NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

张少华，曹 岭，刘海飞，贲 勋，申 麟

（1. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076；2. 北京航天发射技术研究所，北京，100076）

NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

张少华1，曹 岭2，刘海飞2，贲 勋1，申 麟1

（1. 中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076；2. 北京航天发射技术研究所，北京，100076）

液氢/液氧低温推进剂被认为是目前进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂，但其沸点低，低温推进剂长期在轨蒸发量控制及贮箱压力控制等成为核心技术难题。结合国内外研究情况，分析了美国近年来低温推进剂长期在轨贮存与传输关键技术及地面试验，重点探讨了主动制冷技术、大面积冷屏技术及其他被动热控技术相结合的技术方案，给出了低温推进剂长期在轨贮存与传输技术的未来发展趋势。

低温推进剂；长期在轨贮存；蒸发量控制

0 引 言

低温推进剂具有比冲高、无毒、无污染的特性，液氢/液氧比冲为4 500 m/s，被认为是进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂。采用高比冲的液氢/液氧推进剂可显著降低飞行器系统规模[1]，提高在轨机动性能。设置在轨加注站，可使低温推进剂具备在轨补给能力，一方面可以将进入轨道的推进剂替代为有效载荷，成倍提高火箭的运载能力，拓展任务规模；另一方面，如果任务规模不变，将原本需要在地面上加注所需的推进剂改为在轨加注方案，会使运载火箭的起飞规模成倍减小，相对于地面发射直接入轨的进入空间方式，低温推进剂空间加注具有显著优势。NASA研究表明，通过建立低温推进剂太空加注站[2]（见图1），并为过往的航天器加注燃料，2024年前可实现载人探测小行星，至2030年执行该项目所需经费预算约为600～800亿美元，如果不采用在轨加注站方式，而是采用重型运载火箭直接发射，执行此项任务的成本约1 430亿美元，且以当前的运载能力在2029年之前无法实现。低温推进剂在轨贮存与传输（Cryogenic Propellant Storage and Transfer，CPST）技术将提供一个创新的空间运输模式的转变。因此，NASA将其视为一个重要的深空探测技术途径，被列为美国未来重要的飞行演示验证任务之一，计划执行一个系统质量约为1 800 kg的CPST飞行演示验证任务。

由于液氢（LH2）、液氧（LO2）沸点相对较低（常压下液氢沸点-253 ℃，液氧沸点-183 ℃），受热易于蒸发，因此在太空中难以长期贮存。低温推进剂在轨加油站必须解决微重力下的低温液体贮存、传输/加注问题，包括在低温液体推进剂的传输过程中不能产生气液两相流（不能产生气泡），以及发生泄漏时能向贮存系统发出警报的方法。

随着载人火星探测任务的发展，对低温推进剂长期在轨贮存与传输技术需求日益增强，NASA对于该项技术在2030年前的发展目标是具备在空间零蒸发（Zero Boil-off，ZBO）存储LO2[3,4]、最小损耗[5,6]（Reduction Boil-off，RBO）存储LH2的能力。

1 低温推进剂长期在轨贮存主动控制技术

1.1 先进的主动热控制方案

由于LH2具有极低的沸点，被动控制无法做到完全绝热，ZBO贮存只能依靠主动冷却。主动冷却系统以制冷机为主，以循环气体作为制冷机工作流体。对于LH2，尽管采用高性能的20 K制冷机冷却推进剂，但已经在轨验证的空间制冷机效率也只能达到0.1%～0.2%，20 K温区能效比为500～1000 W/W。RBO系统工作原理如图2所示。

由图2可知，从冷能利用的品质和效率来讲，相较于20 K温区的空间制冷机，采用更易于实现的90 K制冷机技术结合大面积冷屏[4]（Broad Area Cooling， BAC）来冷却更高温度的贮箱外表隔热层则更具有前景。主要原因在于采用20 K温区的制冷机时功率和质量消耗较大、费效比低，不仅需要超大面积的太阳能帆板为制冷机供电，而且还需要大型展开式辐射器为制冷机废热提供散热途径。而利用不同品质的冷量与系统功耗及质量消耗之间的非线性关系，采用主动制冷机通过制冷工质将冷量传输给BAC管路，冷却相对较高温区的贮箱外绝热结构，以抵消或减小向贮箱内部的漏热，实现LH2最小蒸发损耗。

此外，LO2沸点相对较高，LH2贮箱90 K BAC出口工质可以继续用于冷却LO2贮箱，实现LO2ZBO及冷量的综合利用（见图3）。有研究表明[7]，对比采用BAC冷屏和直接对LH2采用主动制冷两种方式，同等条件下采用冷屏后主动制冷系统质量和功耗消耗可分别节省60.63%和64.32%左右。

然而，采用90 K制冷机结合BAC冷屏仍然难以实现液氢ZBO，对于未来更长时间、更远距离、更大规模的载人火星探索任务则难以满足任务需求。因此，NASA正在研制20 W@20 K反向涡轮布雷顿循环制冷机，设计能效比为60 W/W，且系统质量与输出冷量比值仅有4.4 kg/W，期望在空间制冷技术上实现颠覆性变革，其三维模型见图4所示。

2014年，为了验证主动热控系统的力、热综合性能，NASA开发了两个试验测试平台并开展了试验，以满足对多层隔热组件（Multi-layer Insulation，MLI）和BAC等热屏蔽系统的热性能和结构性能测试。其中，RBO测试是为了对玻璃纤维增强复合材料、MLI等隔热组件的热性能进行参数评估，噪声、振动测试（Vibro-Acoustic Test Article，VATA）是为了评估热控系统的力学性能，在各项测试中均采用相同的贮箱和热控措施及附属结构，以充分验证系统工作性能。

作为LH2长时间在轨贮存的被动和主动散热组件，MLI和BAC被安装在泡沫（Spray On Foam Insulation，SOFI）的表面[8,9]。该绝热系统材料从外至内的依次为：层密度为20 层/cm的30单元标准密度MLI；BAC冷屏；层密度为8 层/cm的30单元低密度MLI；SOFI；贮箱金属壁面。针对不同推进剂种类和任务模式对热控制的需求，需要针对性地进行MLI的密度计算和层数设计，并通过粘接搭扣进行连接，以允许拆除和重新安装。

BAC冷屏通过低导热率的聚合物支架与贮箱壁面实现热隔离，聚合物支架具有一定的强度和刚度。该方案限制了屏蔽件的振动，以承受火箭发射阶段的力学载荷，并通过VATA试验，验证RBO系统飞行状态所用支架的最小数量和最佳热设计，在满足力学性能的前提下尽可能减小通过支架的漏热量。

1.2 基于主动冷却的RBO测试

在RBO测试中，BAC被安装在60单元MLI的中间层，BAC的冷源为20 W@90 K的反向涡轮布雷顿循环制冷机，制冷机产生的废热通过热管辐射器向热沉排散。本文通过对该方案进行数值计算（见图5），若没有冷屏的存在，60单元MLI中间位置反射屏温度为241 K，而BAC冷屏的存在可将此处温度降至90 K，通过MLI 90%以上的热量被BAC冷屏吸收，向LH2贮箱内的漏热仅有原来的1/10，实现RBO贮存。

缩比多用途真空热试验系统示意如图6所示。

由图6可知，RBO试验主要包含两个工况的测试：a）制冷机未工作状态（Cooler Off），试验工况可获得系统的静态蒸发速率；b）制冷机工作状态（Cooler On），试验工况为验证制冷机工作状态下低温推进剂蒸发减小量。在贮箱压力保持稳定的条件下，通过排气管中的流量计对LH2蒸发量和蒸发规律进行测定。测得的热量主要来自于通过MLI的辐射换热以及通过部组件的传导漏热，进入贮箱的传导漏热量则依据各传导路径（例如：支撑结构、管路）的温度数据以及这些路径的物理特性来确定。其中，MLI漏热难以被直接测量，而是从贮箱总漏热量减去传导漏热量中获得。

两种工况的测试结果[12]显示，相比制冷机不开机的试验工况，制冷机开机工况下通过支撑结构的漏热降低62%，排气管路的漏热降低50%，通过MLI的净漏热减少61%。总之，LH2蒸发量降低48%，每降低1 W漏热对应的系统质量与输入功率均达到试验目的，证明该技术可维持LH2在空间存储更长的时间，在未来数年内技术成熟度将提高至5级甚至更高。

1.3 主动冷却结构的力学性能测试

VATA试验的总装顺序如图7所示。VATA试验目的是开展MLI/BAC结构在一个典型运载火箭力学载荷条件下的振动试验和噪声试验，为BAC管路、泡沫、贮箱支架的设计提供数据和经验支撑。

最坏工况下力学载荷测试是评价MLI/BAC系统结构性能的最佳方法，试验结果显示：a）进行力学环境试验后的RBO测试中，系统的热性能未发生变化；b）对测试后的BAC每个管路进行泄漏检查，未发现泄漏；c）对测试后的外观进行检查，未观察到明显损伤，但仅发现BAC具有少量凹痕，这并不影响RBO系统的热性能和结构性能。

结构性能试验的意义在于，验证了MLI/BAC技术能够经受火箭飞行载荷下的振动试验和噪声试验而不被破坏，为LH2长期在轨贮存设计提供了重要支撑。

2 低温推进剂长期在轨贮存被动控制技术

2.1 被动热控制系统

被动热控是利用先进的隔热系统来减少通过支撑结构、管路和电缆等进入低温贮箱的漏热量，目前依然面临3个设计或工程难题：a）尽量减少通过MLI及其固定装置的漏热量；b）研制低导热率和承载一体的复合材料制成的连接支撑结构；c）大面积MLI在大尺寸低温贮箱上的应用挑战。

2.2 贮箱漏热测试

通过支撑结构、管路和电缆等热传导漏热对于整个CPST验证系统是一个非常重要的因素，由于温差大，通过表面辐射换热也是系统漏热的主要组成部分。试验主要对通过缓冲结构（见图8）、绝热层、管路以及仪器电缆等的漏热进行测试，并对不同隔热材料如气凝胶、玻璃纤维和真空腔结构等进行试验。结果显示，漏热量是支撑结构直径、环境温度、材料热物性等参数的函数。试验证明，玻璃纤维增强隔热材料最易于开发、强度最高、环境适应性最强。

2.3 复合材料支撑结构的力/热性能测试

箭体结构自身拥有较大的热容和比表面积，在发射准备段和上升段，蓄积了大量热量，这些热量一方面通过辐射向空间散失，另一方面通过连接支撑结构等热桥进入低温贮箱。为减少来自支撑结构的漏热并承受发射阶段力学载荷，NASA设计了一种高强度、低热导率的碳纤维复合材料支撑结构（见图9）。

格林研究中心对碳纤维复合材料支撑结构[10]进行了测试，材料类型为IM7/8552，试验过程模拟了真实的空间热环境，并在LH2一端设置量热计进行漏热测量，试验样件的直径分别为50 mm和150 mm。该样件在常温和LN2环境条件下能够取得理想的结果，但在LH2环境下进行测试时，由于量热计处蒸汽意外泄露而导致试验终止。

2.4 大尺度MLI的应用研究

对于LH2在轨贮存4 t、大于两周的探索任务，若不产生明显的推进剂蒸发损失，贮箱外表面多层隔热材料（MLI）的厚度应在7.5 cm左右。然而，受到结构制造和装配技术的限制，MLI应用于大尺寸的贮箱技术成熟度并不高，在RBO测试中，60单元的MLI被应用在1.2 m的试验贮箱上，但在更大尺寸贮箱（2～10 m）上的应用仍需进一步研究，NASA认为在飞行演示验证前需要更多测试数据才能放心使用。

传统MLI加工尺寸（宽）为1.2 m左右，由于贮箱尺寸的增大，考虑到力学环境，相对于传统尺寸的MLI将导致单位面积的搭扣数量和接缝长度增加，通过搭扣的漏热量也会上升。在大尺寸贮箱上（如2～3 m直径）的试验数据和重复性试验较少，具有诸多不确定性，需要在更大尺寸的贮箱上对MLI层数及层密度变化、搭接数量等参数进行了测试和优化设计。

3 液体获取装置

微重力下应用液体获取装置（Liquid Acquisition Devices，LAD）[10]（见图10）是利用毛细抽吸原理和表面张力来获取液体，通过液体蓄留于贮箱底部，在传输和加注时只需打开贮箱底部的阀门，依靠压差实现推进剂的转移。推进剂输送管路必须进行隔热和预冷，避免传输时由于漏热影响产生气泡，出现气液两相和压力的剧烈波动。

目前，NASA已经完成两个325 mm×2 300 mm的全尺寸LAD测试，并与热力学排气系统（Thermodynamic Vent System，TVS）进行耦合，试验条件为：力学环境为1 g、试验温区为20.3～24.2 K（LH2）、压力为100～350 kPa、流量为0.01～0.055 kg/s，测量参数分别为液位高度、贮箱压力、输送管流体流态和流速。试验结果为：a）多孔板能提高毛细作用；b）液体蓄留受温度影响较大；c）通过TVS热交换器局部冷却能够改善LAD性能。

4 液氧零蒸发试验技术

LO2沸点相对较高，采用90 K的制冷机对贮箱壁面进行分布式冷却[11,12]，可实现LO2的ZBO。试验对贮箱外表降温速率进行测试，并对贮箱内的压力进行精确测量。试验分为两个工况，压力分别为172 kPa，工作温度为82 K和96 K。此外，试验还将对于留有25%富裕能力的制冷机进行测试，以验证系统的压力响应。LO2ZBO试验是NASA关于CPST演示验证的重要步骤和环节，能够充分验证采用主动冷却和BAC技术的低温推进剂在轨蒸发量控制的能力，提升技术成熟度，将使CPST技术发展迈出关键一步，为NASA载人深空探测任务的发展提供重要保障。

5 结束语

a）国外研究表明，执行载人登月或登火等深空探测任务，相比研发新的重型运载火箭，建立低温推进剂在轨加注站可大规模节约发射成本。同时，在地月L1点建立低温推进剂加注站可实现载人月球探测和着陆器的重复使用，在更远距离的深空位置进行在轨加注对小行星、火星探测等具有重要的价值。

b）以低导热率复合材料连接支撑结构和复合多层隔热组件为主的先进被动热控技术是实现低温推进剂长期在轨贮存与传输的基本手段。低导热率连接支撑结构必须承受火箭主动段的力学载荷和提供足够大的热阻，而多层隔热必须考虑如何在大尺寸贮箱上实施以及与BAC技术的耦合，并确保最优化设计。

c）采用90 K制冷机为BAC冷屏提供冷量，可降低MLI层间温度，从而大幅减小进入贮箱的漏热，相比直接采用20 K制冷机为液氢制冷，效率更高，规模及代价更小。因此，主动制冷机与BAC耦合的主动热控是未来实现液氢RBO和液氧ZBO最为可行的方案。

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Demonstration and Inspiration in Technology of Cryogenic Propellant Long-term Storage and Transfer in Orbit of NASA

Zhang Shao-hua, Cao Ling, Liu Hai-fei, Ben Xun, Shen Lin
(1. R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076; 2. Beijing Institute of Space Launch Technology, Beijing, 100076)

LH2and LO2are considered to be the most economic and efficient chemical propellant for space entrance and orbital transfer. However, because of its extremely low boiling point, cryogenic propellant long-term in orbit boil-off control and tank pressure control become the key problems. According to the results of domestic and foreign research, the key technologies and ground tests of the cryogenic propellant long-term in orbit storage and transmission in recent years have been discussed, which include the active cooling, broad area cooler and other passive thermal control technology. And the technology developing trend has also been proposed.

Cryogenic propellant; Long-term storage in orbit; Boil-off control

V511+.3

A

1004-7182(2017)03-0049-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170311

2016-09-11；

2017-05-09；优先出版时间：2017-04-12；数字出版网址：www.cnki.net

中国运载火箭技术研究院创新基金

张少华（1983-），男，高级工程师，主要研究方向为航天器热控总体设计和运载器低温推进剂长期在轨贮存与传输技术