低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)貯存技術(shù)研究進(jìn)展

胡 聰，蔣文兵，孫培杰，李 鵬，許安易，黃永華*

(1.上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所，上海 200240；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201108)

1 引言

低溫推進(jìn)劑具有推力大、比沖高、無毒無污染等優(yōu)勢，被廣泛應(yīng)用在各類航天任務(wù)中。當(dāng)前主要采用的低溫推進(jìn)劑組合有液氫/液氧推進(jìn)劑、液氧/甲烷推進(jìn)劑和液氧/煤油推進(jìn)劑等。然而，低溫推進(jìn)劑的飽和溫度較低，在空間復(fù)雜熱力環(huán)境下極易蒸發(fā)，使得貯箱壓力升高，到達(dá)安全設(shè)定值時通常必須給以排放，從而造成損失，尤其是長期任務(wù)。另外，空間環(huán)境中低溫流體的排放也存在諸多限制，如微重力環(huán)境使氣液界面不確定，若無氣液分離措施，排氣過程必然伴隨大量液體被一并排出，損失巨大；即便排出的是氣體推進(jìn)劑，由于微重力的影響，也會彌漫在航天器周圍，且其易燃易爆，將嚴(yán)重危及航天員及航天器的安全；此外，若要保證必須的推進(jìn)劑量，定期的排放也意味著推進(jìn)劑的初始攜帶量必須考慮要損失的部分，這必將增加貯箱容積乃至火箭載荷。

采用空間低溫制冷機(jī)，消耗電能或熱能對貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑進(jìn)行制冷降溫，實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)是解決上述問題的理想方案。隨著各類空間任務(wù)在軌時間需求不斷延長，空間零蒸發(fā)貯存技術(shù)在低溫推進(jìn)劑初始攜帶量與發(fā)射成本方面產(chǎn)生的收益將越發(fā)顯著。NASA研究指出，對于液氧，采用大面積冷屏＋循環(huán)氣泵方案在軌貯存超過約14天后，帶來的收益將超過其他各類貯存方式。

由于低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)貯存涉及深冷溫區(qū)多項新技術(shù)，隨著中國探月工程、探火工程、深空探測的發(fā)展，針對不同低溫推進(jìn)劑組合，掌握空間零蒸發(fā)貯存技術(shù)實施方案并開展相關(guān)的預(yù)研工作十分必要。本文對低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)的方案種類、系統(tǒng)組成、工作機(jī)理及試驗研究等方面進(jìn)行闡述與分析。

2 低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存概念

如圖1所示，低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)貯存技術(shù)是通過被動絕熱技術(shù)與主動制冷技術(shù)的協(xié)同應(yīng)用來實現(xiàn)的，通過電能等外部能源的輸入驅(qū)動低溫制冷機(jī)對貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑進(jìn)行制冷降溫，將貯箱系統(tǒng)漏熱完全抵消，以實現(xiàn)貯存過程中低溫貯箱的壓力控制和低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)。

圖1 低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)存儲概念圖[9]Fig.1 Schematic diagram of ZBO system for cryogenic propellant storage[9]

低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)可以有效地延長推進(jìn)劑在軌儲存時間，理論上若能保證制冷系統(tǒng)的持續(xù)運行，低溫推進(jìn)劑的貯存時間可以無限延長。因此低溫推進(jìn)劑在軌貯存時間的長短主要取決于制冷機(jī)、循環(huán)氣泵等部件壽命，并且不會隨任務(wù)時長的增加而提高貯箱系統(tǒng)額外的結(jié)構(gòu)質(zhì)量需求。而在被動存儲概念下，貯箱的尺寸、絕熱材料的質(zhì)量以及所需攜帶的推進(jìn)劑質(zhì)量都會隨著任務(wù)時間的延長而增加。

3 組合方案分析

根據(jù)制冷機(jī)與推進(jìn)劑貯箱之間耦合方案的不同，低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)貯存技術(shù)組合方案大致可分為4類。

3.1 內(nèi)置冷凝器

內(nèi)置冷凝器方案是通過直接將制冷機(jī)冷頭連接一個冷凝器，置于推進(jìn)劑貯箱內(nèi)，冷卻蒸氣或液體，來實現(xiàn)推進(jìn)劑的零蒸發(fā)貯存，如圖2所示。內(nèi)置冷凝器方案由于冷凝器與低溫推進(jìn)劑換熱面積相對較小，傳遞距離有限，難以清除貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的熱分層。因此在實際應(yīng)用中該方案通常與其他構(gòu)件組合使用。

圖2 內(nèi)置冷凝器方案示意圖Fig.2 Diagram of condenser embedded inside tank scheme

一種組合方案是采用兩級制冷機(jī)，溫度較低的一級連接置于低溫貯箱內(nèi)的冷凝器，溫度較高的一級連接置于真空多層絕熱材料中的冷屏。另一種組合方案是內(nèi)置冷凝器＋低溫?zé)峁芊桨?。它采用熱管技術(shù)將制冷機(jī)冷頭延伸至貯箱內(nèi)底部與推進(jìn)劑換熱。

3.1.1 內(nèi)置冷凝器＋銅冷屏

NASA的格倫研究中心以液氫為工質(zhì)，進(jìn)行了球形液氫貯箱與兩級制冷機(jī)耦合的地面熱真空環(huán)境驗證試驗，試驗系統(tǒng)如圖3所示。制冷機(jī)的制冷量為第一級20 W(35 K)，第二級17.5 W(18 K)，布置于箱體頂部。球形鋁罐的體積為1.42 m，實驗過程中液氫填充率為90%。銅質(zhì)冷屏安裝于儲罐外包裹的多層絕熱材料中間，用于部分清除來自外界的漏熱。實驗設(shè)定環(huán)境溫度為295 K。當(dāng)沒有安裝低溫制冷機(jī)和冷屏?xí)r，測得貯罐漏熱量為14.5 W，貯罐內(nèi)液氫穩(wěn)態(tài)蒸發(fā)速率為0.12 kg/h。

圖3 內(nèi)置冷凝器＋銅冷屏方案的液氫零蒸發(fā)儲存系統(tǒng)圖[10Fig.3 Liquid hydrogen zero-boil off storage system of condenser embedded inside tank＋copper cold shield scheme[10]

試驗第一階段冷凝器和銅冷屏同時工作。先關(guān)閉制冷機(jī)時測得貯罐內(nèi)穩(wěn)態(tài)蒸發(fā)速率約為0.14 kg/h，貯罐漏熱量為17 W。開啟制冷機(jī)，當(dāng)液氫溫度穩(wěn)定時，測得液氫儲罐的平均溫度下降速率為0.017 K/h，壓力下降速率為0.55 kPa/h，如圖4(a)所示。完成試驗后關(guān)閉低溫制冷機(jī)以模擬低溫制冷機(jī)失效故障，測得在2.5 h內(nèi)儲罐內(nèi)液氫蒸發(fā)率逐漸恢復(fù)到0.14 kg/h。試驗第二階段移除多層絕熱材料之間的冷屏，此時低溫制冷機(jī)的第一級沒有負(fù)載。測試開始后，儲罐內(nèi)壓力持續(xù)上升，直至第56 h，壓力才開始降低，表明此時實現(xiàn)了液氫的凈冷凝。后續(xù)的壓力下降速率約為0.35 kPa/h，而液氫溫度近似保持恒定，如圖4(b)所示，這也說明實現(xiàn)了液氫的零蒸發(fā)貯存。

圖4 內(nèi)置冷凝器＋銅冷屏方案的液氫ZBO儲存試驗中壓力和溫度變化[10]Fig.4 Temperature and pressure variation of liquid hydrogen in ZBO testing of condenser embedded inside tank＋copper cold shield scheme[10]

可見，當(dāng)冷凝器和冷屏同時工作時，制冷機(jī)更有效地清除了系統(tǒng)漏熱，而僅用冷凝器工作時熱轉(zhuǎn)移和漏熱基本持平。無論如何，2種工況都實現(xiàn)了零蒸發(fā)存儲的試驗結(jié)果。

3.1.2 內(nèi)置冷凝器＋低溫?zé)峁?/p>

在NASA的格倫研究中心的資助下，佛羅里達(dá)州立大學(xué)對低溫制冷機(jī)冷凝氫氣的方案進(jìn)行研究，其試驗貯罐容積為150 L，結(jié)構(gòu)如圖5所示。為增強(qiáng)液氫與低溫制冷機(jī)之間的換熱，采用熱管連接在制冷機(jī)的冷頭上。同時，在熱管底部加幾束由細(xì)銅線組成的編織物，如圖6所示。熱管內(nèi)部為高純度氫氣。

圖5 內(nèi)置冷凝器＋低溫?zé)峁芊桨傅囊簹淞阏舭l(fā)儲存系統(tǒng)圖[14]Fig.5 Liquid hydrogen ZBO storage system of condenser embedded inside tank＋cryogenic heat pipe scheme[14]

圖6 熱管頂部(左)與熱管底部(右)圖示[14]Fig.6 Configuration of heat pipe[14]

此試驗中采用美國Cryomech公司的AL-330型單級G-M制冷機(jī)，其制冷量為40 W(20 K)或25 W(15 K)。當(dāng)貯罐內(nèi)部液氫溫度為15 K時，模型預(yù)測總漏熱小于8.3 W。通過開啟和關(guān)閉低溫制冷機(jī)，對罐內(nèi)液氫進(jìn)行ZBO存儲試驗。試驗期間壓力和溫度變化如圖7所示，在關(guān)閉低溫制冷機(jī)后，壓力在7 h內(nèi)從30 kPa上升到207 kPa。再次打開低溫制冷機(jī)，壓力和溫度在8 h內(nèi)恢復(fù)到30 kPa。結(jié)果表明，在低溫制冷機(jī)不工作的情況下，系統(tǒng)可以維持至少8～9 h不泄壓，而低溫制冷機(jī)每天工作8 h便可以提供足夠的制冷量來維持液態(tài)氫的長時間零蒸發(fā)儲存。

圖7 內(nèi)置冷凝器＋低溫?zé)峁芊桨傅囊簹鋃BO儲存試驗中壓力和溫度變化[14]Fig.7 Temperature and pressure variation of liquid hydrogen in ZBO testing of condenser embedded inside tank＋cryogenic heat pipe scheme[14]

內(nèi)置冷凝器＋冷屏方案與內(nèi)置冷凝器＋低溫?zé)峁芊桨妇梢栽谝欢▽佣壬蠝p少由于冷凝器與推進(jìn)劑換熱不足而導(dǎo)致的熱分層。但內(nèi)置冷凝器方案作為最先被提出來的推進(jìn)劑零蒸發(fā)方案，本身存在著許多不足之處。由于是直接將冷凝器置于儲罐內(nèi)，冷凝器與低溫推進(jìn)劑的換熱效果很大程度上取決于冷凝器表面積以及低溫推進(jìn)劑的自然對流強(qiáng)弱。在空間微重力條件下，這種對流作用十分有限。同時，整個制冷系統(tǒng)直接集成于貯箱，使得系統(tǒng)的寄生漏熱較大。

3.2 低溫?zé)峁埽珦Q熱器

為了改善內(nèi)置冷凝器方案中將制冷機(jī)冷頭置于貯箱內(nèi)導(dǎo)致的寄生漏熱大以及低溫推進(jìn)劑與制冷機(jī)冷頭換熱效果弱等問題，NASA提出一種改進(jìn)方案，即低溫?zé)峁埽珦Q熱器。該方案是在保留熱管的基礎(chǔ)上，通過引入換熱器與混流器有效增強(qiáng)換熱器與推進(jìn)劑之間的換熱，降低換熱器與制冷機(jī)之間的換熱溫差，更好地清除貯箱內(nèi)部流體的熱分層，如圖8所示。

圖8 低溫?zé)峁埽珦Q熱器組合方案示意圖Fig.8 Diagram of cryogenic heat pipe＋heat exchanger scheme

該試驗儲罐為球形，直徑為1.4 m，在測試過程中，維持儲罐壓力為138 kPa，并用液氮做模擬測試，充注率為98%，同時控制環(huán)境溫度為230 K。儲罐漏熱量約為6.8 W，如圖9所示。

圖9 低溫?zé)峁埽珦Q熱器方案的液氮零蒸發(fā)儲存系統(tǒng)圖[19-20]Fig.9 Liquid nitrogen ZBO storage system of cryogenic heat pipe＋heat exchanger scheme[19-20]

為了加強(qiáng)液氮與換熱器之間的對流換熱，在儲罐內(nèi)部安裝了一個混合器。其設(shè)計流量為33 L/min，輸入功率為10 W，揚程為1.5 m。試驗中運行頻率為每90 min運行一次(持續(xù)30 s)，即平均輸入功率為0.058 W。混合器的出口指向翅片換熱器。翅片換熱器與儲罐頂部和底部的距離相等。制冷機(jī)輸入功率為140 W，在95 K時的理論制冷量為10 W。而在實際應(yīng)用中，其工作在75 K時的制冷量為7 W。實驗測得制冷系統(tǒng)冷側(cè)最大溫差為6.9 K，熱管最大溫差為3.6 K。且實驗過程中罐體壓力不斷增大，說明低溫制冷機(jī)制冷量不足以消除進(jìn)入罐內(nèi)的熱量，故本次試驗未實現(xiàn)液氮的零蒸發(fā)儲存。

相對于內(nèi)置冷凝器的方案，低溫?zé)峁埽珦Q熱器組合方案中合理設(shè)計的換熱器可以有效地增強(qiáng)低溫推進(jìn)劑與換熱器之間的對流換熱，使得總的換熱效果增強(qiáng)。換熱器與低溫流體之間對流換熱的增強(qiáng)可以有效地減小兩者之間的溫差，這對于減弱儲罐內(nèi)低溫流體熱分層以及提高制冷系統(tǒng)的控壓效果是非常有利的。同時，熱管的使用可以有效增大制冷機(jī)與儲罐之間的距離，減少制冷系統(tǒng)的寄生漏熱。但是當(dāng)貯箱體積進(jìn)一步增大同時貯箱內(nèi)推進(jìn)劑存量較少時，此方案對內(nèi)置冷凝器方案的優(yōu)化效果將減弱。

3.3 噴霧棒＋循環(huán)泵

噴霧棒＋循環(huán)泵組合方案是針對內(nèi)置冷凝器方案提出的另一種改進(jìn)方案。如圖10所示，它先通過循環(huán)泵將貯箱內(nèi)推進(jìn)劑抽出貯箱，在外部與制冷機(jī)冷頭換熱降溫，后返回貯箱內(nèi)并從噴霧棒中噴射出。由于噴霧棒與循環(huán)泵可以在貯箱內(nèi)使推進(jìn)劑形成強(qiáng)迫對流，該方案可以高效地抑制貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑熱分層，強(qiáng)化推進(jìn)劑與制冷機(jī)冷頭之間的換熱。

圖10 噴霧棒＋循環(huán)泵組合方案示意圖Fig.10 Diagram of spray bar＋circulating pump scheme

2002年，由NASA下屬的馬歇爾太空飛行中心(MSFC)、艾姆斯研究中心(ARC)和格倫研究中心(GRC)共同合作，基于多功能氫測試平臺系統(tǒng)(MHTB)，對不同充注率下的液氫地面貯箱進(jìn)行了一系列無損貯存試驗。MHTB鋁罐為圓柱形，體積為18.09 m，如圖11所示。系統(tǒng)采用1臺美國Cryomech公司生產(chǎn)的GB37低溫制冷機(jī)，其額定制冷量為30 W(20 K)，功率輸入為350 W。液氫從貯箱底部抽出，流經(jīng)低溫制冷機(jī)的冷頭換熱器后被循環(huán)泵壓入噴霧棒并送回貯箱，如圖12所示。其中的液氫循環(huán)泵采用Barber Nichols公司生產(chǎn)的BNHP-08型離心低溫泵，其流量為38 L/min，引起的額外漏熱為0.3 W。在泵與制冷機(jī)未運行的情況下，測得貯箱的漏熱量約為12.9 W，其中絕熱貫穿件與多層絕熱材料的漏熱量為8.3 W，冷頭換熱器的漏熱量為4.3 W。將環(huán)境溫度控制為164 K，在不同的液氫加注量(95%、50%、25%)下分別進(jìn)行測試。

圖11 MHTB系統(tǒng)[23]Fig.11 MHTB system[23]

圖12 制冷機(jī)冷頭換熱器[23]Fig.12 Heat exchanger connecting the cold head of cryocooler[23]

圖13給出了95%充注率下液氫蒸發(fā)率隨時間的變化，蒸發(fā)率達(dá)到頂峰后，通過向真空腔內(nèi)注入微量氦來加速MLI內(nèi)部溫度向穩(wěn)態(tài)溫度的轉(zhuǎn)變。達(dá)到穩(wěn)態(tài)蒸發(fā)后打開低溫制冷機(jī)(25 000 s)，貯箱內(nèi)部推進(jìn)劑開始向零蒸發(fā)狀態(tài)過渡，在約30 000 s內(nèi)實現(xiàn)零蒸發(fā)。對應(yīng)的壓力隨時間變化如圖13所示。之后，分別針對充注率為50%和25%進(jìn)行了相似試驗，最終都實現(xiàn)了液氫的零蒸發(fā)儲存。實驗還發(fā)現(xiàn)此方案能夠有效消除貯箱內(nèi)液氫的熱分層。

圖13 噴霧棒＋循環(huán)泵方案的液氫蒸發(fā)率與貯箱壓力隨時間變化圖(充注率95%)[23]Fig.13 Changes of liquid hydrogen evaporation rate and pressure change in tank with time for spray bar＋circulating pump scheme(at 95%fill rate)[23]

噴霧棒＋循環(huán)泵組合方案具備的優(yōu)點顯而易見的。但此方案需要將低溫推進(jìn)劑引出至貯箱外部換熱制冷，然后再經(jīng)過循環(huán)泵噴入貯箱內(nèi)，這又會導(dǎo)致新的問題。由于空間中低溫推進(jìn)劑處于懸浮狀態(tài)，當(dāng)貯箱內(nèi)推進(jìn)劑儲量較低時，從貯箱抽吸進(jìn)入循環(huán)管路的低溫流體很容易處于氣液混合狀態(tài)。這會顯著降低循環(huán)泵的效率甚至使其失效，影響推進(jìn)劑與冷頭換熱器之間的換熱效果。此外，由于采用了循環(huán)管路將低溫推進(jìn)劑引出至貯箱外，這使得整個系統(tǒng)貫穿件增多，雖然能夠?qū)崿F(xiàn)零蒸發(fā)，但循環(huán)管路的漏熱和泵連續(xù)運行產(chǎn)生的熱量使得這種零蒸發(fā)方法效率低下。

相對于內(nèi)置冷凝器方案，該組合方案中噴霧棒的使用是強(qiáng)化貯箱內(nèi)流體的混合與對流換熱，消除低溫推進(jìn)劑的熱分層，提升制冷系統(tǒng)控壓效率的關(guān)鍵。然而，考慮到循環(huán)系統(tǒng)所帶來的額外漏熱，這一方案相對于內(nèi)置冷凝器方案是否能從總體上減小制冷機(jī)制冷量還需要進(jìn)一步研究。

3.4 大面積冷屏＋循環(huán)氣泵

上述系列研究中，制冷機(jī)冷頭溫度必須低于推進(jìn)劑蒸發(fā)溫度一定程度后才能保證較好的換熱效果，這對低溫制冷機(jī)提出了更高要求，往往會導(dǎo)致采用功率或體積更大級別的制冷機(jī)。此外，受制冷機(jī)冷頭與貯箱之間需要保持接觸這一條件的限制，制冷機(jī)的安裝位置也必須位于推進(jìn)劑貯箱附近，這導(dǎo)致制冷機(jī)自身的部分熱負(fù)荷可能會漏入推進(jìn)劑貯箱從而增加系統(tǒng)總的漏熱量，尤其是當(dāng)制冷機(jī)停機(jī)時。

為此，NASA于2008年提出了一種新的低溫推進(jìn)劑減蒸發(fā)或零蒸發(fā)系統(tǒng)方案，即大面積冷屏＋循環(huán)氣泵方案。如圖14所示，它不再于貯箱內(nèi)置換熱器，而是在貯箱外部冷屏上嵌入一定數(shù)量的冷卻管路，冷卻管內(nèi)循環(huán)流動的氦氣從更遠(yuǎn)處低溫制冷機(jī)獲取冷量，大幅降低冷屏溫度(甚至低于貯箱內(nèi)低溫流體當(dāng)前壓力對應(yīng)的飽和溫度)，起到阻擋或消除漏熱的作用，從而實現(xiàn)零蒸發(fā)。

圖14 大面積冷屏＋循環(huán)氣泵組合方案示意圖Fig.14 Diagram of broad area cooling shield＋circulating gas pump scheme

NASA利用低溫減蒸發(fā)系統(tǒng)(Cryogenic Boil-Off Reduction System，CBRS)進(jìn)行了一系列新的試驗。當(dāng)?shù)蜏乩鋮s器能夠消除所有熱負(fù)荷，貯箱內(nèi)推進(jìn)劑溫度與壓力保持恒定時，便可認(rèn)為實現(xiàn)了推進(jìn)劑的零蒸發(fā)。若低溫冷卻器僅移除部分熱量，那么殘余的熱量仍會穩(wěn)定地進(jìn)入貯箱之中，最終雖然仍需排放以控壓，但排放損失大幅減少，此時系統(tǒng)實現(xiàn)的是推進(jìn)劑的減蒸發(fā)，如圖15所示。實驗中采用8組如圖16所示布置形式的冷卻管路，冷屏溫度均勻性可保持在1 K以內(nèi)。其中，冷卻管間距為0.4 m，管徑為1.6 mm，循環(huán)氦氣流量為0.04 g/s，氦氣循環(huán)一圈后，溫升小于2 K。實驗儲罐體積為1.2 m。

圖15 液氫貯箱減蒸發(fā)及零蒸發(fā)系統(tǒng)圖[28]Fig.15 ZBO/RBO storage system of liquid hydrogen[28]

圖16 冷屏管路布置形式示意圖[28]Fig.16 Piping arrangement of cooling shield[28]

NASA以系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量最小化為優(yōu)化目標(biāo)，對不同貯存時間要求下的大面積冷屏系統(tǒng)和被動絕熱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量進(jìn)行了計算。如圖17所示，對于直徑為3 m的貯箱，環(huán)境溫度為237 K時，若采用大面積冷屏加循環(huán)氣泵的絕熱方式，液氧貯箱和液氫貯箱可分別在貯存任務(wù)周期超過14天和40天后，取得相比傳統(tǒng)被動熱防護(hù)結(jié)構(gòu)更優(yōu)的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量收益。

圖17 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量隨在軌貯存時間的變化[28]Fig.17 Variation of structural mass vs storage time[28]

在此基礎(chǔ)上，NASA還研究了當(dāng)貯罐內(nèi)液氧或液氫不同初始質(zhì)量下(反映到貯罐的尺寸變化)，被動熱防護(hù)系統(tǒng)與CBRS的結(jié)構(gòu)質(zhì)量相等時的貯存天數(shù)變化情況，所得結(jié)果如圖18所示?？梢钥闯觯?dāng)貯存液氧或液氫目標(biāo)任務(wù)時間超過圖中所示時間時，建議考慮使用CBRS。此外，還對將大面積冷屏置于MLI中何處位置時制冷系統(tǒng)消除系統(tǒng)漏熱的效果最好進(jìn)行了理論計算。如圖19所示，當(dāng)冷屏放置在MLI大約40%層數(shù)位置時，系統(tǒng)實現(xiàn)零蒸發(fā)所需要的制冷機(jī)功率最小，即制冷系統(tǒng)消除漏熱的效果最好。

圖18 結(jié)構(gòu)質(zhì)量相等時貯存天數(shù)隨貯箱尺寸變化[28]Fig.18 Storage period vs tank size for the same structural mass[28]

圖19 制冷機(jī)功率隨冷屏放置位置的變化圖[28]Fig.19 Cryocooler power consumption vs shield location[28]

之后，NASA格林研究中心開展了液氫貯箱減蒸發(fā)系統(tǒng)和液氧貯箱零蒸發(fā)系統(tǒng)的地面試驗研究。該實驗中使用了具備自支撐功能的多層絕熱(SS-MLI)材料。2個貯箱的冷卻管路布置形式如圖20所示。其中，液氧零蒸發(fā)系統(tǒng)不采用蒸氣冷卻屏(VCS)，冷卻管直接纏繞在貯箱外壁上(圖20左)；液氫減蒸發(fā)系統(tǒng)則采用VCS，安裝于多層絕熱材料之間(圖20右)。試驗系統(tǒng)中的低溫制冷機(jī)采用制冷量為15 W(90 K)的渦輪逆布雷頓循環(huán)制冷機(jī)，循環(huán)工質(zhì)為氖氣。

圖20 2種冷卻管道布置示意圖[32]Fig.20 Two types of cooling pipe arrangements[32]

他們共設(shè)計2組低溫減蒸發(fā)實驗(CBRSⅠ與CBRSⅡ)與一組零蒸發(fā)實驗。其中實驗CBRSⅠ采用傳統(tǒng)MLI材料，實驗CBRSⅡ中大面積冷屏(BAC)內(nèi)側(cè)使用具備自支撐能力的MLI材料(SS-MLI)，外側(cè)使用傳統(tǒng)的MLI材料。測試中控制環(huán)境溫度為220 K，低溫推進(jìn)劑充注率為90%。ZBO測試采用564 kPa壓力下的LN代替常壓LO，兩者沸點相當(dāng)。

實驗結(jié)果表明，由于制冷機(jī)性能的制約，CBRSⅠ試驗中液氫儲罐蒸發(fā)減少了48%，CBRSⅡ試驗中減少了45%，并未實現(xiàn)零蒸發(fā)。ZBO測試中，在制冷機(jī)輸入功率145 W，制冷量8.5 W情況下實現(xiàn)了零蒸發(fā)。當(dāng)制冷機(jī)輸入功率為212 W時，可有效地將儲罐內(nèi)降壓速率保持在0.462 kPa/h，這與等溫流體模型的預(yù)測結(jié)果一致，表明推進(jìn)劑狀態(tài)與未分層流體相同。同時發(fā)現(xiàn)，在低充注率(25%)時低溫推進(jìn)劑會出現(xiàn)較明顯的熱分層，貯箱內(nèi)部壓力較高。需要說明的是，此套低溫冷卻系統(tǒng)與貯箱集成引起的寄生漏熱為4.2 W，遠(yuǎn)低于其他3類組合方案。低溫冷卻器回流歧管的漏熱是寄生漏熱的主要來源。

Plachta等利用上述裝置，以液氮為工質(zhì)模擬液氧進(jìn)行ZBO系統(tǒng)地面試驗。意圖是測試不同充注率下實現(xiàn)液氧零蒸發(fā)的能力以及降低液氧熱分層的能力。實驗系列可分為穩(wěn)態(tài)試驗和加壓試驗2類，其中加壓試驗是為了進(jìn)一步測試貯箱漏熱量對貯箱壓力的影響。圖21給出了不同低溫制冷機(jī)功率條件下，貯箱內(nèi)的壓力隨時間的變化曲線。系統(tǒng)成功實現(xiàn)了穩(wěn)定的貯箱壓力控制，維持了液氮的無排放貯存長達(dá)19天。同時，充足的冷量還可以使液氧過冷，也就意味著推進(jìn)劑箱可以像電池一樣用來儲存能量，這對于會經(jīng)歷定期日食的航天任務(wù)非常有利。實驗還發(fā)現(xiàn)大面積冷屏系統(tǒng)可有效降低儲罐頂部溫度，抑制熱分層，低充注率(25%)下仍然有良好的效果。

圖21 不同制冷機(jī)功率條件下貯箱內(nèi)壓力變化[36]Fig.21 Pressure variation under different cryocooler power[36]

在低溫制冷機(jī)復(fù)合大面積冷屏的液氫貯箱零蒸發(fā)技術(shù)方面，美國SierraLobo公司也開展了相關(guān)研究，其方案是通過在液氫貯箱外壁面上盤繞冷卻管來阻擋漏熱，如圖22所示。

圖22 液氫貯箱零蒸發(fā)系統(tǒng)圖[38]Fig.22 ZBO storage system of liquid hydrogen[38]

主動冷卻回路采用氦氣為循環(huán)工質(zhì)，與脈沖管低溫制冷機(jī)二級冷頭相連，如圖23所示。制冷機(jī)第二級制冷量為4 W(20 K)，壓縮機(jī)輸入功率為550 W，排熱環(huán)境溫度約為300 K。在貯箱上的冷卻管路由上、下2組對稱的盤管組成，盤管內(nèi)經(jīng)制冷機(jī)冷卻后的低溫氦氣分別從液氫貯箱頂部和底部的進(jìn)氣口進(jìn)入2組冷卻管，隨后在貯箱中部的排氣口匯集后排出，如圖24所示。系統(tǒng)實測總漏熱為1.8 W，小于脈沖管制冷機(jī)的制冷量，因此實現(xiàn)了液氫零蒸發(fā)儲存，并且具有一定的制冷量余量。

圖23 制冷系統(tǒng)冷卻管道布置圖[38]Fig.23 Pipe arrangement of cooling system[38]

圖24 貯箱上冷卻管道布置圖[38]Fig.24 Pipe arrangement in tank[38]

以上諸項研究表明，大面積冷屏＋循環(huán)氣泵組合方案采用中途主動攔截?zé)崃康母拍?，使得外界環(huán)境漏熱無法進(jìn)入到貯箱內(nèi)部，當(dāng)冷屏保持與貯箱內(nèi)推進(jìn)劑溫度相等或略低于推進(jìn)劑溫度即可維持推進(jìn)劑的零蒸發(fā)。同時，由于采用了全覆蓋冷屏結(jié)構(gòu)，貯箱的溫度更加均勻，抑制了熱分層；而用循環(huán)氣泵輸送氦氣，可以使得制冷系統(tǒng)相對遠(yuǎn)離貯箱，降低寄生漏熱。但是，大面積冷屏在真空多層絕熱材料中的位置會影響制冷系統(tǒng)的控壓效果。故實際工程應(yīng)用時應(yīng)根據(jù)具體需要考慮大面積冷屏在MLI中的位置優(yōu)化問題。

4 結(jié)論

本文回顧了低溫推進(jìn)劑空間無損貯存技術(shù)的研究現(xiàn)狀，梳理出了內(nèi)置冷凝器、噴霧棒＋循環(huán)泵、低溫?zé)峁埽珦Q熱器及大面積冷屏＋循環(huán)氣泵4種組合方案，較完整地對比了低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)的實現(xiàn)方式、各種組合方式的控壓效果、制冷機(jī)功耗和寄生漏熱、制冷系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量盈虧等問題，得出如下結(jié)論:

1)制冷系統(tǒng)集成到貯箱上會產(chǎn)生寄生漏熱。幾代零蒸發(fā)技術(shù)方案的總體演化趨勢是使制冷機(jī)盡量遠(yuǎn)離儲罐，并高效地將制冷機(jī)產(chǎn)生的冷量導(dǎo)入到貯存流體中。

2)控壓效果與制冷系統(tǒng)的制冷量及制冷機(jī)的除熱方式有關(guān)。內(nèi)置冷凝器、低溫?zé)峁埽珦Q熱器與噴霧棒＋循環(huán)泵方案，由于制冷機(jī)冷頭與低溫推進(jìn)劑直接或間接接觸換熱，控壓效果相對較好；而大面積冷屏＋循環(huán)氣泵方案的控壓效果則與大面積冷屏在真空多層絕熱材料中的位置有關(guān)，冷屏越靠近儲罐，則控壓效果越好。

3)為實現(xiàn)推進(jìn)劑的無損貯存而引入制冷系統(tǒng)，雖然會增加推進(jìn)劑貯存系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量，但可以減小發(fā)射所需攜帶的初始推進(jìn)劑質(zhì)量以及因此而增加的容器質(zhì)量。因此，存在一個臨界任務(wù)周期，當(dāng)任務(wù)周期超過該臨界任務(wù)周期時長，主動制冷方案即可以取得優(yōu)勢收益。

4)相對于其他方案，大面積冷屏＋循環(huán)氣泵方案尤其適合大容積貯箱，具有寄生漏熱低、制冷機(jī)功耗低、儲罐內(nèi)低溫流體熱分層消除效果好等優(yōu)點，是一種極具潛力的技術(shù)方案。

高效被動絕熱材料的應(yīng)用是首要前提，但其性能已基本沒有提升空間。相比于常規(guī)排氣控壓方式，采用空間低溫制冷機(jī)，通過消耗電能等輸入能源對貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑進(jìn)行制冷降溫的主動絕熱方式具有極大的優(yōu)越性，可實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑的零蒸發(fā)和空間無損貯存，是未來低溫推進(jìn)劑長期在軌儲存的發(fā)展方向。大冷量空間用低溫制冷機(jī)是未來低溫推進(jìn)劑長期在軌儲存的關(guān)鍵。隨著各類空間任務(wù)在軌時間不斷延長，空間無損貯存技術(shù)在低溫推進(jìn)劑初始攜帶量與發(fā)射成本方面產(chǎn)生的收益將越發(fā)顯著。中國也應(yīng)按照基礎(chǔ)研究、系統(tǒng)設(shè)計、關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)、地面演示驗證試驗和飛行試驗的發(fā)展路線推進(jìn)低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)儲存技術(shù)的發(fā)展，重點在大面積冷屏＋循環(huán)氣泵方案的控壓能力提升與噴霧棒＋循環(huán)泵的寄生漏熱抑制等方面開展技術(shù)攻關(guān)。