火箭低温上面级流体管理技术研究进展

2021-08-04贾洲侠上官石厉彦忠

真空与低温 2021年4期

王磊，贾洲侠，瞿淼，上官石，马原，厉彦忠

（1.西安交通大学制冷与低温工程研究所，710049 西安；2.北京强度环境研究所可靠性与环境工程技术重点实验室，100076 北京）

0 引言

上面级是在基础级或重复使用火箭上面增加相对独立的一级或多级。通常，其工作端进入地球轨道，可将一个或多个航天器送入预定轨道，具有多次起动、短期在轨工作、自主飞行、多任务适应性等特征[1-2]。无上面级时，运载火箭须将卫星送入“转移轨道”后再利用卫星自身变轨能力到达工作轨道。该过程消耗数吨燃料，影响卫星寿命。采用上面级后，上面级托举卫星在太空“接力”飞行，仅需几个小时即可将卫星送入工作轨道[3]。因此，研制高性能上面级对未来的航天高效发射意义重大。相较于常规液体推进剂，采用低温推进剂的上面级平台更加受到各国重视。

1 国内外上面级性能比较

表1列举了国内外主要上面级平台及其关键参数，图1给出了上面级推力对比情况，图2展示了比冲对比结果。可以看出，与世界航天格局相似，美国、俄罗斯的上面级技术居于领先水平。美国在80年代前研制了各类上面级10余种，典型代表包括“阿金纳”“半人马”及服务于“阿波罗”登月计划的“土星V号”S-IVB级。其中，采用液氢/液氧组合的“半人马”上面级获得巨大成功，在多种重要载荷发射中发挥了重要作用。80年代后，美国持续改进“半人马”上面级，包括增大上面级推力、提高比冲，延长在轨滑行时间等。目前，“半人马”上面级的低温推进剂在轨贮存时间已超10 h[4]。基于“半人马”平台的成熟经验，联合发射联盟（ULA）进一步提出了先进低温上面级（ACES）概念，计划将现有载荷能力提高4～6倍[5]。服务于美国“重返月球”及火星探测任各的需求。NASA为新一代重型运载火箭（SLS）配套了两款大推力液氢/液氧上面级，包括“过渡上面级（ICPS）”与“探索上面级（EUS）”[6]。Space-X公司于2017年利用“猎鹰9号”二级开展了滑行3.5 h后再点火实验并获得成功[7]，为其直达静止轨道的发射任务提供了有力支持。

图1 国内外典型上面级推力对比Fig.1 Comparison of propulsive forcesbetween domestic and foreign upper stages

表1 国内外主要上面级比较Tab.1 Com parison of domestic and foreign upper stage p latform s

继承苏联在航天领域的积累，俄罗斯上面级成果丰硕，主要包括“质子号”火箭D级、微风M级、Fregat等。相较美国，俄罗斯的上面级主要采用常温推进剂，但他们也重视低温上面级的比冲优势，正在开发新一代KVRB液氢/液氧上面级。为提高商业发射竞争力，欧空局为“阿里安”火箭开发了系列高性能上面级，其中，采用新型低温发动机后，ESC-B上面级的同步轨道运载能力将在现有水平上提高2 t[8]。日本也为其代表性的“H-2A”火箭开发了液氢/液氧上面级。借助俄罗斯的发动机技术，印度于2014年验证了自主研制的低温上面级技术[9]。

我国也开发了几款专用上面级平台，为“北斗”卫星高效组网发射提供了有力保障。早期的长征3号三子级采用液氢/液氧组合，可作为基础级的延伸服务于高轨发射。2009年，我国启动了基于常规推进剂的“远征”系列上面级研制[10]，并先后于2015年、2016年借助“长征三号A”“长征五号”火箭成功发射。新型上面级具备在轨长时间滑行（6.5 h）和多次起动的能力。为提升上面级能力，我国正在开发两款分别采用液氧/煤油、液氧/液甲烷推进剂组合的新型低温上面级[14]。与航天强国相比，我国上面级技术仍存较大差距。如图1所示，我国“远征”系列上面级推力仅为“半人马”上面级的6.5%，在研的低温上面级也与世界主流平台存在较大差距。从比冲方面来看，我国现有的常规推进剂上面级与俄罗斯的也存在明显差距，如图2所示。液氧、液甲烷，液氢的特殊物性给流体空间管理技术提出了难题。为提高航天发射的竞争力，我国应尽早规划，突破液氢空间流体科学与管理技术难题，研制新型液氢/液氧高性能上面级平台。

图2 国内外典型上面级比冲对比Fig.2 Comparison of specific impulsesbetween domestic and foreign upper stages

综合来看，未来的先进上面级应具备大推力、高比冲、长时间在轨滑行、多次空间点火等能力。为了满足大推力与高比冲要求，选用低温推进剂尤其是液氢/液氧组合是未来趋势，但必须突破低温推进剂空间热管理与流体管理技术难题。近些年，随着新型空间主/被动热防护及压力控制技术的发展，低温上面级在轨存储更长时间成为可能。Kruif等[17]指出，经过升级的“半人马”上面级在轨液氢/液氧日均蒸发损失为2%质量分数，可保证上面级滑行12 h。将低温贮箱的绝热层加厚，燃料蒸发损失可降至1%/d。Kutter等[18]介绍了美国新一代通用低温上面级的被动热防护结构方案，指出采用共底结构蒸气冷却屏、先进真空绝热板、变密度多层反射屏、推进剂定位管理、遮阳罩、零重力压力管理等技术，低温上面级日均蒸发率有可能降至0.01%/d。对于月球探测而言，上面级采用液氢/液氧组合比采用常温推进剂可节省45%的发射质量。

随着我国新一代运载火箭“长征七号”“长征五号”的首发成功，我国进入轨道的能力显著提高。但在低温上面级领域才刚刚起步，尚有一系列问题亟待解决。低温推进剂低沸点的特性使其在轨期间面临大量的热管理难题，包括推进剂蒸发损失、微重力下贮箱增压与卸压、微重力下流体定位与气液分离等。本文将对涉及低温上面级的关键问题开展调研分析，以期为相关领域的研究人员提供参考。

2 上面级流体管理技术概述

美国NASA在深空探测及低温流体空间管理（CFM）领域的研究处于领先地位。NASA基于先进的流体热防护与管控能力，实现了“阿波罗”载人登月与“半人马”火箭的成功发射。进入新世纪，以“重返月球”项目为牵引，NASA对CFM技术进行了全面梳理，遴选出18项技术作为支撑月球探测着陆器与返回器的关键技术[19-23]。随后，载人火星探测被纳入NASA规划，需要掌握的CFM技术也扩展至25项[24]。图3展示了支撑低温推进剂空间高效贮存与可靠应用的核心技术群[25]。综合来看，这些CFM技术涵盖了低温流体空间热防护、空间排气、空间气液分离、液体传输及质量测量等。

图3 低温推进剂空间贮存与管理关键技术Fig.3 Space storage andmanagement techniques for cryogenic propellant

从功能上看，低温推进剂空间长期安全贮存是其空间应用的基础，而低温推进剂的低沸点特性要求对低温贮箱开展精细的热防护与管理，如采用多层绝热层（MLI）降低壁面漏热[26]、用被动非连接支撑杆（PODS）降低连接部位热侵[27]、利用热遮挡技术降低太阳辐射热侵[28]、采用蒸气冷却屏提供额外热防护[29]等。对于液氢贮存，也可利用仲-正氢转化释冷减小蒸发损失[30]。在此基础上，可采用主动制冷技术，辅之以流体搅拌实现空间零蒸发贮存（ZBO）[31]。当低温贮箱压力升高到设定上限后，须通过排气泄压保证安全。针对微重力气液杂混特性，NASA提出了热力学排气技术（TVS），并开展了深入的理论与实验研究[32]。对于微重力补加与推进剂转注，须关注贮箱增压、系统预冷及空间传输技术[33]，微重力下低温气液相分离是其应用的前提，必须实现气液相可靠分离[34]。此外，微重力下箱内液体量的实时测量[35]是实现推进剂加注、传输管理的重要支撑技术。

3 低温流体空间管理技术研究进展

3.1 被动热防护技术

低温推进剂在轨蒸发量控制主要包括被动技术与主动技术。被动技术是指降低进入低温箱体的热侵，包括MLI、PODS、蒸气冷却屏和太阳反射屏等技术；主动技术是通过在轨制冷技术、流体混合技术和排气冷量回收技术等实现对蒸发量的主动管理，通常需要输入能量。对大部分低温上面级来说，其工作时间通常持续几个小时至十几个小时，采用被动技术往往更具优势，而对载人登月、登陆火星及其他深空探测而言，主动技术是不可或缺的重要保障。

美国“半人马”上面级发射已逾百次，其上面级主要通过对低温贮箱表面绝热来降低蒸发量。目前“半人马”上面级采用的热防护技术所对应的液氢日均蒸发损失较大[4]。图4展示了未来“通用半人马”液氢贮箱将采用的热防护技术。Szatkowski等[36]介绍了ACES的绝热技术，采用3层MLI后液氢箱蒸发损失降至4%/d，当绝热层增加至16层时，蒸发损失可进一步降至2.5%/d。但单纯借助MLI层数增加不会带来绝热效能的对等提升，因为MLI层间气体缓慢泄露会产生寄生热。层数越多，层间气体渗流过程越缓慢，寄生热的影响越显著[37-38]。对于专用低温上面级，其滑行时间通常在10 h以内，因此，MLI设计必须考虑稳态绝热与寄生热的平衡关系，确定最优的层数布置。

图4 “通用半人马”上面级液氢贮箱热防护技术Fig.4 Thermalprotection techniquesof liquid hydrogen tank for General Centaur upper stage

除了MLI外，Dew等[39-40]介绍了一种柔性反射屏技术，如图5所示。反射屏置于低温贮箱与热源之间，能够反射掉绝大部分来自太阳等热源的辐射，大幅降低贮箱漏热。该反射屏由轻质柔性材质制成，进入空间前可折叠以减小体积。

图5 上面级太阳遮挡屏技术Fig.5 Sun shield technology for upper stage

Frey等[41]介绍了欧洲“阿里安V”火箭新型低温上面级的相关热防护情况。其低温上面级液氢/液氧箱采用共底结构，如图6所示。共底结构会导致液氢/液氧箱间的显著漏热，为此，MT宇航公司提出了如图6（a）所示的“三明治”绝热结构[42]，以满足液氢箱与液氧箱球型共底结构间的绝热与承力需求。此外，在轨滑行期间，通过自旋实现液氢、液氧在箱内的重新分布也有利于进一步降低传热，如图6（b）所示。

图6 “阿里安”火箭新型上面级绝热结构与流体管理方案Fig.6 Insulation structure and fluidmanagementschemes fornew-type upper stage of Ariane rocket

3.2 在轨气液分离技术

低温贮箱在轨期间会经历多种基于流体定位与气液分离的操作，如在轨排气、在轨增压、在轨全液传输、发动机预冷与供液等。为了确保这些操作的顺利开展，有必要就微重力下的流体定位与气液分离技术开展研究，获得可靠的流体管理技术与方案。

Baud等[43]介绍了“半人马”火箭（任务型号AC-9）经历在轨滑行后发动机再点火所采用的流体管理方案，方案中的气液分离是通过持续的正推沉底实现的。“半人马D-1T”仅在发动机点火前或排气泄压前进行助推沉底，其他时间处于零重力滑行[44]。Blatt等[45]针对“半人马D-1S”开发了基于毛细引流作用的新型流体管理系统，分析结果表明，采用毛细引流作用的“起动篮”能够蓄留足够液体供发动机再次点火。Hartwig[46]对推进剂空间蓄留技术与装置开展了系统梳理，其部分技术聚焦于低温推进剂的空间全液获取。欧洲“阿里安”火箭主要利用轴向助推或慢旋作用实现空间气液分离。此外，欧空局也对表面张力式气液分离技术进行了重点研究。Behruzi等[47]介绍了一种适用于低温贮箱微重力排气的气液分离装置，如图7所示，该装置能够保证在任意重力下排气时无液相排出，并通过了微重力实验验证。

图7 欧空局低温气液相分离器Fig.7 Cryogenic gas-liquid phase separator in Europe Space Agency

国内也有学者关注低温流体空间管理技术，目前主要是对国外相关技术的调研与分析。褚桂敏[16，48]介绍了国外低温上面级的推进剂管理方法及有关试验、仿真情况，重点分析了上面级连续助推与间断式助推的性能对比。刘桢等[49]介绍了助推沉底方案的作用效果与应用范围。研究发现，对于滑行时间较长的上面级，不建议采用持续正推沉底方案。

无论是正推沉底方案还是慢旋方案，实现气液分离的过程均须消耗推进剂。将来的上面级滑行时间更长，必须对推进剂开展细致化综合管理。近些年，NASA将实现低温气液分离的研究重心放在被动技术上，即通过结构补偿、利用低温流体表面张力实现气液分离，取得了重要成果。图8（a）展示了NASA所开发的四象限贯通式金属网幕通道气液分离装置（LAD）。该装置通过网幕的复杂微结构强化了表面张力，可实现无需气液定位的全液获取。所采用的金属网幕由微米级尺寸的不锈钢丝经纬纺织而成，所形成的微孔尺度为微米级，如图8（b）所示。液氢表面张力比液氧、液甲烷等低一个量级，故传统的被动式气液分离装置无法用于液氢箱，金属网幕通道式LAD就成为实现上面级液氢箱被动液体获取的最佳方案。金属网幕通道式LAD的合理设计与可靠运行涉及三个关键问题：液体沿网幕方向的“芯吸”引流特性，即液体布满整个网幕表面实现液封；垂直网幕方向的“泡破”特性，即在网幕两侧压差下液体穿过而气体无法穿过所对应的最大压差；网幕通道内的阻力特性。从气液分离的角度看，希望网幕两侧泡破压差尽可能大，但同时大压差会导致流动阻力增大。

图8 金属网幕通道式液体获取装置示意图Fig.8 Schematic diagram ofmetal screen channel liquid acquisition device

针对金属网幕的两相流体传输机制与规律，NASA下属研究所关注了金属网幕的泡破特性，并开展了网幕结构用于液氮、液氧、液甲烷、液氢的泡破试验，遴选了网幕结构布置，获得了可靠的泡破数据[50-51]。德国不莱梅大学针对金属网幕芯吸特性开展了理论研究与试验测试，利用称重法测试了不同网幕结构针对不同工质的芯吸速率与高度，并建立模型研究了气枕过热条件下的网幕芯吸规律[52]。西安交通大学开展了网幕芯吸、泡破与流动阻力的理论研究，泡破及通道阻力特性的实验也在积极开展中[53-54]。金属网幕LAD的液体获取效果及性能有待于飞行搭载实验验证。NASA已规划低温推进剂空间贮存与传输（CPST）载荷平台，验证包括网幕式LAD在内的多项CFM关键技术[55]。

3.3 在轨排气技术

上面级低温贮箱空间排气目的有两个：（1）漏热下箱内压力升至安全上限时，须主动排气泄压，保证贮箱结构安全；（2）上面级发动机关机后，需对推进剂贮箱主动泄压以维持推进剂品质，并为后续滑行压增预留足够空间。然而，上面级所经历的复杂力学环境造成箱内气液相分布不易确定，无法采用常规的顶部排气方案的问题出现。为此，NASA开发了如图9所示的热力学排气系统（TVS）。

图9 热力学排气系统结构示意图Fig.9 Schematic diagram of thermodynam ic venting system

图9中的TVS主要由循环泵、J-T膨胀阀、内置换热器和喷雾棒等组成。循环泵用于对液体增压，确保换热器出口液体能够返回贮箱内部；J-T膨胀阀可以降低排气流体温度，用于冷却换热器内主流体；在换热器内，经过J-T节流后的流体与循环主流进行热量交换后排出贮箱内，被冷却的主流液体经过喷雾棒注入箱内，喷雾棒的作用是使箱内液体混合更均匀。

NASA针对TVS开展了持续研究，建立了一维模型对TVS的工作特性与运行规律开展仿真预示；建立TVS喷注过程CFD仿真模型，采用欧拉-拉格朗日法研究了喷注液滴在箱内的传输规律；基于不同流体进行了TVS排气实验，获得了其运行规律[56-57]。我国学者也开展了理论及原理性实验[58-61]，包括对TVS喷射搅拌过程的CFD仿真预示，基于制冷剂模拟流体的实验测试，采用液氮为试验流体的TVS测试等。可以看出，TVS具备无夹液排气、流体混合多种功能，其长期运行也可实现箱内推进剂过冷度获取。需要注意的是，由于排气压力低于箱内流体压力，排气会损失部分冷能[62]，因此，TVS不能减少推进剂的综合蒸发损失。鉴于此，有学者推荐被动式TVS，即取消循环泵系统，当贮箱压力过高时，在箱压与环境压差驱动下，部分液体经过J-T膨胀阀、换热器后直接向环境排气。通过这种方式实现排气冷能的部分回收，其运行效果与规律有待进一步实验确认。