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    电推进系统液氪低温推进剂贮箱关键技术分析

    时间：2023-02-21 08:10:41来源：百花范文网本文已影响人

    陈既东，朱建炳，赵积鹏，张 海，顾森东，于 斌

    （兰州空间技术物理研究所，兰州 730000）

    电推进概念是美国于20世纪初最先提出的[1]。电推进以其长寿命、高比冲、可控性好的特点，成为目前空间远距离探测和大轨道转移的选择。电推进系统利用电磁场电离推进剂工质产生等离子体，通过电磁场加速使等离子体高速喷出而产生推力。氙、氪作为传统的电推进气体推进剂，推力性能较好，多次应用于航天任务，如Deep Space1、Smart-1、黎明号、地球静止轨道通讯卫星等。相关研究[2-3]表明，氙气具有较低的电离能和较高的原子质量，在放电通道内的电离和聚焦过程比较好控制，因此在推进剂利用率和推力方面均优于氪气，但在同等电压功率下氪气比冲高于氙气。结合推进剂的任务需求量（一般为几百kg）和目前最新市场价格（氙气28万元/m3、氪气3万元/m3）等两方面因素综合考虑，氪工质优势明显，对此类任务的适用性更好，因此开展氪推力器的相关研究工作对电推进技术的发展意义重大。

    贮供单元作为电推进系统推进剂储存和管理的重要子系统，面对几个月、甚至几年的任务周期，氪工质贮存方式的选择成为目前最关注的问题。Welle[4]介绍了电推进气体推进剂（氙、氪等）低温贮存和超临界贮存两种方式，发现低温液化贮存的应用更多；
    郭志钒等[5]横向对比了高压储氢、低温液化储氢以及金属氢化物储氢三种方式，认为低温液化储氢具有绝对优势；
    NASA的Ames Research Center（ARC）、Glenn Research Center（GRC）、Marshall Space Flight Center（MSFC）对低温液化推进剂的贮供问题做了大量研究[6-8]，在地面试验阶段已经实现了低温推进剂的无损贮存。由此不难发现，低温液化贮存逐渐成为低温推进剂较优的贮存方式。

    本文基于深空探测和大轨道转移任务需求，开展氪低温液化贮存必要性论证，梳理低温推进剂贮箱的研究现状，并结合氪工质物性特点，对液氪低温推进剂贮箱关键技术进行分析和总结。

    目前，电推进低温气体推进剂的贮存方式一般有三种：高压气态贮存、超临界贮存、低温液化贮存。高压气态贮存采用高压气瓶贮存气体，当氪的贮存压力为30 MPa时，其贮存密度也只能达到1.2 g/cm3。后两种贮存方式如文献[4]所述，均可应用于空间贮存，下面就这两种方式结合氪的相关物性参数进行分析。

    超临界状态下，氪介于液态和气态之间，不同温度下的压力-密度变化规律如图1所示。

    图1 不同温度下超临界氪密度随压力的变化关系Fig.1 Relationship between supercritical krypton density and pressure at different temperatures

    图1中，取氪的临界压力5.525～15 MPa为贮存压力，很明显，当贮存温度接近临界温度-63.67℃时，超临界氪的密度变化最大。当以低温液化形式贮存时，氪的压力和液相密度随饱和温度的变化关系如图2所示。当贮存压力为0.1 MPa，贮存温度为-153.42℃时，液相氪的密度高达2.417 g/cm3，可满足贮箱小型化和高密度储存要求。对比两种方式发现：即使处于超临界贮存的最优值，氪的贮存压力也是低温液化贮存压力的几十倍，且贮存密度较低，因此超临界氪贮箱设计很难同时满足大容量、轻质化和安全性要求；
    低温液化贮存时，由于贮存温度低，存在一定的热控难度，进而对低温液氪贮箱热防护、流体管理等提出了较高的要求。

    图2 氪工质压力和液相密度随饱和温度的变化关系Fig.2 Relationship between pressure and liquid density of krypton working fluid withsaturation temperature

    从氪贮箱尺寸、容量、安全性、制造成本以及大轨道转移任务的大贮量需求等方面综合分析，低温液化贮存明显优于超临界贮存，设计用于氪低温液化贮存的大容量氪推进剂贮箱是必要且可行的。

    受空间环境、任务需求以及氪推进剂自身的物理性质等三方面因素影响，为实现液氪推进剂在轨长期贮存，须综合考虑低温推进剂贮箱的研究现状和氪工质物性参数，对大容量液氪贮箱关键技术进行分析。但由于液氪、液氙贮箱的公开资料有限，只能借鉴化学低温推进剂贮箱，从轻质低温贮箱壳体研制、高效热防护技术、低温推进剂管理技术等方面着手。

    2.1 轻质低温贮箱壳体

    质量、比强度、比刚度是评价电推进用低温推进剂贮箱壳体的主要性能指标。随着材料科学和加工技术的不断发展，低温贮箱壳体材料经历了铝镁系列合金（如“阿波罗”计划中土星系列火箭燃料贮箱材料）、铝铜系列合金（如2014、2219）、铝锂系列合金（如前苏联能源号火箭燃料贮箱材料）等轻质金属材料的发展，之后复合材料以其低密度、高比模量和高比强度等性能优势得到广泛的研究和应用。黄诚等[9]对树脂基复合材料及其性能、复合材料贮箱的设计准则、贮箱主要部段的结构设计等进行了研究。于建等[10]论证了聚合物复合材料作为低温贮箱材料的必要性和可行性。陈振国等[11]针对碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）贮箱严重的渗漏问题，阐述了国内外有关纳米材料掺杂增强、树脂基体改性增韧、铺层结构优化设计等抗渗漏设计方法。美国NASA、SpaceX以及Boeing公司合作研制出了无金属内衬的CFRP低温贮箱[12]。

    目前在轨加注转移技术尚未成熟，为完成远距离、长时间的探测任务，氪推进剂的携带量非常大，同时，低温液氪贮箱还须满足高比强度、高比刚度、轻质化以及耐低温等性能要求。从表1数据分析，复合材料的性能明显优于金属材料。从国内贮箱轻质化发展角度看，全复合材料贮箱是航天低温贮箱的下一步发展方向，但是考虑到加工制造水平和成本，以及全复合材料贮箱结构还存在很多加工和验证问题有待解决等因素，现阶段大多数轻质低温贮箱结构仍采用薄壁金属内衬+复合材料缠绕的形式，如图3所示。部分文献中用钛作为液氙贮箱金属内衬，钛的密度为4.51 g/cm3。参照表2中氪、氢、氧的数据对比，结合表1壳体材料参数，可以看出，轻质化液氪贮箱更适合用铝锂合金+T1000碳纤维/树脂基复合材料作为壳体，环向缠绕和螺旋缠绕组合方式制造。

    表1 贮箱壳体材料汇总Tab.1 Summary of tank shell materials

    表2 三种推进剂物性参数Tab.2 Physical parameters of three propellants

    图3 贮箱壳体结构示意图Fig.3 Schematic diagram of tank shell structure

    2.2 热防护技术

    低温推进剂贮箱热防护是实现低温推进剂在轨蒸发量控制的核心手段。按是否需要外界提供能量可将低温推进剂贮箱热防护分为被动绝热和主动制冷两大方式。1999年NASA格伦研究中心的Plachta[13]提出了“零蒸发”（Zero Boil-Off，ZBO）贮存概念，即以被动绝热和主动制冷相结合的方式来实现贮箱热防护。基于贮箱轻质化性能参数，以氢、氧贮箱LEO（Low Earth Orbit）在轨时间和热防护质量之间的变化曲线[14]（如图4所示）为例评判在轨长期贮存的两种热防护方式，可以看出，随着在轨时间的增加，理论上低温推进剂的蒸发量越大，所需要的热防护质量越大，很显然，使用被动绝热+主动制冷的方式进行低温推进剂在轨长期蒸发量控制是目前最优的方案选择。

    图4 低温贮箱在轨时间与热防护质量关系图Fig.4 Relationship between on-orbit time of cryogenic tank and thermal protection quality

    2.2.1 被动绝热方式

    被动绝热，即通过增设热防护层的方式控制贮箱的漏热量。最传统的方式是采用真空多层绝热结构（Multi-Layer Insulation，MLI），但该结构存在贮箱质量过大的问题。后续，该结构被优化为变密度多层绝热结构（Variable Density-Multi Layer Insulation，VD-MLI）。在此基础上，衍生出以下两种组合形式：

    （1）SOFI+VD-MLI组合

    这是由NASA的低温学者首先提出的一种新型绝热防护组合，VD-MLI配合能够在地面和发射阶段起到很好绝热保护作用的聚氨酯泡沫绝热（Spray-On Foam Insulation，SOFI），来保证整个航天器寿命期间内的贮箱绝热。

    Marshall Space Flight Center的 Martin 等[15]针对液氢贮箱在32℃左右的辐射屏温下对MLI和SOFI+VD-MLI组合进行了试验，得到表3所列的相关数据。可以看出，SOFI+VD-MLI组合的性能优势明显。李延娜[16]在不同环境下，对SOFI+VD-MLI组合的贮箱热防护性能进行了理论分析和数值模拟。郑建朋等[17]针对SOFI+VD-MLI的不同层数组合进行绝热性能试验研究；
    Martin等[18]主要针对SOFI+MLI结构组合进行了相应的试验评估。

    表3 MLI和SOFI+VD-MLI组合热防护性能对比Tab.3 Comparison of thermal protection performance between MLI and SOFI+VD-MLI

    （2）SOFI+VD-MLI+VCS复合结构

    近几年，国内外学者对SOFI+VD-MLI+VCS复合结构的讨论很多，许多人认为由聚氨酯泡沫（SOFI）、变密度多层绝热（VD-MLI）和蒸气冷却屏（VCS）组成的复合结构（如图5所示）是一种极有效的被动热防护组合。陈叔平等[19]基于漏热量最小原则，从能量守恒推导了VCS屏温和屏位数值计算关系，对蒸汽冷却屏的位置进行了优化。Jiang等[20]为了更好地预测和优化绝热组合的热性能，提出了一个考虑VD-MLI三种传热机制和VCS内对流传热的理论模型，通过实验方式验证了模型的正确性，研究了VCS位置和热边界温度（热流）对隔热性能的影响。该复合结构与SOFI+VD-MLI不同的是加入了VCS，从而可以进行冷量的二次应用，得到更好的绝热效果。

    图5 SOFI+VD-MLI+VCS复合结构示意图Fig.5 SOFI+VD-MLI+VCS composite structure diagram

    2.2.2 主动制冷方式

    主动制冷技术是采用低温制冷机和贮箱内换热装置耦合设计，将低温制冷机产生的冷量高效、均匀地传输至贮箱内部，使贮箱内蒸发量和压力得到控制。自ZBO贮箱提出以来，国外学者对于主动制冷技术的相关研究从未间断。

    （1）低温制冷机相关研究

    在主动制冷技术方案中，输入的冷量是由低温制冷机产生的，因此针对低温贮箱用的低温制冷机的研究工作十分重要。Plachta[21]在NASA报告中研究了两种类型的制冷机，逆布雷顿循环（RTBC）制冷机和分置式机械制冷机，如脉冲管或斯特林循环制冷机。Nugent等[22]基于载人长期任务中推进剂的储存要求，介绍了NASA正在开发的大容量、高效的20 K和90 K逆布雷顿循环制冷机。Kittel等[23]测试了轻型、高效的脉管制冷机。该制冷机的设计工作点为95 K@10 W，工作寿命为10年，冷却器的质量小于4.0 kg。日本学者[24]在液氙ZBO贮箱设计中采用脉管制冷机提供冷源，运行良好。目前，斯特林制冷机和脉管制冷机具有分置式、轻质量的结构特点和高效率、长寿命的性能优势，而且在轨性能良好，逐渐成为航天应用最受欢迎的低温制冷机。

    （2）换热装置

    NASA采用不同技术手段，针对贮箱内低温推进剂蒸发量主动控制技术开展了大量设计研究和试验，实现了低温推进剂的ZBO贮存。Hedayat等[25]针对液氢ZBO贮箱进行试验测试，采用低温制冷机与TVS（热力学排气系统）组合的主动制冷方案，如图6（a）所示。结果显示，该结构贮箱可以维持液氢20～30 d的ZBO贮存；
    Ho等[26]对一个带喷嘴主动循环结构的液氢ZBO贮箱（如图6（b）所示）进行了流体流动和传热分析。

    图6 几种主动制冷技术Fig.6 Schematic diagram of active refrigeration technology

    David分析了ZBO贮箱中低温制冷机+热管+翅片散热器组合方案（如图6（c）所示）的性能特点，对比分析了主动制冷技术对于ZBO贮箱设计的重要性。Plachta等[27]针对LEO用的液氧ZBO贮箱进行了地面试验验证（如图6（d）所示）。试验证明，两级脉管制冷机+BAC（Broad Area Cooling）组合方案可以实现19 d的ZBO贮存，能够抑制88%的热分层现象。

    从单一被动绝热引起的贮箱漏热出发，结合在轨长期贮存要求，贮箱内液氪蒸发量和压力控制成为该部分设计的关键。基于ZBO贮存的设计目标和液氪贮存温度，参照国外已经成功验证的化学低温推进剂ZBO贮箱设计，液氪贮箱热防护设计选取SOFI+VD-MLI被动绝热组合，再通过主动制冷技术抵消贮箱漏热，实现贮箱内推进剂蒸发量和压力控制。从热控难度分析，液氪贮箱更容易实现无损贮存。

    2.3 低温推进剂管理技术

    2.3.1 气液分离技术

    微重力环境下，气液相处于弥散分布状态，无法分别准确定位。低温推进剂气液分离技术直接决定贮箱在轨供应性能的优劣，是实现推进剂在轨应用和转移的核心技术。现有贮箱内气液分离技术的原理和优缺点如表4所列。可以看出，四种气液分离技术中，表面张力式分离具有良好的空间适用性。海盗75轨道器、STAR-2卫星、HS601平台卫星等均使用了这类分离技术[33]。

    表4 气液分离技术对比表Tab.4 Gas-Liquid Separation Technology

    2.3.2 低温推进剂流体管理

    利用表面张力进行贮箱内液体推进剂管理，可靠性好、管理效率高。目前，基于表面张力效应的推进剂管理装置（Propellant Management Device，PMD）成为实现空间环境下液体推进剂管理的主要装置。表面张力贮箱的PMD通常包括导流板（或网幕通道）和出口附近的蓄液器（表面张力贮箱最重要的组成部分），是决定表面张力贮箱性能优劣的主要因素。美国70年代初完成了针对液氢和液氧表面张力贮箱的设计研究，国内在低温推进剂表面张力贮箱的研究进展缓慢。薛国宇等[32]对低温推进剂表面张力贮箱进行了理论分析，对比了常温推进剂（如四氧化二氮）和低温推进剂（如液氧）之间的表面张力，证实了利用表面张力贮箱进行低温推进剂流体管理的可行性。李永等[33]对板式贮箱进行了研究和调研，对比了筛网式和板式流体管理装置和应用环境，阐述了板式表面张力贮箱的性能优势。朱文杰等[34]介绍了国内外对上面级低温推进剂表面张力贮箱的研究进展，分析了低温推进剂在轨管理的关键技术。总之，筛网通道式和板式在结构上存在很大的差距，板式结构简单，流体管理效果好，但是只适合表面张力稍大一些的推进剂，如常温推进剂四氧化二氮（表面张力为10.27 N/m）。表面张力稍小的低温推进剂，如液氢（表面张力为1.90×10-3N/m），液氧（表面张力为1.31×10-2N/m）等更适合采用第一代金属网幕通道式表面张力贮箱贮存。

    氪推进剂与化学推进剂的工作状态不同，前者是气态，后者是纯液态，因此，低温液氪贮箱内部是否需要PMD成为设计者最关心的问题之一。2009年，法国的Duchemino等[35]在液氙低温贮箱设计中仿照化学低温推进剂的流体管理方式，利用PMD进行无夹气液体采集，然后对其进行汽化，以供推力器使用。氪气与氙气物性相似，可见，液氪贮箱利用表面张力进行流体管理具有可行性，利用该方法既可以满足推进剂定量高效排出的要求，又方便以现有方法检测贮箱内的推进剂余量。在氪沸点温度下，其液相表面张力为1.56×10-2N/m，与液氧表面张力处于同一量级，即选择网幕通道式表面张力贮箱（如图7所示）进行流体管理，较其他方式效果更好。

    图7 网幕通道式表面张力贮箱Fig.7 Screen channel surface tension tank

    NASA针对在轨长期运行的低温推进剂贮箱设计的研究成果颇丰，包括：理论研究、仿真分析、地面试验验证以及部分技术的飞行验证，这些成果对液氪低温推进剂贮箱在轨长期贮存具有借鉴和指导意义。国内在该方面的研究起步比较晚，与国外存在较大差距，现阶段涉及以下关键技术需要攻关：

    （1）铝锂合金薄壳金属内衬和复合材料的加工制造。随着氪推进剂的需求量增大，轻量化贮箱的直径增大，因此大尺寸的铝锂合金内衬的加工成型问题凸显；
    其次，高强碳纤维的加工制造以及大温差范围内与金属内衬在内压作用下的变形协调也是目前亟待解决的问题。

    （2）低温贮箱高效绝热方式。由于氪气为惰性气体，化学性质稳定，采用SOFI+VD-MLI被动绝热组合不仅足以提供液氪低温贮箱寿命周期内的高效绝热，而且有利于贮箱轻质化设计，但对于材料和最优层数的选择还需要相应的理论分析和数值计算。

    （3）低温制冷机与贮箱之间的高效热耦合。该技术对于液氪低温贮箱内蒸发量控制意义重大，目前耦合结构大致有以下几种：热管、导热带、换热器等结构，而对于低温制冷机与低温液氪贮箱之间的耦合特性，还须进行大量的仿真分析和实验验证。

    （4）空间低温推进剂流体管理。利用金属网幕四通道式PMD能够在空间热环境和微重力环境下有效处理氪推进剂的两相流问题，更有利于气液两相流的界面定位。而针对电推进气体工质适用性更高的流体管理方式还有待进一步研究。

    结合以上关键技术，应尽快开展大轨道转移任务用氪推力器贮供单元技术研究，为未来更远距离的小行星探测和更大轨道转移应用奠定基础，不断提升我国在航天领域的竞争力。

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