國(guó)外航天器推進(jìn)劑在軌吹除技術(shù)跟蹤研究

左歲寒，張 嶠，孫 威，魏傳鋒，胡添元

（中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

受大氣阻力的影響，空間站的軌道將緩慢衰減，為此，需要進(jìn)行軌道保持操作?？臻g站長(zhǎng)期在軌運(yùn)行，軌道保持操作需要消耗大量的推進(jìn)劑，因此推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加技術(shù)不可或缺。為了保證承擔(dān)推進(jìn)劑補(bǔ)加任務(wù)的航天器能夠與空間站安全分離，在完成推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加后，須對(duì)補(bǔ)加管路內(nèi)的殘余推進(jìn)劑進(jìn)行吹除[1]。

太空的低溫、真空環(huán)境使得液體排放的流場(chǎng)形態(tài)、特性完全不同于地面常壓狀態(tài)。早在 20世紀(jì)60年代，Mann等[2]對(duì)不同溫度工況下水的真空排放進(jìn)行了試驗(yàn)研究。在此后的半個(gè)世紀(jì)期間，由于航天器技術(shù)特點(diǎn)的差異，美國(guó)及歐洲科學(xué)家主要以水（生保系統(tǒng)的冷凝水、燃料電池產(chǎn)生的水、航天員尿液以及熱控回路工質(zhì)）作為研究對(duì)象[3-8]，進(jìn)行真空排放的特性研究，鮮有涉及航天器推進(jìn)劑的在軌排放研究。俄羅斯（前蘇聯(lián)）是世界上目前唯一開展了推進(jìn)劑空間補(bǔ)加技術(shù)工程應(yīng)用的國(guó)家，對(duì)推進(jìn)劑在軌排放有著更深入的認(rèn)識(shí)[9]。我國(guó)的研究人員同樣對(duì)液體真空排放特性進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究，內(nèi)容涉及液體的閃蒸特性[10-11]、真空閃蒸在工程上的應(yīng)用[12-13]、液體真空排放的仿真分析[14]、液體真空排放的地面試驗(yàn)[15-16]等。雖然目前我國(guó)尚沒有航天器在軌液體排放的真實(shí)數(shù)據(jù)積累，但這些研究工作對(duì)空間站推進(jìn)劑吹除機(jī)理的探究有重要的指導(dǎo)意義。

我國(guó)將在2020年前后建造空間站，對(duì)推進(jìn)劑在軌吹除有需求。本文對(duì)國(guó)外航天器液體真空排放的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了跟蹤，并結(jié)合推進(jìn)劑在軌吹除的工程特點(diǎn)和國(guó)外研究經(jīng)驗(yàn)，為我國(guó)發(fā)展空間站推進(jìn)劑在軌吹除技術(shù)提供啟示。

1 真空吹除的機(jī)理及形態(tài)

1.1 液體閃蒸

閃蒸是指液體溫度高于其當(dāng)?shù)貕毫ο碌娘柡驼魵鉁囟葧r(shí)，因處于過熱狀態(tài)而會(huì)通過快速蒸發(fā)來釋放熱量的現(xiàn)象。通常在兩種情況下液體會(huì)出現(xiàn)過熱現(xiàn)象：一種是加熱熱量不能快速傳導(dǎo)，另一種是液體所處的環(huán)境壓力快速下降[11,13]。液體真空排放（推進(jìn)劑吹除）屬于第二種情況，過熱液體的閃蒸是液體真空排放不同于地面常壓排放的直接誘因。

1.2 液體真空排放的形態(tài)

航天器在軌進(jìn)行推進(jìn)劑吹除或液體排放時(shí)，液體排放的形態(tài)由噴流內(nèi)的蒸氣泡和噴流的表面張力所決定。氣泡的壓強(qiáng)是噴流爆開的誘因，而表面張力是延緩噴流爆開的因素。Muntz等[17]通過試驗(yàn)研究認(rèn)為液體真空排放有3種形態(tài)：

1）對(duì)于低蒸氣壓液體，其噴流在高真空中受表面張力的作用分裂成液滴流（見圖1(a)）；2）對(duì)于液流直徑較小的高蒸氣壓液體，噴流呈現(xiàn)穩(wěn)定狀態(tài)（如圖1(b)）；3）對(duì)于液流直徑較大的高蒸氣壓液體，其噴流將快速破裂為大量液滴和冰粒（見圖1(c)）。

圖1 真空液體排放的不同形態(tài)Fig. 1 Various patterns of a liquid venting into vacuum

2 國(guó)外研究情況

2.1 地面試驗(yàn)研究

2.1.1 歐美研究情況

洛克希德導(dǎo)彈及宇航公司的Mikatarian等[3]對(duì)液體在軌排放及其誘發(fā)的噴流沖擊航天器表面而引起的擾動(dòng)進(jìn)行了試驗(yàn)研究。研究對(duì)象包括甲醇、水、氟利昂-113以及二氯甲烷。試驗(yàn)結(jié)果表明：液體的溫度越低，則噴流的出口壓力越低，同時(shí)流量越大；在靠近出口的噴管內(nèi)，流體已變成了兩相流；當(dāng)液體壓力增大或溫度升高時(shí)，都將導(dǎo)致噴流的羽流角度增大。水的排放試驗(yàn)中還發(fā)現(xiàn)：噴嘴附近出現(xiàn)了結(jié)冰現(xiàn)象，而其他工質(zhì)試驗(yàn)中并未出現(xiàn)該現(xiàn)象，究其原因認(rèn)為是由于水的凝固點(diǎn)和蒸發(fā)潛熱都高于其他工質(zhì)。

德國(guó)的Fuchs等[4]以美國(guó)“天空實(shí)驗(yàn)室”生保系統(tǒng)為對(duì)象進(jìn)行了冷凝水在軌排放的地面試驗(yàn)研究，研究了噴口形狀、水的溫度以及氣體含量對(duì)噴流特性的影響。“天空實(shí)驗(yàn)室”冷凝水在軌排放系統(tǒng)如圖2所示。其噴口配有一個(gè)75 W的加熱器，噴管入口總壓為76 kPa，水溫范圍17～27 ℃。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：初始水溫升高時(shí)，噴流爆開的位置點(diǎn)提前即靠近噴口（見圖 3）；噴口越小，噴流爆開的點(diǎn)越遠(yuǎn)（圖4）；噴口形狀對(duì)噴流爆開位置影響有限；水的總壓增大使得其噴流速度增加，爆開點(diǎn)遠(yuǎn)離噴口；液體中含有的氣體含量嚴(yán)重影響噴流的形態(tài)。圖5給出了含有5%氣體的冷凝水排放情況，噴流在噴口處迅速爆開。

圖2 “天空實(shí)驗(yàn)室”冷凝水排放系統(tǒng)Fig. 2 Condensate dumping assembly of the SpaceLab

圖3 不同水溫對(duì)噴流的影響，噴口直徑1.5mmFig. 3 Influence of initial temperature on the water jet of the orifice diameter of 1.5mm

圖4 不同噴口直徑對(duì)噴流的影響，水溫20 ℃Fig. 4 Influence of orifice diameters on the water jet at the initial temperature of 20 ℃

圖5 含5%氣體的冷凝水排放形態(tài)Fig. 5 The pattern of the condensate venting including 5% air

NASA約翰遜空間中心的Ungar等[8]針對(duì)“獵戶座”太空艙主動(dòng)熱控系統(tǒng)的工質(zhì)在軌排放，在地面開展了水和丙二醇的混合溶液真空排放的流場(chǎng)特性試驗(yàn)研究。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：水和丙二醇的混合溶液與純水具有同樣的噴流蒸發(fā)特性，表明混合溶液的排放可以借鑒目前單一液體排放的研究經(jīng)驗(yàn)。

2.1.2 俄羅斯（前蘇聯(lián)）研究情況

“和平號(hào)”空間站的推進(jìn)劑在軌吹除經(jīng)驗(yàn)表明，吹除時(shí)有部分噴流到達(dá)艙體，帶來污染影響。俄羅斯的Mishina等[9]針對(duì)國(guó)際空間站“星辰號(hào)”服務(wù)艙的推進(jìn)劑吹除，在俄羅斯科學(xué)院西伯利亞分院的VIKING真空罐中進(jìn)行了全尺寸模型的地面試驗(yàn)研究?！靶浅教?hào)”服務(wù)艙吹除管路直徑10 mm，其吹除時(shí)序?yàn)橄乳_啟排放閥，5 s后開啟吹除閥供氣。考慮污染原因，試驗(yàn)采用酒精代替燃料，采用氟利昂-11代替氧化劑，試驗(yàn)中管路的溫度為20 ℃。

試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)服務(wù)艙的推進(jìn)劑吹除形態(tài)分為兩個(gè)階段：

1）打開排放閥階段。管路內(nèi)的流體沸騰，以蒸氣-液體相混合的形態(tài)噴出（圖6）。回流的液滴非常明顯。該流場(chǎng)形態(tài)一直保持到吹除閥打開。

2）打開吹除閥階段。管路內(nèi)的壓強(qiáng)增大，噴口外表面出現(xiàn)了回流液滴，同時(shí)在噴口附近也出現(xiàn)了液滴。試驗(yàn)中還發(fā)現(xiàn)，如果延遲打開吹除閥，流體在一個(gè)更安靜的情況下進(jìn)入真空，則回流液滴將減少。

圖6 酒精從10 mm噴管真空排放的流場(chǎng)形態(tài)Fig. 6 Flow pattern of ethanol ejection into vacuum from 10 mm nozzle

對(duì)于“曙光號(hào)”功能貨艙的4 mm吹除管口，流場(chǎng)形態(tài)與服務(wù)艙略有不同。如圖7所示，出口處流場(chǎng)形態(tài)連續(xù)，該階段未在噴口外表面出現(xiàn)液滴，也未出現(xiàn)回流的液滴；持續(xù)短暫時(shí)間后，該階段結(jié)束，同時(shí)出現(xiàn)了外表面液滴、回流液滴以及氣液羽流擴(kuò)散角增大等現(xiàn)象。

圖7 酒精從4 mm噴管真空排放的流場(chǎng)形態(tài)Fig. 7 Flow pattern of ethanol ejection into vacuum from 4 mm nozzle

針對(duì)10 mm噴口的速度測(cè)量發(fā)現(xiàn)：前半球（半角 0°～90°）區(qū)域，液滴的分布較平均；存在明顯的回流液滴。為了降低回流污染效應(yīng)，在噴口處安裝防護(hù)屏，試驗(yàn)證明防護(hù)屏能夠大大地抑制回流液滴的出現(xiàn)；若安裝兩層防護(hù)屏，則回流液滴的質(zhì)量約為中心流動(dòng)液體的0.1%[9]。

2.2 在軌排放情況

2.2.1 美國(guó)“命運(yùn)號(hào)”實(shí)驗(yàn)艙的冷凝水排放

2001年9月7日，國(guó)際空間站美國(guó)“命運(yùn)號(hào)”實(shí)驗(yàn)艙進(jìn)行了冷凝水在軌排放（圖8）[6]，并采用空間站加拿大機(jī)械臂上的攝像機(jī)拍攝。實(shí)驗(yàn)艙排放噴口位于前錐端左舷和右舷的 37.4°位置[7]。噴口直徑1.4 mm，水的總壓為101.37 kPa，噴口質(zhì)量流量為14.6 g/s，管路設(shè)有加熱措施。

圖8 國(guó)際空間站美國(guó)實(shí)驗(yàn)艙在軌冷凝水排放示意圖Fig. 8 Sketch of the condensate venting on the US Lab of International Space Station

從錄像資料可以看到，“命運(yùn)號(hào)”實(shí)驗(yàn)艙冷凝水排放的形態(tài)分為3個(gè)階段[6]：

1）啟動(dòng)階段：發(fā)生在閥門剛打開時(shí)間段，液流剛進(jìn)入真空環(huán)境，噴流的核心區(qū)域半錐角小于60°，如圖 9(a)所示；

2）穩(wěn)定階段：發(fā)生在排放的主時(shí)段，流體集中在一個(gè)小的錐角區(qū)域，噴流的核心區(qū)域半錐角小于20°，如圖9(b)所示；

3）結(jié)束階段：發(fā)生在排放末期，驅(qū)動(dòng)氣體混入冷凝水一同排出，噴流的核心區(qū)域明顯增大，其半錐角約為60°。

結(jié)束階段又可以細(xì)分為2個(gè)子階段[6]：

① 初始結(jié)束階段，發(fā)生在驅(qū)動(dòng)氣體進(jìn)入存儲(chǔ)罐后，閥門還處于打開狀態(tài)，流場(chǎng)錐角比穩(wěn)定階段發(fā)散，但流場(chǎng)是連續(xù)的，如圖9(c)所示；

② 飛濺結(jié)束階段，發(fā)生在閥門關(guān)閉后，管路正在加熱去除殘留的液態(tài)/冰態(tài)混合物，流場(chǎng)是離散的，而羽流錐角更寬、更發(fā)散，如圖9(d)所示。

圖9 美國(guó)實(shí)驗(yàn)艙在軌冷凝水排放的噴流形態(tài)Fig. 9 Flow patterns of the condensate venting on the US Lab

2.2.2 航天飛機(jī)的廢水在軌排放

航天飛機(jī)的左側(cè)設(shè)置有兩個(gè)相鄰的噴口（圖10）[7]，分別用于在軌排放供給水和廢水（尿液和冷凝水）。噴口直徑1.4 mm，水總壓為213.78 kPa，流量23.7 g/s。

圖10 航天飛機(jī)廢水在軌排放的噴流圖片F(xiàn)ig. 10 Ejection image of a shuttle waste water dump

2.2.3 國(guó)際空間站的在軌排放策略

國(guó)際空間站依據(jù)冷凝水在軌排放的噴流錐角，制定了冷凝水和廢水的排放策略[7]：實(shí)驗(yàn)艙和航天飛機(jī)之間進(jìn)行廢水排放時(shí)，空間站的太陽電池板需進(jìn)行規(guī)避，并應(yīng)滿足以下要求：

1）太陽電池板應(yīng)避開噴流的核心區(qū)域；

2）讓太陽電池板的背面承受噴流核心區(qū)域外的粒子；

3）太陽電池板平面與噴流粒子的夾角小于15°。

圖11和圖12分別為基于實(shí)驗(yàn)艙和航天飛機(jī)排放噴口視角下的國(guó)際空間站太陽電池板的規(guī)避情況，可以看出調(diào)整太陽電池板的角度能夠有效規(guī)避噴流的沖擊[7]。

圖11 實(shí)驗(yàn)艙冷凝水排放時(shí)的國(guó)際空間站的太陽電池板規(guī)避Fig. 11 The evadible orientation of the solar array on ISS during condensate venting on the US Lab

圖12 航天飛機(jī)廢水排放時(shí)的國(guó)際空間站的太陽電池板規(guī)避Fig. 12 The evadible orientation of the solar array on ISS during waste water dump on a shuttle

3 對(duì)我國(guó)空間站推進(jìn)劑在軌吹除設(shè)計(jì)的啟示

國(guó)外航天器液體真空排放的研究成果及應(yīng)用對(duì)于我國(guó)空間站的推進(jìn)劑在軌吹除設(shè)計(jì)具有很好的借鑒意義。

3.1 噴流形態(tài)的影響因素考慮

綜上所述可以發(fā)現(xiàn)，液體排放的噴流形態(tài)主要由液體溫度、噴口尺寸及外形、液體飽和蒸氣壓、液體中氣體含量、液體壓力等因素決定。

1）溫度。當(dāng)液體的初始溫度高，且環(huán)境氣壓急劇下降時(shí)，液體將出現(xiàn)過熱現(xiàn)象；若液體內(nèi)混有的蒸氣泡含量及其壓力大，則液體的表面張力下降，噴流容易爆開；噴流的爆開點(diǎn)離噴口越近，則錐角越大。

2）噴口尺寸及外形。對(duì)于流速相同的液體噴流，當(dāng)噴口直徑越小時(shí)，則其噴流直徑越小，而液流的表面張力越大；表面張力增大抑制了噴流的爆開，使爆開點(diǎn)遠(yuǎn)離噴口，因而錐角減小。對(duì)于流速相同的液體噴流，當(dāng)噴口尺寸相同時(shí)，因其噴出液體的流量相同，故噴口外形對(duì)噴流形態(tài)影響很小。對(duì)于液體總壓一定的真空排放，管路及噴口尺寸外形會(huì)直接影響液體排放的流阻，導(dǎo)致液體噴出時(shí)的壓力、流速和流量不同；再考慮氣體含量、過熱特性等，液體排放成為一個(gè)多因素耦合問題。

3）飽和蒸氣壓。對(duì)于飽和蒸氣壓大的液體，當(dāng)真空排放時(shí)容易發(fā)生過熱現(xiàn)象；過熱的液體容易發(fā)生汽化和閃蒸，噴流更早爆開，使得爆開點(diǎn)離噴口更近，則錐角越大。

4）氣體含量。當(dāng)混有氣體的液體在壓力急劇下降時(shí)，不但會(huì)出現(xiàn)過熱現(xiàn)象，還會(huì)發(fā)生氣體的快速膨脹，因氣體的快速膨脹而導(dǎo)致噴流更早地爆開；氣體含量越高，則越容易發(fā)生噴流爆開。

5）液體壓力。排放液體的壓力增大，對(duì)噴口處的流場(chǎng)有兩個(gè)影響：①壓力增大，使得噴流的速度增加；②壓力增大，意味著噴流的內(nèi)能增加，當(dāng)真空排放時(shí)，液體過熱更嚴(yán)重，爆開的強(qiáng)度更大。液體壓力不是一個(gè)獨(dú)立的影響因素，對(duì)噴流爆開點(diǎn)和錐角的影響還存在一定的不確定性：當(dāng)液體中氣體含量極少，且又不易發(fā)生過熱和閃蒸氣泡時(shí)，噴流的速度將占主導(dǎo)因素，爆開點(diǎn)將遠(yuǎn)離噴口，意味著錐角減??；當(dāng)液體中混有一定量的氣體，或者易于過熱并產(chǎn)生閃蒸氣泡時(shí)，由過熱和閃蒸所導(dǎo)致的能量釋放將為主導(dǎo)因素使得爆開點(diǎn)靠近噴口。

上述5個(gè)影響因素中，針對(duì)我國(guó)空間站所應(yīng)用的推進(jìn)劑，在國(guó)外試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上，我國(guó)應(yīng)重點(diǎn)開展推進(jìn)劑吹除的多參數(shù)（溫度、噴口尺寸和液體壓力）的試驗(yàn)優(yōu)化研究，以求既能高效地吹除殘存的推進(jìn)劑，提高航天器分離的安全性，又有利于降低噴流的爆開和飛濺程度，使噴流對(duì)空間站組件的污染最小。

3.2 液體真空排放不同階段的對(duì)策

在上述的跟蹤研究中，液體的真空排放分為開始階段、穩(wěn)定階段和結(jié)束階段。

1）開始階段。當(dāng)打開閥門向真空排放時(shí)，由于噴流的壓力急劇下降而產(chǎn)生強(qiáng)烈汽化，導(dǎo)致噴流爆開的強(qiáng)度和錐角大。

2）穩(wěn)定階段。汽化和噴流爆開的作用不如開始階段強(qiáng)烈，在噴口處出現(xiàn)了兩相流，噴口的流速相對(duì)穩(wěn)定，錐角減小。

3）結(jié)束階段。管路中的液體基本排空，而驅(qū)動(dòng)氣體已混入排放液體中，在驅(qū)動(dòng)氣體的主導(dǎo)作用下噴流爆開的強(qiáng)度和錐角增大。

針對(duì)我國(guó)空間站的推進(jìn)劑吹除，由于殘存在管路內(nèi)的推進(jìn)劑量有限，吹除時(shí)出現(xiàn)穩(wěn)定噴流的時(shí)間極短，可以不考慮穩(wěn)定階段，所以將空間站推進(jìn)劑吹除的流場(chǎng)形態(tài)研究的重點(diǎn)放在開始階段和結(jié)束階段。同時(shí)，鑒于噴口越小越容易發(fā)生凍結(jié)堵塞現(xiàn)象，在設(shè)計(jì)時(shí)宜適當(dāng)放大噴口的尺寸。

由于氣體含量對(duì)噴流的影響很大，吹除時(shí)可適當(dāng)降低驅(qū)動(dòng)氣體的壓力，有利于降低噴流的爆開和飛濺程度。

在開始階段和結(jié)束階段的流場(chǎng)形態(tài)以大錐角噴流為主，噴流范圍大，因此對(duì)空間站及其組件的噴流污染范圍隨之增大。可以通過參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，減小噴流錐角。

3.3 防護(hù)設(shè)計(jì)

考慮到推進(jìn)劑除吹會(huì)對(duì)空間站造成污染，因此我國(guó)在空間站設(shè)計(jì)時(shí)有必要考慮推進(jìn)劑吹除的防護(hù)措施設(shè)計(jì)。

1）Mishina等[9]的試驗(yàn)表明，在吹除口外設(shè)計(jì)一層或多層防護(hù)罩，能夠有效降低噴流的回流。因防護(hù)罩呈喇叭狀，可為噴流提供一個(gè)逐漸擴(kuò)大的空間，有助于釋放液體內(nèi)過熱的內(nèi)能，可有效防止噴流爆開。我國(guó)在空間站設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)該采納防護(hù)罩設(shè)計(jì)思路。

2）國(guó)際空間站在進(jìn)行推進(jìn)劑吹除時(shí)，將太陽電池板旋轉(zhuǎn)至受影響最小的位置。我國(guó)在空間站的太陽電池板設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)考慮旋轉(zhuǎn)規(guī)避措施，盡量使太陽電池板的背面面對(duì)噴流方向，這樣既可以減少噴流對(duì)太陽電池板的污染，也可以有效抑制其對(duì)其他設(shè)備的污染。

4 結(jié)束語

本文重點(diǎn)對(duì)國(guó)外液體真空排放的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了跟蹤，尤其是針對(duì)液體溫度、液體壓力、噴口尺寸形狀、液體飽和蒸氣壓、液體中氣體含量等因素對(duì)液體真空排放特性的影響作出了系統(tǒng)的分析和評(píng)價(jià)。在對(duì)國(guó)外調(diào)研成果的基礎(chǔ)上，結(jié)合推進(jìn)劑給定的情形，對(duì)我國(guó)開展空間站推進(jìn)劑在軌吹除的研究提出了啟示。

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