李 鹏，孙培杰，盛敏健，包轶颖，励吉鸿

（上海宇航系统工程研究所，上海201109）

1 引言

为完成载人月球探测任务，通常采用推进飞行器实现轨道器转移或月面下降［1］。为获得高比冲，提高运载能力，推进飞行器需采用低温推进剂，并且需长时间在轨运行，根据不同登月模式，需考虑1月左右的在轨时间，但低温推进剂沸点低，极易蒸发，空间恶劣的热环境会造成低温推进剂的大量蒸发损耗，空间微重力环境给低温推进剂的在轨贮存带来了很大困难。因此低温推进剂长期在轨贮存技术是推进飞行器的关键技术之一［2］。

低温推进剂长期在轨贮存技术是在微重力下采用有效的热防护与压力控制实现最少的低温推进剂蒸发损失。目前国外低温贮箱在轨的热防护技术和压力控制技术方面所采取的措施如图1所示。对于低温推进剂蒸发控制系统方案，就是对图中的技术进行合理的组合，概括而言，主要为被动热防护技术和压力控制技术相结合的被动蒸发控制系统与被动热防护技术和主动热转移技术相结合的主动蒸发控制系统。被动热防护措施主要包括绝热材料与结构［3］、太阳能防护罩［4］、低导热率阻断支撑技术［5］和蒸汽冷却屏技术［6］等。主动热转移技术是通过低温制冷机将低温推进剂贮箱的漏热转移到贮箱外部。主动蒸发控制技术能够实现低温推进剂的零蒸发目标。

图1 低温推进剂长期在轨贮存技术主要措施Fig．1 The measures of long⁃term storage technology for cryogenic propellant

自从上世纪60年代起，NASA的马歇尔空间飞行中心（MSFC）、格林研究中心（GRC）、艾姆斯研究中心（ARC）、戈达德空间飞行中心（GSFC）、美国的洛克西德－马丁公司、波音公司、中央佛罗里达大学太阳能研究中心等机构长期开展低温推进剂在轨贮存相关技术研究［7］。在多项单项技术研究上，开展了大量的计算仿真和地面验证试验工作［8］，但在系统应用方面，只提出了一些系统平台的概念，如洛克希德⁃马丁公司以宇宙神／半人马座为基础，提出了集成通用低温衍生级的概念［9］；波音公司以德尔塔Ⅳ二级为基础，提出了先进低温衍生级的概念［10］；联合发射联盟提出了 “空间加油站”这一概念［11］；朱洪来［12］提出了低温推进剂在轨贮存多个蒸发控制方案。但上述文献未对相关概念和方案进一步开展性能分析。

本文借鉴国外在低温推进剂在轨贮存技术的研究经验，根据推进飞行器的任务特点，以液氢／液氧低温推进剂为研究对象，开展低温贮箱被动蒸发控制方案的研究，对不同方案的蒸发量控制效果进行计算分析，以期为后续推进飞行器总体方案制定提供有力支撑。

2 低温推进剂在轨贮存被动蒸发控制方案

2.1 推进飞行器构型及方案设计输入假设

本文考虑推进飞行器上氢下氧和上氧下氢2种构型，如图2所示，主要包括仪器舱、舱间段、液氢箱、液氧箱、箱间段等，仪器舱顶部安装对接机构，仪器舱内设置仪器安装盘，底部安装太阳电池翼，采用独立贮箱。

图2 推进飞行器2种假设构型Fig．2 Two assumptive configurations of orbital transfer spacecraft

推进飞行器低温推进剂在轨贮存方案设计输入假设如下：

1）飞行姿态按照纵轴指向太阳考虑，因为该姿态下仪器舱可以遮挡太阳照射低温贮箱；

2）仪器安装盘设置为10℃定温；

3）液氢贮箱和液氧贮箱的加注量分别为21.714 t和 4.127 t；

4）考虑近地轨道（300 km）和地月转移轨道2种情况；

5）不考虑发动机工作的影响。

2.2 低温推进剂被动蒸发控制方案

被动控制技术要比主动制冷控制技术更可靠和便于实施，因为主动制冷机需要持续的能源和复杂的辐射器系统，但对于非常长的在轨任务，主动制冷控制技术要优于被动控制技术。考虑推进飞行器的任务周期，本文优选被动蒸发控制技术，其中，被动热防护技术对图1所示的被动热防护措施进行组合实施，压力控制技术选用同轴喷雾棒式热力学排气系统［13］，形成3种方案，如表1所示。被动蒸发控制方案示意图如图3所示。

表1 低温推进剂被动蒸发控制方案Table 1 Schematic diagram of passive boil off control schemes for cryogenic propellant

图3 低温推进剂被动蒸发控制方案示意图Fig．3 Schematic diagram of passive boil off control schemes for cryogenic propellant

3 传热和蒸发量计算及分析

3.1 复合绝热结构传热分析

低温贮箱外壁包覆泡沫＋多层隔热材料的复合绝热结构，泡沫在内侧，与金属壁粘贴，多层隔热材料在外侧。复合绝热结构传热计算模型如式（1）［14］：

式中，qfoam＋MLI为空间阶段复合绝热结构漏热热流密度，W／m2；TH为复合绝热结构的热端温度（外表面），K，利用热分析软件，建立飞行器有限元模型，在轨计算得到；TC为复合绝热结构的冷端温度（内表面），K，液氧贮箱取液氧温度90 K，液氢贮箱取液氢温度22 K；δfoam和δMLI分别为泡沫和多层隔热材料的厚度，m；λfoam和λMLI分别为泡沫和多层隔热材料的（当量）导热系数，W／（m·K）。 下标foam表示泡沫材料，下标MLI表示多层隔热材料，下标H表示热端，下标C表示冷端。

3.2 蒸汽冷却屏传热分析

蒸汽冷却屏采用蛇管＋平板的形式，设置在复合绝热结构的外侧，在蒸汽冷却屏外表面再包覆多层隔热材料，氢箱蒸发的低温气体流经蒸汽冷却屏，降低复合绝热结构的热端温度，从而减小外界向贮箱的漏热。根据图4所示的流程图，计算得到采用蒸汽冷却屏措施后低温贮箱的蒸发率。氢箱蒸发出来的气体温度取为40 K，对于氢箱和氧箱都设置蒸汽冷却屏的方案，气氢流出氢箱蒸汽冷却屏到达氧箱蒸汽冷却屏的过程中的温升取为10 K。氢气的定压比热容为 10.8 kJ／（kg·K）。

图4 蒸汽冷却屏传热分析流程图Fig．4 Flow chart of heat transfer analysis in evapo⁃rative cooling shield

3.3 蒸发量计算

蒸发量计算时认为低温贮箱从外界漏热的热量全部用于蒸发，将低温贮箱按照上球冠、柱段和下球冠分别进行漏热量计算，同时考虑50%结构漏热，蒸发量计算模型如式（2）：

式中，q1、q2和q3分别为低温贮箱上球冠、柱段和下球冠的漏热量，W／m2；s1、s2和s3分别为低温贮箱上球冠、柱段和下球冠的表面积，m2；γ为低温液体汽化潜热，J／kg，液氢的汽化潜热为453 kJ／kg，液氧的汽化潜热为210 kJ／kg；τ为时间，s。

3.4 计算结果及分析

3.4.1 不同轨道的影响分析

利用上面的传热和蒸发量计算模型，计算得到近地轨道和地月转移轨道条件下2种构型不同低温推进剂蒸发控制方案低温贮箱的漏热量和日蒸发量（率），如表2和表3所示，其中复合绝热结构的当量换热系数取为0.05 W／（m2·K）。近地轨道构型1的方案2和方案3在氢箱的上球冠和柱段、氧箱的下球冠和柱段设置了蒸汽冷却屏；构型2的方案2和方案3在氢箱的下球冠和柱段、氧箱的上球冠和柱段设置了蒸汽冷却屏。地月转移轨道构型1的方案2和方案3在氢箱的上球冠和柱段设置了蒸汽冷却屏；构型2的方案2和方案3在氢箱的柱段、氧箱的上球冠和柱段设置了蒸汽冷却屏。对表2和表3中计算结果对比分析，主要结论如下：

1）从表中低温贮箱不同位置绝热结构外表面温度的差异可知，在近地轨道，上部低温贮箱上球冠受到仪器盘的热影响，柱段受到地球红外辐射和太阳电池翼的热影响；下球冠低温贮箱柱段和下球冠受到地球红外辐射的影响，其相应位置的绝热结构外表面温度相对较高。在地月转移轨道，上部低温贮箱上球冠受到仪器盘的热影响，柱段受到太阳电池翼的热影响；

表2 近地轨道中不同方案低温贮箱的漏热量和日蒸发量（率）汇总表Table 2 Heat⁃leak rate and boil⁃off losses per day from cryogenic tank with different schemes in low earth orbit

表3 地月转移轨道不同方案低温贮箱的漏热量和日蒸发量（率）汇总表Table 3 Heat⁃leak rate and boil⁃off losses per day from cryogenic tank with different schemes in earth⁃moon transfer orbit

2）从2个表相同构型和相同蒸发控制方案的数据可知，由于地球红外辐射热影响的存在，近地轨道低温贮箱的蒸发量要明显大于地月转移轨道低温贮箱的蒸发量，构型2情况下相差近5倍；

3）氢箱蒸发的低温气体通过蒸汽冷却屏，充分利用其冷量，可以明显减小低温贮箱的漏热和蒸发；

4）从低温贮箱蒸发量（率）的数据对比，在近地轨道采用上氧下氢的构型，低温推进剂蒸发量控制更优；在地月转移轨道采用上氧下氢的构型，低温推进剂蒸发量控制更优；

5）地月转移轨道器，构型1下氧箱在空间冷背景的作用下，液氧无蒸发。

3.4.2 复合绝热结构隔热性能的影响分析

复合绝热结构是低温贮箱被动热防护技术中最基础的措施，下面对其隔热性能对低温推进剂蒸发量的影响进行分析。推进飞行器构型1近地轨道条件下绝热结构（当量换热系数）不同隔热性能时低温贮箱的漏热量和蒸发量（率）如表4所示。从表中可以看出，随着绝热结构隔热性能的增加，低温贮箱绝热结构外表面温度升高，但低温贮箱的漏热量和蒸发量减小，其液氢日蒸发量变化率约为 12.7 kg／0.01 W／m2（0.3% ／0.01 W／m2），液氧日蒸发量变化率约为13.2 kg／0.01 W／m2（0.06% ／0.01 W／m2）。 通常绝热结构隔热性能的增加，以消耗资源为代价的，例如会增加结构重量，因此绝热结构需根据飞行器总体指标和方案进行优化设计。

表4 构型1近地轨道条件下绝热结构不同隔热性能时低温贮箱的漏热量和蒸发量（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 结论

低温推进剂在轨蒸发控制是推进飞行器需要面对的难题，借鉴国外低温推进剂长期在轨贮存技术研究成果，提出了多个低温推进剂蒸发控制方案，开展了推进飞行器不同轨道、不同构型多个方案的蒸发控制能力的建模和计算，通过计算结果分析可知：

1）近地轨道飞行器低温推进剂蒸发控制还需重点考虑地球红外辐射的影响；

2）低温贮箱外采用蒸汽冷却屏技术可以明显减小低温贮箱的漏热和蒸发；

3）从低温贮箱蒸发量（率）的数据来看，近地轨道采用上氢下氧的构型、地月转移轨道采用上氧下氢的构型，低温推进剂蒸发量控制更优。

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［1］ 盛英华，张晓东，梁建国，等.载人登月飞行模式研究［J］. 宇航学报， 2009， 30（1）： 1⁃7.Sheng Y H，Zhang X D，Liang J G，et al.A study of the hu⁃man lunar exploration mission modes［J］.Journal of Astro⁃nautics， 2009， 30（1）： 1⁃7.（in Chinese）.

［2］ Chato D J.Cryogenic technology development for explorations missions［C］ ／／45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit， Reno， Nevada， 2007.

［3］ Hastings L J， Hedayat A， Brown T M.Analytical modeling and test correlation of variable density multilayer insulation for cryogenic storage［R］.Washington D.C： NASA／TM 2004⁃213175，2004.

［4］ Michael D，Kirk A，Bermard K，et al.Design and develop⁃ment of an in⁃space deployable sun shield for the Atlas cen⁃taur［C］／／AIAA SPACE 2008 Conference ＆ Exposition San Diego， California， 2008.

［5］ Seidel A，Schwabbauer P，Hilmer K H，et al.Novel orbital disconnect support for cryogenic tanks［ J］.Cryogenics，1994， 34 （5）： 389⁃392.

［6］ 张周卫，厉彦忠，陈光奇，等.空间低温冷屏蔽系统及表面温度分布研究［J］.西安交通大学学报，2009，43（8）：116⁃124.Zhang Z W，Li Y Z，Chen G Q，et al.Cryogenic cold shield system in space with surface temperature distribution［J］.Journal of Xi’an Jiaotong University， 2009， 43（8）： 116⁃124.（in Chinese）

［7］ 胡伟峰，申麟，杨建民，等.低温推进剂长时间在轨的蒸发量控制技术进展［J］.导弹与航天运载技术，2009（6）：28⁃34.Hu W F，Shen L，Yang J M，et al.Progress of study on tran⁃spiration control technology for orbit long⁃term applied cryo⁃genic propellant［J］.Missiles and Space Vehicles， 2009（6）：28⁃34.（in Chinese）

［8］ Tramel T L，Motil S M.NASA’s cryogenic fluid management technology project［C］／／AIAA SPACE 2008 Conference ＆Exposition San Diego， California， 2008

［ 9 ］ Kutter B F，Zegler F， Lucas S， et al.Atlas centaur extensibil⁃ity to long⁃duration in⁃space applications［C］ ／／Space 2005，AIAA SPACE Forum，Long Beach，California，2005.

［10］ LeBar J F， Cady E C.The advanced cryogenic evolved stage（ACES）⁃A low⁃cost， low⁃risk approach to space exploration launch［C］／／Space 2006， AIAA SPACE Forum， San Jose，California，2006.

［11］ Michael D，Kirk A， Bernard K， et al.Design and develop⁃ment of an in⁃space deployable sun shield for the Atlas cen⁃taur［C］ ／／AIAA SPACE 2008 Conference ＆ Exposition， San Diego， California，2008.

［12］ 朱洪来，张浠昆，张阿莉，等.低温推进剂在轨贮存与管理技术研究［J］. 载人航天，2015，21（1）： 13⁃18.Zhu H L， Zhang X K， Zhang A L，et al.Research on on⁃orbit storage and management technology of cryogenic propellant［J］.Manned Spaceflight， 2015， 21（1）： 13⁃18.（in Chi⁃nese）

［13］ Hedayat A，Bailey J W，Hastings L J，et al.Test data analy⁃sis of a spray bar zero⁃gravity liquid hydrogen vent system for upper stages［J］.AIP Conference Proceedings， 2003， 710（1）： 1171⁃1178.

［14］ 杨世铭，陶文铨.传热学（第四版）［M］.北京：高等教育出版社，2007.Yang S M， Tao W Q.Heat Transfe（Fourth Edition）［M］.Beijing： Higher Education Press，2007.（in Chinese）