低温推进剂空间零蒸发贮存技术研究进展

胡 聪，蒋文兵，孙培杰，李 鹏，许安易，黄永华*

(1.上海交通大学制冷与低温工程研究所，上海 200240；
2.上海宇航系统工程研究所，上海 201108)

低温推进剂具有推力大、比冲高、无毒无污染等优势，被广泛应用在各类航天任务中。当前主要采用的低温推进剂组合有液氢/液氧推进剂、液氧/甲烷推进剂和液氧/煤油推进剂等。然而，低温推进剂的饱和温度较低，在空间复杂热力环境下极易蒸发，使得贮箱压力升高，到达安全设定值时通常必须给以排放，从而造成损失，尤其是长期任务。另外，空间环境中低温流体的排放也存在诸多限制，如微重力环境使气液界面不确定，若无气液分离措施，排气过程必然伴随大量液体被一并排出，损失巨大；
即便排出的是气体推进剂，由于微重力的影响，也会弥漫在航天器周围，且其易燃易爆，将严重危及航天员及航天器的安全；
此外，若要保证必须的推进剂量，定期的排放也意味着推进剂的初始携带量必须考虑要损失的部分，这必将增加贮箱容积乃至火箭载荷。

采用空间低温制冷机，消耗电能或热能对贮箱内的推进剂进行制冷降温，实现低温推进剂的零蒸发是解决上述问题的理想方案。随着各类空间任务在轨时间需求不断延长，空间零蒸发贮存技术在低温推进剂初始携带量与发射成本方面产生的收益将越发显著。NASA研究指出，对于液氧，采用大面积冷屏＋循环气泵方案在轨贮存超过约14天后，带来的收益将超过其他各类贮存方式。

由于低温推进剂空间零蒸发贮存涉及深冷温区多项新技术，随着中国探月工程、探火工程、深空探测的发展，针对不同低温推进剂组合，掌握空间零蒸发贮存技术实施方案并开展相关的预研工作十分必要。本文对低温推进剂零蒸发贮存技术的方案种类、系统组成、工作机理及试验研究等方面进行阐述与分析。

如图1所示，低温推进剂空间零蒸发贮存技术是通过被动绝热技术与主动制冷技术的协同应用来实现的，通过电能等外部能源的输入驱动低温制冷机对贮箱内的推进剂进行制冷降温，将贮箱系统漏热完全抵消，以实现贮存过程中低温贮箱的压力控制和低温推进剂的零蒸发。

图1 低温推进剂空间零蒸发存储概念图[9]Fig.1 Schematic diagram of ZBO system for cryogenic propellant storage[9]

低温推进剂零蒸发贮存技术可以有效地延长推进剂在轨储存时间，理论上若能保证制冷系统的持续运行，低温推进剂的贮存时间可以无限延长。因此低温推进剂在轨贮存时间的长短主要取决于制冷机、循环气泵等部件寿命，并且不会随任务时长的增加而提高贮箱系统额外的结构质量需求。而在被动存储概念下，贮箱的尺寸、绝热材料的质量以及所需携带的推进剂质量都会随着任务时间的延长而增加。

根据制冷机与推进剂贮箱之间耦合方案的不同，低温推进剂空间零蒸发贮存技术组合方案大致可分为4类。

3.1 内置冷凝器

内置冷凝器方案是通过直接将制冷机冷头连接一个冷凝器，置于推进剂贮箱内，冷却蒸气或液体，来实现推进剂的零蒸发贮存，如图2所示。内置冷凝器方案由于冷凝器与低温推进剂换热面积相对较小，传递距离有限，难以清除贮箱内推进剂的热分层。因此在实际应用中该方案通常与其他构件组合使用。

图2 内置冷凝器方案示意图Fig.2 Diagram of condenser embedded inside tank scheme

一种组合方案是采用两级制冷机，温度较低的一级连接置于低温贮箱内的冷凝器，温度较高的一级连接置于真空多层绝热材料中的冷屏。另一种组合方案是内置冷凝器＋低温热管方案。它采用热管技术将制冷机冷头延伸至贮箱内底部与推进剂换热。

3.1.1 内置冷凝器＋铜冷屏

NASA的格伦研究中心以液氢为工质，进行了球形液氢贮箱与两级制冷机耦合的地面热真空环境验证试验，试验系统如图3所示。制冷机的制冷量为第一级20 W(35 K)，第二级17.5 W(18 K)，布置于箱体顶部。球形铝罐的体积为1.42 m，实验过程中液氢填充率为90%。铜质冷屏安装于储罐外包裹的多层绝热材料中间，用于部分清除来自外界的漏热。实验设定环境温度为295 K。当没有安装低温制冷机和冷屏时，测得贮罐漏热量为14.5 W，贮罐内液氢稳态蒸发速率为0.12 kg/h。

图3 内置冷凝器＋铜冷屏方案的液氢零蒸发储存系统图[10Fig.3 Liquid hydrogen zero-boil off storage system of condenser embedded inside tank＋copper cold shield scheme[10]

试验第一阶段冷凝器和铜冷屏同时工作。先关闭制冷机时测得贮罐内稳态蒸发速率约为0.14 kg/h，贮罐漏热量为17 W。开启制冷机，当液氢温度稳定时，测得液氢储罐的平均温度下降速率为0.017 K/h，压力下降速率为0.55 kPa/h，如图4(a)所示。完成试验后关闭低温制冷机以模拟低温制冷机失效故障，测得在2.5 h内储罐内液氢蒸发率逐渐恢复到0.14 kg/h。试验第二阶段移除多层绝热材料之间的冷屏，此时低温制冷机的第一级没有负载。测试开始后，储罐内压力持续上升，直至第56 h，压力才开始降低，表明此时实现了液氢的净冷凝。后续的压力下降速率约为0.35 kPa/h，而液氢温度近似保持恒定，如图4(b)所示，这也说明实现了液氢的零蒸发贮存。

图4 内置冷凝器＋铜冷屏方案的液氢ZBO储存试验中压力和温度变化[10]Fig.4 Temperature and pressure variation of liquid hydrogen in ZBO testing of condenser embedded inside tank＋copper cold shield scheme[10]

可见，当冷凝器和冷屏同时工作时，制冷机更有效地清除了系统漏热，而仅用冷凝器工作时热转移和漏热基本持平。无论如何，2种工况都实现了零蒸发存储的试验结果。

3.1.2 内置冷凝器＋低温热管

在NASA的格伦研究中心的资助下，佛罗里达州立大学对低温制冷机冷凝氢气的方案进行研究，其试验贮罐容积为150 L，结构如图5所示。为增强液氢与低温制冷机之间的换热，采用热管连接在制冷机的冷头上。同时，在热管底部加几束由细铜线组成的编织物，如图6所示。热管内部为高纯度氢气。

图5 内置冷凝器＋低温热管方案的液氢零蒸发储存系统图[14]Fig.5 Liquid hydrogen ZBO storage system of condenser embedded inside tank＋cryogenic heat pipe scheme[14]

图6 热管顶部(左)与热管底部(右)图示[14]Fig.6 Configuration of heat pipe[14]

此试验中采用美国Cryomech公司的AL-330型单级G-M制冷机，其制冷量为40 W(20 K)或25 W(15 K)。当贮罐内部液氢温度为15 K时，模型预测总漏热小于8.3 W。通过开启和关闭低温制冷机，对罐内液氢进行ZBO存储试验。试验期间压力和温度变化如图7所示，在关闭低温制冷机后，压力在7 h内从30 kPa上升到207 kPa。再次打开低温制冷机，压力和温度在8 h内恢复到30 kPa。结果表明，在低温制冷机不工作的情况下，系统可以维持至少8～9 h不泄压，而低温制冷机每天工作8 h便可以提供足够的制冷量来维持液态氢的长时间零蒸发储存。

图7 内置冷凝器＋低温热管方案的液氢ZBO储存试验中压力和温度变化[14]Fig.7 Temperature and pressure variation of liquid hydrogen in ZBO testing of condenser embedded inside tank＋cryogenic heat pipe scheme[14]

内置冷凝器＋冷屏方案与内置冷凝器＋低温热管方案均可以在一定层度上减少由于冷凝器与推进剂换热不足而导致的热分层。但内置冷凝器方案作为最先被提出来的推进剂零蒸发方案，本身存在着许多不足之处。由于是直接将冷凝器置于储罐内，冷凝器与低温推进剂的换热效果很大程度上取决于冷凝器表面积以及低温推进剂的自然对流强弱。在空间微重力条件下，这种对流作用十分有限。同时，整个制冷系统直接集成于贮箱，使得系统的寄生漏热较大。

3.2 低温热管＋换热器

为了改善内置冷凝器方案中将制冷机冷头置于贮箱内导致的寄生漏热大以及低温推进剂与制冷机冷头换热效果弱等问题，NASA提出一种改进方案，即低温热管＋换热器。该方案是在保留热管的基础上，通过引入换热器与混流器有效增强换热器与推进剂之间的换热，降低换热器与制冷机之间的换热温差，更好地清除贮箱内部流体的热分层，如图8所示。

图8 低温热管＋换热器组合方案示意图Fig.8 Diagram of cryogenic heat pipe＋heat exchanger scheme

该试验储罐为球形，直径为1.4 m，在测试过程中，维持储罐压力为138 kPa，并用液氮做模拟测试，充注率为98%，同时控制环境温度为230 K。储罐漏热量约为6.8 W，如图9所示。

图9 低温热管＋换热器方案的液氮零蒸发储存系统图[19-20]Fig.9 Liquid nitrogen ZBO storage system of cryogenic heat pipe＋heat exchanger scheme[19-20]

为了加强液氮与换热器之间的对流换热，在储罐内部安装了一个混合器。其设计流量为33 L/min，输入功率为10 W，扬程为1.5 m。试验中运行频率为每90 min运行一次(持续30 s)，即平均输入功率为0.058 W。混合器的出口指向翅片换热器。翅片换热器与储罐顶部和底部的距离相等。制冷机输入功率为140 W，在95 K时的理论制冷量为10 W。而在实际应用中，其工作在75 K时的制冷量为7 W。实验测得制冷系统冷侧最大温差为6.9 K，热管最大温差为3.6 K。且实验过程中罐体压力不断增大，说明低温制冷机制冷量不足以消除进入罐内的热量，故本次试验未实现液氮的零蒸发储存。

相对于内置冷凝器的方案，低温热管＋换热器组合方案中合理设计的换热器可以有效地增强低温推进剂与换热器之间的对流换热，使得总的换热效果增强。换热器与低温流体之间对流换热的增强可以有效地减小两者之间的温差，这对于减弱储罐内低温流体热分层以及提高制冷系统的控压效果是非常有利的。同时，热管的使用可以有效增大制冷机与储罐之间的距离，减少制冷系统的寄生漏热。但是当贮箱体积进一步增大同时贮箱内推进剂存量较少时，此方案对内置冷凝器方案的优化效果将减弱。

3.3 喷雾棒＋循环泵

喷雾棒＋循环泵组合方案是针对内置冷凝器方案提出的另一种改进方案。如图10所示，它先通过循环泵将贮箱内推进剂抽出贮箱，在外部与制冷机冷头换热降温，后返回贮箱内并从喷雾棒中喷射出。由于喷雾棒与循环泵可以在贮箱内使推进剂形成强迫对流，该方案可以高效地抑制贮箱内低温推进剂热分层，强化推进剂与制冷机冷头之间的换热。

图10 喷雾棒＋循环泵组合方案示意图Fig.10 Diagram of spray bar＋circulating pump scheme

2002年，由NASA下属的马歇尔太空飞行中心(MSFC)、艾姆斯研究中心(ARC)和格伦研究中心(GRC)共同合作，基于多功能氢测试平台系统(MHTB)，对不同充注率下的液氢地面贮箱进行了一系列无损贮存试验。MHTB铝罐为圆柱形，体积为18.09 m，如图11所示。系统采用1台美国Cryomech公司生产的GB37低温制冷机，其额定制冷量为30 W(20 K)，功率输入为350 W。液氢从贮箱底部抽出，流经低温制冷机的冷头换热器后被循环泵压入喷雾棒并送回贮箱，如图12所示。其中的液氢循环泵采用Barber Nichols公司生产的BNHP-08型离心低温泵，其流量为38 L/min，引起的额外漏热为0.3 W。在泵与制冷机未运行的情况下，测得贮箱的漏热量约为12.9 W，其中绝热贯穿件与多层绝热材料的漏热量为8.3 W，冷头换热器的漏热量为4.3 W。将环境温度控制为164 K，在不同的液氢加注量(95%、50%、25%)下分别进行测试。

图11 MHTB系统[23]Fig.11 MHTB system[23]

图12 制冷机冷头换热器[23]Fig.12 Heat exchanger connecting the cold head of cryocooler[23]

图13给出了95%充注率下液氢蒸发率随时间的变化，蒸发率达到顶峰后，通过向真空腔内注入微量氦来加速MLI内部温度向稳态温度的转变。达到稳态蒸发后打开低温制冷机(25 000 s)，贮箱内部推进剂开始向零蒸发状态过渡，在约30 000 s内实现零蒸发。对应的压力随时间变化如图13所示。之后，分别针对充注率为50%和25%进行了相似试验，最终都实现了液氢的零蒸发储存。实验还发现此方案能够有效消除贮箱内液氢的热分层。

图13 喷雾棒＋循环泵方案的液氢蒸发率与贮箱压力随时间变化图(充注率95%)[23]Fig.13 Changes of liquid hydrogen evaporation rate and pressure change in tank with time for spray bar＋circulating pump scheme(at 95%fill rate)[23]

喷雾棒＋循环泵组合方案具备的优点显而易见的。但此方案需要将低温推进剂引出至贮箱外部换热制冷，然后再经过循环泵喷入贮箱内，这又会导致新的问题。由于空间中低温推进剂处于悬浮状态，当贮箱内推进剂储量较低时，从贮箱抽吸进入循环管路的低温流体很容易处于气液混合状态。这会显著降低循环泵的效率甚至使其失效，影响推进剂与冷头换热器之间的换热效果。此外，由于采用了循环管路将低温推进剂引出至贮箱外，这使得整个系统贯穿件增多，虽然能够实现零蒸发，但循环管路的漏热和泵连续运行产生的热量使得这种零蒸发方法效率低下。

相对于内置冷凝器方案，该组合方案中喷雾棒的使用是强化贮箱内流体的混合与对流换热，消除低温推进剂的热分层，提升制冷系统控压效率的关键。然而，考虑到循环系统所带来的额外漏热，这一方案相对于内置冷凝器方案是否能从总体上减小制冷机制冷量还需要进一步研究。

3.4 大面积冷屏＋循环气泵

上述系列研究中，制冷机冷头温度必须低于推进剂蒸发温度一定程度后才能保证较好的换热效果，这对低温制冷机提出了更高要求，往往会导致采用功率或体积更大级别的制冷机。此外，受制冷机冷头与贮箱之间需要保持接触这一条件的限制，制冷机的安装位置也必须位于推进剂贮箱附近，这导致制冷机自身的部分热负荷可能会漏入推进剂贮箱从而增加系统总的漏热量，尤其是当制冷机停机时。

为此，NASA于2008年提出了一种新的低温推进剂减蒸发或零蒸发系统方案，即大面积冷屏＋循环气泵方案。如图14所示，它不再于贮箱内置换热器，而是在贮箱外部冷屏上嵌入一定数量的冷却管路，冷却管内循环流动的氦气从更远处低温制冷机获取冷量，大幅降低冷屏温度(甚至低于贮箱内低温流体当前压力对应的饱和温度)，起到阻挡或消除漏热的作用，从而实现零蒸发。

图14 大面积冷屏＋循环气泵组合方案示意图Fig.14 Diagram of broad area cooling shield＋circulating gas pump scheme

NASA利用低温减蒸发系统(Cryogenic Boil-Off Reduction System，CBRS)进行了一系列新的试验。当低温冷却器能够消除所有热负荷，贮箱内推进剂温度与压力保持恒定时，便可认为实现了推进剂的零蒸发。若低温冷却器仅移除部分热量，那么残余的热量仍会稳定地进入贮箱之中，最终虽然仍需排放以控压，但排放损失大幅减少，此时系统实现的是推进剂的减蒸发，如图15所示。实验中采用8组如图16所示布置形式的冷却管路，冷屏温度均匀性可保持在1 K以内。其中，冷却管间距为0.4 m，管径为1.6 mm，循环氦气流量为0.04 g/s，氦气循环一圈后，温升小于2 K。实验储罐体积为1.2 m。

图15 液氢贮箱减蒸发及零蒸发系统图[28]Fig.15 ZBO/RBO storage system of liquid hydrogen[28]

图16 冷屏管路布置形式示意图[28]Fig.16 Piping arrangement of cooling shield[28]

NASA以系统结构质量最小化为优化目标，对不同贮存时间要求下的大面积冷屏系统和被动绝热系统结构质量进行了计算。如图17所示，对于直径为3 m的贮箱，环境温度为237 K时，若采用大面积冷屏加循环气泵的绝热方式，液氧贮箱和液氢贮箱可分别在贮存任务周期超过14天和40天后，取得相比传统被动热防护结构更优的系统结构质量收益。

图17 系统结构质量随在轨贮存时间的变化[28]Fig.17 Variation of structural mass vs storage time[28]

在此基础上，NASA还研究了当贮罐内液氧或液氢不同初始质量下(反映到贮罐的尺寸变化)，被动热防护系统与CBRS的结构质量相等时的贮存天数变化情况，所得结果如图18所示。可以看出，当贮存液氧或液氢目标任务时间超过图中所示时间时，建议考虑使用CBRS。此外，还对将大面积冷屏置于MLI中何处位置时制冷系统消除系统漏热的效果最好进行了理论计算。如图19所示，当冷屏放置在MLI大约40%层数位置时，系统实现零蒸发所需要的制冷机功率最小，即制冷系统消除漏热的效果最好。

图18 结构质量相等时贮存天数随贮箱尺寸变化[28]Fig.18 Storage period vs tank size for the same structural mass[28]

图19 制冷机功率随冷屏放置位置的变化图[28]Fig.19 Cryocooler power consumption vs shield location[28]

之后，NASA格林研究中心开展了液氢贮箱减蒸发系统和液氧贮箱零蒸发系统的地面试验研究。该实验中使用了具备自支撑功能的多层绝热(SS-MLI)材料。2个贮箱的冷却管路布置形式如图20所示。其中，液氧零蒸发系统不采用蒸气冷却屏(VCS)，冷却管直接缠绕在贮箱外壁上(图20左)；
液氢减蒸发系统则采用VCS，安装于多层绝热材料之间(图20右)。试验系统中的低温制冷机采用制冷量为15 W(90 K)的涡轮逆布雷顿循环制冷机，循环工质为氖气。

图20 2种冷却管道布置示意图[32]Fig.20 Two types of cooling pipe arrangements[32]

他们共设计2组低温减蒸发实验(CBRSⅠ与CBRSⅡ)与一组零蒸发实验。其中实验CBRSⅠ采用传统MLI材料，实验CBRSⅡ中大面积冷屏(BAC)内侧使用具备自支撑能力的MLI材料(SS-MLI)，外侧使用传统的MLI材料。测试中控制环境温度为220 K，低温推进剂充注率为90%。ZBO测试采用564 kPa压力下的LN代替常压LO，两者沸点相当。

实验结果表明，由于制冷机性能的制约，CBRSⅠ试验中液氢储罐蒸发减少了48%，CBRSⅡ试验中减少了45%，并未实现零蒸发。ZBO测试中，在制冷机输入功率145 W，制冷量8.5 W情况下实现了零蒸发。当制冷机输入功率为212 W时，可有效地将储罐内降压速率保持在0.462 kPa/h，这与等温流体模型的预测结果一致，表明推进剂状态与未分层流体相同。同时发现，在低充注率(25%)时低温推进剂会出现较明显的热分层，贮箱内部压力较高。需要说明的是，此套低温冷却系统与贮箱集成引起的寄生漏热为4.2 W，远低于其他3类组合方案。低温冷却器回流歧管的漏热是寄生漏热的主要来源。

Plachta等利用上述装置，以液氮为工质模拟液氧进行ZBO系统地面试验。意图是测试不同充注率下实现液氧零蒸发的能力以及降低液氧热分层的能力。实验系列可分为稳态试验和加压试验2类，其中加压试验是为了进一步测试贮箱漏热量对贮箱压力的影响。图21给出了不同低温制冷机功率条件下，贮箱内的压力随时间的变化曲线。系统成功实现了稳定的贮箱压力控制，维持了液氮的无排放贮存长达19天。同时，充足的冷量还可以使液氧过冷，也就意味着推进剂箱可以像电池一样用来储存能量，这对于会经历定期日食的航天任务非常有利。实验还发现大面积冷屏系统可有效降低储罐顶部温度，抑制热分层，低充注率(25%)下仍然有良好的效果。

图21 不同制冷机功率条件下贮箱内压力变化[36]Fig.21 Pressure variation under different cryocooler power[36]

在低温制冷机复合大面积冷屏的液氢贮箱零蒸发技术方面，美国SierraLobo公司也开展了相关研究，其方案是通过在液氢贮箱外壁面上盘绕冷却管来阻挡漏热，如图22所示。

图22 液氢贮箱零蒸发系统图[38]Fig.22 ZBO storage system of liquid hydrogen[38]

主动冷却回路采用氦气为循环工质，与脉冲管低温制冷机二级冷头相连，如图23所示。制冷机第二级制冷量为4 W(20 K)，压缩机输入功率为550 W，排热环境温度约为300 K。在贮箱上的冷却管路由上、下2组对称的盘管组成，盘管内经制冷机冷却后的低温氦气分别从液氢贮箱顶部和底部的进气口进入2组冷却管，随后在贮箱中部的排气口汇集后排出，如图24所示。系统实测总漏热为1.8 W，小于脉冲管制冷机的制冷量，因此实现了液氢零蒸发储存，并且具有一定的制冷量余量。

图23 制冷系统冷却管道布置图[38]Fig.23 Pipe arrangement of cooling system[38]

图24 贮箱上冷却管道布置图[38]Fig.24 Pipe arrangement in tank[38]

以上诸项研究表明，大面积冷屏＋循环气泵组合方案采用中途主动拦截热量的概念，使得外界环境漏热无法进入到贮箱内部，当冷屏保持与贮箱内推进剂温度相等或略低于推进剂温度即可维持推进剂的零蒸发。同时，由于采用了全覆盖冷屏结构，贮箱的温度更加均匀，抑制了热分层；
而用循环气泵输送氦气，可以使得制冷系统相对远离贮箱，降低寄生漏热。但是，大面积冷屏在真空多层绝热材料中的位置会影响制冷系统的控压效果。故实际工程应用时应根据具体需要考虑大面积冷屏在MLI中的位置优化问题。

本文回顾了低温推进剂空间无损贮存技术的研究现状，梳理出了内置冷凝器、喷雾棒＋循环泵、低温热管＋换热器及大面积冷屏＋循环气泵4种组合方案，较完整地对比了低温推进剂零蒸发的实现方式、各种组合方式的控压效果、制冷机功耗和寄生漏热、制冷系统结构质量盈亏等问题，得出如下结论:

1)制冷系统集成到贮箱上会产生寄生漏热。几代零蒸发技术方案的总体演化趋势是使制冷机尽量远离储罐，并高效地将制冷机产生的冷量导入到贮存流体中。

2)控压效果与制冷系统的制冷量及制冷机的除热方式有关。内置冷凝器、低温热管＋换热器与喷雾棒＋循环泵方案，由于制冷机冷头与低温推进剂直接或间接接触换热，控压效果相对较好；
而大面积冷屏＋循环气泵方案的控压效果则与大面积冷屏在真空多层绝热材料中的位置有关，冷屏越靠近储罐，则控压效果越好。

3)为实现推进剂的无损贮存而引入制冷系统，虽然会增加推进剂贮存系统结构质量，但可以减小发射所需携带的初始推进剂质量以及因此而增加的容器质量。因此，存在一个临界任务周期，当任务周期超过该临界任务周期时长，主动制冷方案即可以取得优势收益。

4)相对于其他方案，大面积冷屏＋循环气泵方案尤其适合大容积贮箱，具有寄生漏热低、制冷机功耗低、储罐内低温流体热分层消除效果好等优点，是一种极具潜力的技术方案。

高效被动绝热材料的应用是首要前提，但其性能已基本没有提升空间。相比于常规排气控压方式，采用空间低温制冷机，通过消耗电能等输入能源对贮箱内的推进剂进行制冷降温的主动绝热方式具有极大的优越性，可实现低温推进剂的零蒸发和空间无损贮存，是未来低温推进剂长期在轨储存的发展方向。大冷量空间用低温制冷机是未来低温推进剂长期在轨储存的关键。随着各类空间任务在轨时间不断延长，空间无损贮存技术在低温推进剂初始携带量与发射成本方面产生的收益将越发显著。中国也应按照基础研究、系统设计、关键技术攻关、地面演示验证试验和飞行试验的发展路线推进低温推进剂零蒸发储存技术的发展，重点在大面积冷屏＋循环气泵方案的控压能力提升与喷雾棒＋循环泵的寄生漏热抑制等方面开展技术攻关。

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