應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑在軌貯存的組合絕熱材料綜述

閆指江，吳勝寶，趙一博，董曉琳，莊方方，張　烽

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076; 2. 航天材料及工藝研究所，北京 100076)

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應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑在軌貯存的組合絕熱材料綜述

閆指江1，吳勝寶1，趙一博2，董曉琳1，莊方方1，張烽1

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京 100076; 2. 航天材料及工藝研究所，北京 100076)

摘要:研究了應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑在軌貯存的組合絕熱材料，包括材料結(jié)構(gòu)、材料選擇及其研究進(jìn)展，總結(jié)了其在國外多種運(yùn)載火箭型號中的應(yīng)用情況。根據(jù)目前常用于組合絕熱材料的泡沫材料和多層隔熱材料，指出未來我國在泡沫材料發(fā)展中應(yīng)重點向環(huán)保和先進(jìn)的加工工藝方面發(fā)展，在MLI材料方面應(yīng)重點研究反射屏和間隔物的材料選擇及每個MLI單元的材料厚度。分析結(jié)果可為未來我國深空探測航天器低溫貯箱絕熱系統(tǒng)設(shè)計提供參考。

關(guān)鍵詞:低溫推進(jìn)劑；絕熱；材料結(jié)構(gòu)；在軌貯存

1引言

目前國內(nèi)外常用液氫/液氧作為航天運(yùn)輸系統(tǒng)的推進(jìn)劑，相比于常規(guī)推進(jìn)劑，液氫/液氧低溫推進(jìn)劑具有更高的比沖，且無毒無污染，具有更好的環(huán)境友好性[1]，是效率最高的化學(xué)推進(jìn)劑[2]。

然而低溫推進(jìn)劑液氫/液氧飽和溫度為20 K/90 K，在實際應(yīng)用過程中需要對其貯箱進(jìn)行絕熱保護(hù)，其主要原因是：

1)液氫和液氧的沸點很低，與外界環(huán)境溫差較大，如果沒有足夠的隔熱措施，蒸發(fā)率會很高，推進(jìn)劑損失量將會非常巨大。與液氧相比，液氫密度小，浸濕容器面積很大，在輸入相等熱量的條件下，液氫的體積蒸發(fā)率為液氧的6.85倍[3]。

2)通過保持液氫的超低溫度和貯箱壓力，減少液氫和液氧的蒸發(fā)量，可以提高其加注的準(zhǔn)確性，同時增加推進(jìn)劑的密度[4]。

目前低溫推進(jìn)劑在軌貯存較為常用的組合絕熱材料為泡沫與多層隔熱材料(Multilayer Insulator，MLI)。本文針對泡沫和多層隔熱材料的研究現(xiàn)狀、材料選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計等方面進(jìn)行論述。

2低溫推進(jìn)劑貯箱絕熱結(jié)構(gòu)的研究概述

2.1組合絕熱材料

冷熱物體之間的傳熱主要有對流、固體傳熱和輻射三種途徑運(yùn)載火箭的整個發(fā)射過程主要存在三種熱量來源：一是起飛前地面的外部熱環(huán)境；二是發(fā)射過程中箭體表面與空氣摩擦產(chǎn)生的熱量；三是太陽光照、宇宙射線等外界輻射的直射和反射[5]。前兩種熱環(huán)境中推進(jìn)劑箱體的傳熱途徑主要是對流和固體傳熱；而第三種條件下，由于周圍環(huán)境真空度很高，輻射成為主要的傳熱方式。因此組合絕熱材料設(shè)計需同時考慮上述幾種傳熱方式，以阻斷低溫貯箱的傳熱路徑。

應(yīng)用于運(yùn)載火箭低溫貯箱上的組合絕熱材料的選擇需要具備以下幾個重要的方面：1)絕熱性能優(yōu)良；2)發(fā)射質(zhì)量輕；3)制備、加工簡單、維修方便，且制備和保養(yǎng)的成本較低；4)與航天器其它結(jié)構(gòu)的相容性好；5)能夠盡量在全天候條件下保證絕熱性能的完整；6)質(zhì)量可靠并有可重復(fù)使用的潛力。此外，由于低溫貯箱在加注和發(fā)射過程中可能會受到壓縮、熱脹、撞擊或震動等作用，并會伴隨尺寸的變化，因此要求絕熱結(jié)構(gòu)具有一定的變形能力，以和貯箱保持較好的結(jié)合狀態(tài)[6]。

目前低溫貯箱絕熱材料一般選擇泡沫材料和多層隔熱材料，泡沫材料在常壓下熱導(dǎo)率低，在火箭加注和起飛階段起主要熱防護(hù)作用，MLI在超高真空條件下具有最低的熱導(dǎo)率，因此泡沫材料和MLI是目前航天隔熱材料研究的主要方向[7]。

組合絕熱材料主要是將泡沫材料和MLI進(jìn)行組合形成的新型材料，適用于低溫推進(jìn)劑長期在軌貯存應(yīng)用。其主要形式包括泡沫+MLI形式和泡沫+MLI+泡沫的形式，如圖1所示。

圖1　泡沫+MLI的形式Fig.1　The structure of foam and multilayer insulation materials

2.2貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)研究進(jìn)展

常見的低溫貯箱的隔熱結(jié)構(gòu)包括內(nèi)絕熱結(jié)構(gòu)、外絕熱結(jié)構(gòu)和外部吹除結(jié)構(gòu)等，如圖2所示。

圖2　常見的低溫推進(jìn)劑貯箱隔熱結(jié)構(gòu)Fig.2　Insulation structure of cryogenic propellant tank

采用外部絕熱結(jié)構(gòu)的火箭型號較多，主要型號如表1[8]。外部絕熱結(jié)構(gòu)主要分為兩種，氦氣吹除泡沫外部隔熱和密封泡沫外部隔熱。氦氣吹除泡沫外部隔熱的主要原理是在箱壁與隔熱系統(tǒng)間用超低溫氦氣(-269℃)進(jìn)行吹除，防止真空抽吸生成液化空氣。優(yōu)點在于不必過于關(guān)注體系的密封性，可克服低溫抽吸、著火和爆炸的危險；缺點在于氦氣吹除隔熱層的熱導(dǎo)率較高，為得到相同的隔熱性能，需采用較厚的泡沫，從而導(dǎo)致系統(tǒng)的質(zhì)量增加。另外，引入氦氣吹除會增加發(fā)射準(zhǔn)備的復(fù)雜性。密封泡沫外部絕熱主要是采用具有密封層的泡沫結(jié)構(gòu)，這樣可在保證泡沫的熱導(dǎo)率不下降的同時阻止空氣的低溫抽吸。該系統(tǒng)的主要優(yōu)點是質(zhì)量輕、應(yīng)用簡便、導(dǎo)熱率低；而缺點在于易損傷、現(xiàn)場修復(fù)困難、密封性能要求較高[9]。

內(nèi)部絕熱結(jié)構(gòu)是將泡沫隔熱材料和屏蔽層粘結(jié)在燃料箱體的內(nèi)壁以起到隔絕外界熱傳遞的作用。采用內(nèi)絕熱結(jié)構(gòu)的型號主要有土星I和土星IB的二子級S-IV、S-IVB[11]。內(nèi)部絕熱的優(yōu)點在于能夠保護(hù)泡沫材料和絕熱結(jié)構(gòu)免受外部損傷；缺點是采用內(nèi)部絕熱結(jié)構(gòu)時，必須將絕熱材料牢固地粘結(jié)在內(nèi)壁上，很小量的材料脫落都會導(dǎo)致火箭燃料供給系統(tǒng)的嚴(yán)重問題，影響火箭的發(fā)射，此外，該系統(tǒng)還難于檢修。

我國目前的主力運(yùn)載火箭型號CZ-3A采用密封泡沫外部絕熱，其絕熱結(jié)構(gòu)主要由低溫緩沖層、泡沫塑料絕熱層和防護(hù)層組成，如圖3所示[15]。

表1　部分航天器液氫貯箱絕熱形式

圖3　CZ-3A系列運(yùn)載火箭貯箱的絕熱結(jié)構(gòu)Fig.3　Insulation structure of tank in CZ-3A launch vehicle

其中，低溫緩沖層的作用是緩沖箱壁鋁合金和泡沫塑料兩種不同材料因線性膨脹系數(shù)差異而引起的脫粘傾向，保持噴涂泡沫塑料良好的粘接性能。防護(hù)層起保護(hù)和密封作用，更重要的是可以起到隔斷輻射傳熱的作用。

3泡沫材料概述

航天應(yīng)用的組合絕熱材料中使用的泡沫材料一般是指熱導(dǎo)率達(dá)到10-2量級的泡沫材料。目前我國CZ-3A系列運(yùn)載火箭的低溫三子級所采用的泡沫材料仍為上世紀(jì)八十年代所研制的CFC-11材料，CZ-5和CZ-7運(yùn)載火箭的低溫貯箱絕熱系統(tǒng)新研了HCFC-141b發(fā)泡的聚氨酯泡沫材料。

目前CZ-3A運(yùn)載火箭三子級的低溫貯箱在包裹泡沫材料時采用人工噴涂加修補(bǔ)的方式，工藝過程較為落后，工作效率較低。CZ-5運(yùn)載火箭二子級由于火箭直徑達(dá)到5米級，采用人工噴涂的方式無法進(jìn)行，經(jīng)過工藝改進(jìn)后實現(xiàn)機(jī)械噴涂加人工修正的方式，使工作效率大幅提高[15]。

未來我國將研制更大型的運(yùn)載火箭，機(jī)械噴涂加人工修正的方式依然難以滿足施工要求，并且CFC-11材料和HCFC-141b材料存在破壞臭氧層問題，將在2030年禁用。因此未來不但需要開展新型泡沫塑料的研制，滿足環(huán)保、耐溫以及在太空環(huán)境中使用等要求，還要針對泡沫材料的施工工藝開展專門的研究。

4多層隔熱材料(MLI)概述

4.1MLI簡介

MLI是一種由很多反射層組成用于隔離高溫和低溫界面的高真空絕熱系統(tǒng)，是組合絕熱材料的重要組成部分，其結(jié)構(gòu)組成如圖4所示。MLI的隔熱結(jié)構(gòu)主要由具有高反射能力的反射材料及其層間的間隔層材料組成。其中反射材料的作用是減少輻射傳熱，而間隔層材料的作用是減少反射材料之間的物理接觸，從而減少固體傳熱，多層的兩種材料交替放置構(gòu)成MLI系統(tǒng)[8]。

圖4　MLI的結(jié)構(gòu)示意圖Fig.4　Structure of MLI

MLI系統(tǒng)同樣要對對流、固體傳熱和輻射三種傳熱方式進(jìn)行控制。其中輻射傳熱的傳熱量可以通過增加反射材料的層數(shù)進(jìn)行控制，但反射材料層數(shù)的增加會導(dǎo)致反射層間物理接觸的幾率增加，從而導(dǎo)致固體傳熱量的增加；固體傳熱的傳熱量可以通過在輻射層間加入間隔材料層以減少物理接觸的方法進(jìn)行控制[8]；氣相介質(zhì)傳熱則與體系內(nèi)的真空環(huán)境相關(guān)，當(dāng)真空度較高時，體系中大部分的氣體分子被去除，因此與前兩種傳熱方式相比，氣相介質(zhì)傳熱量很小，可以忽略[11]。

4.2MLI絕熱系統(tǒng)的材料選擇

在多層隔熱材料MLI的材料選擇中，用于反射屏的材料主要有兩類：一類是低發(fā)射率的金屬箔，如鋁箔、銅箔、金箔、鎳箔、鉬箔、不銹鋼箔等；另一類是表面蒸鍍金屬層的塑料薄膜，如蒸鍍有金或鋁的聚脂薄膜或聚酰亞胺薄膜[12]。鋁箔和鍍鋁聚脂薄膜是應(yīng)用最多的兩種反射屏材料，其成本低、生產(chǎn)工藝成熟、表面發(fā)射率低，在空氣中只需形成一層很薄的氧化物就能起到良好的保護(hù)作用。從隔熱性能來看，鋁箔要比鍍鋁聚脂薄膜好1～2.5倍，但鋁箔的抗撕強(qiáng)度不及后者，至少要厚25～125 μm才可實際使用。而鍍鋁聚脂薄膜強(qiáng)度較好，在使用溫度不高的情況下，鍍鋁聚脂薄膜應(yīng)用最多，鋁箔主要用于溫度較高的場合。

通過試驗得出[16]：對于多層隔熱反射屏基底材料來說，由于有機(jī)薄膜材料使用時多層纏繞、包覆，而且在薄膜兩表面均鍍鋁，所以空間應(yīng)用時，不必過多考慮紫外線和原子氧的作用。而輻射可以穿透多層隔熱材料，所以需要重點考慮的是抗輻射的問題。在衛(wèi)星上應(yīng)用的多層隔熱材料的反射屏基底材料中，聚酯薄膜使用壽命為10年左右，采用吡龍和聚酰亞胺材料薄膜作為衛(wèi)星多層隔熱材料反射屏基底材料，可以使用15～20年。

用作間隔物的材料主要有疏松纖維、纖維布、網(wǎng)狀織物、泡沫塑料等。有時也可不用間隔物，而是將表面蒸鍍金屬層的塑料薄膜揉皺、壓花，來減小反射屏之間接觸傳熱量[17]。纖維布的材料可以是玻璃纖維、高硅氧纖維、石英纖維等，它的尺寸穩(wěn)定性要優(yōu)于疏松纖維，但隔熱性能要低于疏松纖維，一般用于高溫的場合。網(wǎng)狀織物的材料可以是天然絲、尼龍絲、滌綸絲或玻璃纖維。一般網(wǎng)厚75～600 μm，網(wǎng)孔尺寸為1.5～6.4 mm。這類間隔物尺寸穩(wěn)定性好、質(zhì)量輕、放氣率低，且易于抽真空，因此得到了廣泛的應(yīng)用[18]。

4.3MLI絕熱系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計

影響MLI隔熱性能的因素很多，除了材料選擇外，間隔層的厚度、層數(shù)、層間搭接方式等均可能對其性能產(chǎn)生較大的影響。

4.3.1真空度的影響

真空度是實現(xiàn)MLI材料隔熱性能的基本要求，真空度的高低影響了MLI層間氣體的對流換熱和導(dǎo)熱。超高真空度下的MLI的導(dǎo)熱系數(shù)與一般真空度條件下相差可高達(dá)2個數(shù)量級。在以雙面鍍鋁聚酰亞胺薄膜為反射層，玻璃纖維紙為間隔層組成的MLI結(jié)構(gòu)中，壓強(qiáng)為1.0×10-3Pa條件下，其當(dāng)量熱導(dǎo)率為7.62×10-4W/(m·K)，而在大氣條件下，其當(dāng)量熱導(dǎo)率為4.98×10-2W/ (m·K)，相差約2個數(shù)量級[19]。

4.3.2層間厚度的影響

研究人員利用有限元分析法，研究了層間厚度對MLI隔熱性能的影響[20]：固定反射屏等距離情況下屏間纖維厚度為15.2 mm，上層反射屏與熱邊界距離為3 mm，逐漸改變屏間纖維厚度d，使其按3 mm、6 mm、9 mm、12 mm、15 mm規(guī)律逐次變化。結(jié)果顯示，層間厚度的增加可以減緩鋁板溫度升高的速率，而對于鋁板的溫度峰值則隨著厚度的增加呈現(xiàn)先降低后增加的趨勢，因為當(dāng)層間厚度過大時，纖維中積聚的熱量過大，這些熱量在后期大量釋放導(dǎo)致了鋁板峰值溫度的升高。

4.3.3MLI層數(shù)對隔熱性能的影響

研究人員開展了不同反射屏層數(shù)對MLI隔熱性能影響的研究，研究結(jié)果顯示[21]：無論在哪種測試或計算條件下，MLI系統(tǒng)的熱導(dǎo)率均隨厚度的增加而降低。另外，由于搭接、密封和穿孔結(jié)構(gòu)的存在，導(dǎo)致液氫貯箱應(yīng)用中的MLI系統(tǒng)熱導(dǎo)率高于實驗室條件，因此在MLI應(yīng)用過程中，需要盡量優(yōu)化搭接和穿孔結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)計。

研究人員還對單位厚度內(nèi)不同層數(shù)的MLI材料隔熱性能進(jìn)行了表征，結(jié)果表明[22]：隨著單位厚度內(nèi)層數(shù)的增加(即間隔層厚度減小)，MLI的熱導(dǎo)率呈現(xiàn)出先降低后升高的趨勢，這是因為層數(shù)的增加會使得輻射傳熱能力降低，但同時，不同輻射層之間的接觸幾率增加，使得固體傳熱的能力升高。為了使MLI的隔熱性能達(dá)到最佳，需要找到一個平衡點，對間隔層厚度進(jìn)行優(yōu)化是MLI研究過程中需要重點考慮的問題。

5結(jié)論

我國未來低溫推進(jìn)劑長期在軌貯存的絕熱材料主要研究方向是泡沫加多層隔熱材料的組合絕熱材料，泡沫材料發(fā)展中應(yīng)重點向環(huán)保和先進(jìn)的加工工藝方面開展研究，在MLI材料的研究方面應(yīng)重點關(guān)注材料的選擇、工藝及每個單元MLI材料的厚度等相關(guān)影響參數(shù)。

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Review of Assembled Thermal Insulating Materials Applied for On-orbit Cryogenic Propellant Storage

YAN Zhijiang1, WU Shengbao1, ZHAO Yibo2, DONG Xiaolin1,ZHUANG Fangfang1, ZHANG Feng1

(1. Research & Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China；2. Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China)

Abstract:This paper reviewed the assembled thermal insulating materials used for the on-orbit cryogenic propellant storage. The material structure, material selection and research development were firstly introduced. Then the application of the thermal insulating materials in foreign launch vehicle types was summarized. In addition, the current widely-used thermal insulating materials including the foam material and multilayer insulation materials were introduced and analyzed in detail. It is concluded that the main research point should be on the environment friendly and advanced processing technologies in the foam materials, while for the MLI materials, the reflection shield and spacer material selection and the thickness of each MLI unit should be mainly studied. The research results can provide a reference for the design of the cryogenic propellant storage system of the vehicle used in manned lunar exploration and deep space exploration in the future.

Key words:cryogenic propellant; heat insulation; material structure; on-orbit storage

收稿日期：2015-08-11；修回日期：2016-03-28

基金項目：載人航天預(yù)先研究項目(060301)

作者簡介：閆指江(1984-)，男，碩士研究生，工程師，研究方向為空間飛行器熱控與熱防護(hù)。E-mail：bryan0212@163.com

中圖分類號：V19

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1674-5825(2016)03-0293-05