闫指江，吴胜宝，赵一博，董晓琳，庄方方，张　烽

(1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076; 2. 航天材料及工艺研究所，北京 100076)



应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料综述

闫指江1，吴胜宝1，赵一博2，董晓琳1，庄方方1，张烽1

(1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京 100076; 2. 航天材料及工艺研究所，北京 100076)

摘要:研究了应用于低温推进剂在轨贮存的组合绝热材料，包括材料结构、材料选择及其研究进展，总结了其在国外多种运载火箭型号中的应用情况。根据目前常用于组合绝热材料的泡沫材料和多层隔热材料，指出未来我国在泡沫材料发展中应重点向环保和先进的加工工艺方面发展，在MLI材料方面应重点研究反射屏和间隔物的材料选择及每个MLI单元的材料厚度。分析结果可为未来我国深空探测航天器低温贮箱绝热系统设计提供参考。

关键词:低温推进剂；绝热；材料结构；在轨贮存

1引言

目前国内外常用液氢/液氧作为航天运输系统的推进剂，相比于常规推进剂，液氢/液氧低温推进剂具有更高的比冲，且无毒无污染，具有更好的环境友好性[1]，是效率最高的化学推进剂[2]。

然而低温推进剂液氢/液氧饱和温度为20 K/90 K，在实际应用过程中需要对其贮箱进行绝热保护，其主要原因是：

1)液氢和液氧的沸点很低，与外界环境温差较大，如果没有足够的隔热措施，蒸发率会很高，推进剂损失量将会非常巨大。与液氧相比，液氢密度小，浸湿容器面积很大，在输入相等热量的条件下，液氢的体积蒸发率为液氧的6.85倍[3]。

2)通过保持液氢的超低温度和贮箱压力，减少液氢和液氧的蒸发量，可以提高其加注的准确性，同时增加推进剂的密度[4]。

目前低温推进剂在轨贮存较为常用的组合绝热材料为泡沫与多层隔热材料(Multilayer Insulator，MLI)。本文针对泡沫和多层隔热材料的研究现状、材料选择、结构设计等方面进行论述。

2低温推进剂贮箱绝热结构的研究概述

2.1组合绝热材料

冷热物体之间的传热主要有对流、固体传热和辐射三种途径运载火箭的整个发射过程主要存在三种热量来源：一是起飞前地面的外部热环境；二是发射过程中箭体表面与空气摩擦产生的热量；三是太阳光照、宇宙射线等外界辐射的直射和反射[5]。前两种热环境中推进剂箱体的传热途径主要是对流和固体传热；而第三种条件下，由于周围环境真空度很高，辐射成为主要的传热方式。因此组合绝热材料设计需同时考虑上述几种传热方式，以阻断低温贮箱的传热路径。

应用于运载火箭低温贮箱上的组合绝热材料的选择需要具备以下几个重要的方面：1)绝热性能优良；2)发射质量轻；3)制备、加工简单、维修方便，且制备和保养的成本较低；4)与航天器其它结构的相容性好；5)能够尽量在全天候条件下保证绝热性能的完整；6)质量可靠并有可重复使用的潜力。此外，由于低温贮箱在加注和发射过程中可能会受到压缩、热胀、撞击或震动等作用，并会伴随尺寸的变化，因此要求绝热结构具有一定的变形能力，以和贮箱保持较好的结合状态[6]。

目前低温贮箱绝热材料一般选择泡沫材料和多层隔热材料，泡沫材料在常压下热导率低，在火箭加注和起飞阶段起主要热防护作用，MLI在超高真空条件下具有最低的热导率，因此泡沫材料和MLI是目前航天隔热材料研究的主要方向[7]。

组合绝热材料主要是将泡沫材料和MLI进行组合形成的新型材料，适用于低温推进剂长期在轨贮存应用。其主要形式包括泡沫+MLI形式和泡沫+MLI+泡沫的形式，如图1所示。

图1　泡沫+MLI的形式Fig.1　The structure of foam and multilayer insulation materials

2.2贮箱的绝热结构研究进展

常见的低温贮箱的隔热结构包括内绝热结构、外绝热结构和外部吹除结构等，如图2所示。

图2　常见的低温推进剂贮箱隔热结构Fig.2　Insulation structure of cryogenic propellant tank

采用外部绝热结构的火箭型号较多，主要型号如表1[8]。外部绝热结构主要分为两种，氦气吹除泡沫外部隔热和密封泡沫外部隔热。氦气吹除泡沫外部隔热的主要原理是在箱壁与隔热系统间用超低温氦气(-269℃)进行吹除，防止真空抽吸生成液化空气。优点在于不必过于关注体系的密封性，可克服低温抽吸、着火和爆炸的危险；缺点在于氦气吹除隔热层的热导率较高，为得到相同的隔热性能，需采用较厚的泡沫，从而导致系统的质量增加。另外，引入氦气吹除会增加发射准备的复杂性。密封泡沫外部绝热主要是采用具有密封层的泡沫结构，这样可在保证泡沫的热导率不下降的同时阻止空气的低温抽吸。该系统的主要优点是质量轻、应用简便、导热率低；而缺点在于易损伤、现场修复困难、密封性能要求较高[9]。

内部绝热结构是将泡沫隔热材料和屏蔽层粘结在燃料箱体的内壁以起到隔绝外界热传递的作用。采用内绝热结构的型号主要有土星I和土星IB的二子级S-IV、S-IVB[11]。内部绝热的优点在于能够保护泡沫材料和绝热结构免受外部损伤；缺点是采用内部绝热结构时，必须将绝热材料牢固地粘结在内壁上，很小量的材料脱落都会导致火箭燃料供给系统的严重问题，影响火箭的发射，此外，该系统还难于检修。

我国目前的主力运载火箭型号CZ-3A采用密封泡沫外部绝热，其绝热结构主要由低温缓冲层、泡沫塑料绝热层和防护层组成，如图3所示[15]。

表1　部分航天器液氢贮箱绝热形式

图3　CZ-3A系列运载火箭贮箱的绝热结构Fig.3　Insulation structure of tank in CZ-3A launch vehicle

其中，低温缓冲层的作用是缓冲箱壁铝合金和泡沫塑料两种不同材料因线性膨胀系数差异而引起的脱粘倾向，保持喷涂泡沫塑料良好的粘接性能。防护层起保护和密封作用，更重要的是可以起到隔断辐射传热的作用。

3泡沫材料概述

航天应用的组合绝热材料中使用的泡沫材料一般是指热导率达到10-2量级的泡沫材料。目前我国CZ-3A系列运载火箭的低温三子级所采用的泡沫材料仍为上世纪八十年代所研制的CFC-11材料，CZ-5和CZ-7运载火箭的低温贮箱绝热系统新研了HCFC-141b发泡的聚氨酯泡沫材料。

目前CZ-3A运载火箭三子级的低温贮箱在包裹泡沫材料时采用人工喷涂加修补的方式，工艺过程较为落后，工作效率较低。CZ-5运载火箭二子级由于火箭直径达到5米级，采用人工喷涂的方式无法进行，经过工艺改进后实现机械喷涂加人工修正的方式，使工作效率大幅提高[15]。

未来我国将研制更大型的运载火箭，机械喷涂加人工修正的方式依然难以满足施工要求，并且CFC-11材料和HCFC-141b材料存在破坏臭氧层问题，将在2030年禁用。因此未来不但需要开展新型泡沫塑料的研制，满足环保、耐温以及在太空环境中使用等要求，还要针对泡沫材料的施工工艺开展专门的研究。

4多层隔热材料(MLI)概述

4.1MLI简介

MLI是一种由很多反射层组成用于隔离高温和低温界面的高真空绝热系统，是组合绝热材料的重要组成部分，其结构组成如图4所示。MLI的隔热结构主要由具有高反射能力的反射材料及其层间的间隔层材料组成。其中反射材料的作用是减少辐射传热，而间隔层材料的作用是减少反射材料之间的物理接触，从而减少固体传热，多层的两种材料交替放置构成MLI系统[8]。

图4　MLI的结构示意图Fig.4　Structure of MLI

MLI系统同样要对对流、固体传热和辐射三种传热方式进行控制。其中辐射传热的传热量可以通过增加反射材料的层数进行控制，但反射材料层数的增加会导致反射层间物理接触的几率增加，从而导致固体传热量的增加；固体传热的传热量可以通过在辐射层间加入间隔材料层以减少物理接触的方法进行控制[8]；气相介质传热则与体系内的真空环境相关，当真空度较高时，体系中大部分的气体分子被去除，因此与前两种传热方式相比，气相介质传热量很小，可以忽略[11]。

4.2MLI绝热系统的材料选择

在多层隔热材料MLI的材料选择中，用于反射屏的材料主要有两类：一类是低发射率的金属箔，如铝箔、铜箔、金箔、镍箔、钼箔、不锈钢箔等；另一类是表面蒸镀金属层的塑料薄膜，如蒸镀有金或铝的聚脂薄膜或聚酰亚胺薄膜[12]。铝箔和镀铝聚脂薄膜是应用最多的两种反射屏材料，其成本低、生产工艺成熟、表面发射率低，在空气中只需形成一层很薄的氧化物就能起到良好的保护作用。从隔热性能来看，铝箔要比镀铝聚脂薄膜好1～2.5倍，但铝箔的抗撕强度不及后者，至少要厚25～125 μm才可实际使用。而镀铝聚脂薄膜强度较好，在使用温度不高的情况下，镀铝聚脂薄膜应用最多，铝箔主要用于温度较高的场合。

通过试验得出[16]：对于多层隔热反射屏基底材料来说，由于有机薄膜材料使用时多层缠绕、包覆，而且在薄膜两表面均镀铝，所以空间应用时，不必过多考虑紫外线和原子氧的作用。而辐射可以穿透多层隔热材料，所以需要重点考虑的是抗辐射的问题。在卫星上应用的多层隔热材料的反射屏基底材料中，聚酯薄膜使用寿命为10年左右，采用吡龙和聚酰亚胺材料薄膜作为卫星多层隔热材料反射屏基底材料，可以使用15～20年。

用作间隔物的材料主要有疏松纤维、纤维布、网状织物、泡沫塑料等。有时也可不用间隔物，而是将表面蒸镀金属层的塑料薄膜揉皱、压花，来减小反射屏之间接触传热量[17]。纤维布的材料可以是玻璃纤维、高硅氧纤维、石英纤维等，它的尺寸稳定性要优于疏松纤维，但隔热性能要低于疏松纤维，一般用于高温的场合。网状织物的材料可以是天然丝、尼龙丝、涤纶丝或玻璃纤维。一般网厚75～600 μm，网孔尺寸为1.5～6.4 mm。这类间隔物尺寸稳定性好、质量轻、放气率低，且易于抽真空，因此得到了广泛的应用[18]。

4.3MLI绝热系统的结构设计

影响MLI隔热性能的因素很多，除了材料选择外，间隔层的厚度、层数、层间搭接方式等均可能对其性能产生较大的影响。

4.3.1真空度的影响

真空度是实现MLI材料隔热性能的基本要求，真空度的高低影响了MLI层间气体的对流换热和导热。超高真空度下的MLI的导热系数与一般真空度条件下相差可高达2个数量级。在以双面镀铝聚酰亚胺薄膜为反射层，玻璃纤维纸为间隔层组成的MLI结构中，压强为1.0×10-3Pa条件下，其当量热导率为7.62×10-4W/(m·K)，而在大气条件下，其当量热导率为4.98×10-2W/ (m·K)，相差约2个数量级[19]。

4.3.2层间厚度的影响

研究人员利用有限元分析法，研究了层间厚度对MLI隔热性能的影响[20]：固定反射屏等距离情况下屏间纤维厚度为15.2 mm，上层反射屏与热边界距离为3 mm，逐渐改变屏间纤维厚度d，使其按3 mm、6 mm、9 mm、12 mm、15 mm规律逐次变化。结果显示，层间厚度的增加可以减缓铝板温度升高的速率，而对于铝板的温度峰值则随着厚度的增加呈现先降低后增加的趋势，因为当层间厚度过大时，纤维中积聚的热量过大，这些热量在后期大量释放导致了铝板峰值温度的升高。

4.3.3MLI层数对隔热性能的影响

研究人员开展了不同反射屏层数对MLI隔热性能影响的研究，研究结果显示[21]：无论在哪种测试或计算条件下，MLI系统的热导率均随厚度的增加而降低。另外，由于搭接、密封和穿孔结构的存在，导致液氢贮箱应用中的MLI系统热导率高于实验室条件，因此在MLI应用过程中，需要尽量优化搭接和穿孔结构的结构设计。

研究人员还对单位厚度内不同层数的MLI材料隔热性能进行了表征，结果表明[22]：随着单位厚度内层数的增加(即间隔层厚度减小)，MLI的热导率呈现出先降低后升高的趋势，这是因为层数的增加会使得辐射传热能力降低，但同时，不同辐射层之间的接触几率增加，使得固体传热的能力升高。为了使MLI的隔热性能达到最佳，需要找到一个平衡点，对间隔层厚度进行优化是MLI研究过程中需要重点考虑的问题。

5结论

我国未来低温推进剂长期在轨贮存的绝热材料主要研究方向是泡沫加多层隔热材料的组合绝热材料，泡沫材料发展中应重点向环保和先进的加工工艺方面开展研究，在MLI材料的研究方面应重点关注材料的选择、工艺及每个单元MLI材料的厚度等相关影响参数。

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Review of Assembled Thermal Insulating Materials Applied for On-orbit Cryogenic Propellant Storage

YAN Zhijiang1, WU Shengbao1, ZHAO Yibo2, DONG Xiaolin1,ZHUANG Fangfang1, ZHANG Feng1

(1. Research & Development Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China；2. Aerospace Research Institute of Materials & Processing Technology, Beijing 100076, China)

Abstract:This paper reviewed the assembled thermal insulating materials used for the on-orbit cryogenic propellant storage. The material structure, material selection and research development were firstly introduced. Then the application of the thermal insulating materials in foreign launch vehicle types was summarized. In addition, the current widely-used thermal insulating materials including the foam material and multilayer insulation materials were introduced and analyzed in detail. It is concluded that the main research point should be on the environment friendly and advanced processing technologies in the foam materials, while for the MLI materials, the reflection shield and spacer material selection and the thickness of each MLI unit should be mainly studied. The research results can provide a reference for the design of the cryogenic propellant storage system of the vehicle used in manned lunar exploration and deep space exploration in the future.

Key words:cryogenic propellant; heat insulation; material structure; on-orbit storage

收稿日期：2015-08-11；修回日期：2016-03-28

基金项目：载人航天预先研究项目(060301)

作者简介：闫指江(1984-)，男，硕士研究生，工程师，研究方向为空间飞行器热控与热防护。E-mail：bryan0212@163.com

中图分类号：V19

文献标识码：A

文章编号：1674-5825(2016)03-0293-05