運(yùn)載火箭低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)及應(yīng)用進(jìn)展分析

李佳超，梁國(guó)柱

(北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京100191)

運(yùn)載火箭低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)及應(yīng)用進(jìn)展分析

李佳超，梁國(guó)柱

(北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京100191)

運(yùn)載火箭低溫推進(jìn)劑與外界環(huán)境的傳熱是造成汽化的主要原因。為長(zhǎng)期貯存和使用低溫推進(jìn)劑，必須采用綜合的熱管理技術(shù)。首先介紹國(guó)內(nèi)外提出的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)和主動(dòng)制冷技術(shù)。前者的主要目的是降低貯箱與外界環(huán)境的熱量交換強(qiáng)度；后者是通過對(duì)貯箱內(nèi)的熱量進(jìn)行轉(zhuǎn)移，以實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的無損貯存，但只適合已具有良好被動(dòng)熱防護(hù)的貯箱。其次，對(duì)國(guó)外典型低溫推進(jìn)劑實(shí)驗(yàn)應(yīng)用系統(tǒng)進(jìn)行分析，并初步提出多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)方案設(shè)想，方案中通過CZ-3A號(hào)搭載多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)用于驗(yàn)證空間環(huán)境下低溫推進(jìn)劑的綜合應(yīng)用技術(shù)。通過對(duì)低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)的調(diào)研和論證，為我國(guó)低溫推進(jìn)劑在空間環(huán)境下的長(zhǎng)期在軌使用提供技術(shù)參考。

低溫推進(jìn)劑;汽化;熱管理;被動(dòng)熱防護(hù);主動(dòng)制冷

0 引言

低溫推進(jìn)劑(如液氫、液氧、甲烷等)具有比沖高、無毒無污染、價(jià)格相對(duì)低廉等特點(diǎn)，因而在國(guó)內(nèi)外運(yùn)載火箭和航天器得到了廣泛的運(yùn)用。但低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低，外界環(huán)境的漏熱容易引起低溫推進(jìn)劑的汽化，影響航天器飛行安全。按照傳統(tǒng)推進(jìn)劑的管理方法，需要向外部直接排放氣體來降低壓力，這會(huì)造成推進(jìn)劑損失，縮短航天器壽命，對(duì)載人航天器上航天員出艙活動(dòng)和航天器的安全也造成不利影響。因此，必須對(duì)低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)及綜合應(yīng)用展開研究。

國(guó)外對(duì)低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)和理論研究，其中以美國(guó)航空航天局(NASA)格林研究中心開展零沸騰貯箱(Zero Boil-off Tank, ZBOT)計(jì)劃為代表，該實(shí)驗(yàn)的目的是研究低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)期存貯所需的技術(shù)[1]。我國(guó)最早使用液氫/液氧推進(jìn)劑是在CZ-3號(hào)運(yùn)載火箭第三子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)YF-73上面，工作時(shí)長(zhǎng)800s左右。由于地球同步通信衛(wèi)星發(fā)射的需要和空間站建設(shè)以及探月工程項(xiàng)目的實(shí)施，先后發(fā)展了YF-75、YF-75D和YF-77等氫氧火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。但是由于我國(guó)液氫存儲(chǔ)技術(shù)尚不夠完善，液氫汽化速度過快，無法實(shí)現(xiàn)在太空長(zhǎng)時(shí)間在軌待機(jī)和多次啟動(dòng)。而同樣采用氫氧發(fā)動(dòng)機(jī)的美國(guó)半人馬座(Centaur)上面級(jí)和德爾塔IV(Delta IV)火箭上面級(jí)，它們的最長(zhǎng)飛行時(shí)間都超過6h，可以直接將衛(wèi)星送入地球同步軌道。為此，我國(guó)也急需對(duì)低溫推進(jìn)劑貯存過程的熱管理技術(shù)展開研究，實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期貯存和使用。

本文通過對(duì)低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)的調(diào)研和論證，為我國(guó)低溫推進(jìn)劑在空間環(huán)境下的長(zhǎng)期在軌使用提供技術(shù)參考。

1 被動(dòng)熱防護(hù)

低溫推進(jìn)劑熱管理中被動(dòng)熱防護(hù)主要通過隔熱措施減少與外界的熱量傳遞，或采用消耗自身的方法實(shí)現(xiàn)熱量的轉(zhuǎn)移。被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)低溫推進(jìn)劑熱管理中常采用的有效方法包括眾多的單項(xiàng)技術(shù)，本文介紹國(guó)外典型的被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)，并對(duì)各種技術(shù)具體性能進(jìn)行分析。

1.1 多層隔熱技術(shù)

多層隔熱材料(Multilayer Insulation, MLI)是低溫系統(tǒng)在真空環(huán)境下最常用的絕熱材料，廣泛應(yīng)用于空間飛行器，如Centaur上面級(jí)火箭。MLI一般由反射屏和間隔物兩部分組成，其絕熱性能與反射屏和間隔物的材料性質(zhì)、層數(shù)，以及材料間間隙的真空度、充填氣體有關(guān)[2]。Sun等[3]給出了MLI性能與真空度和充填氣體的關(guān)系。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明MLI導(dǎo)熱系數(shù)在0.1Pa以下才能達(dá)到良好的隔熱效果，充填氣體為二氧化碳能夠顯著地減小隔層間的導(dǎo)熱。典型MLI的當(dāng)量熱導(dǎo)率可以達(dá)到10-4W/(m·K)數(shù)量級(jí)。Jeffrey等[4]通過對(duì)Centaur上面級(jí)使用MLI的結(jié)果得出，采用25層MLI氧箱內(nèi)液氧日蒸發(fā)率為0.8%，氫箱內(nèi)液氫日蒸發(fā)率為2.5%。馬歇爾空間飛行中心(MSFC)結(jié)合多用途的液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(MHTB)開展了變密度隔熱材料(VD-MLI)和發(fā)泡材料(Spray-on Foam Insulation， SOFI)的復(fù)合防熱結(jié)構(gòu)研究[5-6]。VD-MLI和SOFI的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)見圖1。從圖中可以看出，VD-MLI的密度從外到內(nèi)依次減小。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明采用VD-MLI后，低溫推進(jìn)劑的汽化量比采用傳統(tǒng)的MLI降低58%，質(zhì)量減少41%。

圖1 VD-MLI和SOFI的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)Fig.1 VD-MLI and SOFI composite insulation structure

多層隔熱材料的良好隔熱性能使其得到持續(xù)研究，目前除變密度多層隔熱材料，又相繼提出了低密度多層隔熱材料(LD-MLI)、集成多層隔熱材料(I-MLI)、承力結(jié)構(gòu)多層隔熱材料(LR-MLI)等[7]。

1.2 遮陽板技術(shù)

可展開遮陽板(Sun Shield)利用高反射率的材料將低溫系統(tǒng)與外界隔離開，可以顯著減小低溫系統(tǒng)受太陽和地球輻射的影響。研究表明，不論是單獨(dú)使用遮陽板還是與多層隔熱材料一起使用，都可以明顯降低外界的漏熱。遮陽板通常被用于空間望遠(yuǎn)鏡、太陽帆板和低溫貯箱等。2000年，Sandy[8]在下一代空間望遠(yuǎn)鏡項(xiàng)目中對(duì)遮陽板的各個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和理論分析。2007年，美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(United Launch Alliance，ULA)與ILC共同為Centaur上面級(jí)設(shè)計(jì)遮陽板系統(tǒng)，并對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行初步的熱力學(xué)計(jì)算[9]。圖2給出了Centaur上面級(jí)的遮陽板系統(tǒng)示意圖。從圖中可以看出，遮陽板系統(tǒng)由5部分組成，系統(tǒng)通過向豎直臂、水平臂注入氣體控制遮陽板的位置，系統(tǒng)所需要的氣體可以來自于貯箱。而針對(duì)遮陽板的在軌應(yīng)用，NASA將在2020年的土衛(wèi)六探測(cè)(Titan Explorer)計(jì)劃中采用遮陽板對(duì)低溫貯箱進(jìn)行遮擋，降低貯箱受到的空間熱輻射[10]。

圖2 遮陽板系統(tǒng)示意圖Fig.2 Schematic diagram of sun shields system

1.3 連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)

低溫推進(jìn)劑受熱的很大一部分來自于貯箱連接結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱，大力神(Titan)火箭的液氧和液氫貯箱間連接結(jié)構(gòu)在采用最好的隔熱材料情況下，12根連接部件的漏熱量在0.2W左右[11]。要實(shí)現(xiàn)20K溫度下0.2W的制冷量，制冷機(jī)需要消耗電量100W左右。因此，有必要對(duì)連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行隔熱設(shè)計(jì)。被動(dòng)軌道阻斷支撐技術(shù)(Passive Orbital Disconnect Struts， PODS)源于GP-B任務(wù)[12]，圖3給出了PODS結(jié)構(gòu)，在空間自由飛行階段，由于作用力較小，熱載荷和力載荷通過直徑小的復(fù)合材料管和較長(zhǎng)的路徑傳遞。在發(fā)射上升階段，熱載荷和力載荷通過較粗的復(fù)合材料管和較短的路徑傳遞。通過應(yīng)用PODS改變導(dǎo)熱的截面積減少部件導(dǎo)熱，使系統(tǒng)通過支撐結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱減小90%[13]。使用連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)改變了火箭的整體結(jié)構(gòu)，需要對(duì)系統(tǒng)力學(xué)性能進(jìn)行計(jì)算，確保系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的安全。

圖3 連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)Fig.3 Thermal insulation design of connection structure

1.4 流體混合技術(shù)

低溫推進(jìn)劑熱分層是指外界漏熱作用下形成溫度梯度的現(xiàn)象。熱分層造成了推進(jìn)劑內(nèi)部能量分布不均勻，使液體局部區(qū)域汽化速度增大，生成的氣體使貯箱內(nèi)壓力快速升高，對(duì)貯箱的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和推進(jìn)劑的利用造成不利影響。Lin等[14]對(duì)充填率95%、漏熱量20W的貯箱自增壓計(jì)算得出，貯箱內(nèi)壓力從101kPa升高至138kPa需要10.7天，而采用功率15W和3W的混合器進(jìn)行流體混合升壓過程分別需要12.3天和18.7天。Michael[15]通過壓力控制實(shí)驗(yàn)中對(duì)微重力下貯箱內(nèi)流體的混合進(jìn)行研究，流體的混合降壓效果可以用Weber數(shù)來衡量。Lin等[16]在貯箱底部附近安裝一個(gè)混合器，混合器內(nèi)噴出的液體向垂直于氣液界面運(yùn)動(dòng)，具體如圖4所示。實(shí)驗(yàn)表明流體混合能夠顯著延緩壓力上升，壓力上升率降低值取決于流體混合的速度。流體混合技術(shù)只能延遲推進(jìn)劑的汽化，不能從根本上消除熱量的來源，同時(shí)混合器工作時(shí)自身會(huì)帶來熱量，研究表明混合器在產(chǎn)生0.4W的熱功率時(shí)，每年會(huì)造成25kg的液氫或66kg液氧損失。流體混合技術(shù)不適合單獨(dú)使用，需結(jié)合制冷技術(shù)一起使用。

圖4 低溫液體的混合裝置圖Fig.4 Diagram of the mixing device in cryogenic liquids

1.5 熱力學(xué)排氣技術(shù)

熱力學(xué)排氣(Thermodynamic Vent System, TVS)是指從貯箱內(nèi)引出一股流體通過J-T閥膨脹為低溫低壓的流體，該流體通過換熱器吸收貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的熱量，并將流體排放到環(huán)境中。圖5為兩種不同的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)原理圖，被動(dòng)的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)一般有J-T閥和換熱器，主動(dòng)的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)在被動(dòng)熱力學(xué)排氣系統(tǒng)基礎(chǔ)上增加了循環(huán)管路和低溫泵。

圖5 不同類型的TVS原理圖Fig.5 Schematic of different types of TVS

1996～1998年年間，MSFC利用MHTB設(shè)計(jì)相關(guān)的實(shí)驗(yàn)來驗(yàn)證TVS的性能[17]。圖6為主動(dòng)形式的噴霧棒TVS 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖。MHTB實(shí)驗(yàn)中液氫貯箱容積為18m3，環(huán)境漏熱量從19W到54W，貯箱中初始充填率分別為90%、50%、25%。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，噴霧棒TVS系統(tǒng)可以將貯箱內(nèi)壓力控制在6.9kPa范圍內(nèi)。2004年格林研究中心[18]利用液氮進(jìn)行TVS實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)設(shè)定壓力148.8kPa，流體混合后溫度不低于80K進(jìn)行排氣。實(shí)驗(yàn)中初始充填率分別為97%、80%和63%，壓力控制在131kPa～148.8kPa，平均排氣率分別為0.245kg/h、

圖6 噴霧棒形TVS原理圖Fig.6 Spray bar TVS schematic

0.174kg/h和0.180kg/h。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在初始充填率低的時(shí)候，貯箱內(nèi)的壓力控制效果較好; 當(dāng)初始充填率高時(shí)，TVS 的壓力控制和降溫效果變差。TVS可以將部分熱量通過氣體帶到外界環(huán)境中，但是使用時(shí)需要保證排放出的氣體中不夾帶液體，減少推進(jìn)劑的浪費(fèi)。

1.6 蒸汽冷卻屏技術(shù)

Lebar等[19]在MLI的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了蒸汽冷卻屏(Vapor Cooled Shields, VCS)系統(tǒng)。原理是低溫推進(jìn)劑蒸汽溫度比貯箱固體區(qū)溫度低，氣體流經(jīng)貯箱固體區(qū)可以吸收熱量，降低貯箱固體區(qū)溫度，從而減少低溫推進(jìn)劑的汽化。實(shí)驗(yàn)表明適當(dāng)設(shè)計(jì)的VCS可以使貯箱漏熱量降低50%。VCS根據(jù)冷卻方式的不同，分為獨(dú)立VCS和集成的 VCS。 獨(dú)立的VCS如圖7所示，貯箱固體區(qū)采用各自內(nèi)部的蒸汽進(jìn)行冷卻，被加熱的蒸汽通入燃料電池中，生成電能。集成的VCS如圖8所示，低溫氫氣先冷卻液氫貯箱，然后冷卻液氧貯箱，最后被加熱的氫氣向外界排出。兩種的方案各有優(yōu)缺點(diǎn)：獨(dú)立的VCS實(shí)現(xiàn)蒸汽100%的利用，但是燃料電池的效率和經(jīng)濟(jì)性需要綜合考慮。集成的VCS結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，實(shí)現(xiàn)氧貯箱的零蒸發(fā)，但是排放的氫氣沒有得到充分的利用。

圖7 獨(dú)立的蒸汽屏冷卻技術(shù)Fig.7 Independent VCS configuration

圖8 集成的蒸汽屏冷卻技術(shù)Fig.8 Integrated VCS configuration

1.7 仲氫制冷技術(shù)

氫是雙原子分子，根據(jù)兩個(gè)氫原子繞核自旋方向的不同，分為正氫(Ortho-hydrogen)和仲氫(Para-hydrogen)。通常氫是以正氫和仲氫兩種形式氫分子組成的混合物，具體比例與溫度有關(guān)。室溫以上的溫度，一般稱為標(biāo)準(zhǔn)氫，含正氫75%，仲氫25%。一個(gè)大氣壓下的飽和液氫，仲氫的平衡濃度為99.82%。氣態(tài)氫的正-仲轉(zhuǎn)化在催化劑的作用下才能發(fā)生，液態(tài)氫的正-仲轉(zhuǎn)化可以自發(fā)進(jìn)行，但轉(zhuǎn)化速率慢。氫的仲-正轉(zhuǎn)化過程是吸熱反應(yīng)，轉(zhuǎn)化過程中吸收的熱量與溫度有關(guān)。針對(duì)仲氫的制冷作用，Meier等[20]認(rèn)為通過貯箱內(nèi)汽化的仲氫進(jìn)行仲-正轉(zhuǎn)化回收冷量，用于液化流程中預(yù)冷，可以使汽化氫氣的40%重新液化。北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所[21-23]對(duì)仲-正轉(zhuǎn)化中制冷效應(yīng)可行性進(jìn)行了理論分析，并得出利用仲氫的制冷技術(shù)可以使液氫無損貯存時(shí)間延長(zhǎng)18%。華盛頓州立大學(xué)[24]結(jié)合蒸汽屏和仲-正氫轉(zhuǎn)化進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)的具體圖形如9所示。實(shí)驗(yàn)中蒸發(fā)后的氫氣通過吸熱變?yōu)?0K左右，然后在氧化鐵粉末的催化作用下，仲氫的比例由入口的99.8%減小為43%，并且吸收大量的熱量。實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，仲-正氫的轉(zhuǎn)化使實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)的制冷能力提高了50%。美國(guó)專利[25]介紹利用強(qiáng)磁場(chǎng)進(jìn)行仲氫轉(zhuǎn)化的裝置，通過引一股具有催化作用的常態(tài)氫氣與仲氫混合，可以增加仲氫的轉(zhuǎn)化率。

圖9 仲-正氫催化反應(yīng)裝置圖Fig.9 Catalyst reactor for para-ortho hydrogen

1.8 低溫推進(jìn)劑過冷技術(shù)

低溫推進(jìn)劑過冷技術(shù)是指通過與外界熱量交換使其溫度低于正常沸點(diǎn)溫度，通常的過冷技術(shù)有等壓過冷和氦氣噴注。等壓過冷技術(shù)可以使液氫在1atm下溫度下降到14.5K，顯著低于1atm下的飽和溫度20.4K。NASA對(duì)低溫推進(jìn)劑的過冷技術(shù)進(jìn)行了深入研究，具體研究成果主要服務(wù)于單級(jí)入軌可重復(fù)使用運(yùn)載火箭(SSTO-RLV)與X-33航天運(yùn)載飛行器計(jì)劃。Rockwell研究得出：RLV采用過冷推進(jìn)劑，總的起飛質(zhì)量可以減輕17%，主發(fā)動(dòng)機(jī)由7臺(tái)減少到6臺(tái)，成本可以降低11%[26]。蘇聯(lián)暴風(fēng)雪號(hào)航天飛機(jī)也采用過冷液氫、液氧，點(diǎn)火時(shí)貯箱內(nèi)液氫溫度17K，液氧溫度57K[27]。RL10B-2火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在使用過冷液氫推進(jìn)劑時(shí)，燃料泵入口液氫密度提高了9.8%，比沖提高到467.3s[28]。TOPS實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)表明，過冷技術(shù)使液氧和液氫在軌貯存8.5年，貯存期間沒有液氧損失，僅僅損失44kg液氫，與正常情況相比減少41%的質(zhì)量損失[29]。戰(zhàn)神五號(hào)(Ares V)上J2-X的設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)表明采用過冷貯箱可以維持388天不需要啟動(dòng)壓力排放，而正常貯箱在142天左右就達(dá)到壓力排放條件[30]。圖10給出Ares V發(fā)射平臺(tái)上采用的液氫等壓過冷裝置示意圖。在火箭發(fā)射前，貯箱內(nèi)一部分液氫通過J-T閥節(jié)流降壓成低溫低壓的氣液兩相流，兩相流通過換熱器的內(nèi)管吸收熱量變成氣體，并通過壓縮機(jī)增壓排放到環(huán)境中。貯箱內(nèi)另外大部分液氫在泵的驅(qū)動(dòng)下流入換熱器的外管，在充分吸收內(nèi)管的冷量后重新注入液氫貯箱中，從而降低液氫的溫度。液氫過冷過程中會(huì)使貯箱內(nèi)壓力降低，為避免貯箱的結(jié)構(gòu)受損，實(shí)驗(yàn)中通過加注低溫氦氣維持貯箱內(nèi)壓力在安全范圍內(nèi)變動(dòng)。

圖10 等壓過冷液氫系統(tǒng)圖Fig.10 Schematic diagram of isobaric sub-cooling hydrogen

氦氣噴射是另一種常用的過冷技術(shù)，圖11為實(shí)驗(yàn)的原理圖。實(shí)驗(yàn)中氦氣通過噴嘴注入到液氧中，圍繞氦氣泡的液氧由于擴(kuò)散傳質(zhì)會(huì)迅速汽化并擴(kuò)散到氦氣泡中，液氧的汽化吸收部分熱量使液體主體部分溫度下降。氦氣噴射的過冷能力與氦氣的入口溫度及氦氣的流速有關(guān)。

圖11 氦氣噴射冷卻系統(tǒng)示意圖Fig.11 Schematic diagram of helium injection cooling system

Ramesh等[31]給出了氦氣噴射過冷液氮、液氧和液氫實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，具體結(jié)果如表1所示。從表中可以看出，氦氣噴射預(yù)冷液氮、液氧可以獲得較好的預(yù)冷效果，但是對(duì)于液氫的預(yù)冷效果有限，這主要是由于注入氦氣溫度遠(yuǎn)高于液氫飽和溫度，氦氣向液氫的傳熱消耗了大量過冷度[32]。

表1 不同溫度氦氣注射對(duì)低溫流體溫降特性的影響

被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)可以減少低溫推進(jìn)劑的損失，但是無法避免低溫推進(jìn)劑蒸汽的排放。針對(duì)必須排放蒸汽的利用，目前主要有燃料電池方案、再冷凝方案，也可以采用集氣瓶收集用于貯箱內(nèi)的自增壓和航天器的姿態(tài)控制。因此，要實(shí)現(xiàn)無損貯存必須采用主動(dòng)制冷。

2 主動(dòng)制冷

低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期貯存不可避免受到外界漏熱的影響，這一部分的熱量會(huì)使推進(jìn)劑溫度升高而汽化，造成推進(jìn)劑的損失。要實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的無損長(zhǎng)期貯存，必須采用主動(dòng)制冷技術(shù)。主動(dòng)制冷通常采用低溫制冷機(jī)對(duì)低溫推進(jìn)劑進(jìn)行冷卻，從而達(dá)到降溫的目的。低溫制冷機(jī)中的G-M制冷機(jī)、斯特林制冷機(jī)和脈管制冷機(jī)均可以達(dá)到液氫溫度，并在20K溫區(qū)有一定的制冷量，可以用來冷凝氣體和冷卻液體。表2給出了液氫溫區(qū)各種低溫制冷機(jī)的性能參數(shù)[33]。從表中可以看出，主動(dòng)制冷技術(shù)采用的低溫制冷機(jī)在液氫溫度下工作效率很低，需要消耗大量的電能才能轉(zhuǎn)移部分熱量。因此，使用低溫制冷機(jī)的前提是貯箱已具備良好的絕熱能力，確保外界漏熱量與制冷機(jī)的制冷量處于同一水平，并且能夠?yàn)橹评錂C(jī)提供充足的電源。

表2 液氫溫區(qū)典型低溫制冷機(jī)性能比較

2.1 制冷機(jī)直接冷凝氫氣

格林研究中心[34]將G-M制冷機(jī)的冷凝器直接安裝在貯箱內(nèi)氣枕中，其中G-M制冷機(jī)為兩級(jí)制冷(第一級(jí)20W/35K，第二級(jí)17.5W/18K)。G-M制冷機(jī)兩級(jí)制冷同時(shí)工作時(shí)，貯箱內(nèi)氣枕區(qū)溫度下降率為0.02K/h，壓力下降率為0.55kPa/h。Nakano等[35]在30L的貯箱中使用G-M制冷機(jī)兩級(jí)制冷，第二級(jí)的制冷溫度為10K，圖12給出G-M制冷機(jī)冷凝氫氣的裝置圖。G-M制冷機(jī)的冷凝器直接與貯箱內(nèi)氣枕接觸，當(dāng)二級(jí)冷頭溫度低于氫氣飽和溫度時(shí)，氣體與冷凝器交換熱量并重新液化。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明G-M制冷機(jī)能夠每天冷凝19.5L氫氣，并降低貯箱內(nèi)流體溫度和氣枕區(qū)壓力。

圖12 G-M制冷機(jī)冷凝氫氣裝置圖Fig.12 Schematic figure of hydrogen liquefier with G-M cryocooler

2.2 制冷機(jī)直接冷卻液氫

2001年，MSFC利用MHTB平臺(tái)對(duì)不同初始充填率下的液氫貯箱進(jìn)行了一系列無損存貯實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖13所示[36]。其中液氫貯箱容積為18m3，采用Cryomesh公司的GB37兩級(jí)低溫制冷機(jī)制冷(制冷量為30W/20K)。貯箱內(nèi)液氫通過與制冷機(jī)交換熱量，在泵的作用下重新流入貯箱。制冷后的低溫液氫與貯箱內(nèi)液氫混合，并降低液氫的整體溫度。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，采用制冷機(jī)直接冷卻液氫可以降低貯箱內(nèi)液氫的溫度，并實(shí)現(xiàn)液氫的無損貯存。

圖13 MHTB ZBO測(cè)試裝置Fig.13 MHTB ZBO demonstration test setup schematic

2.3 制冷機(jī)直接冷卻貯箱

直接冷卻貯箱是通過制冷機(jī)降低貯箱壁面的溫度，使貯箱壁面溫度小于或等于貯箱內(nèi)流體的溫度。圖14給出了液氫貯箱表面冷卻(Broad Area Cooler, BAC)系統(tǒng)，系統(tǒng)由脈管制冷機(jī)、線性壓縮機(jī)、氦冷卻泵、換熱器和冷卻盤管等組成[37]。其中兩級(jí)脈管制冷機(jī)第二級(jí)制冷溫度為20K，制冷功率4W。實(shí)驗(yàn)中氦氣通過脈管制冷機(jī)降低溫度，并在壓差的作用下流入貯箱外壁面的盤管，貯箱壁面通過與低溫氦氣換熱降低溫度，從而減少貯箱內(nèi)低溫液體的損失。Mark[38]通過對(duì)設(shè)計(jì)的BAC系統(tǒng)計(jì)算表明在氦氣入口溫度為13.4K，質(zhì)量流量為0.456g/s時(shí)，貯箱壁面溫度維持在14K～14.94K，實(shí)現(xiàn)貯箱內(nèi)15K過冷氫的無損貯存。BAC方案已被先進(jìn)低溫衍生級(jí)(ACES)采用，ACES利用兩級(jí)低溫制冷機(jī)，一級(jí)制冷95K，二級(jí)制冷22K，將制冷的氦氣通入氫箱與氧箱外部盤管，轉(zhuǎn)移貯箱的固體區(qū)內(nèi)的熱量。整個(gè)制冷系統(tǒng)體積為0.2m3，質(zhì)量為65kg～80kg。

圖14 液氫貯箱表面冷卻Fig.14 Broad area cooling of LH2 tank

3 典型的低溫實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

國(guó)外針對(duì)被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)和主動(dòng)制冷技術(shù)設(shè)計(jì)了許多低溫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，具體有馬歇爾空間飛行中心的多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(MHTB)、波音公司的德爾塔IV先進(jìn)低溫衍生級(jí)(ACES)、格林研究中心的零沸騰貯箱空間實(shí)驗(yàn)(ZBOT)、洛克希德-馬丁公司的半人馬座集成化低溫衍生級(jí)(ICES)和半人馬座低溫推進(jìn)劑管理實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(CTB)、美國(guó)聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟的在軌低溫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(CRYOTE)等。其中文章主要介紹ACES、ZBOT、ICES和 CRYOTE等低溫實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)。

3.1 德爾塔IV先進(jìn)低溫衍生級(jí)

波音公司針對(duì)重返月球和火星探測(cè)等任務(wù)，以德爾塔IV第二級(jí)為基礎(chǔ)，提出了一種低成本、低風(fēng)險(xiǎn)的ACES概念[39]。而德爾塔IV第二級(jí)一般只能在軌運(yùn)行數(shù)小時(shí)，為延長(zhǎng)其工作時(shí)間，ACES對(duì)德爾塔IV第二級(jí)的隔熱重新設(shè)計(jì)。圖15給出了基于ACES概念的地球出發(fā)級(jí)(EDS)。ACES重點(diǎn)研究MLI、TVS、VCS等被動(dòng)冷卻技術(shù)，以及使用多級(jí)制冷機(jī)主動(dòng)制冷技術(shù)。ACES能夠?qū)崿F(xiàn)工作100天以上，并且實(shí)現(xiàn)任務(wù)的多樣性。

圖15 基于ACES概念的地球出發(fā)級(jí)Fig.15 Earth departure stage based on ACES concept

3.2 零沸騰貯箱空間實(shí)驗(yàn)

NASA格林研究中心在國(guó)際空間站上開展零沸騰實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)采用絕熱防護(hù)、流體混合和主動(dòng)制冷等熱管理技術(shù)。圖16為ZBOT實(shí)驗(yàn)的具體裝置圖[40]。ZBOT的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明采用流體混合和低溫制冷的方案，可以降低貯箱內(nèi)氣枕壓力，減小低溫推進(jìn)劑的汽化，結(jié)合主動(dòng)制冷的作用完全能夠?qū)崿F(xiàn)推進(jìn)劑無損貯存。

圖16 ZBOT實(shí)驗(yàn)裝置Fig.16 Configuration of ZBOT test

3.3 半人馬座集成化低溫衍生級(jí)

為滿足NASA通用化、長(zhǎng)時(shí)間的空間探測(cè)任務(wù)要求，洛克希德-馬丁公司提出了半人馬座低溫衍生級(jí)(ICES)方案[41]。該方案的關(guān)鍵技術(shù)是對(duì)低溫流體的管理。目前主要采用被動(dòng)冷卻方案，圖17給出了具體的裝置圖。從圖中可以看出，ICES使用了變密度MLI、遮陽板、VCS、PODS等被動(dòng)冷卻技術(shù)。ICES通過被動(dòng)冷卻技術(shù)可以將低溫推進(jìn)劑的日蒸發(fā)率由2%降低到0.1%，使探月任務(wù)延長(zhǎng)至45天左右。ICES的未來目標(biāo)是結(jié)合主動(dòng)冷卻和其他先進(jìn)的被動(dòng)防護(hù)技術(shù)，使推進(jìn)劑的日蒸發(fā)率達(dá)到0.01%。

圖17 半人馬座上面級(jí)流體管理Fig.17 Cryogenic fluid management on Centaur upper stage

3.4 低溫軌道測(cè)試平臺(tái)

ULA與NASA合作將 CRYPTE作為輔助載荷安裝在主載荷與Centaur上面級(jí)之間，為降低風(fēng)險(xiǎn)，只有在主載荷與上面級(jí)分離時(shí)CRYOTE才被激活，隨后Centaur內(nèi)殘余的LH2通過加注系統(tǒng)向CRTOTE的LH2貯箱進(jìn)行加注，LH2貯箱容積216L，當(dāng)CRYOTE中LH2貯箱充滿后，CRYOTE與Centaur分離進(jìn)行獨(dú)立的在軌運(yùn)行，具體如圖18所示。CRYOTE提供在軌進(jìn)行流體管理的平臺(tái)，可以對(duì)流體混合、壓力控制、主動(dòng)制冷等進(jìn)行實(shí)驗(yàn)操作[42-44]。

圖18 CRYOTE安裝位置示意圖Fig.18 The installation location diagram of CRYOTE

CRYOTE具體設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)如圖19所示，設(shè)計(jì)中考慮了結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性、振動(dòng)模式、熱力學(xué)問題以及不同重力水平下流體的流動(dòng)等。實(shí)驗(yàn)平臺(tái)提供6個(gè)ESPA接口，可以根據(jù)不同的任務(wù)安裝功能模塊，EPSA接口的可靠性已經(jīng)在2007年的STP-1和2009年的LCROSS空間運(yùn)載飛行中驗(yàn)證。貯箱外層采用MLI材料絕熱，并安裝錐形裙進(jìn)行遮蔽；蒸汽冷卻盤管安裝在貯箱外表面。CRYOTE可以對(duì)熱管理技術(shù)中的MLI、TVS、PODS、VCS等進(jìn)行驗(yàn)證。2015年，CRYOTE采用LN2工質(zhì)的地面技術(shù)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)已經(jīng)完成，具體的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)見文獻(xiàn)[42]。

圖19 CRYOTE系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.19 The system structure diagram of CRYOTE

4 低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)的比較

從上述關(guān)于低溫推進(jìn)劑的被動(dòng)熱防護(hù)和主動(dòng)制冷兩方面的各項(xiàng)熱管理技術(shù)分析可以得到：

1)被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)是減少低溫推進(jìn)劑貯存損耗的重要現(xiàn)實(shí)途徑，必須優(yōu)先突破。發(fā)泡材料(SOFI)與多層隔熱材料(MLI)結(jié)合使用，可以顯著降低外界傳遞的熱量，且不會(huì)對(duì)火箭的整體結(jié)構(gòu)造成影響。但是在使用MLI時(shí)，需要通過優(yōu)化設(shè)計(jì)，計(jì)算出最合理的層數(shù)。遮陽板能夠從根本上減少空間環(huán)境的輻射水平，安裝在液氧貯箱的底部能達(dá)到更好的效果。貯箱支撐結(jié)構(gòu)的隔熱設(shè)計(jì)與材料水平的提高有關(guān)，貯箱支撐結(jié)構(gòu)可以使用高強(qiáng)度、低熱導(dǎo)率的復(fù)合材料，而貯箱自身的設(shè)計(jì)可以考慮采用共底貯箱。流體混合技術(shù)只是一種使能量分布均勻的方案，采用攪拌的方案會(huì)帶來額外的熱量，需要結(jié)合制冷機(jī)才能達(dá)到好的效果。蒸汽冷卻屏(VCS)技術(shù)需要在貯箱外部安裝氣體管路，空間環(huán)境下還必須保證管路中不會(huì)進(jìn)入液體，技術(shù)難度大。熱力學(xué)排氣(TVS)技術(shù)可以通過損失部分蒸汽實(shí)現(xiàn)熱量向外界轉(zhuǎn)移，該技術(shù)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，容易實(shí)現(xiàn)。推進(jìn)劑過冷技術(shù)使推進(jìn)劑本身能夠攜帶更多的冷量，并且在地面上容易實(shí)現(xiàn)對(duì)低溫推進(jìn)劑制冷。該技術(shù)的應(yīng)用前景廣闊，具有提高火箭載荷和延長(zhǎng)在軌工作時(shí)間的雙重作用。仲氫的制冷技術(shù)通過氫不同形態(tài)的轉(zhuǎn)換吸收熱量，該技術(shù)的關(guān)鍵是催化反應(yīng)的控制問題。

2)主動(dòng)制冷技術(shù)是實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑無損貯存的發(fā)展方向，必須在低溫制冷機(jī)技術(shù)上取得突破。低溫制冷機(jī)技術(shù)是實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)期無損貯存的根本方法，但是制冷機(jī)的效率過低，需要消耗大量的電能。要獲得質(zhì)量小、效率高的低溫制冷機(jī)，技術(shù)難度大。使用低溫制冷機(jī)時(shí)可以通過理論計(jì)算和地面實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證冷凝氣體、冷卻液體和冷卻貯箱壁面的效果，確定最優(yōu)的制冷方案。

我國(guó)在低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)上應(yīng)該優(yōu)先研究MLI、遮陽板、PODS、TVS和流體混合技術(shù)。而對(duì)技術(shù)難度高的VCS、仲氫制冷、低溫制冷機(jī)和過冷低溫推進(jìn)劑可以先展開理論研究，重點(diǎn)研究過冷低溫推進(jìn)劑技術(shù)。

5 展望

氫氧推進(jìn)劑的高比沖使其在上面級(jí)火箭應(yīng)用廣泛，美國(guó)的Centaur上面級(jí)，以及正在研發(fā)的Ares V上地球出發(fā)級(jí)(EDS)均能夠?qū)崿F(xiàn)在軌數(shù)小時(shí)以上的工作，可以直接將地球衛(wèi)星送入地球同步軌道。俄羅斯質(zhì)子號(hào)和安加拉號(hào)的KVRB上面級(jí)、歐空局阿里安5(Ariane V)的ESC系列上面級(jí)也能實(shí)現(xiàn)類似功能[45]。我國(guó)雖在CZ-3和CZ-5上使用了氫氧推進(jìn)劑，但是因?yàn)橘A氫技術(shù)不過關(guān)，未能夠發(fā)展出氫氧上面級(jí)火箭。為了我國(guó)氫氧上面級(jí)火箭的研發(fā)，必須對(duì)低溫推進(jìn)劑的熱管理技術(shù)進(jìn)行研究和實(shí)驗(yàn)。本文提出使用CZ-3A搭載多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)進(jìn)行在軌實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)平臺(tái)液氫貯箱前后底為橢球，長(zhǎng)短軸之比1.6，長(zhǎng)半軸長(zhǎng)1m，貯箱圓柱段長(zhǎng)1m，總體積約為5.8m3。多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)方案設(shè)想如圖20所示，從圖中可以看出，多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)可以驗(yàn)證的被動(dòng)防護(hù)技術(shù)有MLI、VCS、TVS和流體混合技術(shù)，也可以驗(yàn)證主動(dòng)制冷技術(shù)。針對(duì)TVS和VCS排放的氫氣可以外接用于燃料電池模塊。液氫貯箱在地面加注時(shí)可以直接加注過冷液氫，驗(yàn)證過冷效應(yīng)對(duì)延長(zhǎng)低溫推進(jìn)劑貯存的效果。多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)實(shí)驗(yàn)可以分為地面實(shí)驗(yàn)和在軌實(shí)驗(yàn)，地面實(shí)驗(yàn)用于驗(yàn)證各單項(xiàng)熱防護(hù)技術(shù)具體性能和各種技術(shù)組合的效益，在軌實(shí)驗(yàn)用于驗(yàn)證熱防護(hù)技術(shù)在空間環(huán)境下的適應(yīng)性，在軌實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的搭載方式和工作時(shí)序類似CRYOTE。解決在軌長(zhǎng)期貯氫技術(shù)后，可以將CZ-3A第三級(jí)或者CZ-5第二級(jí)直接發(fā)展成為我國(guó)的上面級(jí)火箭。

圖20 多功能液氫實(shí)驗(yàn)平臺(tái)方案設(shè)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

航天科技創(chuàng)新基金資助項(xiàng)目

李佳超，男，博士研究生，主要研究方向：火箭發(fā)動(dòng)機(jī)低溫貯箱工作過程。 E-mail: jiachaolis@buaa.edu.cn

梁國(guó)柱，男，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向：火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)。E-mail: lgz@buaa.edu.cn

V511

A

2096-4080(2017)02-0059-12