王亞軍，劉 輝，黃 兵，朱平平

(1. 航天動力技術(shù)研究院，西安 710025；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

近年來，世界各航天大國高度重視提高自由進出空間的能力，爭相推進高性能新型運載器的研制工作。由于火箭的運載能力很大程度上取決于末級，提高末級的性能成為各航天大國研究的重點。低溫推進劑比沖高、無毒無污染，被NASA認為是進入空間及軌道轉(zhuǎn)移最經(jīng)濟、效率最高的推進劑。目前在研的國際先進末級普遍采用液氫液氧推進劑，如美國先進低溫末級ACES、探索低溫末級EUS、過渡低溫末級ICPS，俄羅斯新一代低溫末級KVRB以及歐洲阿里安5低溫末級ESC-B。

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，直接入軌、載人登月以及深空探測對低溫末級提出了長時間滑行的任務(wù)需求。然而低溫推進劑沸點低、易蒸發(fā)、難以貯存，極大地限制了滑行時間。傳統(tǒng)的低溫末級貯箱漏熱大、壓力升高速率快，需要頻繁排氣，增加了蒸發(fā)損失與姿控系統(tǒng)推進劑消耗量，且儀器設(shè)備的用電需求也隨著滑行時間的增長而增加。因此，低溫推進劑熱量管理、位置管理以及供電問題成為長時間在軌滑行必須解決的問題。

本文梳理了長時間滑行的任務(wù)需求，概述了長時間滑行面臨的挑戰(zhàn)，分析了低溫推進劑熱量管理、位置管理以及供電的關(guān)鍵技術(shù)，提出我國低溫末級拓展滑行時間的發(fā)展建議。

1 長時間滑行任務(wù)需求分析

1.1 直接入軌

隨著我國航天技術(shù)的不斷發(fā)展，高軌衛(wèi)星的數(shù)量與質(zhì)量不斷增加，對運載器的運載能力及任務(wù)適應(yīng)性提出更高需求。根據(jù)我國衛(wèi)星發(fā)射需求統(tǒng)計分析，2018—2035年預(yù)計發(fā)射地球同步軌道(Geostationary Earth Orbit,GEO)衛(wèi)星120余顆，其中單星質(zhì)量5 000～6 000 kg的衛(wèi)星約60余顆，單星質(zhì)量8 000 kg左右的衛(wèi)星30余顆。

目前受限于我國低溫末級的滑行能力，高軌衛(wèi)星發(fā)射通常采取由火箭基礎(chǔ)級將末級及衛(wèi)星組合體送入地球停泊軌道，由末級將衛(wèi)星送入地球轉(zhuǎn)移軌道，最后衛(wèi)星通過軌道機動進入目標(biāo)軌道的發(fā)射方式，增加了衛(wèi)星的燃料消耗，減少了衛(wèi)星的在軌壽命。

如圖1所示，GEO入軌直接由火箭末級將衛(wèi)星送入目標(biāo)軌道，大幅提高了衛(wèi)星在軌壽命，但需要低溫末級具備6 h以上的在軌滑行能力。

圖1 直接入軌Fig.1 Straight into orbit

1.2 在軌組裝

由于載人登月航天器質(zhì)量大、軌道高，國內(nèi)外載人登月多采用在軌組裝方案。我國載人登月方案優(yōu)選出近地+環(huán)月軌道對接和基于點空間站對接的模式，美國的星座計劃及歐洲的載人登月方案采用地球出發(fā)級與飛船在近地軌道對接的模式，均需要數(shù)天的在軌滑行能力。

如圖2所示，歐洲載人登月方案以阿里安火箭為基礎(chǔ)，采用4次地面發(fā)射、3次近地軌道對接方案；兩個50 t級和一個23 t級的地球出發(fā)級最長需要具備30 d的在軌能力以完成與飛船的交互對接。

圖2 歐洲載人登月計劃Fig.2 Europe’s manned lunar program

1.3 深空探測

近年來，我國相繼發(fā)射了天問一號火星探測器、嫦娥五號月球探測器以及羲和號太陽探測試驗衛(wèi)星，均依靠探測器自身的軌道機動進入目標(biāo)軌道，增加了探測器自身的推進劑消耗量。

如圖3所示，進一步的深空探測需要低溫末級具備數(shù)月或數(shù)年的在軌能力。一方面,在地球停泊軌道滑行至適當(dāng)位置，再次點火進入轉(zhuǎn)移軌道；另一方面,將探測器直接送入行星軌道，節(jié)省探測器自身推進劑，大幅提高探測器的在軌壽命。

圖3 深空探測Fig.3 Deep space exploration

2 長時間滑行面臨的挑戰(zhàn)

2.1 微重力環(huán)境

低溫末級在軌滑行長期處于微重力環(huán)境，通常重力水平不足地球表面重力(9.8 m/s)的10。微重力環(huán)境中，浮力的影響大大減弱，原本被重力掩蓋的次級效應(yīng)顯現(xiàn)出來，成為影響流體中傳熱傳質(zhì)的主要因素。此外，微重力環(huán)境下浸潤作用變得重要起來，液面在表面張力的作用下沿壁面爬升，導(dǎo)致氣液摻混、漂浮不定，造成貯箱排氣及發(fā)動機再起動困難。

2.2 空間熱環(huán)境

低溫末級在軌滑行長期處于高真空環(huán)境，對流換熱和熱傳導(dǎo)可以忽略不計，熱輻射成為空間熱環(huán)境和低溫末級之間的主要傳熱方式。由于太陽輻射、地球紅外加熱、地球反照、行星反照以及空間粒子效應(yīng)的影響，推進劑蒸發(fā)及氣枕溫度升高共同導(dǎo)致貯箱壓力上升，造成推進劑的浪費和總沖的減小。如圖4所示，為了保證貯箱壓力處于設(shè)計范圍內(nèi)，避免貯箱結(jié)構(gòu)破壞，需要進行貯箱排氣。同時，貯箱漏熱造成低溫推進劑溫度升高，使得滑行段推進劑不可用量顯著增加，降低結(jié)構(gòu)效率和運載能力。

圖4 空間環(huán)境的影響Fig.4 The influence of space environment

2.3 電力需求

長時間在軌滑行的用電需求主要包括維持在軌運行儀器正常工作的用電、通信設(shè)備用電、主動熱控系統(tǒng)用電、電磁閥及火工品用電、在軌故障診斷與檢測系統(tǒng)用電、電推進系統(tǒng)用電等。滑行段的用電需求隨著滑行時間的增長而增加，造成電源系統(tǒng)規(guī)模增加，降低運載能力。

2.4 小結(jié)

限制低溫末級滑行時間的主要因素包括微重力環(huán)境下的氣液摻混、空間熱環(huán)境下的推進劑溫度升高和蒸發(fā)損失以及儀器設(shè)備用電需求等。因此，為拓展低溫末級滑行時間，提高運載能力及任務(wù)適應(yīng)性，必須解決滑行段低溫推進劑的位置管理、熱量管理以及供電問題。

3 低溫推進劑位置管理

由于長時間滑行段貯箱內(nèi)氣液摻混，直接排氣會將液態(tài)推進劑排出，不僅造成推進劑浪費，降低火箭運載能力，同時低溫推進劑排出后在真空環(huán)境中迅速氣化，對姿態(tài)造成干擾，為姿態(tài)系統(tǒng)設(shè)計帶來困難。美國AC-4沒有進行有效的推進劑位置管理，將液氫排出貯箱，導(dǎo)致了飛行任務(wù)的失敗。

為了保證滑行段貯箱排氣不夾液及發(fā)動機的再起動，必須進行推進劑位置管理。國內(nèi)外推進劑管理方案主要分為主動式、沉底式和表面張力式。

3.1 主動式推進劑位置管理

如圖5所示，主動式用橡皮囊或其他物體(如金屬膜片等)將推進劑與氣枕隔開，利用高壓氣體擠壓膜片將推進劑輸送到發(fā)動機燃燒室，可以適應(yīng)不同的加速度且推進劑的利用效率高，常用于衛(wèi)星貯箱與機動性強且工作時間短的飛行器中的常規(guī)推進劑管理。

圖5 主動式推進劑管理Fig.5 Active propellant management

但對于大型低溫末級，主動式裝置結(jié)構(gòu)尺寸大、質(zhì)量大，存在膜片與低溫推進劑的相容性問題和疲勞問題。且由于低溫推進劑的蒸發(fā)難以實現(xiàn)氣液分離并帶來壓力控制的問題。

3.2 沉底式推進劑位置管理

如圖6所示，沉底式利用沉底發(fā)動機提供推力形成人工重力場，使得慣性力遠大于表面張力，抑制液體的自由浸潤和漂移，保證推進劑穩(wěn)定在貯箱底部或?qū)⑼七M劑重定位至貯箱底部，是目前比較成熟的推進劑管理辦法，工作可靠，應(yīng)用廣泛；但需要消耗推進劑或高壓氣瓶中的氣體產(chǎn)生沉底推力，常用于大型運載火箭的低溫末級。

圖6 沉底式推進劑管理Fig.6 The settling propellant management

早期的低溫末級貯箱漏熱大，需要持續(xù)排氣以控制貯箱壓力，整個滑行段都需要維持穩(wěn)定的氣液界面，因此采用連續(xù)沉底方案。如圖7所示，連續(xù)沉底分為沉底段、保持段和抑制段。沉底段采用大推力抑制主發(fā)動機關(guān)機時的晃動放大，防止推進劑到達貯箱頂部排氣口而意外排出；保持段采用小推力保持推進劑的沉底狀態(tài)并減少沉底發(fā)動機的推進劑消耗量；抑制段采用大推力進一步抑制增壓氣體對液面的沖擊以及螺旋管流等干擾，保證主發(fā)動機的正常起動。美國半人馬座D、D-1A、土星S-IVB、日本H-2A的第二級、歐洲阿里安5低溫末級ESC-B、我國CZ-3A的三子級、CZ-5二級、CZ-7A三子級、CZ-8二級等均采用連續(xù)沉底。由于連續(xù)沉底整個滑行段沉底發(fā)動機始終工作，增加了推進劑的消耗量，通常僅適用于滑行時間不超過1 h的任務(wù)。

圖7 連續(xù)沉底推力時序Fig.7 The thrust time-series of continuous thrust settling approach

隨著貯箱熱防護措施的改進，貯箱漏熱大幅減少，不需要經(jīng)常進行排氣，為間歇沉底的應(yīng)用提供了可能。間歇沉底僅在排氣及發(fā)動機再起動前進行推進劑沉底，其余大部分時間零重力滑行，允許推進劑晃動和漂浮，大幅減少了沉底發(fā)動機工作時間和推進劑消耗量，提高了運載能力，適用于滑行時間較長的火箭末級。如圖8所示，間歇沉底分為沉底段和抑制段；沉底段采用小推力減少重定位過程推進劑對貯箱底部的沖擊以及推進劑的卷氣率；抑制段采用進一步抑制推進劑晃動并加速氣泡逸出，同時削弱貯箱排氣及增壓對液面的干擾。美國半人馬座通過性能改進首先在D-1T上使用了間歇沉底，滑行時間提高到6 h以上，具備GEO入軌能力。未來我國的低溫末級也將采用間歇沉底方案以滿足高軌載荷的發(fā)射需求。

圖8 間歇沉底推力時序Fig.8 The thrust time-series of discontinuous thrust settling approach

為進一步利用慣性力，減少晃動過程的能量損失，美國提出脈沖式沉底方案，并在Intelsat-k任務(wù)、半人馬座TC-12任務(wù)以及Delta IV的二級DCSS上得以應(yīng)用，有效減少了推進劑消耗量。如圖9所示，脈沖沉底通過調(diào)整沉底發(fā)動機的工作周期和占空比獲得不同的推力水平，實現(xiàn)推力的平穩(wěn)過渡，抑制推力過渡過程的晃動放大，并維持推進劑的沉底狀態(tài)。脈沖沉底不僅可以減少推進劑消耗量，且在滑行段質(zhì)心穩(wěn)定，有利于姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計，但需要沉底發(fā)動機的頻繁起動，對沉底發(fā)動機工作可靠性提出更高的要求。

圖9 脈沖沉底等效推力時序Fig.9 The equivalent thrust time-series of pulse settling approach

3.3 表面張力式推進劑管理

近年來，隨著低溫末級長時間滑行需求的不斷增長，無推進劑消耗的表面張力式管理方法成為研究熱點。推進劑管理裝置(Propellant Mana-gement Device, PMD)利用微重力下液體的表面張力和細篩網(wǎng)的蓄留特性，將液體推進劑蓄留在貯箱底部，保證貯箱排氣不夾液以及發(fā)動機的正常起動。如圖10所示，常用的PMD裝置主要由導(dǎo)流板、海綿體、收集器、液槽、廊道等部件組成，可分為整體連通、整體控制和局部控制3類。整體連通式通過導(dǎo)流板、廊道等裝置將沿壁面分布的推進劑聚集在貯箱底部，適用于滑行時間較長且推進劑流量要求不大的情況。整體控制利用層層篩網(wǎng)將全部推進劑蓄留在貯箱底部，結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大，僅適用于小貯箱推進劑管理。局部控制僅在出流口處蓄留推進劑供發(fā)動機再起動使用，其余推進劑自由漂浮，適用于機動性強、發(fā)動機多次起動的情況。

(a)整體連通PMD (b)整體控制PMD (c)局部控制PMD圖10 推進劑管理裝置Fig.10 Propellant management device

目前PMD主要應(yīng)用于常規(guī)推進劑貯箱，低溫推進劑管理裝置的設(shè)計還存在一些較大的技術(shù)難題。一是液氫箱里增壓氣體對篩網(wǎng)蓄留特性的影響，主要影響因素包括增壓氣體類型、溫度以及排氣方式。二是對于低溫推進劑，表面張力過小，泡破點過低導(dǎo)致蓄留能力太小。如圖11所示，金屬網(wǎng)幕通道式液體獲取裝置利用網(wǎng)幕的復(fù)雜微結(jié)構(gòu)強化表面張力，是目前實現(xiàn)液氫氣液分離的最佳方案。此外，低溫推進劑管理裝置設(shè)計不僅要考慮不同加速度環(huán)境下的蓄留能力、推進劑沉底及再填充情況，還需考慮低溫推進劑的冷卻，往往需要加裝再生冷卻器避免產(chǎn)生氣蝕，保證發(fā)動機的正常工作。

圖11 金屬網(wǎng)幕通道式液體獲取裝置Fig.11 Metal screen channel liquid acquisition device

3.4 小結(jié)

對于長時間滑行的大型低溫末級，如果單一使用沉底式推進劑管理方案，推進劑的消耗量將隨著滑行時間的增長而增加，最終成為限制滑行時間的制約因素；如果單一使用表面張力式管理方案，表面張力裝置尺寸大、質(zhì)量大，降低了運載能力，且存在少量漂浮推進劑排出貯箱的風(fēng)險。

因此，今后沉底式管理方法和表面張力式管理方法將會越來越廣泛地結(jié)合使用。比較理想的方案是利用PMD裝置蓄留部分推進劑，允許其余推進劑自由漂浮，貯箱排氣前通過沉底發(fā)動機完成漂浮推進劑的重定位；發(fā)動機再起動前通過沉底發(fā)動機將蓄留裝置內(nèi)的氣泡排出，保證主發(fā)動機的再起動，由主發(fā)動機推力完成漂浮推進劑的重定位；通過綜合設(shè)計沉底發(fā)動機的工作時長以及PMD裝置質(zhì)量，提高運載能力。

4 低溫推進劑熱量管理

低溫推進劑的熱量管理是實現(xiàn)長時間滑行的基礎(chǔ)和前提。為了減少蒸發(fā)損失并提高推進劑品質(zhì)，一方面要控制進入貯箱的熱量、抑制熱分層，另一方面要移除貯箱中的熱量，降低推進劑溫度。如圖12所示，推進劑熱量管理技術(shù)主要包括蒸發(fā)量控制技術(shù)、過冷加注技術(shù)以及排氣降溫技術(shù)等。

圖12 推進劑熱量管理技術(shù)Fig.12 Propellant heat management technology

國內(nèi)外學(xué)者及科研機構(gòu)針對蒸發(fā)量控制技術(shù)、過冷加注、排氣降溫等技術(shù)等開展了一系列理論研究、地面試驗及仿真分析，部分技術(shù)進行了飛行試驗并得到成功應(yīng)用，得到了許多重要研究成果，為未來低溫末級的長期在軌奠定了基礎(chǔ)。

4.1 蒸發(fā)量控制技術(shù)

蒸發(fā)量控制技術(shù)是指利用各種熱管理措施，減少環(huán)境向貯箱的漏熱，有效吸收、轉(zhuǎn)移和利用推進劑蒸氣的熱量，以達到減少蒸發(fā)量和控制箱壓的目的，實現(xiàn)低溫推進劑的長期在軌貯存和利用。此技術(shù)分為被動式、半主動式和主動式。

被動式方案采取絕熱的方式降低環(huán)境漏熱來實現(xiàn)蒸發(fā)量控制，主要包括發(fā)泡材料、多層隔熱材料、遮擋防護技術(shù)以及低溫支撐結(jié)構(gòu)等。半主動式采用機械摻混、節(jié)流排放、催化等措施實現(xiàn)蒸發(fā)量控制，主動式采用制冷設(shè)備移除熱量實現(xiàn)蒸發(fā)量控制。

目前，國內(nèi)外普遍采用的蒸發(fā)量控制措施是發(fā)泡材料(Spray-on Foam Insulation, SOFI)絕熱，具有成本低、有一定機械強度、無需真空罩等優(yōu)點。但發(fā)泡材料絕熱性能有限，在真空輻射傳熱環(huán)境中能力較弱，需要采用更加先進的隔熱材料，實現(xiàn)長期在軌蒸發(fā)量控制。

多層隔熱材料(Multi-Layer Insulation, MLI)是真空環(huán)境下性能優(yōu)異的材料，主要由高反射率的屏蔽層和間隔層組成。半人馬座通過使用25層MLI大幅減少了貯箱漏熱，實現(xiàn)了液氧日蒸發(fā)率0.8%,液氫日蒸發(fā)率2.5%，為長時間在軌滑行提供了可能。

為進一步優(yōu)化和改進MLI材料的性能，馬歇爾空間飛行中心通過在靠近低溫貯箱壁面處減小層密度、在靠近熱邊界層處增加層密度得到變密度多層隔熱材料(Variable Density Multi-Layer Insulation，VD-MLI)，不僅提高了絕熱效果，還減小了絕熱層質(zhì)量。如圖13所示，為提高MLI的承載能力，歐空局開展了FMLIF技術(shù)研究，在兩層發(fā)泡材料之間夾若干層MLI或VDMLI，形成具有一定強度和剛度的復(fù)合夾層隔熱結(jié)構(gòu)，能夠承受上升段氣動載荷。阿里安5低溫上面級采用10塊FMLIF，以滿足6 h在軌滑行任務(wù)需求，并完成了低溫貯箱地面熱真空試驗。

圖13 變密度的 MLI 和泡沫塑料的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu) Fig.13 VD-MLI and SOFI composite insulation structure

近年來，國內(nèi)外學(xué)者針對各種蒸發(fā)量措施開展了大量理論和試驗研究，取得了一定進展，但除半人馬座在貯箱側(cè)壁采用MLI并取得顯著效果外，其余蒸發(fā)量控制技術(shù)尚無工程應(yīng)用，貯箱漏熱不可避免。

4.2 過冷加注技術(shù)

通過采用過冷加注技術(shù)，長時間滑行過程中部分貯箱漏熱被過冷液體推進劑吸收，提高了飛行過程中的熱環(huán)境適應(yīng)性，減少蒸發(fā)量并提高了推進劑品質(zhì)。

工程中實現(xiàn)低溫推進劑“過冷”的技術(shù)包括熱交換過冷、抽空減壓過冷和冷氦鼓泡過冷3種。熱交換過冷通過低溫推進劑與溫度更低的工質(zhì)之間的熱交換獲得過冷推進劑。真空減壓過冷通過降低貯箱內(nèi)氣枕壓力促進蒸發(fā)獲得過冷推進劑。冷氦鼓泡過冷通過向推進劑中注入氦氣泡促進蒸發(fā)獲得過冷推進劑。

國內(nèi)外低溫火箭大多采用液氧過冷加注，例如我國的CZ-3A系列、CZ-5、CZ-7，美國的土星I、土星V、Falcon9、宇宙神5、Delta4，俄羅斯能源-暴風(fēng)雪號、安加拉，歐洲阿里安等，但過冷液氫僅在土星I和暴風(fēng)雪號中得到應(yīng)用，在后續(xù)其他型號中的應(yīng)用也很短暫。其主要原因是液氫溫度低，過冷液氫制備技術(shù)難度大、系統(tǒng)復(fù)雜、成本高，目前過冷液氫的必要性和代價尚不成正比。

一般而言，基礎(chǔ)級模塊過冷補加量較少，末級模塊為適應(yīng)一次點火前及滑行段的飛行漏熱過冷補加量較大。過冷加注可以一定程度上減少蒸發(fā)量、提高推進劑品質(zhì)，但在長時間滑行過程中，過冷推進劑不斷消耗，對延長滑行時間的效果有限。

4.3 排氣降溫技術(shù)

為降低推進劑溫度，提高推進劑品質(zhì)，必須從貯箱中移除熱量，可采用的方法包括正仲氫轉(zhuǎn)換、主動制冷、排氣降溫技術(shù)等。正仲氫轉(zhuǎn)化缺乏可用的催化劑，難以有效降低推進劑溫度；主動制冷受到制冷機的質(zhì)量和功率限制，與實現(xiàn)工程應(yīng)用還有很大距離；排氣降溫通過減小氣枕壓力，促進液體蒸發(fā)降低推進劑溫度，具有工程實現(xiàn)的可行性。

微重力環(huán)境下，為避免將液體推進劑排出貯箱，必須進行有效的推進劑位置管理。如圖14所示，根據(jù)推進劑位置管理方式將貯箱排氣分為蓄留排氣、熱力學(xué)排氣和沉底排氣等。

圖14 排氣方式Fig.14 Vent approaches

蓄留排氣通過整體蓄留裝置將液體推進劑限制在特定區(qū)域，通過在氣體區(qū)域設(shè)置排氣口實現(xiàn)貯箱排氣，適用于邦德數(shù)遠小于1的情況。低溫推進劑表面張力小、蓄留裝置設(shè)計與制造困難，且整個任務(wù)周期難以保證邦德數(shù)始終小于1，導(dǎo)致蓄留排氣技術(shù)發(fā)展緩慢，沒有取得實質(zhì)性進展。

如圖15所示，熱力學(xué)排氣系統(tǒng)通常包括J-T膨脹器、熱交換器、泵或混合器以及隔離閥門等組件。其工作原理為：利用液體獲取裝置從貯箱中抽取液體，通過J-T膨脹器形成溫度和壓力較低的兩相流，經(jīng)過熱交換器與貯箱中溫度較高的液體進行換熱，全部變?yōu)檎魵獠⑴懦鲑A箱，帶走熱量并降低貯箱壓力。由于其兼具熱防護、壓力控制、熱分層消除等功能，被認為是長期在軌最具有應(yīng)用前景的技術(shù)之一。近年來，熱力學(xué)排氣成為國內(nèi)外學(xué)者的研究熱點，開展了大量理論研究和實驗，驗證了熱力學(xué)排氣消除熱分層、降低貯箱壓力和推進劑溫度的能力，取得了一定的進展。但TVS 系統(tǒng)復(fù)雜、質(zhì)量大，同時泵會引入額外的熱量，對于滑行時間不太長的任務(wù)，不適宜采用TVS 排氣；且目前缺乏可用于液氫溫區(qū)的低溫泵，短期內(nèi)無法實現(xiàn)工程應(yīng)用。

圖15 熱力學(xué)排氣系統(tǒng)Fig.15 Thermodynamic venting system

沉底排氣通過排氣前起動沉底發(fā)動機實現(xiàn)氣液分離，適用于邦德數(shù)大于1的情況，可分為連續(xù)排氣與主動排氣。早期的低溫末級貯箱漏熱大，滑行段需要一直排氣，采用連續(xù)排氣方案，增加了推進劑消耗量與蒸發(fā)損失，滑行時間不超過1 h。美國半人馬座D1-T通過改進，采用間歇沉底與計算機控制排氣，將滑行時間提升至6 h以上。

如圖16所示，半人馬座排氣、增壓計算機控制系統(tǒng)(Computer Controlled Vent and Pressurization System, CCVAPS)由計算機、傳感器、程序控制器和各種閥門組成。計算機在飛行過程中通過傳感器監(jiān)控貯箱壓力，并對程序控制器繼電器發(fā)出相應(yīng)指令，由繼電器作動相應(yīng)的增壓和排氣閥門。當(dāng)貯箱壓力達到預(yù)定值時，系統(tǒng)起動兩臺HO發(fā)動機進行推進劑沉底，之后起動另外兩臺HO發(fā)動機，打開電磁閥進行排氣，壓力下降到預(yù)設(shè)值時關(guān)閉電磁閥，之后關(guān)閉HO發(fā)動機進入零重力滑行。

圖16 排氣、增壓計算機控制系統(tǒng)Fig.16 Sketch of CCVAPS

4.4 小結(jié)

低溫推進劑的熱量管理是長時間滑行首先要解決的關(guān)鍵問題?；趪鴥?nèi)外的研究現(xiàn)狀，采用MLI大幅降低貯箱漏熱、采用主動排氣促進少量推進劑蒸發(fā)提高推進劑品質(zhì)的方案，是將我國低溫末級滑行時間從千秒級提升至6 h具有可行性的方法。面對更長時間的滑行需求，未來多層絕熱材料、遮擋防護、蒸氣冷卻屏、熱力學(xué)排氣以及主動制冷技術(shù)等將會越來越多地結(jié)合使用，以滿足數(shù)天甚至數(shù)月的在軌滑行任務(wù)需求。

5 集成流體管理系統(tǒng)

美國ULA公司于2011年提出了集成流體管理(Integrated Vehicle Fluids，IVF)系統(tǒng)，計劃將其用在先進低溫衍生級(Advanced Cryogenic Evolved Stage, ACES)，使其具備數(shù)天至數(shù)周的在軌滑行能力，提升GEO入軌以及深空探測的運載能力和任務(wù)適應(yīng)性。IVF將互相獨立的子系統(tǒng)功能進行集成，通過將貯箱內(nèi)氫氧推進劑蒸氣與內(nèi)燃機技術(shù)結(jié)合，綜合管理箭上流體和能源，實現(xiàn)姿控、沉底、貯箱增壓以及發(fā)電等功能的一體化，代替?zhèn)鹘y(tǒng)的肼姿控系統(tǒng)、氦增壓系統(tǒng)以及電源系統(tǒng)，適應(yīng)長時間在軌任務(wù)。同時減小低溫末級系統(tǒng)質(zhì)量，提高運載能力。

如圖17所示，集成流體管理系統(tǒng)主要包括氫泵、氧泵、換熱器、氫氣瓶、氧氣瓶、內(nèi)燃機、推力器等組件。其工作原理為：利用活塞泵從貯箱抽取液體推進劑，通過換熱器得到溫度和壓力較高的氫氣、氧氣，用于貯箱增壓，代替氦增壓系統(tǒng)；利用氫氧內(nèi)燃機從貯箱氣枕引入氫氣、氧氣進行燃燒，將化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能，代替原電源系統(tǒng)；利用氫氧沉底發(fā)動機與內(nèi)燃機的燃氣進行沉底和姿態(tài)控制，代替原肼姿控系統(tǒng)。

圖17 IVF模塊工作原理圖(2017年)Fig.17 Principle of the IVF module (2017)

如圖18所示，IVF模塊集中安裝在貯箱底部，代替了傳統(tǒng)低溫末級的多種功能，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)緊湊、干重小、任務(wù)適應(yīng)性強，理論上具有以下優(yōu)勢：

圖18 半人馬座貯箱底部IVF模塊Fig.18 IVF modules on Centaur aft bulkhead

1)將氫氧蒸氣回收利用，減少了推進劑浪費。

2)將傳統(tǒng)低溫末級互相獨立的系統(tǒng)功能進行集成，減小了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及推進劑安全余量，提高了運載能力。

3)利用內(nèi)燃機燃氣實現(xiàn)連續(xù)沉底，減小液體推進劑與貯箱壁面接觸面積，降低蒸發(fā)損失；同時質(zhì)心穩(wěn)定，利于姿態(tài)控制。

4)IVF的組件多為成熟工業(yè)產(chǎn)品，降低了設(shè)計、生產(chǎn)、測試難度，成本低且安全可靠。

5)拓展了低溫末級的滑行時間，任務(wù)適應(yīng)性強。

6 結(jié)論

目前，以通用半人馬座為代表的國際先進氫氧末級已具備6 h以上的在軌滑行能力，正在研制的ACES將具備數(shù)周的在軌運行能力，而我國目前的技術(shù)方案僅能適應(yīng)千秒級的滑行任務(wù)。

為提高運載能力和任務(wù)適應(yīng)性，我國也提出了未來先進低溫末級長時間在軌滑行及多次起動的發(fā)展規(guī)劃。第一階段可以采用發(fā)泡材料或多層隔熱材料降低貯箱漏熱，減少蒸發(fā)損失；采用間歇沉底減小姿控系統(tǒng)推進劑消耗量；采用主動排氣提高推進劑品質(zhì)；增大電源系統(tǒng)容量滿足滑行段用電需求；將滑行時間提升至6 h，滿足GEO入軌的任務(wù)需求。第二階段可以將MLI、TVS以及主動制冷等先進熱量管理措施綜合使用進一步降低貯箱漏熱及蒸發(fā)損失；采用沉底與PMD組合使用進一步減少姿控系統(tǒng)蒸發(fā)量；采用磁流體發(fā)電、燃料電池等技術(shù)減小電源系統(tǒng)規(guī)模，或者采用IVF實現(xiàn)箭上流體和能源的綜合管理；具備數(shù)天或數(shù)月的長期在軌能力，滿足載人登月以及深空探測的任務(wù)需求。