火箭低溫上面級流體管理技術(shù)研究進(jìn)展

王 磊，賈洲俠，瞿 淼，上官石，馬 原，厲彥忠

（1.西安交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所，710049 西安；2.北京強度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室，100076 北京）

0 引言

上面級是在基礎(chǔ)級或重復(fù)使用火箭上面增加相對獨立的一級或多級。通常，其工作端進(jìn)入地球軌道，可將一個或多個航天器送入預(yù)定軌道，具有多次起動、短期在軌工作、自主飛行、多任務(wù)適應(yīng)性等特征[1-2]。無上面級時，運載火箭須將衛(wèi)星送入“轉(zhuǎn)移軌道”后再利用衛(wèi)星自身變軌能力到達(dá)工作軌道。該過程消耗數(shù)噸燃料，影響衛(wèi)星壽命。采用上面級后，上面級托舉衛(wèi)星在太空“接力”飛行，僅需幾個小時即可將衛(wèi)星送入工作軌道[3]。因此，研制高性能上面級對未來的航天高效發(fā)射意義重大。相較于常規(guī)液體推進(jìn)劑，采用低溫推進(jìn)劑的上面級平臺更加受到各國重視。

1 國內(nèi)外上面級性能比較

表1列舉了國內(nèi)外主要上面級平臺及其關(guān)鍵參數(shù)，圖1給出了上面級推力對比情況，圖2展示了比沖對比結(jié)果。可以看出，與世界航天格局相似，美國、俄羅斯的上面級技術(shù)居于領(lǐng)先水平。美國在80年代前研制了各類上面級10余種，典型代表包括“阿金納”“半人馬”及服務(wù)于“阿波羅”登月計劃的“土星V號”S-IVB級。其中，采用液氫/液氧組合的“半人馬”上面級獲得巨大成功，在多種重要載荷發(fā)射中發(fā)揮了重要作用。80年代后，美國持續(xù)改進(jìn)“半人馬”上面級，包括增大上面級推力、提高比沖，延長在軌滑行時間等。目前，“半人馬”上面級的低溫推進(jìn)劑在軌貯存時間已超10 h[4]。基于“半人馬”平臺的成熟經(jīng)驗，聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟（ULA）進(jìn)一步提出了先進(jìn)低溫上面級（ACES）概念，計劃將現(xiàn)有載荷能力提高4～6倍[5]。服務(wù)于美國“重返月球”及火星探測任各的需求。NASA為新一代重型運載火箭（SLS）配套了兩款大推力液氫/液氧上面級，包括“過渡上面級（ICPS）”與“探索上面級（EUS）”[6]。Space-X公司于2017年利用“獵鷹9號”二級開展了滑行3.5 h后再點火實驗并獲得成功[7]，為其直達(dá)靜止軌道的發(fā)射任務(wù)提供了有力支持。

圖1 國內(nèi)外典型上面級推力對比Fig.1 Comparison of propulsive forcesbetween domestic and foreign upper stages

表1 國內(nèi)外主要上面級比較Tab.1 Com parison of domestic and foreign upper stage p latform s

繼承蘇聯(lián)在航天領(lǐng)域的積累，俄羅斯上面級成果豐碩，主要包括“質(zhì)子號”火箭D級、微風(fēng)M級、Fregat等。相較美國，俄羅斯的上面級主要采用常溫推進(jìn)劑，但他們也重視低溫上面級的比沖優(yōu)勢，正在開發(fā)新一代KVRB液氫/液氧上面級。為提高商業(yè)發(fā)射競爭力，歐空局為“阿里安”火箭開發(fā)了系列高性能上面級，其中，采用新型低溫發(fā)動機后，ESC-B上面級的同步軌道運載能力將在現(xiàn)有水平上提高2 t[8]。日本也為其代表性的“H-2A”火箭開發(fā)了液氫/液氧上面級。借助俄羅斯的發(fā)動機技術(shù)，印度于2014年驗證了自主研制的低溫上面級技術(shù)[9]。

我國也開發(fā)了幾款專用上面級平臺，為“北斗”衛(wèi)星高效組網(wǎng)發(fā)射提供了有力保障。早期的長征3號三子級采用液氫/液氧組合，可作為基礎(chǔ)級的延伸服務(wù)于高軌發(fā)射。2009年，我國啟動了基于常規(guī)推進(jìn)劑的“遠(yuǎn)征”系列上面級研制[10]，并先后于2015年、2016年借助“長征三號A”“長征五號”火箭成功發(fā)射。新型上面級具備在軌長時間滑行（6.5 h）和多次起動的能力。為提升上面級能力，我國正在開發(fā)兩款分別采用液氧/煤油、液氧/液甲烷推進(jìn)劑組合的新型低溫上面級[14]。與航天強國相比，我國上面級技術(shù)仍存較大差距。如圖1所示，我國“遠(yuǎn)征”系列上面級推力僅為“半人馬”上面級的6.5%，在研的低溫上面級也與世界主流平臺存在較大差距。從比沖方面來看，我國現(xiàn)有的常規(guī)推進(jìn)劑上面級與俄羅斯的也存在明顯差距，如圖2所示。液氧、液甲烷，液氫的特殊物性給流體空間管理技術(shù)提出了難題。為提高航天發(fā)射的競爭力，我國應(yīng)盡早規(guī)劃，突破液氫空間流體科學(xué)與管理技術(shù)難題，研制新型液氫/液氧高性能上面級平臺。

圖2 國內(nèi)外典型上面級比沖對比Fig.2 Comparison of specific impulsesbetween domestic and foreign upper stages

綜合來看，未來的先進(jìn)上面級應(yīng)具備大推力、高比沖、長時間在軌滑行、多次空間點火等能力。為了滿足大推力與高比沖要求，選用低溫推進(jìn)劑尤其是液氫/液氧組合是未來趨勢，但必須突破低溫推進(jìn)劑空間熱管理與流體管理技術(shù)難題。近些年，隨著新型空間主/被動熱防護(hù)及壓力控制技術(shù)的發(fā)展，低溫上面級在軌存儲更長時間成為可能。Kruif等[17]指出，經(jīng)過升級的“半人馬”上面級在軌液氫/液氧日均蒸發(fā)損失為2%質(zhì)量分?jǐn)?shù)，可保證上面級滑行12 h。將低溫貯箱的絕熱層加厚，燃料蒸發(fā)損失可降至1%/d。Kutter等[18]介紹了美國新一代通用低溫上面級的被動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)方案，指出采用共底結(jié)構(gòu)蒸氣冷卻屏、先進(jìn)真空絕熱板、變密度多層反射屏、推進(jìn)劑定位管理、遮陽罩、零重力壓力管理等技術(shù)，低溫上面級日均蒸發(fā)率有可能降至0.01%/d。對于月球探測而言，上面級采用液氫/液氧組合比采用常溫推進(jìn)劑可節(jié)省45%的發(fā)射質(zhì)量。

隨著我國新一代運載火箭“長征七號”“長征五號”的首發(fā)成功，我國進(jìn)入軌道的能力顯著提高。但在低溫上面級領(lǐng)域才剛剛起步，尚有一系列問題亟待解決。低溫推進(jìn)劑低沸點的特性使其在軌期間面臨大量的熱管理難題，包括推進(jìn)劑蒸發(fā)損失、微重力下貯箱增壓與卸壓、微重力下流體定位與氣液分離等。本文將對涉及低溫上面級的關(guān)鍵問題開展調(diào)研分析，以期為相關(guān)領(lǐng)域的研究人員提供參考。

2 上面級流體管理技術(shù)概述

美國NASA在深空探測及低溫流體空間管理（CFM）領(lǐng)域的研究處于領(lǐng)先地位。NASA基于先進(jìn)的流體熱防護(hù)與管控能力，實現(xiàn)了“阿波羅”載人登月與“半人馬”火箭的成功發(fā)射。進(jìn)入新世紀(jì)，以“重返月球”項目為牽引，NASA對CFM技術(shù)進(jìn)行了全面梳理，遴選出18項技術(shù)作為支撐月球探測著陸器與返回器的關(guān)鍵技術(shù)[19-23]。隨后，載人火星探測被納入NASA規(guī)劃，需要掌握的CFM技術(shù)也擴展至25項[24]。圖3展示了支撐低溫推進(jìn)劑空間高效貯存與可靠應(yīng)用的核心技術(shù)群[25]。綜合來看，這些CFM技術(shù)涵蓋了低溫流體空間熱防護(hù)、空間排氣、空間氣液分離、液體傳輸及質(zhì)量測量等。

圖3 低溫推進(jìn)劑空間貯存與管理關(guān)鍵技術(shù)Fig.3 Space storage andmanagement techniques for cryogenic propellant

從功能上看，低溫推進(jìn)劑空間長期安全貯存是其空間應(yīng)用的基礎(chǔ)，而低溫推進(jìn)劑的低沸點特性要求對低溫貯箱開展精細(xì)的熱防護(hù)與管理，如采用多層絕熱層（MLI）降低壁面漏熱[26]、用被動非連接支撐桿（PODS）降低連接部位熱侵[27]、利用熱遮擋技術(shù)降低太陽輻射熱侵[28]、采用蒸氣冷卻屏提供額外熱防護(hù)[29]等。對于液氫貯存，也可利用仲-正氫轉(zhuǎn)化釋冷減小蒸發(fā)損失[30]。在此基礎(chǔ)上，可采用主動制冷技術(shù)，輔之以流體攪拌實現(xiàn)空間零蒸發(fā)貯存（ZBO）[31]。當(dāng)?shù)蜏刭A箱壓力升高到設(shè)定上限后，須通過排氣泄壓保證安全。針對微重力氣液雜混特性，NASA提出了熱力學(xué)排氣技術(shù)（TVS），并開展了深入的理論與實驗研究[32]。對于微重力補加與推進(jìn)劑轉(zhuǎn)注，須關(guān)注貯箱增壓、系統(tǒng)預(yù)冷及空間傳輸技術(shù)[33]，微重力下低溫氣液相分離是其應(yīng)用的前提，必須實現(xiàn)氣液相可靠分離[34]。此外，微重力下箱內(nèi)液體量的實時測量[35]是實現(xiàn)推進(jìn)劑加注、傳輸管理的重要支撐技術(shù)。

3 低溫流體空間管理技術(shù)研究進(jìn)展

3.1 被動熱防護(hù)技術(shù)

低溫推進(jìn)劑在軌蒸發(fā)量控制主要包括被動技術(shù)與主動技術(shù)。被動技術(shù)是指降低進(jìn)入低溫箱體的熱侵，包括MLI、PODS、蒸氣冷卻屏和太陽反射屏等技術(shù)；主動技術(shù)是通過在軌制冷技術(shù)、流體混合技術(shù)和排氣冷量回收技術(shù)等實現(xiàn)對蒸發(fā)量的主動管理，通常需要輸入能量。對大部分低溫上面級來說，其工作時間通常持續(xù)幾個小時至十幾個小時，采用被動技術(shù)往往更具優(yōu)勢，而對載人登月、登陸火星及其他深空探測而言，主動技術(shù)是不可或缺的重要保障。

美國“半人馬”上面級發(fā)射已逾百次，其上面級主要通過對低溫貯箱表面絕熱來降低蒸發(fā)量。目前“半人馬”上面級采用的熱防護(hù)技術(shù)所對應(yīng)的液氫日均蒸發(fā)損失較大[4]。圖4展示了未來“通用半人馬”液氫貯箱將采用的熱防護(hù)技術(shù)。Szatkowski等[36]介紹了ACES的絕熱技術(shù)，采用3層MLI后液氫箱蒸發(fā)損失降至4%/d，當(dāng)絕熱層增加至16層時，蒸發(fā)損失可進(jìn)一步降至2.5%/d。但單純借助MLI層數(shù)增加不會帶來絕熱效能的對等提升，因為MLI層間氣體緩慢泄露會產(chǎn)生寄生熱。層數(shù)越多，層間氣體滲流過程越緩慢，寄生熱的影響越顯著[37-38]。對于專用低溫上面級，其滑行時間通常在10 h以內(nèi)，因此，MLI設(shè)計必須考慮穩(wěn)態(tài)絕熱與寄生熱的平衡關(guān)系，確定最優(yōu)的層數(shù)布置。

圖4 “通用半人馬”上面級液氫貯箱熱防護(hù)技術(shù)Fig.4 Thermalprotection techniquesof liquid hydrogen tank for General Centaur upper stage

除了MLI外，Dew等[39-40]介紹了一種柔性反射屏技術(shù)，如圖5所示。反射屏置于低溫貯箱與熱源之間，能夠反射掉絕大部分來自太陽等熱源的輻射，大幅降低貯箱漏熱。該反射屏由輕質(zhì)柔性材質(zhì)制成，進(jìn)入空間前可折疊以減小體積。

圖5 上面級太陽遮擋屏技術(shù)Fig.5 Sun shield technology for upper stage

Frey等[41]介紹了歐洲“阿里安V”火箭新型低溫上面級的相關(guān)熱防護(hù)情況。其低溫上面級液氫/液氧箱采用共底結(jié)構(gòu)，如圖6所示。共底結(jié)構(gòu)會導(dǎo)致液氫/液氧箱間的顯著漏熱，為此，MT宇航公司提出了如圖6（a）所示的“三明治”絕熱結(jié)構(gòu)[42]，以滿足液氫箱與液氧箱球型共底結(jié)構(gòu)間的絕熱與承力需求。此外，在軌滑行期間，通過自旋實現(xiàn)液氫、液氧在箱內(nèi)的重新分布也有利于進(jìn)一步降低傳熱，如圖6（b）所示。

圖6 “阿里安”火箭新型上面級絕熱結(jié)構(gòu)與流體管理方案Fig.6 Insulation structure and fluidmanagementschemes fornew-type upper stage of Ariane rocket

3.2 在軌氣液分離技術(shù)

低溫貯箱在軌期間會經(jīng)歷多種基于流體定位與氣液分離的操作，如在軌排氣、在軌增壓、在軌全液傳輸、發(fā)動機預(yù)冷與供液等。為了確保這些操作的順利開展，有必要就微重力下的流體定位與氣液分離技術(shù)開展研究，獲得可靠的流體管理技術(shù)與方案。

Baud等[43]介紹了“半人馬”火箭（任務(wù)型號AC-9）經(jīng)歷在軌滑行后發(fā)動機再點火所采用的流體管理方案，方案中的氣液分離是通過持續(xù)的正推沉底實現(xiàn)的。“半人馬D-1T”僅在發(fā)動機點火前或排氣泄壓前進(jìn)行助推沉底，其他時間處于零重力滑行[44]。Blatt等[45]針對“半人馬D-1S”開發(fā)了基于毛細(xì)引流作用的新型流體管理系統(tǒng)，分析結(jié)果表明，采用毛細(xì)引流作用的“起動籃”能夠蓄留足夠液體供發(fā)動機再次點火。Hartwig[46]對推進(jìn)劑空間蓄留技術(shù)與裝置開展了系統(tǒng)梳理，其部分技術(shù)聚焦于低溫推進(jìn)劑的空間全液獲取。歐洲“阿里安”火箭主要利用軸向助推或慢旋作用實現(xiàn)空間氣液分離。此外，歐空局也對表面張力式氣液分離技術(shù)進(jìn)行了重點研究。Behruzi等[47]介紹了一種適用于低溫貯箱微重力排氣的氣液分離裝置，如圖7所示，該裝置能夠保證在任意重力下排氣時無液相排出，并通過了微重力實驗驗證。

圖7 歐空局低溫氣液相分離器Fig.7 Cryogenic gas-liquid phase separator in Europe Space Agency

國內(nèi)也有學(xué)者關(guān)注低溫流體空間管理技術(shù)，目前主要是對國外相關(guān)技術(shù)的調(diào)研與分析。褚桂敏[16，48]介紹了國外低溫上面級的推進(jìn)劑管理方法及有關(guān)試驗、仿真情況，重點分析了上面級連續(xù)助推與間斷式助推的性能對比。劉楨等[49]介紹了助推沉底方案的作用效果與應(yīng)用范圍。研究發(fā)現(xiàn)，對于滑行時間較長的上面級，不建議采用持續(xù)正推沉底方案。

無論是正推沉底方案還是慢旋方案，實現(xiàn)氣液分離的過程均須消耗推進(jìn)劑。將來的上面級滑行時間更長，必須對推進(jìn)劑開展細(xì)致化綜合管理。近些年，NASA將實現(xiàn)低溫氣液分離的研究重心放在被動技術(shù)上，即通過結(jié)構(gòu)補償、利用低溫流體表面張力實現(xiàn)氣液分離，取得了重要成果。圖8（a）展示了NASA所開發(fā)的四象限貫通式金屬網(wǎng)幕通道氣液分離裝置（LAD）。該裝置通過網(wǎng)幕的復(fù)雜微結(jié)構(gòu)強化了表面張力，可實現(xiàn)無需氣液定位的全液獲取。所采用的金屬網(wǎng)幕由微米級尺寸的不銹鋼絲經(jīng)緯紡織而成，所形成的微孔尺度為微米級，如圖8（b）所示。液氫表面張力比液氧、液甲烷等低一個量級，故傳統(tǒng)的被動式氣液分離裝置無法用于液氫箱，金屬網(wǎng)幕通道式LAD就成為實現(xiàn)上面級液氫箱被動液體獲取的最佳方案。金屬網(wǎng)幕通道式LAD的合理設(shè)計與可靠運行涉及三個關(guān)鍵問題：液體沿網(wǎng)幕方向的“芯吸”引流特性，即液體布滿整個網(wǎng)幕表面實現(xiàn)液封；垂直網(wǎng)幕方向的“泡破”特性，即在網(wǎng)幕兩側(cè)壓差下液體穿過而氣體無法穿過所對應(yīng)的最大壓差；網(wǎng)幕通道內(nèi)的阻力特性。從氣液分離的角度看，希望網(wǎng)幕兩側(cè)泡破壓差盡可能大，但同時大壓差會導(dǎo)致流動阻力增大。

圖8 金屬網(wǎng)幕通道式液體獲取裝置示意圖Fig.8 Schematic diagram ofmetal screen channel liquid acquisition device

針對金屬網(wǎng)幕的兩相流體傳輸機制與規(guī)律，NASA下屬研究所關(guān)注了金屬網(wǎng)幕的泡破特性，并開展了網(wǎng)幕結(jié)構(gòu)用于液氮、液氧、液甲烷、液氫的泡破試驗，遴選了網(wǎng)幕結(jié)構(gòu)布置，獲得了可靠的泡破數(shù)據(jù)[50-51]。德國不萊梅大學(xué)針對金屬網(wǎng)幕芯吸特性開展了理論研究與試驗測試，利用稱重法測試了不同網(wǎng)幕結(jié)構(gòu)針對不同工質(zhì)的芯吸速率與高度，并建立模型研究了氣枕過熱條件下的網(wǎng)幕芯吸規(guī)律[52]。西安交通大學(xué)開展了網(wǎng)幕芯吸、泡破與流動阻力的理論研究，泡破及通道阻力特性的實驗也在積極開展中[53-54]。金屬網(wǎng)幕LAD的液體獲取效果及性能有待于飛行搭載實驗驗證。NASA已規(guī)劃低溫推進(jìn)劑空間貯存與傳輸（CPST）載荷平臺，驗證包括網(wǎng)幕式LAD在內(nèi)的多項CFM關(guān)鍵技術(shù)[55]。

3.3 在軌排氣技術(shù)

上面級低溫貯箱空間排氣目的有兩個：（1）漏熱下箱內(nèi)壓力升至安全上限時，須主動排氣泄壓，保證貯箱結(jié)構(gòu)安全；（2）上面級發(fā)動機關(guān)機后，需對推進(jìn)劑貯箱主動泄壓以維持推進(jìn)劑品質(zhì)，并為后續(xù)滑行壓增預(yù)留足夠空間。然而，上面級所經(jīng)歷的復(fù)雜力學(xué)環(huán)境造成箱內(nèi)氣液相分布不易確定，無法采用常規(guī)的頂部排氣方案的問題出現(xiàn)。為此，NASA開發(fā)了如圖9所示的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)（TVS）。

圖9 熱力學(xué)排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Schematic diagram of thermodynam ic venting system

圖9中的TVS主要由循環(huán)泵、J-T膨脹閥、內(nèi)置換熱器和噴霧棒等組成。循環(huán)泵用于對液體增壓，確保換熱器出口液體能夠返回貯箱內(nèi)部；J-T膨脹閥可以降低排氣流體溫度，用于冷卻換熱器內(nèi)主流體；在換熱器內(nèi)，經(jīng)過J-T節(jié)流后的流體與循環(huán)主流進(jìn)行熱量交換后排出貯箱內(nèi)，被冷卻的主流液體經(jīng)過噴霧棒注入箱內(nèi)，噴霧棒的作用是使箱內(nèi)液體混合更均勻。

NASA針對TVS開展了持續(xù)研究，建立了一維模型對TVS的工作特性與運行規(guī)律開展仿真預(yù)示；建立TVS噴注過程CFD仿真模型，采用歐拉-拉格朗日法研究了噴注液滴在箱內(nèi)的傳輸規(guī)律；基于不同流體進(jìn)行了TVS排氣實驗，獲得了其運行規(guī)律[56-57]。我國學(xué)者也開展了理論及原理性實驗[58-61]，包括對TVS噴射攪拌過程的CFD仿真預(yù)示，基于制冷劑模擬流體的實驗測試，采用液氮為試驗流體的TVS測試等?？梢钥闯?，TVS具備無夾液排氣、流體混合多種功能，其長期運行也可實現(xiàn)箱內(nèi)推進(jìn)劑過冷度獲取。需要注意的是，由于排氣壓力低于箱內(nèi)流體壓力，排氣會損失部分冷能[62]，因此，TVS不能減少推進(jìn)劑的綜合蒸發(fā)損失。鑒于此，有學(xué)者推薦被動式TVS，即取消循環(huán)泵系統(tǒng)，當(dāng)貯箱壓力過高時，在箱壓與環(huán)境壓差驅(qū)動下，部分液體經(jīng)過J-T膨脹閥、換熱器后直接向環(huán)境排氣。通過這種方式實現(xiàn)排氣冷能的部分回收，其運行效果與規(guī)律有待進(jìn)一步實驗確認(rèn)。

4 主要結(jié)論

（1）相較于可貯存推進(jìn)劑，上面級采用低溫推進(jìn)劑特別是液氫/液氧組合后，具有推力大、比沖高的性能優(yōu)勢，世界各航天大國均積極開發(fā)新型低溫上面級。

（2）低溫上面級的核心技術(shù)之一是低溫推進(jìn)劑的空間熱防護(hù)。對于采用液氫的上面級，目前的熱防護(hù)能夠在空間滑行約10 h后二次起動；未來更長時間的空間熱防護(hù)可采用MLI、PODS、熱遮擋及蒸氣冷卻屏等技術(shù)的集成，輔之以低溫上面級結(jié)構(gòu)優(yōu)化與流體管理技術(shù)等。

（3）低溫流體空間氣液分離是實現(xiàn)在軌推進(jìn)劑管理與應(yīng)用的另一核心技術(shù)，特別是針對液氫的空間被動式氣液分離而言，基于金屬網(wǎng)幕的表面張力式LAD具有顯著優(yōu)勢。新型LAD結(jié)構(gòu)的成功研制必須突破金屬網(wǎng)幕貼幕芯吸液封、垂直網(wǎng)幕泡破氣液競爭傳輸、網(wǎng)幕泡破壓力與通道阻力平衡等關(guān)鍵技術(shù)。

（4）主動式熱力學(xué)排氣系統(tǒng)可實現(xiàn)空間弱力場下的無夾液排氣，但會消耗較多推進(jìn)劑；被動式熱力學(xué)排氣系統(tǒng)能回收排氣冷能，其運行效果與規(guī)律有待實驗驗證。

（5）我國應(yīng)加大對低溫流體空間管理技術(shù)的重視力度，特別是液氫的空間流體管理技術(shù)，開發(fā)具有國際競爭力的液氫/液氧推進(jìn)劑上面級平臺。