文章摘要
随着航天技术的不断发展，有效载荷对低温末级提出了长时间滑行的任务需求。由于低温推进剂沸点低、易蒸发、难以长期贮存，低温推进剂位置管理、热量管理以及供电问题成为长时间滑行必须解决的关键问题。梳理了长时间滑行的任务需求和面临的挑战，分析了长时间滑行低温推进剂位置管理、热量管理以及集成流体管理系统等关键技术，分别提出将我国低温末级滑行时间拓展至6h及更长时间的发展建议。
引 言
本文梳理了长时间滑行的任务需求，概述了长时间滑行面临的挑战，分析了低温推进剂热量管理、位置管理以及供电的关键技术，提出我国低温末级拓展滑行时间的发展建议。
1
长时间滑行任务需求分析
1.1 直接入轨
如图1所示，GEO入轨直接由火箭末级将卫星送入目标轨道，大幅提高了卫星在轨寿命，但需要低温末级具备6h以上的在轨滑行能力。
1.2 在轨组装
如图2所示，欧洲载人登月方案以阿里安火箭为基础，采用4次地面发射、3次近地轨道对接方案；两个50t级和一个23t级的地球出发级最长需要具备30d的在轨能力以完成与飞船的交互对接。
1.3 深空探测
如图3所示，进一步的深空探测需要低温末级具备数月或数年的在轨能力。一方面,在地球停泊轨道滑行至适当位置，再次点火进入转移轨道；另一方面,将探测器直接送入行星轨道，节省探测器自身推进剂，大幅提高探测器的在轨寿命。
2
长时间滑行面临的挑战
2.1 微重力环境
低温末级在轨滑行长期处于微重力环境，通常重力水平不足地球表面重力（9.8m/s2）的10-6。微重力环境中，浮力的影响大大减弱，原本被重力掩盖的次级效应显现出来，成为影响流体中传热传质的主要因素。此外，微重力环境下浸润作用变得重要起来，液面在表面张力的作用下沿壁面爬升，导致气液掺混、漂浮不定，造成贮箱排气及发动机再起动困难。
2.2 空间热环境
低温末级在轨滑行长期处于高真空环境，对流换热和热传导可以忽略不计，热辐射成为空间热环境和低温末级之间的主要传热方式。由于太阳辐射、地球红外加热、地球反照、行星反照以及空间粒子效应的影响，推进剂蒸发及气枕温度升高共同导致贮箱压力上升，造成推进剂的浪费和总冲的减小。如图4所示，为了保证贮箱压力处于设计范围内，避免贮箱结构破坏，需要进行贮箱排气。同时，贮箱漏热造成低温推进剂温度升高，使得滑行段推进剂不可用量显著增加，降低结构效率和运载能力。
2.3 电力需求
长时间在轨滑行的用电需求主要包括维持在轨运行仪器正常工作的用电、通信设备用电、主动热控系统用电、电磁阀及火工品用电、在轨故障诊断与检测系统用电、电推进系统用电等。滑行段的用电需求随着滑行时间的增长而增加，造成电源系统规模增加，降低运载能力。
2.4 小 结
限制低温末级滑行时间的主要因素包括微重力环境下的气液掺混、空间热环境下的推进剂温度升高和蒸发损失以及仪器设备用电需求等。因此，为拓展低温末级滑行时间，提高运载能力及任务适应性，必须解决滑行段低温推进剂的位置管理、热量管理以及供电问题。
3
低温推进剂位置管理
为了保证滑行段贮箱排气不夹液及发动机的再起动，必须进行推进剂位置管理。国内外推进剂管理方案主要分为主动式、沉底式和表面张力式。
3.1 主动式推进剂位置管理
但对于大型低温末级，主动式装置结构尺寸大、质量大，存在膜片与低温推进剂的相容性问题和疲劳问题。且由于低温推进剂的蒸发难以实现气液分离并带来压力控制的问题。
3.2 沉底式推进剂位置管理
如图6所示，沉底式利用沉底发动机提供推力形成人工重力场，使得惯性力远大于表面张力，抑制液体的自由浸润和漂移，保证推进剂稳定在贮箱底部或将推进剂重定位至贮箱底部，是目前比较成熟的推进剂管理办法，工作可靠，应用广泛；但需要消耗推进剂或高压气瓶中的气体产生沉底推力，常用于大型运载火箭的低温末级。
早期的低温末级贮箱漏热大，需要持续排气以控制贮箱压力，整个滑行段都需要维持稳定的气液界面，因此采用连续沉底方案。如图7所示，连续沉底分为沉底段、保持段和抑制段。沉底段采用大推力抑制主发动机关机时的晃动放大，防止推进剂到达贮箱顶部排气口而意外排出；保持段采用小推力保持推进剂的沉底状态并减少沉底发动机的推进剂消耗量；抑制段采用大推力进一步抑制增压气体对液面的冲击以及螺旋管流等干扰，保证主发动机的正常起动。美国半人马座D、D-1A、土星S-IVB、日本H-2A的第二级、欧洲阿里安5低温末级ESC-B、我国CZ-3A的三子级、CZ-5二级、CZ-7A三子级、CZ-8二级等均采用连续沉底。由于连续沉底整个滑行段沉底发动机始终工作，增加了推进剂的消耗量，通常仅适用于滑行时间不超过1h的任务。
随着贮箱热防护措施的改进，贮箱漏热大幅减少，不需要经常进行排气，为间歇沉底的应用提供了可能。间歇沉底仅在排气及发动机再起动前进行推进剂沉底，其余大部分时间零重力滑行，允许推进剂晃动和漂浮，大幅减少了沉底发动机工作时间和推进剂消耗量，提高了运载能力，适用于滑行时间较长的火箭末级。如图8所示，间歇沉底分为沉底段和抑制段；沉底段采用小推力减少重定位过程推进剂对贮箱底部的冲击以及推进剂的卷气率；抑制段采用进一步抑制推进剂晃动并加速气泡逸出，同时削弱贮箱排气及增压对液面的干扰。美国半人马座通过性能改进首先在D-1T上使用了间歇沉底，滑行时间提高到6h以上，具备GEO入轨能力。未来我国的低温末级也将采用间歇沉底方案以满足高轨载荷的发射需求。
为进一步利用惯性力，减少晃动过程的能量损失，美国提出脉冲式沉底方案，并在Intelsat-k任务、半人马座TC-12任务以及Delta IV的二级DCSS上得以应用，有效减少了推进剂消耗量。如图9所示，脉冲沉底通过调整沉底发动机的工作周期和占空比获得不同的推力水平，实现推力的平稳过渡，抑制推力过渡过程的晃动放大，并维持推进剂的沉底状态。脉冲沉底不仅可以减少推进剂消耗量，且在滑行段质心稳定，有利于姿态控制系统设计，但需要沉底发动机的频繁起动，对沉底发动机工作可靠性提出更高的要求。
3.3 表面张力式推进剂管理
近年来，随着低温末级长时间滑行需求的不断增长，无推进剂消耗的表面张力式管理方法成为研究热点。推进剂管理装置(Propellant Management Device,PMD)利用微重力下液体的表面张力和细筛网的蓄留特性，将液体推进剂蓄留在贮箱底部，保证贮箱排气不夹液以及发动机的正常起动。如图10所示，常用的PMD装置主要由导流板、海绵体、收集器、液槽、廊道等部件组成，可分为整体连通、整体控制和局部控制3类。整体连通式通过导流板、廊道等装置将沿壁面分布的推进剂聚集在贮箱底部，适用于滑行时间较长且推进剂流量要求不大的情况。整体控制利用层层筛网将全部推进剂蓄留在贮箱底部，结构复杂、质量大，仅适用于小贮箱推进剂管理。局部控制仅在出流口处蓄留推进剂供发动机再起动使用，其余推进剂自由漂浮，适用于机动性强、发动机多次起动的情况。
目前PMD主要应用于常规推进剂贮箱，低温推进剂管理装置的设计还存在一些较大的技术难题。一是液氢箱里增压气体对筛网蓄留特性的影响，主要影响因素包括增压气体类型、温度以及排气方式。二是对于低温推进剂，表面张力过小，泡破点过低导致蓄留能力太小。如图11所示，金属网幕通道式液体获取装置利用网幕的复杂微结构强化表面张力，是目前实现液氢气液分离的最佳方案。此外，低温推进剂管理装置设计不仅要考虑不同加速度环境下的蓄留能力、推进剂沉底及再填充情况，还需考虑低温推进剂的冷却，往往需要加装再生冷却器避免产生气蚀，保证发动机的正常工作。
3.4 小 结
因此，今后沉底式管理方法和表面张力式管理方法将会越来越广泛地结合使用。比较理想的方案是利用PMD装置蓄留部分推进剂，允许其余推进剂自由漂浮，贮箱排气前通过沉底发动机完成漂浮推进剂的重定位；发动机再起动前通过沉底发动机将蓄留装置内的气泡排出，保证主发动机的再起动，由主发动机推力完成漂浮推进剂的重定位；通过综合设计沉底发动机的工作时长以及PMD装置质量，提高运载能力。
4
低温推进剂热量管理
低温推进剂的热量管理是实现长时间滑行的基础和前提。为了减少蒸发损失并提高推进剂品质，一方面要控制进入贮箱的热量、抑制热分层，另一方面要移除贮箱中的热量，降低推进剂温度。如图12所示，推进剂热量管理技术主要包括蒸发量控制技术、过冷加注技术以及排气降温技术等。
国内外学者及科研机构针对蒸发量控制技术、过冷加注、排气降温等技术等开展了一系列理论研究、地面试验及仿真分析，部分技术进行了飞行试验并得到成功应用，得到了许多重要研究成果，为未来低温末级的长期在轨奠定了基础。
4.1 蒸发量控制技术
为进一步优化和改进MLI材料的性能，马歇尔空间飞行中心通过在靠近低温贮箱壁面处减小层密度、在靠近热边界层处增加层密度得到变密度多层隔热材料(Variable Density Multi-Layer Insulation，VD-MLI)，不仅提高了绝热效果，还减小了绝热层质量。如图13所示，为提高MLI的承载能力，欧空局开展了FMLIF技术研究，在两层发泡材料之间夹若干层MLI或VDMLI，形成具有一定强度和刚度的复合夹层隔热结构，能够承受上升段气动载荷。阿里安5低温上面级采用10块FMLIF，以满足6h在轨滑行任务需求，并完成了低温贮箱地面热真空试验。
近年来，国内外学者针对各种蒸发量措施开展了大量理论和试验研究，取得了一定进展，但除半人马座在贮箱侧壁采用MLI并取得显著效果外，其余蒸发量控制技术尚无工程应用，贮箱漏热不可避免。
4.2 过冷加注技术
一般而言，基础级模块过冷补加量较少，末级模块为适应一次点火前及滑行段的飞行漏热过冷补加量较大。过冷加注可以一定程度上减少蒸发量、提高推进剂品质，但在长时间滑行过程中，过冷推进剂不断消耗，对延长滑行时间的效果有限。
4.3 排气降温技术
微重力环境下，为避免将液体推进剂排出贮箱，必须进行有效的推进剂位置管理。如图14所示，根据推进剂位置管理方式将贮箱排气分为蓄留排气、热力学排气和沉底排气等。
如图16所示，半人马座排气、增压计算机控制系统(Computer Controlled Vent and Pressurization System,CCVAPS)由计算机、传感器、程序控制器和各种阀门组成。计算机在飞行过程中通过传感器监控贮箱压力，并对程序控制器继电器发出相应指令，由继电器作动相应的增压和排气阀门。当贮箱压力达到预定值时，系统起动两台H2O2发动机进行推进剂沉底，之后起动另外两台H2O2发动机，打开电磁阀进行排气，压力下降到预设值时关闭电磁阀，之后关闭H2O2发动机进入零重力滑行。
4.4 小 结
低温推进剂的热量管理是长时间滑行首先要解决的关键问题。基于国内外的研究现状，采用MLI大幅降低贮箱漏热、采用主动排气促进少量推进剂蒸发提高推进剂品质的方案，是将我国低温末级滑行时间从千秒级提升至6h具有可行性的方法。面对更长时间的滑行需求，未来多层绝热材料、遮挡防护、蒸气冷却屏、热力学排气以及主动制冷技术等将会越来越多地结合使用，以满足数天甚至数月的在轨滑行任务需求。
5
集成流体管理系统
如图17所示，集成流体管理系统主要包括氢泵、氧泵、换热器、氢气瓶、氧气瓶、内燃机、推力器等组件。其工作原理为：利用活塞泵从贮箱抽取液体推进剂，通过换热器得到温度和压力较高的氢气、氧气，用于贮箱增压，代替氦增压系统；利用氢氧内燃机从贮箱气枕引入氢气、氧气进行燃烧，将化学能转化为电能，代替原电源系统；利用氢氧沉底发动机与内燃机的燃气进行沉底和姿态控制，代替原肼姿控系统。
1）将氢氧蒸气回收利用，减少了推进剂浪费。
2）将传统低温末级互相独立的系统功能进行集成，减小了系统结构质量以及推进剂安全余量，提高了运载能力。
3）利用内燃机燃气实现连续沉底，减小液体推进剂与贮箱壁面接触面积，降低蒸发损失；同时质心稳定，利于姿态控制。
4）IVF的组件多为成熟工业产品，降低了设计、生产、测试难度，成本低且安全可靠。
5）拓展了低温末级的滑行时间，任务适应性强。
6
结束语
为提高运载能力和任务适应性，我国也提出了未来先进低温末级长时间在轨滑行及多次起动的发展规划。第一阶段可以采用发泡材料或多层隔热材料降低贮箱漏热，减少蒸发损失；采用间歇沉底减小姿控系统推进剂消耗量；采用主动排气提高推进剂品质；增大电源系统容量满足滑行段用电需求；将滑行时间提升至6h，满足GEO入轨的任务需求。第二阶段可以将MLI、TVS以及主动制冷等先进热量管理措施综合使用进一步降低贮箱漏热及蒸发损失；采用沉底与PMD组合使用进一步减少姿控系统蒸发量；采用磁流体发电、燃料电池等技术减小电源系统规模，或者采用IVF实现箭上流体和能源的综合管理；具备数天或数月的长期在轨能力，满足载人登月以及深空探测的任务需求。
注：因为篇幅，本文内容呈现略有调整。
参考文献略。
本文摘自《宇航总体技术》2022年第3期
作者：王亚军，刘辉，黄兵，朱平平
单位：航天动力技术研究院
作者简介：王亚军，男，博士，研究员，主要研究方向为运载火箭结构总体设计。
E-mail:wangyj_casc@163.com
微信
QQ
微博