领域也有对应标准体系。对比可知，中美两国在技术成熟度标准层面存在差异，但整体吻合度较高。参考美国NASA成熟度标准，各类技术在其进阶中，须在特定环境下取得对应成果才可达到相应成熟度要求。针对前文所提及的CFM技术，当成熟度达到TRL-4后，进一步的成熟度提升研究必须考虑基于真实环境的搭载试验。系统梳理后发现，并非所有CFM技术成熟度提升与重力有关。为加速技术向实用性转化，降低研制风险与成本，有必要就各类CFM技术特性与重力的依赖关系开展分析，甄别需开展微重力搭载试验的CFM技术，进而指导不同CFM技术方案设计。

表1 中、美航天领域技术成熟度划分标准Tab.1 Comparison of technology readiness levels (TRL)criterion

1.3 低温流体微重力搭载试验进展

服务于美国“重返月球”航天工程的战略需求，NASA遴选出18种CFM技术作为月球探测的支撑技术重点攻关，且对各类技术现有成熟度、服务于原理样机研制需达到的技术成熟度开展了分类研究。随后，美国将火星探测也纳入其航天规划，CFM技术群拓展至25种[24]，如表2所示。可以看出，并非所有的CFM技术效能与规律与重力有关。

表2 NASA遴选CFM技术群Tab.2 Technology group of cryogenic fluid management (CFM)selected by NASA

航天探测的特殊性要求所用技术须经过真实环境测试。NASA曾开展或规划了各类基于飞行平台的CFM技术验证试验。20世纪60年代，借助Aerobee亚轨道飞行的 “阿特拉斯-半人马”飞行验证，液氢/液氧空间管理技术逐渐成熟，有力支撑了“阿波罗”项目与“半人马”上面级的成功研制[25]。随后，开展全尺寸轨道验证的条件逐渐具备，NASA规划了在轨流体动力学试验研究模块(THERMO)项目[26]。后“阿波罗”时代，航天飞机平台被倚重，各类基于航天飞机试验舱的CFM技术得以实施，先后开展了超流氦在轨传输试验(SHOOT)[27-28]、低温热管测试(STS-53)、低温两相流测试(STS-62)等[29-30]。进入新世纪，借助国际空间站(ISS)，开展了射频质量测量、在轨零蒸发贮存等[31]。2018—2019年，借助ISS，NASA开展了液甲烷在轨零蒸发贮存与传输试验(RRM-3)。本次试验是人类所开展的技术水平最高的CFM搭载试验，验证了多项关键技术[32]，包括在轨ZBO、射频质量测量、气液界面监测、在轨自增压等。此外，有学者提出可利用“半人马”上面级剩余推进剂开展CFM技术搭载试验[33]。考虑到低温推进剂的危险性，也有机构设计专用载荷验证平台，包括低温液体在轨贮存、获取与传输(COLD-SAT)[34]、低温推进剂贮存与传输(CPST)[35]、进阶型低温工程(eCryo)[26]等计划。综上可知，CFM技术飞行验证获得了持续关注，NASA在该领域开展了不懈努力，并在重大航天项目牵引下开展了初步搭载试验。

2 微重力试验技术概述

2.1 微重力落塔

相比于其他获取微重力的方法，微重力落塔具有试验成本低、不受试验次数限制、可达到较高微重力水平、抗干扰性较佳、可控性好、数据收集方便等优点。目前，世界各国所建落塔可实现3～11 s的微重力时间，微重力水平最高约10-6g～10-5g[4]。表3总结了现有落塔的参数对比[36-37]。

表3 国内外现有落塔对比Tab.3 Comparison of domestic and abroad falling tower platforms

2.2 失重飞机

承担微重力试验的飞机在取得尽可能大且具有上升角度的初速度后，驾驶员保持水平速度为常数，垂直加速度为零，即可飞出抛物线径迹，此时，机舱内可获与初速成正比的微重力时间，从而为微重力试验提供条件。通常，一次失重可获数十秒的失重环境，单次起飞可执行多次试验，试验舱体积与质量较大。但受科氏力限制，失重飞机所获微重力水平较低，通常在10-3g[4,38-39]。

2.3 流体磁性补偿

液氧具有顺磁特性，液氢具有抗磁特性，因此，可在地面环境通过施加磁场并调节磁场强度实现磁力补偿以平衡重力，进而开展微重力观测与试验。相比于其他流体，液氧获得磁补偿所需场向量低2～3个量级，故液氧开展磁补偿更易实现。但该技术不能在有限空间实现完美的重力补偿，均会产生一定偏差的不均匀微重力环境。目前，使用磁补偿获得微重力水平约10-3g～10-2g[40-42]。磁补偿的这一特性限制了其在CFM技术验证方面的适用性，可作为一种补充手段研究CFM所涉流动、热质传输等基本机理。

2.4 探空火箭

作为临界空间验证新技术、新器件、新材料唯一的探测工具，探空火箭所提供微重力环境在CFM技术领域具有极佳优势。例如，日本宇航局曾借助探空火箭提供的150 s微重力环境，开展了液氮预冷型沸腾试验[43]。探空火箭进入临界空间后自由落体可获得数分钟的微重力环境，微重力水平约10-5g～10-3g，有效载荷可到几百公斤。相比于其他微重力方法，探空火箭具有微重力水平高，微重力时间长、试验载荷尺寸大等优势，但也具有试验设备复杂、成本较高等不足[44]。

2.5 轨道飞行器

轨道飞行器既是CFM技术成熟后的最终用户，在CFM技术成熟前，也可利用现有轨道飞行器开展单项CFM技术验证或系统级的综合试验验证。如前所述，可供选择的轨道飞行器包括火箭上面级、返回式卫星、航天飞机、空间站及专用验证平台等。相比于其他平台，轨道飞行器本身工作在微重力环境中，微重力时间可根据飞行器自身的任务属性确定，具有载荷大、微重力时间长等优势，且可通过空间姿轨控实现重力调节，实现10-6g～10-1g微重力获取。但利用轨道飞行器开展CFM技术验证面临着成本高、风险大等缺点。特别是当CFM搭载仅为辅助试验时，必须考虑载荷的兼容性难题。目前，其他微重力手段在验证CFM技术的局限性驱使各航天大国已将开展CFM轨道搭载验证作为获取技术成熟度提升的不二之选，相关工作正有序开展。

2.6 微重力试验技术对比

表4整理了前述微重力技术主要特征对比情况。由表4可知，就微重力获取水平而言，微重力落塔、探空火箭具有一定优势；就微重力维持时间而言，磁性补偿可提供持续的微重力条件，失重飞机与探空火箭均可提供大于10 s的微重力条件；就微重力载荷的尺寸或质量特征而言，微重力落塔、失重飞机、探空火箭等均能满足一般的CFM技术验证需求。对比可知，借助轨道飞行器开展CFM技术是最佳平台，但其极高的成本与风险制约了其广泛使用。

表4 不同微重力技术特征对比Tab.4 Comparison of technology features for different microgravity methods

3 CFM技术重力依赖性分析

针对表2所示的CFM技术群，结合前述微重力试验方法的技术特征，本文对开展CFM技术成熟度提升试验所需重力条件进行了系统分析，将前述25种CFM技术按照功能划分为10类技术，如表5所示。

表5 CFM技术重力依赖型分析与所需微重力平台Tab.5 Gravity dependence analysis of CFM and the necessary microgravity platforms

第一类技术主要用于低温推进剂空间长期存储，措施在于提高低温贮箱的热防护能力，降低蒸发损失。这些技术核心效能与微重力环境关系较弱，可通过地面模拟环境舱提供所需热边界。

第二类技术服务于在轨增压，贮箱压力的提高可通过注气或推进剂气化实现，增压效能与箱内流体相态分布及热质传输密切相关，且增压耗时通常大于10 s，最长可达分钟级。考虑到贮箱结构尺度与增压耗时需求，可采用探空火箭与空间飞行器平台开展试验测试。

第三类为高效低温制冷机的研制，核心技术体现在制冷机本身技术的突破，制冷机与CFM技术的结合主要体现在冷量向箱内的传输效率及冷量在推进剂内的扩散机制。

第四类为空间辅助元器件，难点体现在微重力力学特性与结构特征。

第五类指在空间或月球、火星等表面制备推进剂，对于空间制备，长期微重力条件与载荷能力对其效能影响较大，只能基于专用空间飞行器开展原位制备的试验验证。

第六类用于微重力气液相分离，具有竞争力的表面张力式LAD分离速率偏低，所需微重力时间较长，LAD装置效能验证须借助长期在轨飞行器平台。

第七类技术服务于低温推进剂空间传输与在轨加注，必须解决微重力沸腾相变、两相流、相分离及流体控制技术等，该过程持续时间往往超过1 h，因此，空间飞行器平台是唯一选择。

第八类技术作为推进剂空间主动管理措施，服务于贮箱控压与排气，地面试验所揭示规律无法直接反应空间实际情况。

第九类为低温推进剂空间辅助技术，用于监测低温推进剂箱内剩余液体量，指导在轨传输与加注进程。被动式质量测量可在较短时间内完成，故可采用多个微重力平台验证其有效性。

第十类技术是指在地面对低温推进剂进一步过冷，则有利于推进剂在轨更长时间存储，降低两相流发生几率，因此，致密化主要在地面开展。

如上所述，人类所开发的CFM技术主要服务于低温推进剂长时间在轨贮存与可靠利用，但这些技术的有效性与运行规律，很大程度上必须借助空间长时间微重力试验来验证，而开展大尺寸空间飞行器搭载试验成本极高、难度极大，造成目前的CFM技术成熟度大多停留在3～5级。与CFM技术成熟度偏低的现状对应，国内外航天界均看到了低温推进剂在下一阶段深空探测的重要价值，并将CFM技术视为实现人类宏伟航天目标的核心支撑技术。因此，有必要尽早开展基于实际在轨平台的CFM技术验证系统设计，以加速相关技术成熟度提升。

4 CFM技术验证工质选择

如前所述，目前所采用的低温推进剂包括液氧、液氢、液甲烷3种，因此，CFM试验方案设计主要围绕这3类推进剂展开。作为宇航推进剂，开展实际工质的试验面临较大的安全风险与成本投入，采用替代工质进行模化试验则成为一种可行的替代方案。图2所示为主要低温流体标准沸点分布情况。由图2可知，相比于其他工质，氦、氢属量子流体，其物性会展现出不同于常规的特殊性。虽同属低温流体，但基于其他低温流体的试验验证很难表征液氢的规律。与此相对，氮、氩、氧、甲烷4类工质物性接近。考虑到成本与使用简便性，液氮通常被看作液氧、液甲烷的替代工质开展各类涉及流动动力学与传热学的试验研究。

图2 常用低温流体及其标准沸点Fig.2 The common cryogenic fluids and their normal boiling points

表6所示为典型低温流体物性对比。由表6可知，液氮大部分物性与液氧、液甲烷接近，证明了液氮用于这两种推进剂CFM技术验证的可靠性。此外，工程领域常基于无量纲判据指导试验系统设计与工况选择。表7所示为低温推进剂空间管理技术所涉核心无量纲参数。CFM技术效能与箱内流体在微重力下的动力学与热力学行为密切相关，包括对气液相界面稳定性(Bo)、热分层(Gr)、喷射强度(We)、管流传输特性(Re)、相变强度(Ja)等参数的影响。可以看出，关于表征流体相态分布的Bo，氢与甲烷较接近，氮与氧更接近，故可基于甲烷微重力搭载验证氢在微重力下的相态分布。表征热分层强度的Gr中，氮与氧接近，且大于甲烷，但远小于液氢，而氖与氢较接近，固可选用液氖表征液氢的热分层特性。验证喷射效能时，液氮可表征液氧，液甲烷可表征液氢。关于管流规律，通过液氮管流可表征氢、氧、甲烷规律。在预测漏热引起的温升与相变速率时，液氮可反映氧、甲烷的升温/沸腾规律，液氖一定程度上可表征液氢。

表6 典型低温液体在常压饱和态的物性对比Tab.6 Properties comparison of typical cryogenic liquids under saturation states of normal pressure

表7 各种低温流体无量纲准则数对比 Tab.7 Comparison of dimensionless criterion numbers related to CFM techniques

实际的CFM技术效能无法用单一的无量纲参数表征，通常是多种物理过程相互耦合，故上述基于无量纲准则的指导原则在指导简单物理过程时可适用；对于复杂的控制过程，则需考虑整个过程的综合性能，包括流体规律的一致性，系统兼容性、安全风险、试验成本等。鉴于此，本文给出如下建议，用于指导未来CFM技术空间搭载试验方案设计：

1)在进行低温推进剂管理技术飞行搭载验证时，须将液氢与液氧、液甲烷分类研究，液氮可作为液氧、液甲烷的替代工质开始试验测试，液氢则应采用真实流体开展搭载试验；

2)关于液氧、液甲烷真实推进剂在轨管理试验，考虑到管控安全性，应优先采用液甲烷作为试验流体；

3)液氢CFM技术难度最大，但其特性无法用其他工质替代，因此，应尽早规划基于液氢真实工质的搭载方案与系统设计；

4)对于与微重力环境关系较弱的CFM技术，目前阶段的技术提升应着重考虑地基搭载试验；对于微重力环境密切相关的技术，应重视技术本身机理的短时、小尺度微重力试验，并借助CFD仿真研究揭示其规律。

5 结论与展望

本文对低温推进剂空间长期贮存与可靠利用所涉CFM技术群进行了系统梳理，基于技术成熟度标准分析了CFM技术提升对微重力环境的依赖关系，对下一阶段的搭载试验提出了相应建议。通过研究发现：

1)载人登月、火星探测等深空探测项目所采用的25种CFM技术中，当前的技术成熟度主要处于3～5级，多项技术的成熟度提升须借助微重力平台实现。

2)目前能够提供微重力环境的手段包括微重力落塔、失重飞机、磁力补偿、探空火箭及空间飞行器等。包括在轨贮箱增压、原位液化、空间气液分离、推进剂传输与转注、热力学排气、质量测量等技术须借助微重力平台验证其在轨可靠性、获得运行规律。

3)在开展微重力搭载试验方案设计时，采用液氮作为液氧、液甲烷的替代流体，而液氢须考虑基于真实流体的试验方案。

低温推进剂空间管理与应用技术必将在下一阶段航天探测中扮演重要角色，前期因故滞后的飞行搭载试验也将加速开展。我国在该领域的研究落后于航天强国，更应给予更大关注，在开展CFM基础理论与地面验证试验研究的同步，尽早规划，开展空间飞行搭载试验系统设计，从而加速我国利用低温推进剂的综合能力，提高我国航天竞争力。

本文受北京强度环境研究所基金项目资助。(The project was supported by the Foundation of Beijing Institute of Structure and Environment Engineering.)

符号说明

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