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(1. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2. 中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

液氫液氧推進劑組合憑借高比沖、無毒無污染、燃燒產(chǎn)物環(huán)境友好等優(yōu)勢在運載火箭末級模塊及上面級等航天運輸系統(tǒng)中倍受青睞[1]，是未來執(zhí)行載人登月、深空探測等長期在軌任務(wù)的首選推進劑。

長期在軌任務(wù)中使用液氫液氧推進劑之前，必須解決以下問題：1)推進劑蒸發(fā)量控制問題，即推進劑貯存問題。低溫推進劑(特別是液氫)沸點低，長期受熱蒸發(fā)，使氣枕壓力升高，為防止貯箱結(jié)構(gòu)破壞，需打開貯箱泄壓閥排氣降壓，排出部分推進劑蒸汽，造成推進劑浪費[2]。2)推進劑管理問題。多次變軌任務(wù)中主發(fā)動機需多次起動，而推進劑長期處于微重力或零重力環(huán)境[3]，在主發(fā)動機再次起動前需將推進劑沉底，保證推進劑出流不夾氣。3)供電問題。航天器在軌需維持通信、設(shè)備溫度控制等操作，要求電源系統(tǒng)保證長期供電需求。

目前，為控制推進劑蒸發(fā)量，可采用如下技術(shù)：1)被動熱防護技術(shù)，減少進入貯箱的熱量，如多層隔熱材料(Multilayer Insulator，MLI)[4]和蒸汽冷卻屏技術(shù)(Vapor Cooled Shields，VCS)[5]；2)主動制冷技術(shù)，降低推進劑溫度，有望實現(xiàn)零蒸發(fā)量損耗(Zero Boil-off，ZBO)[6]。為實現(xiàn)推進劑管理，可采用連續(xù)推力沉底、間歇推力沉底、推進劑管理裝置(Propellant Manage-ment Device，PMD)等技術(shù)，使氣液分離。為滿足供電需求，可采用太陽能帆板和燃料電池技術(shù)。上述技術(shù)都是在原系統(tǒng)基礎(chǔ)上改進，增加了系統(tǒng)質(zhì)量，且功能獨立、單一。

美國聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(United Launch Alliance，ULA)的Zegler[7]在2011年提出低溫推進劑集成管理(Integrated Vehicle Fluids，IVF)技術(shù)的概念，提供了另一種低溫推進劑貯存、使用的思路：利用液氫液氧長期在軌產(chǎn)生的蒸汽與內(nèi)燃機技術(shù)結(jié)合，集成為IVF模塊，安裝于貯箱底部。如圖1所示，可實現(xiàn)貯箱增壓、排氣、姿控、沉底、發(fā)電等功能，增強航天器任務(wù)適應(yīng)性，減少系統(tǒng)質(zhì)量。目前，IVF技術(shù)研究在國內(nèi)剛起步，有望進一步提高火箭動力系統(tǒng)性能，提升我國新一代火箭運載能力與航天器長期在軌能力，具有一定研究價值。

圖1 半人馬座貯箱底部IVF模塊示意圖[7]Fig.1 IVF modules on Centaur aft bulkhead[7]

本文在梳理IVF技術(shù)從概念提出到后續(xù)設(shè)計演變過程的基礎(chǔ)上，探討了IVF的技術(shù)優(yōu)勢，與其他技術(shù)進行了對比分析，總結(jié)了關(guān)鍵技術(shù)，提出了發(fā)展建議，并對其應(yīng)用前景進行了展望。

1 IVF概念提出及演變過程

IVF技術(shù)集成了傳統(tǒng)動力系統(tǒng)中氦氣增壓系統(tǒng)、肼姿控系統(tǒng)和電源系統(tǒng)的功能，采用IVF技術(shù)后整個系統(tǒng)只含液氫液氧推進劑，不含氦氣和肼推進劑，實現(xiàn)了推進劑的集成管理。

1.1 概念的提出

2011年,ULA提出了最初的IVF模塊設(shè)計方案，如圖2所示，主要組件是低溫活塞泵、換熱器、氣氫氣氧內(nèi)燃機、氣氫氣氧推力器和氫氧氣瓶，主發(fā)動機和貯箱不屬于IVF模塊。相比于圖3半人馬座上面級氫氧動力系統(tǒng)，IVF模塊有著截然不同的工作原理：利用活塞泵和換熱器提高所取推進劑的壓力和溫度，滿足貯箱增壓需求，可代替氦氣增壓系統(tǒng)；利用氫氧內(nèi)燃機燃燒氣氫氣氧，輸出軸功帶動發(fā)電機發(fā)電，可代替原電源系統(tǒng)；利用氫氧推力器與內(nèi)燃機燃氣產(chǎn)生沉底力和姿控力，可代替肼姿控系統(tǒng)。

與動力系統(tǒng)的狀態(tài)對應(yīng)，IVF模塊有以下3種工作模式：

1)主發(fā)動機起動和工作階段，IVF模塊主要對貯箱增壓，保證其結(jié)構(gòu)強度和主發(fā)動機泵入口壓力要求。此時從貯箱抽取液氫液氧，分別經(jīng)活塞泵增壓，再經(jīng)換熱器加熱汽化，貯存到氣瓶中，隨后分別供應(yīng)姿控推力器和貯箱增壓控制器，實現(xiàn)姿控和增壓功能。其中，活塞泵由電池的電能驅(qū)動，也可由內(nèi)燃機軸功驅(qū)動；換熱器的熱來自冷卻劑對內(nèi)燃機和沉底推力器的換熱，也可由液氫液氧直接對內(nèi)燃機和推力器換熱；內(nèi)燃機燃燒從氣枕抽出的氣氫和氣瓶的氣氧，產(chǎn)生軸功帶動發(fā)電機給電池充電。

2)主發(fā)動機關(guān)機階段，IVF模塊主要降低氣枕壓力，此時由沉底推力器或內(nèi)燃機消耗氣枕中的氣氫氣氧。

3)滑行段IVF模塊主要利用推進劑蒸汽發(fā)電。由于液氧推進劑蒸發(fā)量不大，此時內(nèi)燃機燃燒從氣枕抽出的氣氫和氣瓶的氣氧，輸出軸功帶動發(fā)電機給電池充電，內(nèi)燃機燃氣還能產(chǎn)生一定的沉底力。同時，沉底推力器燃燒從氣枕抽出的氣氫和經(jīng)過貯箱增壓控制器的氣氧，也能產(chǎn)生一定的沉底力。如果需要零重力條件，IVF模塊可完全關(guān)閉，僅由電池供電，滿足系統(tǒng)能量需求。

圖2 IVF模塊工作原理圖(2011年)Fig.2 Principle of IVF module (2011)

圖3 半人馬座上面級動力系統(tǒng)示意圖[7]Fig.3 Propulsion system of Centaur upper stage[7]

1.2 IVF設(shè)計改進

IVF模塊經(jīng)歷了3次設(shè)計改進，但其工作原理與工作模式基本不變，仍能實現(xiàn)貯箱增壓、排氣、姿控、沉底、發(fā)電功能，僅是泵、換熱器、內(nèi)燃機、推力器等組件的位置和入口條件發(fā)生了變化。

2012年，ULA對IVF模塊進行了改進設(shè)計[8]，如圖4所示，與最初的設(shè)計基本一致。主要的區(qū)別在于：

1)滑行段泵主要將氣枕的氣氫氣氧壓縮至氣瓶內(nèi)。在對貯箱快速加壓或需要較大沉底力的泵高負載階段，可引入部分液氫液氧維持氣瓶壓力；

2)沉底推力器可燃燒內(nèi)燃機富氫燃氣，提高推力器燃燒室壓力，以便在主發(fā)動機起動前和關(guān)機后一段時間內(nèi)產(chǎn)生最大的沉底力；

3)內(nèi)燃機可引入部分液氫，增大汽缸內(nèi)氫的密度，以便在主發(fā)動機起動時，活塞泵電能需求和換熱器換熱需求都較大的階段，產(chǎn)生更多能量；

4)改進后換熱器只經(jīng)沉底推力器的冷卻夾套換熱，內(nèi)燃機的換熱由進入內(nèi)燃機燃燒的氣氫氣氧完成。

相比于最初設(shè)計，改進后優(yōu)點在于：1)充分利用氣枕里蒸發(fā)的氣氫氣氧，僅在內(nèi)燃機和泵高負載需求時引入液氫液氧，減少推進劑浪費；2)將內(nèi)燃機的富氫燃氣送入沉底推力器燃燒，充分利用燃氣的內(nèi)能，還能產(chǎn)生更大的沉底力。

圖4 IVF模塊工作原理圖(2012年(1))Fig.4 Principle of the IVF module (2012(1))

同年,ULA再次對IVF模塊進行了調(diào)整[9]，相比之前方案進行了較大的改進，如圖5所示。主要的區(qū)別在于：

1)換熱器與泵的位置順序互換，同時換熱器主要與內(nèi)燃機換熱，不與推力器換熱；

2)移除了氣瓶；

3)姿控的搖擺推力器燃燒氣枕的氣氫氣氧，而非之前方案中氣瓶的氣氫氣氧；

4)內(nèi)燃機集成了發(fā)電和沉底的功能，移除了沉底推力器，沉底推力由內(nèi)燃機燃氣產(chǎn)生；

5)從氫泵出口抽出部分增壓后的氣氫送入內(nèi)燃機燃燒，可以增大內(nèi)燃機的功率。

和調(diào)整前一樣，在泵高負載需求下，需要抽取部分液氫液氧用于貯箱增壓。

圖5 IVF模塊工作原理圖(2012年(2))Fig.5 Principle of the IVF module (2012(2))

設(shè)計方案調(diào)整后的優(yōu)點在于：1)移除了沉底推力器，僅由內(nèi)燃機燃氣產(chǎn)生沉底力，整個系統(tǒng)更為簡潔；2)貯箱增壓需要較高壓力的氣氫，內(nèi)燃機大部分時間內(nèi)只消耗從氣枕抽出的氣氫，而氫氧一直需要加熱，將換熱器與泵順序互換，可以簡化IVF模塊結(jié)構(gòu)，減少管路數(shù)量；3)通過引入搖擺推力器，減少了姿控發(fā)動機的數(shù)量。

方案調(diào)整后也存在明顯缺點：1)移除氣瓶后，整個IVF模塊只能消耗氣氫氣氧，不能貯存起來備用；2)必須將推進劑的蒸發(fā)量與任務(wù)需求嚴格匹配，增大了設(shè)計的難度。

2017年,馬歇爾太空飛行中心(MSFC)的LeClair等[10]提出了最新的IVF模塊設(shè)計方案，如圖6所示，考慮到MSFC負責(zé)IVF模塊的試驗工作，該方案應(yīng)更近于工程應(yīng)用的狀態(tài)。最新方案的變化主要體現(xiàn)在：

1)換熱器再次調(diào)整至泵后；

2)供應(yīng)內(nèi)燃機的氣氫是經(jīng)過泵和換熱器后的氣氫，而非此前從氣枕抽出的氣氫；

3)供應(yīng)搖擺推力器的氣氫氣氧不再是氣枕的氣氫氣氧，溫度、壓力更高，與最初版本類似。

和更改前相比，最新方案優(yōu)點在于：1)內(nèi)燃機入口氣氫壓力更高，增大了內(nèi)燃機功率；2)搖擺推力器燃燒溫度、壓力更高的氣氫氣氧，提高了推力器性能。

圖6 IVF模塊工作原理圖(2017年)Fig.6 Principle of the IVF module (2017)

綜上分析，IVF模塊逐漸以利用氣枕中氣氫氣氧為主，減少了液氫液氧推進劑的消耗；提高內(nèi)燃機入口氫的壓力和溫度，提升了內(nèi)燃機性能；利用內(nèi)燃機燃氣產(chǎn)生沉底力，移除了專用的沉底推力器；使用搖擺推力器，減少了姿控推力器數(shù)量。

目前IVF技術(shù)尚處于探索階段，后續(xù)還會根據(jù)工程實際不斷調(diào)整。

2 IVF技術(shù)優(yōu)勢

結(jié)合前文對IVF模塊工作原理及工作模式的分析，IVF理論上具有以下優(yōu)勢：

1)回收利用受熱蒸發(fā)的氫氧推進劑蒸汽，減少推進劑浪費。

以半人馬座上面級為例，貯箱內(nèi)氫日蒸發(fā)率為1%～2%，若進入滑行段時液氫總質(zhì)量為1.4t，6h后氫損失3.5kg～7kg，在軌時間越長損失越多。使用IVF模塊后,這部分損失的氫可用于發(fā)電，也可貯存起來再次利用。

2)任務(wù)適應(yīng)性強，不僅能適應(yīng)任務(wù)需求變化，還能完成之前無法完成的任務(wù)。

以半人馬座上面級肼姿控系統(tǒng)為例，在給定設(shè)計參數(shù)下,該系統(tǒng)可提供約350kN·s的總沖量。若增加10%的總沖，就需重新設(shè)計部分單機設(shè)備；若總沖增加一倍，則需重新設(shè)計整個動力系統(tǒng)。而IVF模塊由于消耗貯箱內(nèi)氫氧推進劑進行姿控，比沖更高，且不受肼推進劑質(zhì)量限制，姿控能力更強，能提供更高的姿控總沖量。

目前半人馬座上面級的電源系統(tǒng)可提供在軌6h所需電能，氦氣增壓系統(tǒng)可滿足主發(fā)動機2次點火的貯箱增壓要求。對于在軌時間更長、主發(fā)動機起動次數(shù)更多的任務(wù)，只能增加電池和氦氣的質(zhì)量，導(dǎo)致運載能力下降。而使用IVF模塊后，理論上能將主發(fā)動機點火能力從2次提高到10次以上，將在軌工作時間從6h提高到數(shù)天、數(shù)月[11]，如圖7所示，極大地拓寬了上面級的任務(wù)范圍，提升了任務(wù)能力。

圖7 IVF對航天器任務(wù)適應(yīng)性影響示意圖Fig.7 The advantage of IVF on mission flexibility

3)減小系統(tǒng)質(zhì)量，提升運載能力。

移除原電源系統(tǒng)、氦氣增壓系統(tǒng)和肼姿控系統(tǒng)后，整個動力系統(tǒng)更為輕便。表1給出了一定規(guī)模、一定加注量下的航天器安裝IVF模塊前后動力系統(tǒng)質(zhì)量變化的估算結(jié)果，整個系統(tǒng)質(zhì)量減少了500kg，若動力系統(tǒng)性能不變，則載荷可增加500kg，顯著提升了航天器的運載能力。以半人馬座上面級為例，安裝IVF模塊后系統(tǒng)的干重可減少5%～10%，加上氦氣、肼推進劑等質(zhì)量，整個系統(tǒng)質(zhì)量可減少1t以上。

表1 安裝IVF模塊前后動力系統(tǒng)質(zhì)量變化

4)減少推進劑安全余量。

使用IVF模塊后，整個動力系統(tǒng)僅使用液氫液氧推進劑，無需氦氣和肼，避免了肼姿控系統(tǒng)、氦氣增壓系統(tǒng)、主動力系統(tǒng)各自留有推進劑余量，還能利用推進劑余量完成軌道鈍化等操作。

5)提供連續(xù)沉底力，減少推進劑吸熱。

通過小推力連續(xù)沉底，使推進劑聚集在貯箱底部，減少了液體推進劑與貯箱的接觸面積。以半人馬座上面級為例，采用連續(xù)推力沉底可減少50%～70%的熱交換。

6)降低加工、裝配、測試難度，降低航天器成本。

內(nèi)燃機等組件都是成熟的工業(yè)設(shè)計產(chǎn)品，降低了動力系統(tǒng)的成本和設(shè)計難度。IVF模塊化設(shè)計方便整個模塊在安裝前測試，且?guī)缀跛械腎VF測試能在常壓下進行，減小了測試成本和難度。

7)使用靈活，提高系統(tǒng)強壯性。

內(nèi)燃機可隨時停機，IVF模塊可隨時關(guān)閉，使用靈活。安裝2個IVF模塊，互為備份，可提高系統(tǒng)的可靠性。

3 IVF與其他技術(shù)對比

IVF模塊回收利用蒸發(fā)的液氫推進劑，采用內(nèi)燃機將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能。獲得電能的方式除內(nèi)燃機外，也可用氫氧燃料電池，同樣能提供長期在軌所需電能。此外，將氣氫引入內(nèi)燃機與減少液氫的蒸發(fā)相比，后者同樣可提高航天器的性能。因此，在應(yīng)用IVF技術(shù)之前，需將采用IVF技術(shù)與采用燃料電池技術(shù)、蒸發(fā)量控制技術(shù)進行對比，分析IVF技術(shù)的使用范圍及存在的不足。

3.1 與燃料電池技術(shù)對比

內(nèi)燃機發(fā)電效率低于燃料電池技術(shù)。燃料電池通過氫氣氧氣發(fā)生電化學(xué)反應(yīng)將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能，其能量轉(zhuǎn)換效率可達50%以上，而內(nèi)燃機通過燃氣膨脹做功驅(qū)動發(fā)電機發(fā)電，將燃氣熱能轉(zhuǎn)化為機械能后再轉(zhuǎn)化為電能，其熱功轉(zhuǎn)換效率受卡諾循環(huán)效率制約，加上機械能轉(zhuǎn)化為電能的損失，總能量轉(zhuǎn)化效率約為30%～40%。同時，燃料電池技術(shù)比氫氧內(nèi)燃機技術(shù)更為成熟，研制難度較小。

不過燃料電池技術(shù)缺點在于：1)仍需氦氣增壓系統(tǒng)等組件，考慮到燃料電池與內(nèi)燃機質(zhì)量功率密度相近，若燃料電池與IVF模塊質(zhì)量相等，則整個系統(tǒng)增加160kg；2)燃料電池工作需要一定初溫，需提前預(yù)熱，不能如內(nèi)燃機那樣隨時起動，使用靈活性差；3)燃料電池反應(yīng)產(chǎn)物為水，需及時處理；4)燃料電池只消耗推進劑蒸汽，不具備沉底等發(fā)電以外的功能，不能直接減少推進劑的蒸發(fā)量。表2總結(jié)了上述IVF技術(shù)與燃料電池技術(shù)的對比結(jié)果。

表2 IVF、燃料電池、蒸發(fā)量控制技術(shù)性能對比

3.2 與蒸發(fā)量控制技術(shù)對比

IVF技術(shù)不能徹底避免推進劑蒸發(fā)。蒸發(fā)量控制技術(shù)中，能實現(xiàn)零蒸發(fā)的主動制冷技術(shù)還處于研究試驗階段，無法判斷其性能；采用被動熱防護技術(shù)，以半人馬座上面級為例，可將推進劑蒸發(fā)量從每天2%降低到0.1%[5]，若不斷改進設(shè)計，有望實現(xiàn)0.01%的目標。使用IVF模塊時，以半人馬座上面級為例，通過連續(xù)推力沉底，可將蒸發(fā)損失降低50%～70%，以日蒸發(fā)量2%、蒸發(fā)量降低70%估算，仍有0.6%，達不到0.1%的水平。

蒸發(fā)量控制技術(shù)缺點在于：1)需在貯箱上加裝熱防護裝置或其他熱力學(xué)組件，增加了系統(tǒng)質(zhì)量；2)蒸發(fā)量控制技術(shù)亦不具備發(fā)電、貯箱增壓、沉底等其他功能。表2總結(jié)了上述IVF技術(shù)與蒸發(fā)量技術(shù)的對比結(jié)果。

綜上分析，盡管IVF技術(shù)存在發(fā)電效率低、不能徹底避免推進劑蒸發(fā)的不足，但與燃料電池技術(shù)、蒸發(fā)量控制技術(shù)相比有降低系統(tǒng)質(zhì)量、實現(xiàn)貯箱增壓等優(yōu)勢。因此，需根據(jù)任務(wù)需求中對蒸發(fā)量或其他指標的側(cè)重，合理選擇工程方案。

4 關(guān)鍵技術(shù)分析

開展IVF技術(shù)的設(shè)計與應(yīng)用，還需攻克以下關(guān)鍵技術(shù)：

1)氣氫氣氧內(nèi)燃機技術(shù)。氫氧內(nèi)燃機是IVF模塊的核心組件，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，亟需解決其點火、燃燒穩(wěn)定性、微重力下潤滑、冷卻等問題。

2)IVF模塊建模仿真技術(shù)，包括組件建模仿真技術(shù)與系統(tǒng)仿真技術(shù)。IVF模塊集成了多個工程領(lǐng)域的組件，建立組件模型時需體現(xiàn)組件在系統(tǒng)中的主要功能及工作特性；開展系統(tǒng)仿真時，還需解決組件間接口設(shè)計、模型參數(shù)匹配等問題。

其中，Majumdar等[12]建立了貯箱、換熱器和IVF回路的GFSSP(Generalized Fluid System Simulation Program，通用流體系統(tǒng)模擬程序)模型，并整合為系統(tǒng)模型，如圖8所示，與試驗結(jié)果對比驗證了模型的準確性。不過該模型沒有考慮內(nèi)燃機燃燒氣氫氣氧，輸出軸功帶動發(fā)電機發(fā)電的過程，尚待改進。

圖8 IVF系統(tǒng)的仿真模型，包括貯箱、換熱器和IVF回路的模型[12]仿真Fig.8 GFSSP model of IVF system, including tank, heat exchanger and IVF loop[12]

3)IVF模塊方案設(shè)計?；谙到y(tǒng)仿真計算結(jié)果，結(jié)合可行的IVF模塊性能評估方法，可對IVF模塊設(shè)計方案進行優(yōu)化，選取滿足特定任務(wù)需求的合適方案。

5 發(fā)展建議

綜合前文IVF技術(shù)優(yōu)劣勢與關(guān)鍵技術(shù)的分析，提出以下幾點建議：

1)大力推動IVF技術(shù)研究。即使零蒸發(fā)量控制技術(shù)得到了工程應(yīng)用，IVF技術(shù)仍有減小系統(tǒng)質(zhì)量等優(yōu)勢，雖不能從氣枕中抽取氣氫氣氧，但可采用最初的設(shè)計方案，抽取液氫液氧推進劑，同樣能實現(xiàn)IVF模塊的功能。

2)IVF技術(shù)可用于太空垃圾清理、登月、探測火星等長期在軌任務(wù)，在任務(wù)設(shè)計之初就可考慮IVF方案設(shè)計，充分利用IVF的技術(shù)優(yōu)勢。

3)結(jié)合航天器規(guī)模開展IVF模塊設(shè)計。對于規(guī)模大、推進劑加注量多的航天器，IVF技術(shù)能顯著減小系統(tǒng)質(zhì)量；但對于小規(guī)模、加注量少的航天器，還要對比使用IVF技術(shù)前后系統(tǒng)質(zhì)量的變化，僅當(dāng)利大于弊時使用IVF模塊。

4)應(yīng)先行開展氣氫氣氧內(nèi)燃機技術(shù)研究。國內(nèi)有氫氣空氣內(nèi)燃機的研究基礎(chǔ)，還需開展大量的理論、試驗和仿真研究。

5)設(shè)計合理的IVF模塊方案。目前IVF技術(shù)尚處在探索階段，哪種系統(tǒng)設(shè)計方案性能最優(yōu)，還需后續(xù)仿真、試驗等研究工作確定，并根據(jù)工程應(yīng)用需求進行調(diào)整。

6)開展IVF技術(shù)系統(tǒng)仿真研究。從前文工作原理圖可以看出，IVF模塊組成復(fù)雜，部件之間耦合性強，研究IVF可先從仿真模型出發(fā)，建立合理的組件模型和系統(tǒng)模型，才能加深對IVF的理解，方便確定IVF模塊的性能參數(shù)，優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計，指導(dǎo)工程研制。

7)注重試驗研究。經(jīng)仿真分析設(shè)計的IVF模塊，只有經(jīng)過大量的試驗研究驗證，才能保證其工作性能。

6 應(yīng)用前景展望

利用前文IVF任務(wù)適應(yīng)性強等優(yōu)勢，可有以下應(yīng)用前景：

1)應(yīng)用于我國新一代的氫氧火箭末級，提高任務(wù)適應(yīng)性和中高軌載荷的運載能力。采用IVF技術(shù)，氫氧火箭末級預(yù)期至少可具備天級在軌能力，在提高射前推遲發(fā)射適應(yīng)性的同時通過多次點火變軌將有效載荷直接送入GEO軌道，延長衛(wèi)星壽命，增加有效載荷質(zhì)量；而且有望實現(xiàn)數(shù)周、數(shù)月甚至更長時間在軌，完成月球探測、行星際探測、空間加注、空間低溫試驗平臺等更復(fù)雜的探索任務(wù)。

2)應(yīng)用于未來新一代低溫上面級，執(zhí)行太空垃圾清理、登月、探測火星、深空探測等長期在軌任務(wù)。結(jié)合在軌加注技術(shù)，可多次往返于近地LEO軌道至GEO軌道，或LEO軌道至地月拉格朗日點L1點處的空間站；從L1點處的空間站出發(fā)，可將載荷運輸至月球或小行星上，如圖9所示。

圖9 低溫上面級執(zhí)行空間站往返、小行星采礦、登月等長期在軌任務(wù)示意圖Fig.9 Long-duartion space missions of cryogenic upperstage, including transportation from LEO/GEO to space station, asteriod mining and lunar landing

3)通過多次發(fā)射、在空間中補加推進劑，完成距離更遠、更大載荷的空間任務(wù)，進一步提升任務(wù)能力。

4)為太空艙或其他載荷供電、供水。IVF模塊能提供長時間的高壓電能，供應(yīng)太空艙內(nèi)實驗、生活等電能需求，在短期任務(wù)內(nèi)比太陽能帆板等電源系統(tǒng)的質(zhì)量更小，更具優(yōu)勢。同時，IVF模塊中氫氧燃燒產(chǎn)物為水，經(jīng)處理后可供航天員飲用或用于熱控。

7 結(jié)論

長期在軌任務(wù)是未來航天任務(wù)的熱門方向，如何貯存、使用氫氧推進劑是需要解決的重要難題。本文介紹的IVF技術(shù)作為一種特殊的解決思路，通過將液氫液氧長期在軌產(chǎn)生的蒸汽與內(nèi)燃機技術(shù)結(jié)合，集成了氦氣增壓系統(tǒng)、肼姿控系統(tǒng)和電源系統(tǒng)的功能，理論上能實現(xiàn)貯箱增壓、排氣、沉底、發(fā)電、姿控功能一體化，減小系統(tǒng)質(zhì)量，增強任務(wù)適應(yīng)性，提高運載能力。

雖然和燃料電池技術(shù)、蒸發(fā)量控制技術(shù)相比，IVF技術(shù)存在能量轉(zhuǎn)化效率低、不能徹底避免推進劑蒸發(fā)的缺點，但綜合來看其優(yōu)勢大于缺點。在IVF技術(shù)工程應(yīng)用之前，還需重點突破氣氫氣氧內(nèi)燃機技術(shù)、IVF系統(tǒng)仿真技術(shù)，優(yōu)化IVF系統(tǒng)方案設(shè)計，才有望在未來提升液氫液氧動力系統(tǒng)在軌時間、提升航天器綜合性能，執(zhí)行距離更遠、更大載荷的空間任務(wù)。