長(zhǎng)時(shí)間滑行低溫推進(jìn)劑管理關(guān)鍵技術(shù)分析

王亞軍，劉 輝，黃 兵，朱平平

(1. 航天動(dòng)力技術(shù)研究院，西安 710025；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

近年來(lái)，世界各航天大國(guó)高度重視提高自由進(jìn)出空間的能力，爭(zhēng)相推進(jìn)高性能新型運(yùn)載器的研制工作。由于火箭的運(yùn)載能力很大程度上取決于末級(jí)，提高末級(jí)的性能成為各航天大國(guó)研究的重點(diǎn)。低溫推進(jìn)劑比沖高、無(wú)毒無(wú)污染，被NASA認(rèn)為是進(jìn)入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟(jì)、效率最高的推進(jìn)劑。目前在研的國(guó)際先進(jìn)末級(jí)普遍采用液氫液氧推進(jìn)劑，如美國(guó)先進(jìn)低溫末級(jí)ACES、探索低溫末級(jí)EUS、過(guò)渡低溫末級(jí)ICPS，俄羅斯新一代低溫末級(jí)KVRB以及歐洲阿里安5低溫末級(jí)ESC-B。

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，直接入軌、載人登月以及深空探測(cè)對(duì)低溫末級(jí)提出了長(zhǎng)時(shí)間滑行的任務(wù)需求。然而低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低、易蒸發(fā)、難以貯存，極大地限制了滑行時(shí)間。傳統(tǒng)的低溫末級(jí)貯箱漏熱大、壓力升高速率快，需要頻繁排氣，增加了蒸發(fā)損失與姿控系統(tǒng)推進(jìn)劑消耗量，且儀器設(shè)備的用電需求也隨著滑行時(shí)間的增長(zhǎng)而增加。因此，低溫推進(jìn)劑熱量管理、位置管理以及供電問(wèn)題成為長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行必須解決的問(wèn)題。

本文梳理了長(zhǎng)時(shí)間滑行的任務(wù)需求，概述了長(zhǎng)時(shí)間滑行面臨的挑戰(zhàn)，分析了低溫推進(jìn)劑熱量管理、位置管理以及供電的關(guān)鍵技術(shù)，提出我國(guó)低溫末級(jí)拓展滑行時(shí)間的發(fā)展建議。

1 長(zhǎng)時(shí)間滑行任務(wù)需求分析

1.1 直接入軌

隨著我國(guó)航天技術(shù)的不斷發(fā)展，高軌衛(wèi)星的數(shù)量與質(zhì)量不斷增加，對(duì)運(yùn)載器的運(yùn)載能力及任務(wù)適應(yīng)性提出更高需求。根據(jù)我國(guó)衛(wèi)星發(fā)射需求統(tǒng)計(jì)分析，2018—2035年預(yù)計(jì)發(fā)射地球同步軌道(Geostationary Earth Orbit,GEO)衛(wèi)星120余顆，其中單星質(zhì)量5 000～6 000 kg的衛(wèi)星約60余顆，單星質(zhì)量8 000 kg左右的衛(wèi)星30余顆。

目前受限于我國(guó)低溫末級(jí)的滑行能力，高軌衛(wèi)星發(fā)射通常采取由火箭基礎(chǔ)級(jí)將末級(jí)及衛(wèi)星組合體送入地球停泊軌道，由末級(jí)將衛(wèi)星送入地球轉(zhuǎn)移軌道，最后衛(wèi)星通過(guò)軌道機(jī)動(dòng)進(jìn)入目標(biāo)軌道的發(fā)射方式，增加了衛(wèi)星的燃料消耗，減少了衛(wèi)星的在軌壽命。

如圖1所示，GEO入軌直接由火箭末級(jí)將衛(wèi)星送入目標(biāo)軌道，大幅提高了衛(wèi)星在軌壽命，但需要低溫末級(jí)具備6 h以上的在軌滑行能力。

圖1 直接入軌Fig.1 Straight into orbit

1.2 在軌組裝

由于載人登月航天器質(zhì)量大、軌道高，國(guó)內(nèi)外載人登月多采用在軌組裝方案。我國(guó)載人登月方案優(yōu)選出近地+環(huán)月軌道對(duì)接和基于點(diǎn)空間站對(duì)接的模式，美國(guó)的星座計(jì)劃及歐洲的載人登月方案采用地球出發(fā)級(jí)與飛船在近地軌道對(duì)接的模式，均需要數(shù)天的在軌滑行能力。

如圖2所示，歐洲載人登月方案以阿里安火箭為基礎(chǔ)，采用4次地面發(fā)射、3次近地軌道對(duì)接方案；兩個(gè)50 t級(jí)和一個(gè)23 t級(jí)的地球出發(fā)級(jí)最長(zhǎng)需要具備30 d的在軌能力以完成與飛船的交互對(duì)接。

圖2 歐洲載人登月計(jì)劃Fig.2 Europe’s manned lunar program

1.3 深空探測(cè)

近年來(lái)，我國(guó)相繼發(fā)射了天問(wèn)一號(hào)火星探測(cè)器、嫦娥五號(hào)月球探測(cè)器以及羲和號(hào)太陽(yáng)探測(cè)試驗(yàn)衛(wèi)星，均依靠探測(cè)器自身的軌道機(jī)動(dòng)進(jìn)入目標(biāo)軌道，增加了探測(cè)器自身的推進(jìn)劑消耗量。

如圖3所示，進(jìn)一步的深空探測(cè)需要低溫末級(jí)具備數(shù)月或數(shù)年的在軌能力。一方面,在地球停泊軌道滑行至適當(dāng)位置，再次點(diǎn)火進(jìn)入轉(zhuǎn)移軌道；另一方面,將探測(cè)器直接送入行星軌道，節(jié)省探測(cè)器自身推進(jìn)劑，大幅提高探測(cè)器的在軌壽命。

圖3 深空探測(cè)Fig.3 Deep space exploration

2 長(zhǎng)時(shí)間滑行面臨的挑戰(zhàn)

2.1 微重力環(huán)境

低溫末級(jí)在軌滑行長(zhǎng)期處于微重力環(huán)境，通常重力水平不足地球表面重力(9.8 m/s)的10。微重力環(huán)境中，浮力的影響大大減弱，原本被重力掩蓋的次級(jí)效應(yīng)顯現(xiàn)出來(lái)，成為影響流體中傳熱傳質(zhì)的主要因素。此外，微重力環(huán)境下浸潤(rùn)作用變得重要起來(lái)，液面在表面張力的作用下沿壁面爬升，導(dǎo)致氣液摻混、漂浮不定，造成貯箱排氣及發(fā)動(dòng)機(jī)再起動(dòng)困難。

2.2 空間熱環(huán)境

低溫末級(jí)在軌滑行長(zhǎng)期處于高真空環(huán)境，對(duì)流換熱和熱傳導(dǎo)可以忽略不計(jì)，熱輻射成為空間熱環(huán)境和低溫末級(jí)之間的主要傳熱方式。由于太陽(yáng)輻射、地球紅外加熱、地球反照、行星反照以及空間粒子效應(yīng)的影響，推進(jìn)劑蒸發(fā)及氣枕溫度升高共同導(dǎo)致貯箱壓力上升，造成推進(jìn)劑的浪費(fèi)和總沖的減小。如圖4所示，為了保證貯箱壓力處于設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，避免貯箱結(jié)構(gòu)破壞，需要進(jìn)行貯箱排氣。同時(shí)，貯箱漏熱造成低溫推進(jìn)劑溫度升高，使得滑行段推進(jìn)劑不可用量顯著增加，降低結(jié)構(gòu)效率和運(yùn)載能力。

圖4 空間環(huán)境的影響Fig.4 The influence of space environment

2.3 電力需求

長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行的用電需求主要包括維持在軌運(yùn)行儀器正常工作的用電、通信設(shè)備用電、主動(dòng)熱控系統(tǒng)用電、電磁閥及火工品用電、在軌故障診斷與檢測(cè)系統(tǒng)用電、電推進(jìn)系統(tǒng)用電等?；卸蔚挠秒娦枨箅S著滑行時(shí)間的增長(zhǎng)而增加，造成電源系統(tǒng)規(guī)模增加，降低運(yùn)載能力。

2.4 小結(jié)

限制低溫末級(jí)滑行時(shí)間的主要因素包括微重力環(huán)境下的氣液摻混、空間熱環(huán)境下的推進(jìn)劑溫度升高和蒸發(fā)損失以及儀器設(shè)備用電需求等。因此，為拓展低溫末級(jí)滑行時(shí)間，提高運(yùn)載能力及任務(wù)適應(yīng)性，必須解決滑行段低溫推進(jìn)劑的位置管理、熱量管理以及供電問(wèn)題。

3 低溫推進(jìn)劑位置管理

由于長(zhǎng)時(shí)間滑行段貯箱內(nèi)氣液摻混，直接排氣會(huì)將液態(tài)推進(jìn)劑排出，不僅造成推進(jìn)劑浪費(fèi)，降低火箭運(yùn)載能力，同時(shí)低溫推進(jìn)劑排出后在真空環(huán)境中迅速氣化，對(duì)姿態(tài)造成干擾，為姿態(tài)系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來(lái)困難。美國(guó)AC-4沒(méi)有進(jìn)行有效的推進(jìn)劑位置管理，將液氫排出貯箱，導(dǎo)致了飛行任務(wù)的失敗。

為了保證滑行段貯箱排氣不夾液及發(fā)動(dòng)機(jī)的再起動(dòng)，必須進(jìn)行推進(jìn)劑位置管理。國(guó)內(nèi)外推進(jìn)劑管理方案主要分為主動(dòng)式、沉底式和表面張力式。

3.1 主動(dòng)式推進(jìn)劑位置管理

如圖5所示，主動(dòng)式用橡皮囊或其他物體(如金屬膜片等)將推進(jìn)劑與氣枕隔開，利用高壓氣體擠壓膜片將推進(jìn)劑輸送到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，可以適應(yīng)不同的加速度且推進(jìn)劑的利用效率高，常用于衛(wèi)星貯箱與機(jī)動(dòng)性強(qiáng)且工作時(shí)間短的飛行器中的常規(guī)推進(jìn)劑管理。

圖5 主動(dòng)式推進(jìn)劑管理Fig.5 Active propellant management

但對(duì)于大型低溫末級(jí)，主動(dòng)式裝置結(jié)構(gòu)尺寸大、質(zhì)量大，存在膜片與低溫推進(jìn)劑的相容性問(wèn)題和疲勞問(wèn)題。且由于低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)難以實(shí)現(xiàn)氣液分離并帶來(lái)壓力控制的問(wèn)題。

3.2 沉底式推進(jìn)劑位置管理

如圖6所示，沉底式利用沉底發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力形成人工重力場(chǎng)，使得慣性力遠(yuǎn)大于表面張力，抑制液體的自由浸潤(rùn)和漂移，保證推進(jìn)劑穩(wěn)定在貯箱底部或?qū)⑼七M(jìn)劑重定位至貯箱底部，是目前比較成熟的推進(jìn)劑管理辦法，工作可靠，應(yīng)用廣泛；但需要消耗推進(jìn)劑或高壓氣瓶中的氣體產(chǎn)生沉底推力，常用于大型運(yùn)載火箭的低溫末級(jí)。

圖6 沉底式推進(jìn)劑管理Fig.6 The settling propellant management

早期的低溫末級(jí)貯箱漏熱大，需要持續(xù)排氣以控制貯箱壓力，整個(gè)滑行段都需要維持穩(wěn)定的氣液界面，因此采用連續(xù)沉底方案。如圖7所示，連續(xù)沉底分為沉底段、保持段和抑制段。沉底段采用大推力抑制主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)的晃動(dòng)放大，防止推進(jìn)劑到達(dá)貯箱頂部排氣口而意外排出；保持段采用小推力保持推進(jìn)劑的沉底狀態(tài)并減少沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)劑消耗量；抑制段采用大推力進(jìn)一步抑制增壓氣體對(duì)液面的沖擊以及螺旋管流等干擾，保證主發(fā)動(dòng)機(jī)的正常起動(dòng)。美國(guó)半人馬座D、D-1A、土星S-IVB、日本H-2A的第二級(jí)、歐洲阿里安5低溫末級(jí)ESC-B、我國(guó)CZ-3A的三子級(jí)、CZ-5二級(jí)、CZ-7A三子級(jí)、CZ-8二級(jí)等均采用連續(xù)沉底。由于連續(xù)沉底整個(gè)滑行段沉底發(fā)動(dòng)機(jī)始終工作，增加了推進(jìn)劑的消耗量，通常僅適用于滑行時(shí)間不超過(guò)1 h的任務(wù)。

圖7 連續(xù)沉底推力時(shí)序Fig.7 The thrust time-series of continuous thrust settling approach

隨著貯箱熱防護(hù)措施的改進(jìn)，貯箱漏熱大幅減少，不需要經(jīng)常進(jìn)行排氣，為間歇沉底的應(yīng)用提供了可能。間歇沉底僅在排氣及發(fā)動(dòng)機(jī)再起動(dòng)前進(jìn)行推進(jìn)劑沉底，其余大部分時(shí)間零重力滑行，允許推進(jìn)劑晃動(dòng)和漂浮，大幅減少了沉底發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間和推進(jìn)劑消耗量，提高了運(yùn)載能力，適用于滑行時(shí)間較長(zhǎng)的火箭末級(jí)。如圖8所示，間歇沉底分為沉底段和抑制段；沉底段采用小推力減少重定位過(guò)程推進(jìn)劑對(duì)貯箱底部的沖擊以及推進(jìn)劑的卷氣率；抑制段采用進(jìn)一步抑制推進(jìn)劑晃動(dòng)并加速氣泡逸出，同時(shí)削弱貯箱排氣及增壓對(duì)液面的干擾。美國(guó)半人馬座通過(guò)性能改進(jìn)首先在D-1T上使用了間歇沉底，滑行時(shí)間提高到6 h以上，具備GEO入軌能力。未來(lái)我國(guó)的低溫末級(jí)也將采用間歇沉底方案以滿足高軌載荷的發(fā)射需求。

圖8 間歇沉底推力時(shí)序Fig.8 The thrust time-series of discontinuous thrust settling approach

為進(jìn)一步利用慣性力，減少晃動(dòng)過(guò)程的能量損失，美國(guó)提出脈沖式沉底方案，并在Intelsat-k任務(wù)、半人馬座TC-12任務(wù)以及Delta IV的二級(jí)DCSS上得以應(yīng)用，有效減少了推進(jìn)劑消耗量。如圖9所示，脈沖沉底通過(guò)調(diào)整沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的工作周期和占空比獲得不同的推力水平，實(shí)現(xiàn)推力的平穩(wěn)過(guò)渡，抑制推力過(guò)渡過(guò)程的晃動(dòng)放大，并維持推進(jìn)劑的沉底狀態(tài)。脈沖沉底不僅可以減少推進(jìn)劑消耗量，且在滑行段質(zhì)心穩(wěn)定，有利于姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，但需要沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的頻繁起動(dòng)，對(duì)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)工作可靠性提出更高的要求。

圖9 脈沖沉底等效推力時(shí)序Fig.9 The equivalent thrust time-series of pulse settling approach

3.3 表面張力式推進(jìn)劑管理

近年來(lái)，隨著低溫末級(jí)長(zhǎng)時(shí)間滑行需求的不斷增長(zhǎng)，無(wú)推進(jìn)劑消耗的表面張力式管理方法成為研究熱點(diǎn)。推進(jìn)劑管理裝置(Propellant Mana-gement Device, PMD)利用微重力下液體的表面張力和細(xì)篩網(wǎng)的蓄留特性，將液體推進(jìn)劑蓄留在貯箱底部，保證貯箱排氣不夾液以及發(fā)動(dòng)機(jī)的正常起動(dòng)。如圖10所示，常用的PMD裝置主要由導(dǎo)流板、海綿體、收集器、液槽、廊道等部件組成，可分為整體連通、整體控制和局部控制3類。整體連通式通過(guò)導(dǎo)流板、廊道等裝置將沿壁面分布的推進(jìn)劑聚集在貯箱底部，適用于滑行時(shí)間較長(zhǎng)且推進(jìn)劑流量要求不大的情況。整體控制利用層層篩網(wǎng)將全部推進(jìn)劑蓄留在貯箱底部，結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大，僅適用于小貯箱推進(jìn)劑管理。局部控制僅在出流口處蓄留推進(jìn)劑供發(fā)動(dòng)機(jī)再起動(dòng)使用，其余推進(jìn)劑自由漂浮，適用于機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、發(fā)動(dòng)機(jī)多次起動(dòng)的情況。

(a)整體連通PMD (b)整體控制PMD (c)局部控制PMD圖10 推進(jìn)劑管理裝置Fig.10 Propellant management device

目前PMD主要應(yīng)用于常規(guī)推進(jìn)劑貯箱，低溫推進(jìn)劑管理裝置的設(shè)計(jì)還存在一些較大的技術(shù)難題。一是液氫箱里增壓氣體對(duì)篩網(wǎng)蓄留特性的影響，主要影響因素包括增壓氣體類型、溫度以及排氣方式。二是對(duì)于低溫推進(jìn)劑，表面張力過(guò)小，泡破點(diǎn)過(guò)低導(dǎo)致蓄留能力太小。如圖11所示，金屬網(wǎng)幕通道式液體獲取裝置利用網(wǎng)幕的復(fù)雜微結(jié)構(gòu)強(qiáng)化表面張力，是目前實(shí)現(xiàn)液氫氣液分離的最佳方案。此外，低溫推進(jìn)劑管理裝置設(shè)計(jì)不僅要考慮不同加速度環(huán)境下的蓄留能力、推進(jìn)劑沉底及再填充情況，還需考慮低溫推進(jìn)劑的冷卻，往往需要加裝再生冷卻器避免產(chǎn)生氣蝕，保證發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作。

圖11 金屬網(wǎng)幕通道式液體獲取裝置Fig.11 Metal screen channel liquid acquisition device

3.4 小結(jié)

對(duì)于長(zhǎng)時(shí)間滑行的大型低溫末級(jí)，如果單一使用沉底式推進(jìn)劑管理方案，推進(jìn)劑的消耗量將隨著滑行時(shí)間的增長(zhǎng)而增加，最終成為限制滑行時(shí)間的制約因素；如果單一使用表面張力式管理方案，表面張力裝置尺寸大、質(zhì)量大，降低了運(yùn)載能力，且存在少量漂浮推進(jìn)劑排出貯箱的風(fēng)險(xiǎn)。

因此，今后沉底式管理方法和表面張力式管理方法將會(huì)越來(lái)越廣泛地結(jié)合使用。比較理想的方案是利用PMD裝置蓄留部分推進(jìn)劑，允許其余推進(jìn)劑自由漂浮，貯箱排氣前通過(guò)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)完成漂浮推進(jìn)劑的重定位；發(fā)動(dòng)機(jī)再起動(dòng)前通過(guò)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)將蓄留裝置內(nèi)的氣泡排出，保證主發(fā)動(dòng)機(jī)的再起動(dòng)，由主發(fā)動(dòng)機(jī)推力完成漂浮推進(jìn)劑的重定位；通過(guò)綜合設(shè)計(jì)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)長(zhǎng)以及PMD裝置質(zhì)量，提高運(yùn)載能力。

4 低溫推進(jìn)劑熱量管理

低溫推進(jìn)劑的熱量管理是實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間滑行的基礎(chǔ)和前提。為了減少蒸發(fā)損失并提高推進(jìn)劑品質(zhì)，一方面要控制進(jìn)入貯箱的熱量、抑制熱分層，另一方面要移除貯箱中的熱量，降低推進(jìn)劑溫度。如圖12所示，推進(jìn)劑熱量管理技術(shù)主要包括蒸發(fā)量控制技術(shù)、過(guò)冷加注技術(shù)以及排氣降溫技術(shù)等。

圖12 推進(jìn)劑熱量管理技術(shù)Fig.12 Propellant heat management technology

國(guó)內(nèi)外學(xué)者及科研機(jī)構(gòu)針對(duì)蒸發(fā)量控制技術(shù)、過(guò)冷加注、排氣降溫等技術(shù)等開展了一系列理論研究、地面試驗(yàn)及仿真分析，部分技術(shù)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)并得到成功應(yīng)用，得到了許多重要研究成果，為未來(lái)低溫末級(jí)的長(zhǎng)期在軌奠定了基礎(chǔ)。

4.1 蒸發(fā)量控制技術(shù)

蒸發(fā)量控制技術(shù)是指利用各種熱管理措施，減少環(huán)境向貯箱的漏熱，有效吸收、轉(zhuǎn)移和利用推進(jìn)劑蒸氣的熱量，以達(dá)到減少蒸發(fā)量和控制箱壓的目的，實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的長(zhǎng)期在軌貯存和利用。此技術(shù)分為被動(dòng)式、半主動(dòng)式和主動(dòng)式。

被動(dòng)式方案采取絕熱的方式降低環(huán)境漏熱來(lái)實(shí)現(xiàn)蒸發(fā)量控制，主要包括發(fā)泡材料、多層隔熱材料、遮擋防護(hù)技術(shù)以及低溫支撐結(jié)構(gòu)等。半主動(dòng)式采用機(jī)械摻混、節(jié)流排放、催化等措施實(shí)現(xiàn)蒸發(fā)量控制，主動(dòng)式采用制冷設(shè)備移除熱量實(shí)現(xiàn)蒸發(fā)量控制。

目前，國(guó)內(nèi)外普遍采用的蒸發(fā)量控制措施是發(fā)泡材料(Spray-on Foam Insulation, SOFI)絕熱，具有成本低、有一定機(jī)械強(qiáng)度、無(wú)需真空罩等優(yōu)點(diǎn)。但發(fā)泡材料絕熱性能有限，在真空輻射傳熱環(huán)境中能力較弱，需要采用更加先進(jìn)的隔熱材料，實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)期在軌蒸發(fā)量控制。

多層隔熱材料(Multi-Layer Insulation, MLI)是真空環(huán)境下性能優(yōu)異的材料，主要由高反射率的屏蔽層和間隔層組成。半人馬座通過(guò)使用25層MLI大幅減少了貯箱漏熱，實(shí)現(xiàn)了液氧日蒸發(fā)率0.8%,液氫日蒸發(fā)率2.5%，為長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行提供了可能。

為進(jìn)一步優(yōu)化和改進(jìn)MLI材料的性能，馬歇爾空間飛行中心通過(guò)在靠近低溫貯箱壁面處減小層密度、在靠近熱邊界層處增加層密度得到變密度多層隔熱材料(Variable Density Multi-Layer Insulation，VD-MLI)，不僅提高了絕熱效果，還減小了絕熱層質(zhì)量。如圖13所示，為提高M(jìn)LI的承載能力，歐空局開展了FMLIF技術(shù)研究，在兩層發(fā)泡材料之間夾若干層MLI或VDMLI，形成具有一定強(qiáng)度和剛度的復(fù)合夾層隔熱結(jié)構(gòu)，能夠承受上升段氣動(dòng)載荷。阿里安5低溫上面級(jí)采用10塊FMLIF，以滿足6 h在軌滑行任務(wù)需求，并完成了低溫貯箱地面熱真空試驗(yàn)。

圖13 變密度的 MLI 和泡沫塑料的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu) Fig.13 VD-MLI and SOFI composite insulation structure

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)各種蒸發(fā)量措施開展了大量理論和試驗(yàn)研究，取得了一定進(jìn)展，但除半人馬座在貯箱側(cè)壁采用MLI并取得顯著效果外，其余蒸發(fā)量控制技術(shù)尚無(wú)工程應(yīng)用，貯箱漏熱不可避免。

4.2 過(guò)冷加注技術(shù)

通過(guò)采用過(guò)冷加注技術(shù)，長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中部分貯箱漏熱被過(guò)冷液體推進(jìn)劑吸收，提高了飛行過(guò)程中的熱環(huán)境適應(yīng)性，減少蒸發(fā)量并提高了推進(jìn)劑品質(zhì)。

工程中實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑“過(guò)冷”的技術(shù)包括熱交換過(guò)冷、抽空減壓過(guò)冷和冷氦鼓泡過(guò)冷3種。熱交換過(guò)冷通過(guò)低溫推進(jìn)劑與溫度更低的工質(zhì)之間的熱交換獲得過(guò)冷推進(jìn)劑。真空減壓過(guò)冷通過(guò)降低貯箱內(nèi)氣枕壓力促進(jìn)蒸發(fā)獲得過(guò)冷推進(jìn)劑。冷氦鼓泡過(guò)冷通過(guò)向推進(jìn)劑中注入氦氣泡促進(jìn)蒸發(fā)獲得過(guò)冷推進(jìn)劑。

國(guó)內(nèi)外低溫火箭大多采用液氧過(guò)冷加注，例如我國(guó)的CZ-3A系列、CZ-5、CZ-7，美國(guó)的土星I、土星V、Falcon9、宇宙神5、Delta4，俄羅斯能源-暴風(fēng)雪號(hào)、安加拉，歐洲阿里安等，但過(guò)冷液氫僅在土星I和暴風(fēng)雪號(hào)中得到應(yīng)用，在后續(xù)其他型號(hào)中的應(yīng)用也很短暫。其主要原因是液氫溫度低，過(guò)冷液氫制備技術(shù)難度大、系統(tǒng)復(fù)雜、成本高，目前過(guò)冷液氫的必要性和代價(jià)尚不成正比。

一般而言，基礎(chǔ)級(jí)模塊過(guò)冷補(bǔ)加量較少，末級(jí)模塊為適應(yīng)一次點(diǎn)火前及滑行段的飛行漏熱過(guò)冷補(bǔ)加量較大。過(guò)冷加注可以一定程度上減少蒸發(fā)量、提高推進(jìn)劑品質(zhì)，但在長(zhǎng)時(shí)間滑行過(guò)程中，過(guò)冷推進(jìn)劑不斷消耗，對(duì)延長(zhǎng)滑行時(shí)間的效果有限。

4.3 排氣降溫技術(shù)

為降低推進(jìn)劑溫度，提高推進(jìn)劑品質(zhì)，必須從貯箱中移除熱量，可采用的方法包括正仲氫轉(zhuǎn)換、主動(dòng)制冷、排氣降溫技術(shù)等。正仲氫轉(zhuǎn)化缺乏可用的催化劑，難以有效降低推進(jìn)劑溫度；主動(dòng)制冷受到制冷機(jī)的質(zhì)量和功率限制，與實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用還有很大距離；排氣降溫通過(guò)減小氣枕壓力，促進(jìn)液體蒸發(fā)降低推進(jìn)劑溫度，具有工程實(shí)現(xiàn)的可行性。

微重力環(huán)境下，為避免將液體推進(jìn)劑排出貯箱，必須進(jìn)行有效的推進(jìn)劑位置管理。如圖14所示，根據(jù)推進(jìn)劑位置管理方式將貯箱排氣分為蓄留排氣、熱力學(xué)排氣和沉底排氣等。

圖14 排氣方式Fig.14 Vent approaches

蓄留排氣通過(guò)整體蓄留裝置將液體推進(jìn)劑限制在特定區(qū)域，通過(guò)在氣體區(qū)域設(shè)置排氣口實(shí)現(xiàn)貯箱排氣，適用于邦德數(shù)遠(yuǎn)小于1的情況。低溫推進(jìn)劑表面張力小、蓄留裝置設(shè)計(jì)與制造困難，且整個(gè)任務(wù)周期難以保證邦德數(shù)始終小于1，導(dǎo)致蓄留排氣技術(shù)發(fā)展緩慢，沒(méi)有取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。

如圖15所示，熱力學(xué)排氣系統(tǒng)通常包括J-T膨脹器、熱交換器、泵或混合器以及隔離閥門等組件。其工作原理為：利用液體獲取裝置從貯箱中抽取液體，通過(guò)J-T膨脹器形成溫度和壓力較低的兩相流，經(jīng)過(guò)熱交換器與貯箱中溫度較高的液體進(jìn)行換熱，全部變?yōu)檎魵獠⑴懦鲑A箱，帶走熱量并降低貯箱壓力。由于其兼具熱防護(hù)、壓力控制、熱分層消除等功能，被認(rèn)為是長(zhǎng)期在軌最具有應(yīng)用前景的技術(shù)之一。近年來(lái)，熱力學(xué)排氣成為國(guó)內(nèi)外學(xué)者的研究熱點(diǎn)，開展了大量理論研究和實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了熱力學(xué)排氣消除熱分層、降低貯箱壓力和推進(jìn)劑溫度的能力，取得了一定的進(jìn)展。但TVS 系統(tǒng)復(fù)雜、質(zhì)量大，同時(shí)泵會(huì)引入額外的熱量，對(duì)于滑行時(shí)間不太長(zhǎng)的任務(wù)，不適宜采用TVS 排氣；且目前缺乏可用于液氫溫區(qū)的低溫泵，短期內(nèi)無(wú)法實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。

圖15 熱力學(xué)排氣系統(tǒng)Fig.15 Thermodynamic venting system

沉底排氣通過(guò)排氣前起動(dòng)沉底發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)氣液分離，適用于邦德數(shù)大于1的情況，可分為連續(xù)排氣與主動(dòng)排氣。早期的低溫末級(jí)貯箱漏熱大，滑行段需要一直排氣，采用連續(xù)排氣方案，增加了推進(jìn)劑消耗量與蒸發(fā)損失，滑行時(shí)間不超過(guò)1 h。美國(guó)半人馬座D1-T通過(guò)改進(jìn)，采用間歇沉底與計(jì)算機(jī)控制排氣，將滑行時(shí)間提升至6 h以上。

如圖16所示，半人馬座排氣、增壓計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)(Computer Controlled Vent and Pressurization System, CCVAPS)由計(jì)算機(jī)、傳感器、程序控制器和各種閥門組成。計(jì)算機(jī)在飛行過(guò)程中通過(guò)傳感器監(jiān)控貯箱壓力，并對(duì)程序控制器繼電器發(fā)出相應(yīng)指令，由繼電器作動(dòng)相應(yīng)的增壓和排氣閥門。當(dāng)貯箱壓力達(dá)到預(yù)定值時(shí)，系統(tǒng)起動(dòng)兩臺(tái)HO發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行推進(jìn)劑沉底，之后起動(dòng)另外兩臺(tái)HO發(fā)動(dòng)機(jī)，打開電磁閥進(jìn)行排氣，壓力下降到預(yù)設(shè)值時(shí)關(guān)閉電磁閥，之后關(guān)閉HO發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入零重力滑行。

圖16 排氣、增壓計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)Fig.16 Sketch of CCVAPS

4.4 小結(jié)

低溫推進(jìn)劑的熱量管理是長(zhǎng)時(shí)間滑行首先要解決的關(guān)鍵問(wèn)題。基于國(guó)內(nèi)外的研究現(xiàn)狀，采用MLI大幅降低貯箱漏熱、采用主動(dòng)排氣促進(jìn)少量推進(jìn)劑蒸發(fā)提高推進(jìn)劑品質(zhì)的方案，是將我國(guó)低溫末級(jí)滑行時(shí)間從千秒級(jí)提升至6 h具有可行性的方法。面對(duì)更長(zhǎng)時(shí)間的滑行需求，未來(lái)多層絕熱材料、遮擋防護(hù)、蒸氣冷卻屏、熱力學(xué)排氣以及主動(dòng)制冷技術(shù)等將會(huì)越來(lái)越多地結(jié)合使用，以滿足數(shù)天甚至數(shù)月的在軌滑行任務(wù)需求。

5 集成流體管理系統(tǒng)

美國(guó)ULA公司于2011年提出了集成流體管理(Integrated Vehicle Fluids，IVF)系統(tǒng)，計(jì)劃將其用在先進(jìn)低溫衍生級(jí)(Advanced Cryogenic Evolved Stage, ACES)，使其具備數(shù)天至數(shù)周的在軌滑行能力，提升GEO入軌以及深空探測(cè)的運(yùn)載能力和任務(wù)適應(yīng)性。IVF將互相獨(dú)立的子系統(tǒng)功能進(jìn)行集成，通過(guò)將貯箱內(nèi)氫氧推進(jìn)劑蒸氣與內(nèi)燃機(jī)技術(shù)結(jié)合，綜合管理箭上流體和能源，實(shí)現(xiàn)姿控、沉底、貯箱增壓以及發(fā)電等功能的一體化，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的肼姿控系統(tǒng)、氦增壓系統(tǒng)以及電源系統(tǒng)，適應(yīng)長(zhǎng)時(shí)間在軌任務(wù)。同時(shí)減小低溫末級(jí)系統(tǒng)質(zhì)量，提高運(yùn)載能力。

如圖17所示，集成流體管理系統(tǒng)主要包括氫泵、氧泵、換熱器、氫氣瓶、氧氣瓶、內(nèi)燃機(jī)、推力器等組件。其工作原理為：利用活塞泵從貯箱抽取液體推進(jìn)劑，通過(guò)換熱器得到溫度和壓力較高的氫氣、氧氣，用于貯箱增壓，代替氦增壓系統(tǒng)；利用氫氧內(nèi)燃機(jī)從貯箱氣枕引入氫氣、氧氣進(jìn)行燃燒，將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能，代替原電源系統(tǒng)；利用氫氧沉底發(fā)動(dòng)機(jī)與內(nèi)燃機(jī)的燃?xì)膺M(jìn)行沉底和姿態(tài)控制，代替原肼姿控系統(tǒng)。

圖17 IVF模塊工作原理圖(2017年)Fig.17 Principle of the IVF module (2017)

如圖18所示，IVF模塊集中安裝在貯箱底部，代替了傳統(tǒng)低溫末級(jí)的多種功能，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、干重小、任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)，理論上具有以下優(yōu)勢(shì)：

圖18 半人馬座貯箱底部IVF模塊Fig.18 IVF modules on Centaur aft bulkhead

1)將氫氧蒸氣回收利用，減少了推進(jìn)劑浪費(fèi)。

2)將傳統(tǒng)低溫末級(jí)互相獨(dú)立的系統(tǒng)功能進(jìn)行集成，減小了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及推進(jìn)劑安全余量，提高了運(yùn)載能力。

3)利用內(nèi)燃機(jī)燃?xì)鈱?shí)現(xiàn)連續(xù)沉底，減小液體推進(jìn)劑與貯箱壁面接觸面積，降低蒸發(fā)損失；同時(shí)質(zhì)心穩(wěn)定，利于姿態(tài)控制。

4)IVF的組件多為成熟工業(yè)產(chǎn)品，降低了設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、測(cè)試難度，成本低且安全可靠。

5)拓展了低溫末級(jí)的滑行時(shí)間，任務(wù)適應(yīng)性強(qiáng)。

6 結(jié)論

目前，以通用半人馬座為代表的國(guó)際先進(jìn)氫氧末級(jí)已具備6 h以上的在軌滑行能力，正在研制的ACES將具備數(shù)周的在軌運(yùn)行能力，而我國(guó)目前的技術(shù)方案僅能適應(yīng)千秒級(jí)的滑行任務(wù)。

為提高運(yùn)載能力和任務(wù)適應(yīng)性，我國(guó)也提出了未來(lái)先進(jìn)低溫末級(jí)長(zhǎng)時(shí)間在軌滑行及多次起動(dòng)的發(fā)展規(guī)劃。第一階段可以采用發(fā)泡材料或多層隔熱材料降低貯箱漏熱，減少蒸發(fā)損失；采用間歇沉底減小姿控系統(tǒng)推進(jìn)劑消耗量；采用主動(dòng)排氣提高推進(jìn)劑品質(zhì)；增大電源系統(tǒng)容量滿足滑行段用電需求；將滑行時(shí)間提升至6 h，滿足GEO入軌的任務(wù)需求。第二階段可以將MLI、TVS以及主動(dòng)制冷等先進(jìn)熱量管理措施綜合使用進(jìn)一步降低貯箱漏熱及蒸發(fā)損失；采用沉底與PMD組合使用進(jìn)一步減少姿控系統(tǒng)蒸發(fā)量；采用磁流體發(fā)電、燃料電池等技術(shù)減小電源系統(tǒng)規(guī)模，或者采用IVF實(shí)現(xiàn)箭上流體和能源的綜合管理；具備數(shù)天或數(shù)月的長(zhǎng)期在軌能力，滿足載人登月以及深空探測(cè)的任務(wù)需求。