空間燃料貯箱變密度多層絕熱結(jié)構(gòu)傳熱性能研究

王 瑩 厲彥忠，2 陳鵬瑋 馬 原 王 磊

(1西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院 西安 710049) (2航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點實驗室 北京 100028)

空間燃料貯箱變密度多層絕熱結(jié)構(gòu)傳熱性能研究

王 瑩1厲彥忠1，2陳鵬瑋1馬 原1王 磊1

(1西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院 西安 710049) (2航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點實驗室 北京 100028)

為了探究變密度多層絕熱結(jié)構(gòu)VDMLI層間結(jié)構(gòu)布置對絕熱性能的影響，對火箭低溫推進(jìn)劑儲罐外的VDMLI結(jié)構(gòu)建立了傳熱數(shù)學(xué)模型，并開展了變工況分析，揭示了不同影響因素，包括熱邊界溫度、層數(shù)、層密度等對VDMLI絕熱性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)，熱邊界溫度對VDMLI絕熱性能以及溫度分布有主要影響；層數(shù)在40—60即可滿足漏熱量要求并且整個絕熱結(jié)構(gòu)的質(zhì)量較輕；變密度結(jié)構(gòu)(VDMLI)比定密度(MLI)具有更輕的重量和較好的絕熱效果，從內(nèi)由外依次是低、中、高密度區(qū)，且最優(yōu)變密度分配比例為低密度區(qū)層數(shù)占總層數(shù)的20%，高密度區(qū)約占40%，中密度區(qū)占33%—36%。研究內(nèi)容為VDMLI的實際布置提供了可靠的理論支持。

低溫推進(jìn)劑 VDMLI絕熱結(jié)構(gòu) 漏熱量 層密度

1 引 言

低溫推進(jìn)劑在軌停放階段，受到太陽輻射、地球反照、地球紅外輻射、行星反照和黑背景等空間熱環(huán)境的影響，導(dǎo)致貯箱內(nèi)部推進(jìn)劑升溫氣化。在深空探索中，火箭燃料的微小蒸發(fā)損失都會大大限制太空任務(wù)的發(fā)展。而隨著低溫技術(shù)的發(fā)展，液氫、液氧以其無毒、無污染、大推力和高可靠性等優(yōu)點成為新一代大推力液體火箭理想的推進(jìn)劑，在歐洲、美國、俄羅斯、中國及日本的運(yùn)載火箭中已有應(yīng)用。然而低溫推進(jìn)劑的沸點低，很難在軌長時間儲存，為了解決這一難題，對其儲罐外包裹發(fā)泡層以及高真空變密度多層絕熱結(jié)構(gòu)(VDMLI)，是一個有效的減少推進(jìn)劑漏熱的途徑。

自從瑞典的Peterson首次提出并研制出了真空多層絕熱層以后，國內(nèi)外學(xué)者對其進(jìn)行了大量的研究，近期的研究主要集中在求解較為準(zhǔn)確的算法，來分析多層絕熱結(jié)構(gòu)內(nèi)部的換熱規(guī)律以及其影響因素。Kokkolaras[1]設(shè)計多變量絕熱結(jié)構(gòu)傳熱過程的優(yōu)化算法。Krishnaprakas[2]擬合出了4種傳熱的經(jīng)驗?zāi)Ｐ?并論證了熱導(dǎo)率和發(fā)射率相關(guān)性。Tingwu Ji[3]將輻射換熱與固體導(dǎo)熱結(jié)合起來考慮，得出較高外壁溫情況下的理論計算模型。Jhonson[4]在已有的對低密度多層絕熱的實驗的基礎(chǔ)上，得出在高真空以及低真空條件下層間間隔物對漏熱的影響。Feller和Jhonson[5]對多層絕熱層層間殘余氣體進(jìn)行研究，得出一個簡單的關(guān)聯(lián)式，該關(guān)聯(lián)式計算適用于層間壓強(qiáng)在10-4Pa到1.01×105Pa之間。Haim[6]等對當(dāng)輻射屏開環(huán)形間隙時層間間隔物對MLI導(dǎo)熱性能的影響的實驗研究。國內(nèi)的研究主要集中在進(jìn)行較單一因素的簡化實驗。孫培杰[7]就氣體傳熱對多層絕熱的影響進(jìn)行了實驗驗證。朱浩唯[8]進(jìn)行實驗研究了間隔物的布置位置以及方式對變密度多層絕熱的影響。沈銑[9]設(shè)計出一套測試多層絕熱材料絕熱性能的實驗系統(tǒng)。

通過總結(jié)發(fā)現(xiàn)，影響VDMLI絕熱效果的因素較為復(fù)雜，尤其作為低溫推進(jìn)劑的被動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)時，其內(nèi)部傳熱規(guī)律復(fù)雜，沒有確切的計算公式和算法。本文在Lockheed模型基礎(chǔ)上結(jié)合部分相關(guān)實驗對在軌狀態(tài)下VDMLI的傳熱規(guī)律進(jìn)行探究，優(yōu)化求解層間溫度的算法，重點探究整體邊界溫度以及層密度分配對漏熱熱流的影響。

2 VDMLI計算分析

一個典型的高真空變密度絕熱結(jié)構(gòu)，如圖1所示，該結(jié)構(gòu)包覆在火箭燃料貯箱的外壁起到絕熱的作用。發(fā)泡層一般采用雙面鍍鋁聚酯膜，超細(xì)玻璃纖維棉等材料；中間區(qū)區(qū)域由一定數(shù)量的反射屏組成，反射屏之間填充以低熱導(dǎo)率的間隔層(一般為纖維狀或者網(wǎng)狀低熱導(dǎo)率材料)，或者反射屏進(jìn)行壓花加工，層層之間為點接觸來降低漏熱。中間區(qū)域又可分為3個不同層密度區(qū)。在分析MLI材料的傳熱過程時，研究人員發(fā)現(xiàn)靠近貯箱表面的一側(cè)傳熱以導(dǎo)熱為主，而在靠近外側(cè)的傳熱以輻射為主[10]。為了進(jìn)一步提高M(jìn)LI材料的絕熱性能，可以在靠近貯箱內(nèi)側(cè)采用低密度層數(shù)，而在外側(cè)采用高密度。這種變密度分布同時可降低絕熱層的質(zhì)量，進(jìn)一步減輕飛行器重量負(fù)載。

圖1 絕熱結(jié)構(gòu)VDMLI結(jié)構(gòu)簡圖Fig.1 Schematic diagram of VDMLI

本文在對絕熱層進(jìn)行熱分析時，將SOFI/VDMLI看作一個整體，沿徑向分為5層，第1層為發(fā)泡層，第2、3、4層分別為不同層密度的MLI層，最外一層為防輻射熱屏。采用Lockheed改進(jìn)模型綜合計算絕熱層內(nèi)的金屬鍍層間的輻射換熱、氣體導(dǎo)熱、非金屬間隔物導(dǎo)熱。

2.1 VDMLI數(shù)學(xué)分析

對VDMLI結(jié)構(gòu)傳熱從固體間的導(dǎo)熱、層間稀薄氣體導(dǎo)熱以及輻射換熱3個方面進(jìn)行理論分析計算。

間隔物固體間導(dǎo)熱由傅里葉導(dǎo)熱定律可以得到：

式中：A為經(jīng)驗系數(shù)，結(jié)合實驗取7.30×10-8；N*為層密度；NS為輻射屏數(shù)；Tm為層間平均溫度,K,Tm=(TH+TC)/2；TH為熱邊界溫度，K；TC為冷邊界溫度，K。

殘余氣體的導(dǎo)熱主要取決于Kn，Kn的大小主要衡量氣體分子間的碰撞，以及氣體與固體壁面的碰撞這兩個方面哪個方面對氣體導(dǎo)熱起主要作用。對于在軌狀態(tài)下，綜合考慮層數(shù)，層密度以及氣體真空度，結(jié)合實驗所得的經(jīng)驗參數(shù)校正后，高真空多層絕熱層的氣體漏熱熱流可以計算：

式中：β為經(jīng)驗系數(shù)，與氣體種類有關(guān)。

除了以上兩種漏熱形式之外，還存在輻射漏熱。結(jié)合斯蒂芬·玻爾茲曼公式并進(jìn)行略微修正可得：

式中：B為經(jīng)驗參數(shù)，結(jié)合實驗取4.944×10-10。

經(jīng)驗系數(shù)的具體取值與具體的間隔物材料以及殘余氣體種類有關(guān)，本文計算中殘余氣體均為空氣，間隔物采用網(wǎng)狀玻璃纖維布，根據(jù)NASA實驗[10]取得。將之前計算的式代入上式，并參考實驗修正的經(jīng)驗系數(shù)并化簡可得：

其中:

q1=2.4×10-4×(0.017-7×10-6(800-T)+

層間溫度的計算可由各分項導(dǎo)熱公式求解出對應(yīng)熱。

式中：Rf為固體導(dǎo)熱熱阻，Ri為輻射換熱熱阻。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行編程計算，思路框圖如圖2所示。

圖2 程序思路框圖Fig.2 Block diagram of calculation

3 計算結(jié)果與分析

高真空變密度多層絕熱層中的輻射層的換熱是最主要的一部分，影響輻射層換熱的主要因素有：輻射層的溫度、層數(shù)、層密度以及輻射層的發(fā)射率等等。本研究針對以上變量進(jìn)行變工況計算，從總熱流、層間溫度分布以及三項分熱流的角度分析漏熱情況。

3.1 輻射層外溫度變化對漏熱量的影響

冷端溫度接近低溫推進(jìn)劑儲罐內(nèi)部所儲存的低溫液體的溫度，可設(shè)為不變的值。在這里的計算當(dāng)中以液氫作為目標(biāo)工質(zhì)，發(fā)泡層外溫度取為冷端溫度。初始值參考NASA實驗[10]工況設(shè)定，tC=70 K，熱端溫度tH從120 K，以20 K的間隔增加到300 K，總層數(shù)NS=45，低密度區(qū)層數(shù)為10 層/cm，中密度區(qū)層數(shù)為15 層/cm，高密度區(qū)層數(shù)為20 層/cm，各區(qū)層密度分別為8,12,16，反射屏區(qū)域厚度為3.00 cm，發(fā)泡層厚度為3.53 cm，輻射腔厚度3.00 cm。

改變絕熱結(jié)構(gòu)最外層溫度即熱端溫度，以溫差作為變量分析漏熱量的變化規(guī)律如圖3所示。

圖3 熱端溫度變化對絕熱層漏熱量的影響Fig.3 Hot end temperature’s effect on VDMLI

可以看出，隨著熱邊界溫度的增加，漏熱量隨之增加并且漏熱速度也越來越大,但是漏熱量仍然可以控制在一個很小的范圍內(nèi)，說明在內(nèi)外溫差變化的情況下，高真空多層絕熱材料具有良好的絕熱性能。進(jìn)行迭代計算，可以進(jìn)一步編程得出不同熱邊界溫度下層間溫度的分布如圖4所示。

圖4 溫差變化對絕熱層內(nèi)部溫度分布的影響Fig.4 Temperature distribution inside VDMLI versus hot end temperature

從圖中可以看出，層間溫度分布呈向上拋物線型，而且隨著熱端溫度的升高而越來越明顯。這是由于靠近熱壁面為高密度區(qū)，反射屏數(shù)量較多，起到良好的絕熱效果，在熱端溫度一定的情況下，阻擋大部分傳熱。數(shù)值計算結(jié)果與實驗[8]趨勢一致。

圖5 溫差變化對絕熱層內(nèi)部溫度分布的實驗圖Fig.5 Experimental data on the hot end temperature’s effect

進(jìn)一步探究當(dāng)熱端溫度變化時，3種傳熱方式：固體導(dǎo)熱、殘余氣體導(dǎo)熱、輻射換熱的變化。各部分熱流變化如圖6。

圖6 溫差變化對絕熱層內(nèi)部溫度分布的影響Fig.6 There different kinds heat flow versus hot end temperature

隨著絕熱層溫差的增大，固體導(dǎo)熱和輻射導(dǎo)熱損失了大部分熱流，氣體導(dǎo)熱的熱流占很小一部分，溫差對固體導(dǎo)熱和輻射換熱影響最大，對氣體導(dǎo)熱影響較小。隨著熱端溫度的升高，輻射熱流增加得最快最多，氣體導(dǎo)熱熱流增加較少，固體導(dǎo)熱熱流增加也不多，輻射熱流受熱端溫度的影響最大?？梢詮妮椛涞慕嵌葍?yōu)化，選取在對應(yīng)溫度下黑度低的材料，減小輻射換熱。

3.2 層密度對絕熱層性能影響分析

在厚度一定的情況下，首先考慮均勻密度分布情況，即MLI結(jié)構(gòu)層密度由低到高變化，對應(yīng)的熱流密度變化規(guī)律如圖7所示。計算中MLI結(jié)構(gòu)厚度為3 cm，層數(shù)均勻分布。

圖7 厚度一定時不同層密度下總熱流的變化Fig.7 Total heat flux versus different layer density under certain thickness

當(dāng)MLI絕熱結(jié)構(gòu)為均勻密度分布時，明顯看出低密度結(jié)構(gòu)漏熱量較大，此時MLI結(jié)構(gòu)總層數(shù)較少，不能起到良好的較少輻射換熱的效果。隨著層密度的增加，漏熱量顯著降低，當(dāng)層密度增加到14層/cm 后，再繼續(xù)增加層密度對漏熱熱流意義不大，反而會要求層數(shù)大幅增加，MLI材料自身層本以及重量也會增加，總體經(jīng)濟(jì)性大幅度下降。

在MLI結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上進(jìn)一步分析變密度絕熱結(jié)構(gòu)，即VDMLI的變密度分配比例。由之前的規(guī)律得出，平均層密度在14層/cm左右，即總層數(shù)在42層，絕熱效果已經(jīng)滿足要求。在變密度結(jié)構(gòu)研究中，仍然固定VDMLI結(jié)構(gòu)厚度為3 cm，取總層數(shù)36，42,48,54四種層數(shù)情況總結(jié)變密度下層密度分配規(guī)律。VDMLI分為低密度區(qū)，中密度區(qū)以及高密度區(qū)?？拷A箱表面以熱傳導(dǎo)為主，靠近外層傳熱以輻射為主，故VDMLI結(jié)構(gòu)最內(nèi)層為低密度區(qū)，其次是中密度區(qū)，最外層為高密度區(qū)。在總層數(shù)一定的情況下，改變不同密度區(qū)的層數(shù)比重，分析其漏熱情況，得出最優(yōu)的變密度層數(shù)分配比例。計算結(jié)果以低密度區(qū)層數(shù)變化為橫坐標(biāo)，間接反映不同密度區(qū)比例變化下熱流變化規(guī)律如圖8。

圖8 變密度下不同密度比例對應(yīng)的熱流密度Fig.8 Heat flux versus different density proportional to variable density

從圖中可以看出，不同總層數(shù)下漏熱量隨變密度分布變化規(guī)律一致，均存在一個最佳的密度分配比例。低密度層數(shù)較少時，意味著高密度區(qū)層數(shù)較多，VDMLI結(jié)構(gòu)主要阻擋輻射換熱，由圖6可知，高密度層數(shù)過高對總熱流影響不大，故此時繼續(xù)增加低密度區(qū)層數(shù)，減小高密度區(qū)層數(shù)，平衡阻擋貯箱表面導(dǎo)熱以及輻射換熱，所以在曲線最開始會有一段熱流的減小。當(dāng)?shù)兔芏葏^(qū)層數(shù)大于一定數(shù)值后，這一數(shù)值不同總層數(shù)對應(yīng)的情況不同，再繼續(xù)增加低密度區(qū)層數(shù)，即減小高密度區(qū)層數(shù)，漏熱量急速增加，在VDMLI最外層缺少足夠的輻射屏來阻擋輻射換熱，同時低密度區(qū)層數(shù)增加，固體接觸導(dǎo)熱增加，導(dǎo)致總漏熱熱流增大。計算可得，VDMLI最優(yōu)變密度比例為低密度區(qū)約占總層數(shù)的20%，高密度區(qū)約占總層數(shù)的40%，中密度約占33%—37%，在此范圍內(nèi)布置VDMLI變密度區(qū)層密度為最優(yōu)層密度分配。

圖8的趨勢同時表明，在低密度區(qū)層數(shù)較少時，相當(dāng)于采用低-高層密度分配，而且靠近熱邊界層數(shù)越多，產(chǎn)生的固體接觸導(dǎo)熱就越多，尤其在熱邊界附近這一現(xiàn)象會導(dǎo)致總漏熱量的增加；而低密度區(qū)層數(shù)較多時，相當(dāng)于在冷邊界布置較多層數(shù)，形成高-低密度分配，靠近熱邊界反射屏層數(shù)較少，不能較好的隔絕空間的輻射熱，由于VDMLI漏熱主要來自空間輻射，故而這種高-低密度分配情況下，漏熱量反而增加得更加迅速。進(jìn)一步驗證了低-中-高分配的合理性。圖9反映了在超過最優(yōu)層密度分配比后，VDMLI內(nèi)固體接觸導(dǎo)熱，氣體導(dǎo)熱以及輻射換熱三項熱流的變化規(guī)律。

圖9 同層數(shù)下不同層密度時三項熱流的分布Fig.9 Distribution of heat flux versus different density under the same number of layers

在3項分熱流柱狀圖中可以看出，低密度區(qū)層密度從8增加到15時，固體導(dǎo)熱熱流從0.045 W/m2增加到0.23 W/m2，增加量為0.19 W/m2；低密度區(qū)層密度從15增加到20的時候，固體導(dǎo)熱熱流增加量為0.24 W/m2，可見，隨著低密度區(qū)層密度的增加，固體導(dǎo)熱的增加是總體熱流增加的主要原因。

3.3 層數(shù)對絕熱層性能影響分析

在其他工況不變并采取最優(yōu)層密度的情況下，改變總層數(shù)從30到90層變化，同時固定冷端溫度在30 K，熱端溫度從對應(yīng)熱端溫度從120 K，以20 K的區(qū)間取到300 K，探究層數(shù)對漏熱的影響如圖10所示。

圖10 不同層數(shù)在不同熱端溫度下漏熱量的變化Fig.10 Heat leakage of different layers versus different hot end temperature

層數(shù)越多，不僅絕熱效果越好，而且漏熱量對熱端溫度的變化不敏感，能起到良好的絕熱效果。在熱端溫度較低時，層數(shù)對漏熱量的影響不大，但是在熱端溫度上升后，層數(shù)越多，絕熱性能穩(wěn)定性越好?？捎蛇@一點合理得根據(jù)發(fā)射時間與在軌時間選擇VDMLI的層數(shù)。

對比層數(shù)增加帶來的漏熱量的減少與其厚度增加帶來的重量增加，如圖11所示。間隔物以及反射屏的密度可查閱文獻(xiàn)獲得，均采用變密度分布，低中高密度區(qū)層密度比例由之前的計算取最優(yōu)分布，計算結(jié)果如圖11所示。

圖11 不同層數(shù)漏熱熱流以及重量的變化Fig.11 The change of heat flux and weight in different layers

由圖11可以得出當(dāng)層數(shù)增加到40層以后，再增加層數(shù)對減少漏熱量的意義不大，然而VDMLI的重量卻急劇增加。層數(shù)從62層增加到92層，漏熱量減少了33%，重量卻增加了120%。建議總層數(shù)取40—60層之間，在滿足絕熱性能要求的情況下減小VDMLI重量。

3.4 SOFI/VDMLI絕熱結(jié)構(gòu)厚度分析

包覆在貯箱外部的絕熱結(jié)構(gòu)由聚氨酯泡沫發(fā)泡層以及變密度多層絕熱層組合組成，即SOFI/VDMLI結(jié)構(gòu)。空間階段SOFI按固體導(dǎo)熱處理，其導(dǎo)熱系數(shù)可由相關(guān)文獻(xiàn)查得。VDMLI漏熱量可由之前的編程計算得出，進(jìn)而由傅里葉定律得出其當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)。

據(jù)計算模型可以計算滿足液氫、液氧、液態(tài)甲烷推進(jìn)劑貯箱漏熱量要求的SOFI/VDMLI絕熱結(jié)構(gòu)最小厚度。其中液氫貯箱與液氧貯箱燃料配比為1:5.4；液態(tài)甲烷貯箱與液氧貯箱燃料配比為1:3.05，在對應(yīng)配比下，由于燃料貯箱體積不同，在相同日蒸發(fā)率(0.9%—2.3%之間[11])下的漏熱熱流有所差異，液氫漏熱熱流約為0.3 W/m2，液氧貯箱漏熱熱流約0.455 W/m2，液態(tài)甲烷貯箱漏熱熱流約為0.335 W/m2。根據(jù)這一特點提出VDMLI的厚度布置差異，如圖12所示。

圖12 不同推進(jìn)劑貯箱對應(yīng)的絕熱層厚度Fig.12 Thermal insulation thickness of different propellant tanks

隨著SOFI/VDMLI絕熱結(jié)構(gòu)的厚度增加，貯箱漏熱量也逐漸減小，然而其絕熱結(jié)構(gòu)的重量也在增加。對于對質(zhì)量要求非常敏感的航天器，微小重量的增加都會增加整個飛行器的發(fā)射成本。

對發(fā)泡層密度以及反射屏間隔材料密度查閱文獻(xiàn)[12]計算可得，液氫貯箱的SOFI/VDMLI絕熱結(jié)重量約為4.70 kg；液氧貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)重量約為3.60 kg；液態(tài)甲烷貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)重量約為3.34 kg。此數(shù)值為在空間階段所需要的絕熱結(jié)構(gòu)重量，考慮到地面發(fā)射階段的漏熱情況，靠近貯箱表面的發(fā)泡層需要阻擋大部分溫差導(dǎo)熱，VDMLI阻擋的漏熱較少，需要進(jìn)一步加厚發(fā)泡層至70 mm左右，此時絕熱結(jié)構(gòu)的質(zhì)量約為5.022 kg。

4 結(jié) 論

通過對VDMLI進(jìn)行數(shù)學(xué)建模計算分析，可得出如下結(jié)論：

(1)內(nèi)外溫差越大，絕熱層漏熱量越大，但是其最大值仍然處于很低的量級，能起到良好的絕熱效果；而且在內(nèi)外溫差浮動變化時，絕熱層中的高真空變密度多層輻射屏隔絕了大部分的熱量，起到了良好的絕熱效果。

(2)厚度一定的情況下，對于MLI結(jié)構(gòu)，平均層密度越大，漏熱量越小，但是當(dāng)平均層密度增至16層/cm后，繼續(xù)增加層密度漏熱量不會再有明顯降低，反而會增加MLI絕熱結(jié)構(gòu)的重量。

(3)變密度絕熱結(jié)構(gòu)VDMLI在絕熱性能以及重量方面均優(yōu)于MLI結(jié)構(gòu)，低、中、高層密度之比為1:1.5—1.8：2為最優(yōu)變密度分配比例。

整體絕熱結(jié)構(gòu)SOFI/VDMLI在滿足最優(yōu)變密度分配比的情況下，液氫貯箱的SOFI/VDMLI絕熱結(jié)構(gòu)重量約為4.96 kg；液氧貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)重量約為3.94 kg；液態(tài)甲烷貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)重量約為3.50 kg。

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Study on heat transfer performance of insulation structure in space fuel tank

Wang Ying1Li Yanzhong1.2Chen Pengwei1Ma Yuan1Wang Lei1

(1Institute of Refrigerating and Cryogenic Engineering，Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049,China) (2State Key Laboratory of Technologies in Space Cryogenic Propellants, Beijing 100028,China)

Using insulation structure (VDMLI) to control the evaporation of cryogenic propellant is a key approach for the long-term space exploration. In this study, a mathematic analysis model was built to find out the heat transfer law in VDMLI, which could guide us a way to reduce the energy loss and provide theoretical references for improvement and optimization of the system. Different influence factors was considered, including thermal boundary temperature, number of layers, layer density and residual gas between layers. It is found that with the increase of thermal boundary temperature, the heat leakage increases rapidly; layers in the 40—60 can meet the heat leak and the quality of the insulation structure is relatively light; VDMLI has less weight and better heat insulation effect than MLI. The optimal proportion of variable density distribution is 20% of the total number of layers in the low density area, and it is about 40% and 33%—36% in the high density and the medium density respectively.

low temperature propellant；heat insulation structure (VDMLI)；heat leakage；layer density

2016-06-26；

2016-10-08

航天低溫推進(jìn)劑技術(shù)國家重點實驗室開放式基金(SKLTSCP1407),陜西省自然科學(xué)基礎(chǔ)研究計劃資助項目(2015JQ5133)；陜西省博士后科研項目資助。

王 瑩，女，22歲，碩士研究生。

TB657,TB66

A

1000-6516(2016)05-0057-07