邢力超，劉文川，梁景媛，雒寶瑩，張 宇，張立強

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所 深低溫技術(shù)研究北京市重點實驗室，北京 100076）

0 引言

液氫/液氧等低溫推進劑由于其比沖高、無毒無污染等優(yōu)勢被首選為深空探索使用推進劑，低溫推進劑由于沸點低，會因受熱而蒸發(fā)，難于長時間貯存。在飛行過程中，低溫貯箱內(nèi)推進劑會因結(jié)構(gòu)或絕熱層漏熱而蒸發(fā)，使得貯箱內(nèi)壓力不斷升高導致結(jié)構(gòu)破壞，因此需將蒸發(fā)的氣態(tài)低溫推進劑排出箱外，維持貯箱內(nèi)額定壓力。在太空微重力環(huán)境中，低溫液體的氣液界面相互摻混，放空排放的不僅僅是氣體，還包含大量的液體，使得低溫液體質(zhì)量產(chǎn)生極大損失，造成貯箱內(nèi)低溫液體的利用率降低。蒸發(fā)氣體放空后，滿足額定需液量時須要增大貯箱的質(zhì)量，以增加低溫液體的額定充注量，這樣就減小了火箭有效載荷的能力，制約了在軌運行的星際探測計劃（如探月工程、未來的深空探測、軌道空間站和補給站）的發(fā)展。為實現(xiàn)低溫推進劑氣化蒸氣不放空，提高貯運安全性，低溫推進劑無損貯存技術(shù)成為長期在軌應用的前提。

低溫推進劑無損貯存技術(shù)就是實現(xiàn)低溫介質(zhì)零蒸發(fā)（Zero Boil-Off，ZBO）的目的，該貯存技術(shù)提出將主動制冷技術(shù)與被動熱防護技術(shù)相結(jié)合使用。被動熱防護技術(shù)包括先進的表面絕熱技術(shù)[1-3]、熱屏蔽或熱遮擋技術(shù)[4-5]、低導熱連接技術(shù)[6]等；主動冷卻技術(shù)是通過提供冷量、流體混合、在軌排氣這三種作用的單獨或組合使用來實現(xiàn)低溫推進劑貯箱的壓力可控?？臻g低溫貯箱壓力控制最簡單的方法為定期排放氣體，但是在微重力環(huán)境下氣枕位置未定，給排放技術(shù)帶來難題，而且過度排放可能會導致推進劑的損失，對航天器姿態(tài)控制產(chǎn)生很大危害。采用主動冷卻技術(shù)是將低溫制冷機和貯箱耦合，通過制冷機將貯箱系統(tǒng)的漏熱全部抵消，實現(xiàn)低溫推進劑的零蒸發(fā)損失，對該技術(shù)的研究越來越受到重視。

1999年，格林研究中心采用兩級商業(yè)機械制冷機配合多層隔熱球形液氫貯箱在地面熱真空環(huán)境開展了試驗[7]。貯箱內(nèi)的熱量通過安裝在貯箱氣墊內(nèi)連接于制冷器的熱交換器或者連接于貯箱外的銅葉片轉(zhuǎn)移到制冷器。在貯箱液體填充率90%的工況下，熱交換器和葉片同時工作時，轉(zhuǎn)移的熱量大于系統(tǒng)漏熱，可實現(xiàn)零蒸發(fā)損失的試驗結(jié)果。

2001年，艾姆斯研究中心和格林研究中心基于多功能氫測試平臺系統(tǒng)，對不同填充率下的貯箱進行了一系列無損存貯測試[8]。采用一臺低溫制冷機和循環(huán)泵，將液氫從貯箱中引出，流經(jīng)低溫制冷機的冷頭換熱器，經(jīng)過冷卻后的冷流體再經(jīng)過噴射泵回到貯箱，來平衡外界環(huán)境的漏熱，從而避免貯箱內(nèi)低溫推進劑的蒸發(fā)和排放，試驗證明該系統(tǒng)可實現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)量控制。中央佛羅里達大學太陽能研究中心對低溫制冷機冷凝蒸氣的方案進行研究[9]，設(shè)計了一套小型液氫無損貯存系統(tǒng)，并開展了原理性的試驗研究。該系統(tǒng)采用單機制冷機，將其置于容積為150 L的液氫貯箱頂部，用于直接冷凝蒸發(fā)的氫氣，可實現(xiàn)該液氫系統(tǒng)的零蒸發(fā)量控制。

以往關(guān)于主動冷卻的無損貯存技術(shù)的研究多是對貯箱局部壁面或置于貯箱內(nèi)的換熱器進行冷卻從而維持低溫液體溫度，這種局部冷卻的設(shè)計可能導致低溫液體溫度波動的現(xiàn)象，影響低溫制冷機系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性。介紹了應用低溫制冷機結(jié)合大面積換熱技術(shù)實現(xiàn)低溫推進劑無損貯存的試驗研究情況，根據(jù)其發(fā)展趨勢提出后續(xù)研究的展望。

1 試驗研究目的

美國國家航空航天局（NASA）針對空間飛行器低溫推進劑貯存問題，提出了將主動制冷技術(shù)與被動熱防護技術(shù)相結(jié)合使用。將低溫制冷機、熱交換器與低溫貯箱相耦合，利用熱交換機將被動熱防護技術(shù)無法完全隔絕的外部漏入熱量移出，實現(xiàn)低溫介質(zhì)冷卻和低溫氣體冷凝再液化，最終實現(xiàn)對低溫介質(zhì)長時間零蒸發(fā)貯存。為了將該技術(shù)應用到實際飛行任務中，需要在真實工況下研究貯箱壓力與貯箱漏熱及冷量輸入的關(guān)系，研究貯箱不同加注量與制冷機功率的關(guān)系，通過試驗研究結(jié)果對無損貯存技術(shù)熱力學機理模型進行修正，用于指導大型無損貯存技術(shù)應用的設(shè)計。

2 試驗平臺介紹

Plachta等[4]建設(shè)了可應用于飛行任務的典型液氧無損貯存系統(tǒng)，并在NASA的格林研究中心的專業(yè)小型多功能測試平臺（Small multipurpose Research Facility，SmiRF）進行了測試試驗，在測試過程中通過SmiRF平臺模擬了近地軌道（LEO）上的230 K真空環(huán)境[10-11]。該平臺的真空環(huán)境箱為圓柱形，端面為橢球形，容積為7.4 m3，可容納直徑為1.5 m，高2 m的試驗產(chǎn)品，結(jié)構(gòu)如圖1所示。真空環(huán)境箱配套了機械泵和分子泵，可以維持1.0×10-4Pa的高真空環(huán)境。在真空環(huán)境箱內(nèi)壁設(shè)置了黑色包裹層，包裹層內(nèi)可循環(huán)換熱介質(zhì)來實現(xiàn)110～360 K的溫度環(huán)境，用來模擬月球及火星日間溫度情況。該平臺抽真空系統(tǒng)采用三級排氣形式，原理如圖2所示。

圖1 小型多功能測試平臺（SmiRF）的真空試驗箱圖Fig.1 Vacuum test chamber for small multifunctional test plutform（SmiRF）

圖2 小型多功能測試平臺（SmiRF）的系統(tǒng)原理示意圖Fig.2 The system principle of small multifunctional test platorm（SmiRF）

3 試驗系統(tǒng)介紹

3.1 低溫推進劑貯箱

該無損貯存系統(tǒng)應用于液氧貯箱，試驗過程中貯箱內(nèi)貯存液氮來代替液氧。為模擬發(fā)動機液氧泵前的工作溫度，真實的液氧貯箱內(nèi)液氧狀態(tài)為95.6 K、173 kPa。試驗系統(tǒng)通過將貯箱內(nèi)液氮壓力設(shè)置為565 kPa，來獲得與液氧相同的工作溫度（95.6 K）要求。貯箱為不銹鋼材料，直徑為1.2 m，厚度為4.7 mm，容積為1.2 m3。貯箱通過6根鈦合金支撐桿連接在支撐環(huán)上，鈦合金支撐桿安裝在箱壁上的3塊焊接平板上，支撐環(huán)通過3個支耳懸掛于真空環(huán)境箱中。貯箱外表面覆蓋了換熱裝置，采用了大面積冷卻技術(shù)（Broad Area Cooling，BAC）。該換熱裝置在300 K時的換熱功率為400 W，由3塊曲面形狀的鋁板組成，鋁板厚度為3 mm，每塊鋁板上布置低溫換熱管網(wǎng)，低溫換熱管的末端與低溫制冷機的制冷劑出入口管路相連，通過低溫制冷機產(chǎn)生的制冷劑分配到低溫換熱管中，換熱管將冷量傳遞至換熱鋁板上，消除貯箱內(nèi)產(chǎn)生的熱量。低溫換熱管網(wǎng)由5根供氣管和5根回流管組成，管路均勻的分布在貯箱表面。換熱板內(nèi)表面采用了多層絕熱材料用來減少外部的熱輻射損失，外表面噴涂航空A276涂料，發(fā)射率為0.935。貯箱的三維模型和外觀如圖3所示。支撐環(huán)采用不銹鋼材料，用于將貯箱支撐固定于真空環(huán)境箱內(nèi)，低溫制冷機系統(tǒng)和換熱裝置安裝于支撐環(huán)內(nèi)，具體布局如圖4所示。

圖3 低溫貯箱的三維模型和外觀圖Fig.3 A3-D model and structure of the test tank

3.2 低溫制冷機系統(tǒng)

液氧無損貯存系統(tǒng)采用了低溫透平制冷機，原理如圖5所示。低溫制冷機系統(tǒng)使用氖氣作為循環(huán)制冷劑，單級壓縮機為氖氣制冷提供動力。壓縮機和前置換熱器安裝在冷卻盤上，通過冷卻盤將壓縮機自身散熱量和壓縮過程產(chǎn)生的熱量進行冷卻，以提高壓縮效率；壓縮后的高壓氖氣經(jīng)回熱換熱器，利用回流氖氣的冷量來預冷高壓氖氣，達到較低的溫度。預冷后的氖氣經(jīng)透平膨脹機膨脹制冷，膨脹降溫降壓后的冷氖氣進入大面積冷卻換熱板上的低溫熱管，將冷量傳遞給貯箱負載，提供低溫冷量后溫度仍然很低的返流氖氣在回熱換熱器中預冷來流的氖氣，最后經(jīng)過壓縮機入口過濾器回到壓縮機，完成整個極低溫制冷循環(huán)流程。

圖4 支撐環(huán)內(nèi)低溫制冷系統(tǒng)布局圖Fig.4 Cryocooler layout in support ring

圖5 低溫制冷機工作原理圖Fig.5 Principle scheme of cryocooler

該低溫制冷機采用了兩級回熱換熱器，用來進行充分的預冷換熱。由于貯箱內(nèi)低溫推進劑的裝填量的不同，導致需要保持無損貯存所需要的冷量不同，為了使得低溫制冷機能夠在不同的負載下穩(wěn)定運行，該系統(tǒng)在低溫熱管上并聯(lián)了調(diào)節(jié)閥和加熱器，用來保持系統(tǒng)的冷量載荷不變。該低溫制冷機循環(huán)使用的氖氣的工作壓力為0.2 MPa，流量為2 g/s，系統(tǒng)通過對回流氖氣溫度的反饋來調(diào)節(jié)制冷機的制冷量，在負載溫度為77 K時制冷機的制冷量為15 W，當負載溫度為98.4 K時，制冷量可超過20 W。由于該制冷機沒有直接對貯箱壓力進行反饋調(diào)節(jié)，在整個無損貯存系統(tǒng)運行過程中，需要對制冷機反饋溫度進行精細調(diào)節(jié)才能保持系統(tǒng)貯箱壓力的穩(wěn)定。通過不同的貯箱壓力測試，證明該制冷機通過改變壓縮機功率可實現(xiàn)制冷量從3～20 W的變化，氖氣的質(zhì)量流量為1.6～2.2 g/s的變化量。低溫透平制冷機三維模型如圖6所示。、

3.3 測量系統(tǒng)

低溫制冷系統(tǒng)的傳感器安裝情況如圖6所示，在主要設(shè)備的進出口都配置了溫度或壓力的監(jiān)測點。大面積冷卻換熱板上的低溫熱管進出口溫度采用了精度為±0.04 K的鉑電阻溫度傳感器測量，傳感器安裝在管路上，對管中的氖氣進行測溫；貯箱壁面、絕熱層或支撐結(jié)構(gòu)上粘貼了硅二極管傳感器進行溫度的測量。低溫制冷機系統(tǒng)中的氖氣質(zhì)量流量可以通過監(jiān)測氖透平膨脹機的轉(zhuǎn)速等參數(shù)進行判斷。除低溫制冷機系統(tǒng)以外，整個無損貯存系統(tǒng)（含推進劑貯箱）配置了多種傳感器進行不同測試工況的監(jiān)測，其中包括貯箱壓力、貯箱液位、貯箱壁溫、絕熱材料溫度、包裹層溫度、大面積冷卻換熱板溫度、貯箱蒸發(fā)率、真空環(huán)境箱真空度等參數(shù)，測量系統(tǒng)位置及數(shù)量如表1所列。

圖6 低溫制冷機三維模型圖Fig.6 A3D model of the cryocooler

表1 無損貯存系統(tǒng)的測量系統(tǒng)Table1 ZBO instrumentation

4 試驗結(jié)果

在230 K真空環(huán)境下通過改變貯箱的裝填量、調(diào)節(jié)制冷機的制冷量等方式進行了10個工況的測試，研究了系統(tǒng)漏熱性能、無損貯存系統(tǒng)的工作性能、長期無損貯存中制冷機對箱壓控制規(guī)律等因素。通過不同工況的測試，無損貯存系統(tǒng)穩(wěn)定運行了19天，在此過程中貯箱沒有排氣，大面積冷卻技術(shù)減少了貯箱內(nèi)溫度梯度，驗證了無損貯存系統(tǒng)的穩(wěn)定性。通過改變貯箱的裝填率，測試表明貯箱裝填率為95%和25%時，借助低溫制冷機和大面積冷卻系統(tǒng)的工作，貯箱內(nèi)溫度變化由98.7 K小幅度升至98.9 K。相比只采用被動防熱技術(shù)實現(xiàn)的105.4 K的貯箱溫度，說明了該制冷機配合大面積冷卻系統(tǒng)在極端工況下，能夠穩(wěn)定的控制貯箱內(nèi)壓力和溫度，表明了貯箱可以不通過混合器設(shè)備來減小低溫推進劑的溫度梯度。另外，試驗證明主動制冷系統(tǒng)的工作性能，制冷系統(tǒng)可以高精度控制貯箱壓力，控制精度為±0.6 kPa，通過調(diào)節(jié)制冷機的輸入功率，可以降低貯箱內(nèi)的溫度和壓力。通過縮比試驗研究結(jié)果對深低溫分析軟件模型進行了修正和升級，對無損貯存技術(shù)熱力學機理的縮比模型進行修正，用來指導真實飛行器的設(shè)計和控制流程。

5 總結(jié)及展望

美國國家航空航天局通過對無損貯存技術(shù)的試驗研究，在真實飛行環(huán)境下（未考慮飛行環(huán)境中微重力的因素影響）證明了采用主動冷卻的推進劑無損貯存技術(shù)可應用到未來飛行任務中。

（1）通過試驗驗證液氧無損貯存系統(tǒng)性能的穩(wěn)定性，驗證了貯箱在較低存貯量時制冷機能夠消除推進劑蒸發(fā)的能力，減小貯箱內(nèi)的溫度梯度，得到了貯箱壓力與貯箱漏熱的關(guān)系；證明了該系統(tǒng)可以滿足大量推進劑傳輸和消耗的空間推進劑補給站、上面級長期貯存任務，可以滿足貯箱在較低推進劑液位情況下長期穩(wěn)定運行的需要；

（2）通過試驗結(jié)果對預測無損貯存技術(shù)的熱力學模型進行修正，將該模型用于指導真實飛行器中多層絕熱、低溫制冷機、熱交換器、推進劑消耗量及被動無損貯存技術(shù)的設(shè)計。

該試驗系統(tǒng)通過回流氖氣溫度來調(diào)節(jié)制冷機的制冷量，在實際飛行過程中隨著增壓或推進劑的消耗，導致貯箱內(nèi)溫度的波動，可能影響制冷機系統(tǒng)的工作穩(wěn)定性。在后續(xù)工作中應該研究通過貯箱壓力來直接調(diào)節(jié)制冷系統(tǒng)的控制方法，在實際飛行過程中可以更機動、直接的控制貯箱的壓力。另外，在后續(xù)研究中應探索實際飛行過程中制冷機工作的控制流程，如先通過加大制冷機的輸入功率，提高制冷量來減小貯箱內(nèi)的壓力和溫度，然后關(guān)閉制冷機系統(tǒng)，待貯箱壓力升至額定值時控制制冷機系統(tǒng)重新工作進行冷卻。在實際飛行過程中制冷機系統(tǒng)的壓縮機通過太陽能進行供電，該工作流程的探索可解決飛行器在近地軌道飛行時日蝕過程的電能供應問題。