推進飛行器低溫推進劑在軌貯存被動蒸發(fā)控制方案研究

李 鵬，孫培杰，盛敏健，包軼穎，勵吉鴻

（上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201109）

1 引言

為完成載人月球探測任務(wù)，通常采用推進飛行器實現(xiàn)軌道器轉(zhuǎn)移或月面下降［1］。為獲得高比沖，提高運載能力，推進飛行器需采用低溫推進劑，并且需長時間在軌運行，根據(jù)不同登月模式，需考慮1月左右的在軌時間，但低溫推進劑沸點低，極易蒸發(fā)，空間惡劣的熱環(huán)境會造成低溫推進劑的大量蒸發(fā)損耗，空間微重力環(huán)境給低溫推進劑的在軌貯存帶來了很大困難。因此低溫推進劑長期在軌貯存技術(shù)是推進飛行器的關(guān)鍵技術(shù)之一［2］。

低溫推進劑長期在軌貯存技術(shù)是在微重力下采用有效的熱防護與壓力控制實現(xiàn)最少的低溫推進劑蒸發(fā)損失。目前國外低溫貯箱在軌的熱防護技術(shù)和壓力控制技術(shù)方面所采取的措施如圖1所示。對于低溫推進劑蒸發(fā)控制系統(tǒng)方案，就是對圖中的技術(shù)進行合理的組合，概括而言，主要為被動熱防護技術(shù)和壓力控制技術(shù)相結(jié)合的被動蒸發(fā)控制系統(tǒng)與被動熱防護技術(shù)和主動熱轉(zhuǎn)移技術(shù)相結(jié)合的主動蒸發(fā)控制系統(tǒng)。被動熱防護措施主要包括絕熱材料與結(jié)構(gòu)［3］、太陽能防護罩［4］、低導(dǎo)熱率阻斷支撐技術(shù)［5］和蒸汽冷卻屏技術(shù)［6］等。主動熱轉(zhuǎn)移技術(shù)是通過低溫制冷機將低溫推進劑貯箱的漏熱轉(zhuǎn)移到貯箱外部。主動蒸發(fā)控制技術(shù)能夠?qū)崿F(xiàn)低溫推進劑的零蒸發(fā)目標。

圖1 低溫推進劑長期在軌貯存技術(shù)主要措施Fig．1 The measures of long?term storage technology for cryogenic propellant

自從上世紀60年代起，NASA的馬歇爾空間飛行中心（MSFC）、格林研究中心（GRC）、艾姆斯研究中心（ARC）、戈達德空間飛行中心（GSFC）、美國的洛克西德－馬丁公司、波音公司、中央佛羅里達大學太陽能研究中心等機構(gòu)長期開展低溫推進劑在軌貯存相關(guān)技術(shù)研究［7］。在多項單項技術(shù)研究上，開展了大量的計算仿真和地面驗證試驗工作［8］，但在系統(tǒng)應(yīng)用方面，只提出了一些系統(tǒng)平臺的概念，如洛克希德?馬丁公司以宇宙神／半人馬座為基礎(chǔ)，提出了集成通用低溫衍生級的概念［9］；波音公司以德爾塔Ⅳ二級為基礎(chǔ)，提出了先進低溫衍生級的概念［10］；聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟提出了 “空間加油站”這一概念［11］；朱洪來［12］提出了低溫推進劑在軌貯存多個蒸發(fā)控制方案。但上述文獻未對相關(guān)概念和方案進一步開展性能分析。

本文借鑒國外在低溫推進劑在軌貯存技術(shù)的研究經(jīng)驗，根據(jù)推進飛行器的任務(wù)特點，以液氫／液氧低溫推進劑為研究對象，開展低溫貯箱被動蒸發(fā)控制方案的研究，對不同方案的蒸發(fā)量控制效果進行計算分析，以期為后續(xù)推進飛行器總體方案制定提供有力支撐。

2 低溫推進劑在軌貯存被動蒸發(fā)控制方案

2.1 推進飛行器構(gòu)型及方案設(shè)計輸入假設(shè)

本文考慮推進飛行器上氫下氧和上氧下氫2種構(gòu)型，如圖2所示，主要包括儀器艙、艙間段、液氫箱、液氧箱、箱間段等，儀器艙頂部安裝對接機構(gòu)，儀器艙內(nèi)設(shè)置儀器安裝盤，底部安裝太陽電池翼，采用獨立貯箱。

圖2 推進飛行器2種假設(shè)構(gòu)型Fig．2 Two assumptive configurations of orbital transfer spacecraft

推進飛行器低溫推進劑在軌貯存方案設(shè)計輸入假設(shè)如下：

1）飛行姿態(tài)按照縱軸指向太陽考慮，因為該姿態(tài)下儀器艙可以遮擋太陽照射低溫貯箱；

2）儀器安裝盤設(shè)置為10℃定溫；

3）液氫貯箱和液氧貯箱的加注量分別為21.714 t和 4.127 t；

4）考慮近地軌道（300 km）和地月轉(zhuǎn)移軌道2種情況；

5）不考慮發(fā)動機工作的影響。

2.2 低溫推進劑被動蒸發(fā)控制方案

被動控制技術(shù)要比主動制冷控制技術(shù)更可靠和便于實施，因為主動制冷機需要持續(xù)的能源和復(fù)雜的輻射器系統(tǒng)，但對于非常長的在軌任務(wù)，主動制冷控制技術(shù)要優(yōu)于被動控制技術(shù)?？紤]推進飛行器的任務(wù)周期，本文優(yōu)選被動蒸發(fā)控制技術(shù)，其中，被動熱防護技術(shù)對圖1所示的被動熱防護措施進行組合實施，壓力控制技術(shù)選用同軸噴霧棒式熱力學排氣系統(tǒng)［13］，形成3種方案，如表1所示。被動蒸發(fā)控制方案示意圖如圖3所示。

表1 低溫推進劑被動蒸發(fā)控制方案Table 1 Schematic diagram of passive boil off control schemes for cryogenic propellant

圖3 低溫推進劑被動蒸發(fā)控制方案示意圖Fig．3 Schematic diagram of passive boil off control schemes for cryogenic propellant

3 傳熱和蒸發(fā)量計算及分析

3.1 復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)傳熱分析

低溫貯箱外壁包覆泡沫＋多層隔熱材料的復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)，泡沫在內(nèi)側(cè)，與金屬壁粘貼，多層隔熱材料在外側(cè)。復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)傳熱計算模型如式（1）［14］：

式中，qfoam＋MLI為空間階段復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)漏熱熱流密度，W／m2；TH為復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)的熱端溫度（外表面），K，利用熱分析軟件，建立飛行器有限元模型，在軌計算得到；TC為復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)的冷端溫度（內(nèi)表面），K，液氧貯箱取液氧溫度90 K，液氫貯箱取液氫溫度22 K；δfoam和δMLI分別為泡沫和多層隔熱材料的厚度，m；λfoam和λMLI分別為泡沫和多層隔熱材料的（當量）導(dǎo)熱系數(shù)，W／（m·K）。 下標foam表示泡沫材料，下標MLI表示多層隔熱材料，下標H表示熱端，下標C表示冷端。

3.2 蒸汽冷卻屏傳熱分析

蒸汽冷卻屏采用蛇管＋平板的形式，設(shè)置在復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)的外側(cè)，在蒸汽冷卻屏外表面再包覆多層隔熱材料，氫箱蒸發(fā)的低溫氣體流經(jīng)蒸汽冷卻屏，降低復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)的熱端溫度，從而減小外界向貯箱的漏熱。根據(jù)圖4所示的流程圖，計算得到采用蒸汽冷卻屏措施后低溫貯箱的蒸發(fā)率。氫箱蒸發(fā)出來的氣體溫度取為40 K，對于氫箱和氧箱都設(shè)置蒸汽冷卻屏的方案，氣氫流出氫箱蒸汽冷卻屏到達氧箱蒸汽冷卻屏的過程中的溫升取為10 K。氫氣的定壓比熱容為 10.8 kJ／（kg·K）。

圖4 蒸汽冷卻屏傳熱分析流程圖Fig．4 Flow chart of heat transfer analysis in evapo?rative cooling shield

3.3 蒸發(fā)量計算

蒸發(fā)量計算時認為低溫貯箱從外界漏熱的熱量全部用于蒸發(fā)，將低溫貯箱按照上球冠、柱段和下球冠分別進行漏熱量計算，同時考慮50%結(jié)構(gòu)漏熱，蒸發(fā)量計算模型如式（2）：

式中，q1、q2和q3分別為低溫貯箱上球冠、柱段和下球冠的漏熱量，W／m2；s1、s2和s3分別為低溫貯箱上球冠、柱段和下球冠的表面積，m2；γ為低溫液體汽化潛熱，J／kg，液氫的汽化潛熱為453 kJ／kg，液氧的汽化潛熱為210 kJ／kg；τ為時間，s。

3.4 計算結(jié)果及分析

3.4.1 不同軌道的影響分析

利用上面的傳熱和蒸發(fā)量計算模型，計算得到近地軌道和地月轉(zhuǎn)移軌道條件下2種構(gòu)型不同低溫推進劑蒸發(fā)控制方案低溫貯箱的漏熱量和日蒸發(fā)量（率），如表2和表3所示，其中復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)的當量換熱系數(shù)取為0.05 W／（m2·K）。近地軌道構(gòu)型1的方案2和方案3在氫箱的上球冠和柱段、氧箱的下球冠和柱段設(shè)置了蒸汽冷卻屏；構(gòu)型2的方案2和方案3在氫箱的下球冠和柱段、氧箱的上球冠和柱段設(shè)置了蒸汽冷卻屏。地月轉(zhuǎn)移軌道構(gòu)型1的方案2和方案3在氫箱的上球冠和柱段設(shè)置了蒸汽冷卻屏；構(gòu)型2的方案2和方案3在氫箱的柱段、氧箱的上球冠和柱段設(shè)置了蒸汽冷卻屏。對表2和表3中計算結(jié)果對比分析，主要結(jié)論如下：

1）從表中低溫貯箱不同位置絕熱結(jié)構(gòu)外表面溫度的差異可知，在近地軌道，上部低溫貯箱上球冠受到儀器盤的熱影響，柱段受到地球紅外輻射和太陽電池翼的熱影響；下球冠低溫貯箱柱段和下球冠受到地球紅外輻射的影響，其相應(yīng)位置的絕熱結(jié)構(gòu)外表面溫度相對較高。在地月轉(zhuǎn)移軌道，上部低溫貯箱上球冠受到儀器盤的熱影響，柱段受到太陽電池翼的熱影響；

表2 近地軌道中不同方案低溫貯箱的漏熱量和日蒸發(fā)量（率）匯總表Table 2 Heat?leak rate and boil?off losses per day from cryogenic tank with different schemes in low earth orbit

表3 地月轉(zhuǎn)移軌道不同方案低溫貯箱的漏熱量和日蒸發(fā)量（率）匯總表Table 3 Heat?leak rate and boil?off losses per day from cryogenic tank with different schemes in earth?moon transfer orbit

2）從2個表相同構(gòu)型和相同蒸發(fā)控制方案的數(shù)據(jù)可知，由于地球紅外輻射熱影響的存在，近地軌道低溫貯箱的蒸發(fā)量要明顯大于地月轉(zhuǎn)移軌道低溫貯箱的蒸發(fā)量，構(gòu)型2情況下相差近5倍；

3）氫箱蒸發(fā)的低溫氣體通過蒸汽冷卻屏，充分利用其冷量，可以明顯減小低溫貯箱的漏熱和蒸發(fā)；

4）從低溫貯箱蒸發(fā)量（率）的數(shù)據(jù)對比，在近地軌道采用上氧下氫的構(gòu)型，低溫推進劑蒸發(fā)量控制更優(yōu)；在地月轉(zhuǎn)移軌道采用上氧下氫的構(gòu)型，低溫推進劑蒸發(fā)量控制更優(yōu)；

5）地月轉(zhuǎn)移軌道器，構(gòu)型1下氧箱在空間冷背景的作用下，液氧無蒸發(fā)。

3.4.2 復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)隔熱性能的影響分析

復(fù)合絕熱結(jié)構(gòu)是低溫貯箱被動熱防護技術(shù)中最基礎(chǔ)的措施，下面對其隔熱性能對低溫推進劑蒸發(fā)量的影響進行分析。推進飛行器構(gòu)型1近地軌道條件下絕熱結(jié)構(gòu)（當量換熱系數(shù)）不同隔熱性能時低溫貯箱的漏熱量和蒸發(fā)量（率）如表4所示。從表中可以看出，隨著絕熱結(jié)構(gòu)隔熱性能的增加，低溫貯箱絕熱結(jié)構(gòu)外表面溫度升高，但低溫貯箱的漏熱量和蒸發(fā)量減小，其液氫日蒸發(fā)量變化率約為 12.7 kg／0.01 W／m2（0.3% ／0.01 W／m2），液氧日蒸發(fā)量變化率約為13.2 kg／0.01 W／m2（0.06% ／0.01 W／m2）。 通常絕熱結(jié)構(gòu)隔熱性能的增加，以消耗資源為代價的，例如會增加結(jié)構(gòu)重量，因此絕熱結(jié)構(gòu)需根據(jù)飛行器總體指標和方案進行優(yōu)化設(shè)計。

表4 構(gòu)型1近地軌道條件下絕熱結(jié)構(gòu)不同隔熱性能時低溫貯箱的漏熱量和蒸發(fā)量（率）Table 4 Heat?leak rate and boil?off losses per day from cryogenic tank with different insulative parameters in low earth orbit for configuration 1

4 結(jié)論

低溫推進劑在軌蒸發(fā)控制是推進飛行器需要面對的難題，借鑒國外低溫推進劑長期在軌貯存技術(shù)研究成果，提出了多個低溫推進劑蒸發(fā)控制方案，開展了推進飛行器不同軌道、不同構(gòu)型多個方案的蒸發(fā)控制能力的建模和計算，通過計算結(jié)果分析可知：

1）近地軌道飛行器低溫推進劑蒸發(fā)控制還需重點考慮地球紅外輻射的影響；

2）低溫貯箱外采用蒸汽冷卻屏技術(shù)可以明顯減小低溫貯箱的漏熱和蒸發(fā)；

3）從低溫貯箱蒸發(fā)量（率）的數(shù)據(jù)來看，近地軌道采用上氫下氧的構(gòu)型、地月轉(zhuǎn)移軌道采用上氧下氫的構(gòu)型，低溫推進劑蒸發(fā)量控制更優(yōu)。

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