長時間滑行低溫推進(jìn)劑管理關(guān)鍵技術(shù)分析
文章摘要
隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，有效載荷對低溫末級提出了長時間滑行的任務(wù)需求。由于低溫推進(jìn)劑沸點(diǎn)低、易蒸發(fā)、難以長期貯存，低溫推進(jìn)劑位置管理、熱量管理以及供電問題成為長時間滑行必須解決的關(guān)鍵問題。梳理了長時間滑行的任務(wù)需求和面臨的挑戰(zhàn)，分析了長時間滑行低溫推進(jìn)劑位置管理、熱量管理以及集成流體管理系統(tǒng)等關(guān)鍵技術(shù)，分別提出將我國低溫末級滑行時間拓展至6h及更長時間的發(fā)展建議。
引 言
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(jìn)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。
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長時間滑行任務(wù)需求分析
1.1 直接入軌
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6h以上的在軌滑行能力。
1.2 在軌組裝
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50t級和一個23t級的地球出發(fā)級最長需要具備30d的在軌能力以完成與飛船的交互對接。
1.3 深空探測
如圖3所示，進(jìn)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(diǎn)火進(jìn)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(jìn)劑，大幅提高探測器的在軌壽命。
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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（9.8m/s2）的10-6。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(jī)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(jìn)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(jìn)劑的浪費(fèi)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(jìn)行貯箱排氣。同時，貯箱漏熱造成低溫推進(jìn)劑溫度升高，使得滑行段推進(jìn)劑不可用量顯著增加，降低結(jié)構(gòu)效率和運(yùn)載能力。
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(yùn)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(jìn)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(yùn)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(jìn)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(yùn)載能力及任務(wù)適應(yīng)性，必須解決滑行段低溫推進(jìn)劑的位置管理、熱量管理以及供電問題。
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低溫推進(jìn)劑位置管理
為了保證滑行段貯箱排氣不夾液及發(fā)動機(jī)的再起動，必須進(jìn)行推進(jìn)劑位置管理。國內(nèi)外推進(jìn)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(jìn)劑位置管理
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(jìn)劑的相容性問題和疲勞問題。且由于低溫推進(jìn)劑的蒸發(fā)難以實(shí)現(xiàn)氣液分離并帶來壓力控制的問題。
3.2 沉底式推進(jìn)劑位置管理
如圖6所示，沉底式利用沉底發(fā)動機(jī)提供推力形成人工重力場，使得慣性力遠(yuǎn)大于表面張力，抑制液體的自由浸潤和漂移，保證推進(jìn)劑穩(wěn)定在貯箱底部或?qū)⑼七M(jìn)劑重定位至貯箱底部，是目前比較成熟的推進(jìn)劑管理辦法，工作可靠，應(yīng)用廣泛；但需要消耗推進(jìn)劑或高壓氣瓶中的氣體產(chǎn)生沉底推力，常用于大型運(yùn)載火箭的低溫末級。
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(jī)關(guān)機(jī)時的晃動放大，防止推進(jìn)劑到達(dá)貯箱頂部排氣口而意外排出；保持段采用小推力保持推進(jìn)劑的沉底狀態(tài)并減少沉底發(fā)動機(jī)的推進(jìn)劑消耗量；抑制段采用大推力進(jìn)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(jī)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(jī)始終工作，增加了推進(jìn)劑的消耗量，通常僅適用于滑行時間不超過1h的任務(wù)。
隨著貯箱熱防護(hù)措施的改進(jìn)，貯箱漏熱大幅減少，不需要經(jīng)常進(jìn)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(jī)再起動前進(jìn)行推進(jìn)劑沉底，其余大部分時間零重力滑行，允許推進(jìn)劑晃動和漂浮，大幅減少了沉底發(fā)動機(jī)工作時間和推進(jìn)劑消耗量，提高了運(yùn)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(jìn)劑對貯箱底部的沖擊以及推進(jìn)劑的卷氣率；抑制段采用進(jìn)一步抑制推進(jìn)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(jìn)首先在D-1T上使用了間歇沉底，滑行時間提高到6h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。
為進(jìn)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(jìn)劑消耗量。如圖9所示，脈沖沉底通過調(diào)整沉底發(fā)動機(jī)的工作周期和占空比獲得不同的推力水平，實(shí)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(jìn)劑的沉底狀態(tài)。脈沖沉底不僅可以減少推進(jìn)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(jī)的頻繁起動，對沉底發(fā)動機(jī)工作可靠性提出更高的要求。
3.3 表面張力式推進(jìn)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(jìn)劑消耗的表面張力式管理方法成為研究熱點(diǎn)。推進(jìn)劑管理裝置(Propellant Management Device,PMD)利用微重力下液體的表面張力和細(xì)篩網(wǎng)的蓄留特性，將液體推進(jìn)劑蓄留在貯箱底部，保證貯箱排氣不夾液以及發(fā)動機(jī)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(jìn)劑聚集在貯箱底部，適用于滑行時間較長且推進(jìn)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(jìn)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(jìn)劑管理。局部控制僅在出流口處蓄留推進(jìn)劑供發(fā)動機(jī)再起動使用，其余推進(jìn)劑自由漂浮，適用于機(jī)動性強(qiáng)、發(fā)動機(jī)多次起動的情況。
目前PMD主要應(yīng)用于常規(guī)推進(jìn)劑貯箱，低溫推進(jìn)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(jìn)劑，表面張力過小，泡破點(diǎn)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(qiáng)化表面張力，是目前實(shí)現(xiàn)液氫氣液分離的最佳方案。此外，低溫推進(jìn)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(jìn)劑沉底及再填充情況，還需考慮低溫推進(jìn)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(jī)的正常工作。
3.4 小 結(jié)
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(jìn)劑，允許其余推進(jìn)劑自由漂浮，貯箱排氣前通過沉底發(fā)動機(jī)完成漂浮推進(jìn)劑的重定位；發(fā)動機(jī)再起動前通過沉底發(fā)動機(jī)將蓄留裝置內(nèi)的氣泡排出，保證主發(fā)動機(jī)的再起動，由主發(fā)動機(jī)推力完成漂浮推進(jìn)劑的重定位；通過綜合設(shè)計沉底發(fā)動機(jī)的工作時長以及PMD裝置質(zhì)量，提高運(yùn)載能力。
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低溫推進(jìn)劑熱量管理
低溫推進(jìn)劑的熱量管理是實(shí)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(jìn)劑品質(zhì)，一方面要控制進(jìn)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(jìn)劑溫度。如圖12所示，推進(jìn)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。
國內(nèi)外學(xué)者及科研機(jī)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(yàn)及仿真分析，部分技術(shù)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)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)
為進(jìn)一步優(yōu)化和改進(jìn)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M(jìn)LI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(qiáng)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6h在軌滑行任務(wù)需求，并完成了低溫貯箱地面熱真空試驗(yàn)。
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(yàn)研究，取得了一定進(jìn)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)
一般而言，基礎(chǔ)級模塊過冷補(bǔ)加量較少，末級模塊為適應(yīng)一次點(diǎn)火前及滑行段的飛行漏熱過冷補(bǔ)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(jìn)劑品質(zhì)，但在長時間滑行過程中，過冷推進(jìn)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)
微重力環(huán)境下，為避免將液體推進(jìn)劑排出貯箱，必須進(jìn)行有效的推進(jìn)劑位置管理。如圖14所示，根據(jù)推進(jìn)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。
如圖16所示，半人馬座排氣、增壓計算機(jī)控制系統(tǒng)(Computer Controlled Vent and Pressurization System,CCVAPS)由計算機(jī)、傳感器、程序控制器和各種閥門組成。計算機(jī)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(dá)到預(yù)定值時，系統(tǒng)起動兩臺H2O2發(fā)動機(jī)進(jìn)行推進(jìn)劑沉底，之后起動另外兩臺H2O2發(fā)動機(jī)，打開電磁閥進(jìn)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H2O2發(fā)動機(jī)進(jìn)入零重力滑行。
4.4 小 結(jié)
低溫推進(jìn)劑的熱量管理是長時間滑行首先要解決的關(guān)鍵問題。基于國內(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(jìn)少量推進(jìn)劑蒸發(fā)提高推進(jìn)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6h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(hù)、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。
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集成流體管理系統(tǒng)
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(jī)、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(jìn)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(jī)從貯箱氣枕引入氫氣、氧氣進(jìn)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(jī)與內(nèi)燃機(jī)的燃?xì)膺M(jìn)行沉底和姿態(tài)控制，代替原肼姿控系統(tǒng)。
1）將氫氧蒸氣回收利用，減少了推進(jìn)劑浪費(fèi)。
2）將傳統(tǒng)低溫末級互相獨(dú)立的系統(tǒng)功能進(jìn)行集成，減小了系統(tǒng)結(jié)構(gòu)質(zhì)量以及推進(jìn)劑安全余量，提高了運(yùn)載能力。
3）利用內(nèi)燃機(jī)燃?xì)鈱?shí)現(xiàn)連續(xù)沉底，減小液體推進(jìn)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(qiáng)。
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結(jié)束語
為提高運(yùn)載能力和任務(wù)適應(yīng)性，我國也提出了未來先進(jìn)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(jìn)劑消耗量；采用主動排氣提高推進(jìn)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6h，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(jìn)熱量管理措施綜合使用進(jìn)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(jìn)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(shí)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。
注：因?yàn)槠疚膬?nèi)容呈現(xiàn)略有調(diào)整。
參考文獻(xiàn)略。
本文摘自《宇航總體技術(shù)》2022年第3期
作者：王亞軍，劉輝，黃兵，朱平平
單位：航天動力技術(shù)研究院
作者簡介：王亞軍，男，博士，研究員，主要研究方向?yàn)檫\(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)總體設(shè)計。
E-mail:wangyj_casc@163.com
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