王博杰，耑 銳，張 亮，齊 超，王 文

（1.上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所，上海200240；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201108）

低溫推進(jìn)劑在軌零蒸發(fā)貯存研究進(jìn)展

王博杰1，耑 銳2，張 亮2，齊 超1，王 文1

（1.上海交通大學(xué)制冷與低溫工程研究所，上海200240；2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海201108）

采用低溫制冷機(jī)與低溫貯箱耦合的方式，可以實現(xiàn)低溫推進(jìn)劑在太空環(huán)境下的零蒸發(fā)貯存。從系統(tǒng)分析、機(jī)理研究及試驗研究三個方面對低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)的現(xiàn)狀進(jìn)行了綜述，闡述了現(xiàn)有的系統(tǒng)分析方法、理論分析模型及零蒸發(fā)試驗方案，可為低溫推進(jìn)劑空間貯存的發(fā)展提供參考。

低溫推進(jìn)劑；零蒸發(fā)；在軌貯存；壓力控制；熱分層

1 引言

低溫推進(jìn)劑可以應(yīng)用于上面級、探月、深空探測及空間燃料站等多個航天領(lǐng)域。但低溫推進(jìn)劑沸點低、極易蒸發(fā)、難以存儲等特點限制了其長時間在軌使用。同時，對于低溫推進(jìn)劑長時間貯存的研究需要考慮空間微重力、復(fù)雜外熱流、各種輻射和粒子的影響并兼顧功耗低、重量輕的嚴(yán)格要求，使得其具有極大的技術(shù)挑戰(zhàn)性［1］。

低溫推進(jìn)劑的共同特點是具有較低的飽和溫度，盡管絕熱技術(shù)的發(fā)展能使低溫貯箱的絕熱性能達(dá)到很高的水平，但還是因為漏熱會導(dǎo)致低溫推進(jìn)劑升溫或蒸發(fā)，致使箱內(nèi)壓力上升［2］。為確保低溫貯箱的安全，當(dāng)箱內(nèi)壓力上升到一定值時，需要進(jìn)行排氣，這種控壓方式使得低溫液體在長時間的在軌運行中會大量損失［3］。另外，在太空環(huán)境中，低溫液體的排放有很多限制。首先，微重力環(huán)境使氣液界面不確定，若無氣液分離器，排氣過程中將有大量液體被排出；其次，排出的氣體由于微重力的影響會彌漫在航天器周圍，如果是易燃易爆的低溫推進(jìn)劑，將嚴(yán)重危害航天器以及宇航員的安全。另外，定期的排放使低溫液體的攜帶量遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于額定需液量，這就直接影響到貯箱的質(zhì)量，增加了運行負(fù)荷和發(fā)射費用［4］。

低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存（Zero Boil?off，ZBO）的概念是隨著低溫制冷機(jī)與絕熱技術(shù)的發(fā)展被提出來的［5］。低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)在航天器長期運行中較常規(guī)的排氣方式有很大的優(yōu)越性，其主要體現(xiàn)在對低溫推進(jìn)劑攜帶量與發(fā)射成本的收益，Plachta等［6］認(rèn)為在短期的貯存中，ZBO系統(tǒng)因為需要額外增加主動冷卻裝置，較傳統(tǒng)被動系統(tǒng)優(yōu)勢不大，但在貯存時間超過一定天數(shù)時（液氧是1周，液態(tài)甲烷是2周，液氫是2個月），ZBO系統(tǒng)在低溫推進(jìn)劑攜帶量與發(fā)射成本的收益會越來越大。

NASA從二十世紀(jì)九十年代開始對ZBO進(jìn)行了理論與實驗的研究，積累了很多經(jīng)驗［7］。而我國在這方面尚處于起步階段，中國科學(xué)院及蘭州空間技術(shù)物理研究所等開展了相關(guān)的理論研究［8?10］。低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)的研究對我國未來探月及深空探測意義重大。因此本文就低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存技術(shù)的現(xiàn)狀從系統(tǒng)組成、理論機(jī)理以及試驗研究等方面進(jìn)行了詳細(xì)地闡述與分析，指出了低溫推進(jìn)劑在軌零蒸發(fā)貯存所面臨的技術(shù)難題以及我國在該領(lǐng)域急需開展的關(guān)鍵技術(shù)與研究。

2 低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存概念

低溫流體在長期貯存過程中不可避免會受到各種漏熱帶來的困擾。低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存的實現(xiàn)是將被動絕熱技術(shù)與主動制冷技術(shù)有機(jī)結(jié)合，通過低溫制冷機(jī)將貯箱系統(tǒng)漏熱完全補(bǔ)償，以實現(xiàn)貯存過程中低溫貯箱的壓力控制和低溫液體的零蒸發(fā)［3］。圖1是NASA描述的一個典型的零蒸發(fā)系統(tǒng)示意圖［7］，系統(tǒng)中主要包括低溫制冷機(jī)、換熱器、攪拌風(fēng)扇以及多層絕熱結(jié)構(gòu)。低溫制冷機(jī)為系統(tǒng)帶走熱量；多層絕熱結(jié)構(gòu)用來保證系統(tǒng)的漏熱在制冷機(jī)最大制冷量之內(nèi)；而攪拌風(fēng)扇一方面用于消除貯箱內(nèi)的熱分層，控制壓力水平，另一方面保證氣泡在零重力環(huán)境下也處于換熱器的位置，便于跟制冷機(jī)更有效地進(jìn)行換熱；另外在實際應(yīng)用中，因為要保證制冷機(jī)的長期運行，需要增加太陽能采集系統(tǒng)。在實際運行中，當(dāng)貯箱內(nèi)壓力上升到一個閾值時，攪拌風(fēng)扇開啟，用來打破熱分層，從而控制壓力，但攪拌混流的方式并不能快速降低壓力，當(dāng)僅靠攪拌風(fēng)扇無法再控制壓力時，制冷機(jī)開啟，對貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑進(jìn)行冷卻，從而達(dá)到對貯箱內(nèi)壓力真正的控制。在ZBO技術(shù)的發(fā)展中，箱體內(nèi)的混流裝置逐漸出現(xiàn)了循環(huán)泵、噴嘴或是噴桿等結(jié)構(gòu)［11?13］。而低溫冷卻屏技術(shù)（Broad Area Cooling，BAC）的提出，使箱內(nèi)冷卻與混流結(jié)構(gòu)可以得到一定程度的簡化，Plachta等［14］在實驗中發(fā)現(xiàn)僅通過高效的BAC系統(tǒng)能夠完全實現(xiàn)液氧的零蒸發(fā)貯存，以及液氫的低蒸發(fā)貯存。

3 低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存系統(tǒng)分析

低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存的系統(tǒng)分析是零蒸發(fā)系統(tǒng)設(shè)計與優(yōu)化重要的一部分，它包括針對各種不同任務(wù)要求，對ZBO系統(tǒng)總質(zhì)量、系統(tǒng)功耗等因素的分析。在文獻(xiàn)［3］中，一種簡單的分析模型被用來進(jìn)行這方面的初步分析。模型給出了一系列ZBO系統(tǒng)中重要部分的質(zhì)量與能耗評估，包括低溫貯箱的體積與質(zhì)量的關(guān)系、多層絕熱結(jié)構(gòu)的性能與質(zhì)量的關(guān)系、蒸汽冷卻屏的質(zhì)量、以及低溫制冷機(jī)系統(tǒng)的冷卻性能與質(zhì)量及能耗的關(guān)系，如表1所示。

Haberbusch等［19］通過上述模型對低溫推進(jìn)劑ZBO貯存進(jìn)行了系統(tǒng)分析。分析對象為球形液氫貯箱，貯箱外布置多層絕熱與冷卻屏，如圖2所示。作者分三種情況：（液氫存儲量250 kg和4000 kg，無外部冷卻屏；液氫存儲量250 kg，80 K的外部冷卻屏；液氫存儲量4000 kg，80 K的外部冷卻屏）討論了多層絕熱的層數(shù)以及內(nèi)部冷卻屏溫度對目標(biāo)ZBO系統(tǒng)質(zhì)量與能耗的影響。結(jié)果表明：1）對于同時使用內(nèi)部冷卻屏和外部冷卻屏的情況，外部多層絕熱達(dá)到75層時系統(tǒng)的質(zhì)量最?。粺o論是大儲液量（4000 kg）還是小儲液量（250 kg），系統(tǒng)能耗都會隨著多層絕熱層數(shù)的增加而降低，但當(dāng)多層絕熱超過100層時，系統(tǒng)能耗趨于不變，如圖3所示；2）對于只使用內(nèi)部冷卻屏的情況，兩種儲液量在多層絕熱層數(shù)為150層時系統(tǒng)質(zhì)量達(dá)到最小；系統(tǒng)的能耗在大小儲液量下有很大的區(qū)別，對于小儲液量情況，系統(tǒng)能耗在多層絕熱層數(shù)150層時達(dá)到最小，而對于大儲液量情況，這個值要遠(yuǎn)大于150層，如圖4所示。這些結(jié)論為ZBO系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計提供了一定的理論指導(dǎo)。

表1 ZBO系統(tǒng)各部分質(zhì)量與能耗關(guān)系式Table 1 Mass and power relationships for ZBO system components

4 零蒸發(fā)系統(tǒng)機(jī)理研究

優(yōu)化ZBO系統(tǒng)使其性能達(dá)到最好需要對低溫貯箱內(nèi)的傳熱與運輸機(jī)理的理解，ZBO系統(tǒng)的機(jī)理研究主要包括貯箱內(nèi)自增壓過程以及熱分層研究。

4.1自增壓過程

4.1.1 模型

對低溫箱體內(nèi)增壓過程的研究始于20世紀(jì)50年代，最早采用的計算模型叫做均勻熱力學(xué)模型，模型認(rèn)為氣液兩相都處于飽和狀態(tài)，且溫度一致［20］。這個假設(shè)過高估計了液相對平衡外部漏熱的貢獻(xiàn)，所以均勻熱力學(xué)模型的壓力預(yù)測值往往低于實際值。之后Aydelott［21］提出了表面蒸發(fā)模型，認(rèn)為外部漏熱全部用來蒸發(fā)，這顯然忽略了氣液相顯熱在整個能量平衡中的影響，所以表面蒸發(fā)模型的壓力預(yù)測值往往高于實際值。

顯然，前面兩種模型在對箱內(nèi)增壓過程研究中過于理想，與實驗數(shù)據(jù)的偏差也比較大［22］。之后的學(xué)者將質(zhì)量與能量的傳遞考慮到模型當(dāng)中，提出一系列的模型，統(tǒng)稱為多區(qū)域模型（mutizone model）。其中包括Riemer［23］提出的兩區(qū)域模型，他將氣液兩相分成兩個區(qū)域分別進(jìn)行研究；Estey等［24］在兩區(qū)域模型基礎(chǔ)上增加了獨立的氣液相界面區(qū)域，提出了三區(qū)域模型；Epstein和 Geor?gius［25］更是將氣相、液相以及箱壁分為數(shù)個軸向的區(qū)域進(jìn)行研究，提出了復(fù)雜的多區(qū)域模型；Schallhorn等［26］提出了邊界層模型，即在三區(qū)域模型基礎(chǔ)上增加了邊界層區(qū)；Barsi等［27］在三區(qū)域模型基礎(chǔ)上增加了壁面區(qū)域。這一系列多區(qū)域模型大大豐富了箱內(nèi)增壓過程的研究，準(zhǔn)確性也較之前的模型有了很大的提升。

但是上述的模型過于依賴區(qū)域之間換熱關(guān)聯(lián)式，不同的換熱關(guān)聯(lián)式得到的結(jié)果差異將會很大，所以選擇合適的換熱關(guān)聯(lián)式對模型的計算準(zhǔn)確性至關(guān)重要。

4.1.2 CFD數(shù)值模擬

考慮到之前的壓力模型過于依賴區(qū)域之間的換熱關(guān)聯(lián)式，同時也為了更好地理解低溫箱體內(nèi)增壓過程，更多的學(xué)者是采用CFD數(shù)值模擬的方式對箱內(nèi)增壓過程進(jìn)行研究。

Panzarella和Kassemi［28］提出了lump?vapor模型，將其用于研究常重力下低溫貯箱的自增壓過程。這種模型將氣泡區(qū)集總為性質(zhì)一致的區(qū)域，而液體區(qū)通過數(shù)值模擬的方式聯(lián)立能量、動量以及連續(xù)性方程來求解。模型考慮到了液體的熱分層可能帶來的影響，討論了三種不同加熱方式下貯箱內(nèi)的壓力升高過程，即對氣泡加熱、對液體加熱以及對整個貯箱加熱。與集總模型計算結(jié)果相比較，兩者具有相同的壓力增長速度，但是壓力值有所偏差，這是因為在液體區(qū)存在不同程度的熱分層對氣液界面的傳熱過程造成了一定影響。

Panzarella等［29］還采用lump?vapor模型與數(shù)值模擬結(jié)合的方法對微重力下貯箱內(nèi)增壓過程進(jìn)行了研究。研究發(fā)現(xiàn)即使在微重力條件下，浮升力還是能很快將氣泡移動至箱體頂部；另外，自然對流依舊可以在液體區(qū)造成相當(dāng)明顯的熱分層，兩者在微重力條件下依舊不容忽視。在對箱內(nèi)增壓過程預(yù)測中，在經(jīng)過初始的一段時間之后，箱內(nèi)壓力的變化速度趨于穩(wěn)定，與均勻熱力學(xué)模型預(yù)測結(jié)果接近，但因為初始階段的影響，最終的壓力預(yù)測結(jié)果與均勻熱力學(xué)模型還是有較大的差異。

Venkat和Sherif［30］采用數(shù)值模擬的方法對低溫推進(jìn)劑儲存系統(tǒng)在常重力和微重力下的自增壓過程進(jìn)行了研究，采用Arnett和Voth提出的改進(jìn)模型［31］分析了不同的漏熱量、充液率及重力水平等因素對貯箱內(nèi)壓力增長速度、蒸發(fā)速度以及熱分層速度的影響。研究結(jié)果表明，壓力增長速度隨著漏熱量的增大而增大；在低充液率下的壓力增長速度相比高充液率要快；另外重力加速度越小，貯箱內(nèi)壓力增長速度與熱分層速度也越慢，這是因為重力加速度越小，導(dǎo)致熱分層的自然對流就越弱。

Barsi和 Kassemi［32?33］通過采用兩相的 CFD模型來研究常重力與微重力下液氫貯箱的自增壓過程。模擬結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，認(rèn)為兩相的CFD模型能很好地預(yù)測不同充液率下的低溫貯箱自增壓過程。模擬結(jié)果在中等充液率水平下與試驗結(jié)果出現(xiàn)了偏差，作者認(rèn)為這可能是不均勻的加熱負(fù)荷引起的。另外，均勻熱力學(xué)模型在壓力增長速度方面有很好地預(yù)測性，而對于壓力值的計算上還有所偏差。

4.2熱分層

低溫箱體中緊貼箱壁的低溫流體在受到外熱流加熱后，密度變小，在自然對流的作用下，熱流體被帶到氣液界面處，之后向箱體中心擴(kuò)散并產(chǎn)生湍流擾動，擾動產(chǎn)生的高溫流體渦團(tuán)會向下滲透，形成一定厚度的熱層，即所謂的熱分層現(xiàn)象［34］。熱分層會使局部蒸發(fā)加劇，導(dǎo)致貯箱內(nèi)壓力的過快增長。對熱分層現(xiàn)象的研究始于二十世紀(jì)六七十年代，一系列的理論模型被提出用來研究熱分層現(xiàn)象的機(jī)理。

Bailey等［35］將箱體內(nèi)部分為氣相區(qū)、液相主流區(qū)以及邊界層區(qū)來研究低溫流體的熱分層現(xiàn)象，并通過求解能量方程獲得了熱分層的溫度分布；Schmidt等［36］采用誤差函數(shù)來預(yù)測液氫箱體內(nèi)部界面溫度分布，并通過地面試驗進(jìn)行了驗證；Barnett等［37］采用雙曲線函數(shù)預(yù)測箱內(nèi)界面溫度分布，并通過開發(fā)新的模型來預(yù)測箱內(nèi)分層壓增等參數(shù)的變化；Neff等［38］采用自然對流半經(jīng)驗公式，對低溫箱體在外部熱源作用下內(nèi)部的熱分層現(xiàn)象進(jìn)行了研究，指出熱分層的曲線可由無量綱容積與無量綱溫度擬合的多項式表示；Robbins等［39］基于湍流邊界層理論開發(fā)了一種新的熱分層模型，模型考慮了邊界層的脫離、擾動造成的平均溫度降低等因素；Daigle等［40］針對液氫貯箱，提出了熱分層的簡化熱力學(xué)模型，該模型將氣液相區(qū)分布劃分計算網(wǎng)格，并考慮了邊界層對熱分層的影響，采用集總參數(shù)法計算，并考慮氣液界面的熱質(zhì)交換，此模型在研究低溫箱體熱分層和壓力變化時具有良好的通用性，也是應(yīng)用比較廣泛的熱分層模型。

熱分層模型的準(zhǔn)確性往往受到箱體尺寸、熱流大小等因素的影響，不同的模型適用范圍也各異，熱分層研究中涉及的瞬態(tài)溫度計算本身就是極其復(fù)雜的過程，所以需要通過更多的試驗進(jìn)行驗證，以及提出更完善、更具通用性的理論模型。

5 主動壓力控制過程研究

主動壓力控制過程控壓方式各異，控壓過程復(fù)雜，尚未有合適的模型對其進(jìn)行研究，一般都是采用CFD數(shù)值模擬對低溫箱體內(nèi)的壓力控制過程進(jìn)行研究?，F(xiàn)有的主動壓力控制過程主要包括熱管方式、噴頭方式、噴桿方式等。

5.1熱管主動控壓方式

通過熱管與低溫制冷機(jī)結(jié)合來實現(xiàn)低溫貯箱的壓力控制是一種較有效的方式。Ho等［41］采用CFD模擬對液氫貯箱進(jìn)行了瞬態(tài)熱分析，研究了液氫在主動冷卻未開啟狀態(tài)與開啟狀態(tài)貯箱內(nèi)的溫度分布，如圖5所示。作者分三個階段對其進(jìn)行研究，第一階段，主動冷卻未開啟時，貯箱內(nèi)溫度最高的點位于貯箱角落；第二階段，主動冷卻開啟時，貯箱內(nèi)最高溫度點轉(zhuǎn)移到貯箱底部中間位置；第三階段，當(dāng)主動冷卻剛關(guān)閉，尚存在微弱流體流動時，貯箱內(nèi)的最高溫度點又轉(zhuǎn)移到貯箱中間高度的箱壁上。這些預(yù)測結(jié)果為貯箱內(nèi)溫度監(jiān)測點的布置提供了參考，而這些溫度監(jiān)測點將是低溫貯箱間歇式運行的依據(jù)。之后Ho等做了更細(xì)致的研究，研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)噴管出流速度較大時，箱內(nèi)流體的熱分層明顯消除，貯箱壓力得到有效控制，而處于下方的泵噴管較處于側(cè)面的泵噴管對貯箱內(nèi)液體混流和冷卻效果更好。

5.2圓盤噴頭主動控壓方式

Ho等［12］在2006年提出了低溫制冷機(jī)與徑向圓盤噴頭結(jié)合的強(qiáng)制循環(huán)對流冷卻方式，并對其做了數(shù)值模擬研究，如圖6所示。這種結(jié)構(gòu)是由一根圓管一端連接換熱器，一端連接一個帶有多個噴嘴的圓盤，這些噴嘴以中心線為軸組成不同直徑的同心圓。當(dāng)貯箱內(nèi)壓力升高到一定值時，一部分流體從貯箱頂部被引出，與制冷機(jī)冷端進(jìn)行換熱，再經(jīng)噴淋裝置回到貯箱中，這種方式為貯箱內(nèi)部帶來冷量同時，還破壞了貯箱內(nèi)的熱分層。作者探討了入口管徑、噴頭深度、噴嘴間距等對系統(tǒng)性能的影響。模擬結(jié)果表明：入口管徑越大，表明循環(huán)流量也越大，系統(tǒng)的冷卻性能也越好，不過泵的能耗也相應(yīng)增大；圓盤噴頭位于貯箱中部時，冷卻與控壓性能最好。

5.3噴桿主動控壓方式

Kartuzova和Kassemi［42］在2014年針對NASA多功能氫試驗床對噴桿方式的主動控壓過程進(jìn)行了CFD模擬研究湍流模型采用的是k?ω模型，兩相模型采用的是VOF模型，對于液滴噴射過程采用的是拉格朗日噴射模型。噴射過程中考慮了有質(zhì)量交換和無質(zhì)量交換兩種情況，并對兩者進(jìn)行了比較，模擬的結(jié)果如圖7所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，考慮質(zhì)量交換的模擬結(jié)果更接近實驗數(shù)據(jù)，不考慮質(zhì)量交換的壓力降低速度較實驗數(shù)據(jù)小很多，相應(yīng)地，有質(zhì)量交換的蒸發(fā)量較無質(zhì)量交換的小。這結(jié)果表明，在對噴桿主動冷卻方式的模擬中，需要考慮到液滴與氣枕的質(zhì)量交換。

6 零蒸發(fā)貯存試驗研究

從零蒸發(fā)貯存的概念提出以來，NASA就做了一系列的地面試驗，主要針對的是低溫推進(jìn)劑中液氫與液氧的儲存，由于液氮與液氧性質(zhì)比較接近，故在很多液氧零蒸發(fā)試驗中，都采用液氮作為替代工質(zhì)。

6.1液氫試驗

6.1.1 低溫制冷機(jī)冷凝器與銅葉片混合冷卻

Plachta等［2］在1999年對真空腔內(nèi)的球形液氫貯箱進(jìn)行了ZBO試驗。如圖8所示，液氫貯箱直徑1.39 m，其中充注有90%的液氫。制冷機(jī)為兩級的商用GM制冷機(jī)，其參數(shù)為第一級20 W／35 K，第二級17.5 W／18 K，布置于箱體頂部。第一級冷頭連接銅葉片，通過冷卻銅葉片來阻擋熱量的進(jìn)入；第二級冷頭連接一個冷凝器直接與箱內(nèi)氣枕接觸，通過直接冷卻氣枕的方式來降低箱內(nèi)壓力。試驗結(jié)果表明，無論是混合使用冷凝器和銅葉片，還是單獨使用冷凝器，都可以實現(xiàn)液氫的ZBO儲存，而前者的壓力控制效率更高。

6.1.2 低溫制冷機(jī)與噴桿結(jié)合制冷

2002年，NASA的MSFC中心、ARC中心以及GRC中心共同合作在多功能氫試驗床（MHTB）上，采用一臺30 W／20 K的GB37型低溫制冷機(jī)，對容積為18 m3的液氫貯箱，采用噴桿強(qiáng)制循環(huán)對流的方式，進(jìn)行了ZBO試驗［13］。如圖9所示，試驗中低溫循環(huán)泵將液氫從貯箱中引出，與低溫制冷機(jī)換熱，經(jīng)過冷卻后的冷流體再經(jīng)過噴桿噴射回貯箱中，如此循環(huán)，實現(xiàn)低溫貯箱內(nèi)流體的冷卻與壓力控制。在不同的液氫充液率工況（95%、50%、25%）進(jìn)行了試驗研究，結(jié)果表明這種低溫制冷機(jī)與噴桿結(jié)合的冷卻方式可以實現(xiàn)液氫的零蒸發(fā)儲存。

6.1.3 低溫冷卻屏系統(tǒng)

低溫冷卻屏技術(shù)（Broad Area Cooling，BAC）首先由NASA格林研究中心在2005年提出，他們認(rèn)為在儲箱外包一個氣體冷卻屏，能大大減少儲箱內(nèi)低溫流體的蒸發(fā)量［43］。2014年，格林研究中心針對氫箱，僅采用BAC系統(tǒng)進(jìn)行了ZBO試驗嘗試［44］。如圖10所示，試驗采用15 W／90 K的逆布雷頓低溫制冷機(jī)，BAC管路布置于絕熱結(jié)構(gòu)之間的冷卻屏上，采用傳統(tǒng)的多層絕熱與自支撐的多層絕熱結(jié)構(gòu)（Self?support MLI，SS?MLI）分別進(jìn)行了試驗研究。因為低溫制冷機(jī)性能的制約，無法達(dá)到液氫的零蒸發(fā)，但兩者分別有48%和45%蒸發(fā)量的減小。另外，試驗結(jié)果表明SS?MLI較傳統(tǒng)MLI絕熱性能強(qiáng)18%左右。

6.2液氧試驗

6.2.1 低溫制冷機(jī)與熱管結(jié)合冷卻

在2004年NASA格林中心進(jìn)行的低溫推進(jìn)劑貯存ZBO實驗中，箱體內(nèi)采用的就是熱管冷卻［45］，如圖11所示。試驗采用氮為工質(zhì)，制冷機(jī)為NASA自主研發(fā)的高效能制冷機(jī)（HEC）在95 K有10 W制冷量?；旌媳迷?0 W功率下?lián)P程1.5 m，流速33 L／min。熱管蒸發(fā)段部分布置有大量的翅片，使其與箱體內(nèi)的流體充分換熱。并且在此套系統(tǒng)中，還布置了一個浸沒式泵進(jìn)行混流，用來破壞熱分層。試驗結(jié)果表明，冷端性能良好，熱管表現(xiàn)出來的優(yōu)良性能使得制冷機(jī)安裝可以更遠(yuǎn)離貯箱；混合器增加的熱量小于預(yù)期值；低溫制冷機(jī)在散熱溫度311 K、制冷溫度75 K、功率消耗150 W條件下成功轉(zhuǎn)移出了6.8 W的熱量。

6.2.2 低溫冷卻屏系統(tǒng)

2014年NASA格林研究中心進(jìn)行了液氧貯箱的ZBO試驗研究［44］，采用的就是已經(jīng)發(fā)展完善的低溫冷卻屏技術(shù)。貯箱采用75層的傳統(tǒng)型多層絕熱材料（MLI）包裹，密度為24層／cm，BAC系統(tǒng)采用“Tube?on?Tank”布置，使用10根管徑6.4 mm的換熱管，BAC系統(tǒng)的制冷機(jī)采用15 W／90 K的逆布雷頓循環(huán)制冷機(jī)，圖12是試驗裝置。試驗結(jié)果表明當(dāng)制冷機(jī)制冷量在8.5 W時，功耗145 W，就能實現(xiàn)液氧的零蒸發(fā)儲存；如果進(jìn)一步提高輸入功率為212 W，實現(xiàn)零蒸發(fā)的同時，它的壓力降低速率將大幅提高。這表明通過被動絕熱與BAC系統(tǒng)已經(jīng)足以實現(xiàn)液氧的ZBO儲存與壓力控制。

7 結(jié)論

本文對ZBO技術(shù)的現(xiàn)狀進(jìn)行了概括與總結(jié)，可以得出以下結(jié)論：

1）對低溫推進(jìn)劑兩相過程的研究主要包括自增壓過程以及熱分層研究，影響它們的因素主要包括充液率、熱流邊界、工作壓力以及重力加速度等。研究者為此建立了一系列的壓力與熱分層模型，具有一定的準(zhǔn)確性，而在近幾年中研究者更多地采用兩相的CFD模擬來預(yù)測貯箱內(nèi)低溫推進(jìn)劑壓力變化及熱分層現(xiàn)象。目前主流的壓力控制方式有熱管方式、噴頭方式以及噴桿方式，主要通過CFD數(shù)值模擬對各種控壓方式進(jìn)行研究。

2）現(xiàn)有ZBO技術(shù)主要包括低溫制冷機(jī)冷凝器與銅葉片混合冷卻技術(shù)、低溫制冷機(jī)與熱管結(jié)合冷卻技術(shù)、低溫制冷機(jī)與箱內(nèi)循環(huán)強(qiáng)制對流結(jié)合冷卻技術(shù)以及低溫冷卻屏技術(shù)。最新提出的低溫冷卻屏技術(shù)僅通過箱外冷卻就實現(xiàn)了液氧的零蒸發(fā)貯存。

3）目前的ZBO試驗當(dāng)中主要以液氫、液氧為主，液氫的零蒸發(fā)貯存較于液氧難度更高。從NASA目前的報道來講，由于20 K溫區(qū)的空間低溫制冷機(jī)技術(shù)成熟度不高，液氫的在軌零蒸發(fā)貯存至今無法實現(xiàn)。

鑒于低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存在未來深空探測及探月上的重要性，有必要對低溫推進(jìn)劑零蒸發(fā)貯存的原理與實現(xiàn)方式進(jìn)行更深入地研究。我國對于該領(lǐng)域尚處起步階段，為了更好地推進(jìn)我國航天事業(yè)的發(fā)展，除了機(jī)理研究之外，對于多層絕熱結(jié)構(gòu)、低溫制冷機(jī)等關(guān)鍵單機(jī)技術(shù)的研究同樣刻不容緩。

（References）

［1］ 李鵬，孫培杰，包軼穎，等.低溫推進(jìn)劑長期在軌儲存技術(shù)研究概述［J］.載人航天，2012，18（1）：30?36. Li P，Sun P J，Bao Y Y，et al.An overview on long?term storage of cryogenic propellant in?orbit［J］.Manned Space?flight， 2012，18（1）：30?36.（in Chinese）

［2］ Plachta D W.Hybrid thermal control testing of a cryogenic propellant tank［J］.Advances in cryogenic engineering，2000，45：465?472.

［3］ Kittel P，Plachta D.Propellant preservation for mars missions［J］.Advances in cryogenic engineering，2000，（45）：443?450.

［4］ 李廣武，安剛，李娜，等.低溫液體無損儲存技術(shù)的發(fā)展與應(yīng)用［J］.真空與低溫，2008，14（3）：172?176. Li G W，An G，Li N，et al.Development and application of cryogenic liquid zero boil off storage technology［J］.Vacuum＆Cryogenics，2008，14（3）：172?176.（in Chinese）

［5］ Plachta D W，Christie R J，Jurns J M，et al.Passive ZBO storage of liquid hydrogen and liquid oxygen applied to space science mission concepts［J］.Cryogenics，2006，46（2）：89?97.

［6］ Plachta D W，Kittel P.An updated zero boil?off cryogenic propellant storage analysis applied to upper stages or depots in a LEO environment［C］／／38th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference＆Exhibit，Indianapolis，Indian?a，2002：3589.

［7］ Hastings L J，Plachta D W，Salerno L，et al.An overview of NASA efforts on zero boil off storage of cryogenics propellants［J］.Cryogenics，2002，41：833?839.

［8］ 程進(jìn)杰，朱建炳，冶文蓮，等.基于ZBO存儲的低溫儲箱漏熱分析［J］.低溫工程，2012，（6）：46?50. Cheng J J，Zhu J B，Ye W L，et al.Heat leakage analysis of cryogenic tank based on ZBO storage［J］.Cryogenics，2012，（6）：46?50.（in Chinese）

［9］ 冶文蓮，王麗紅，王田剛，等.帶攪拌器的ZBO低溫貯箱三維模擬［J］.低溫工程，2013，（6）：5?9. Ye W L，Wang L H，Wang T G，et al.Three?dimensional a?nalysis of zero boil?off cryogenic storage tank used mixer［J］. Cryogenics，2013，（6）：5?9.（in Chinese）

［10］ 程進(jìn)杰，孫郁，楊建斌，等.ZBO存儲低溫儲箱內(nèi)的壓力變化模擬分析［J］.低溫與超導(dǎo)，2014，42（1）：17?20，34. Cheng J J，Sun Y，Yang J B，et al.Modeling the pressure variation law of cryogenic tank in the process of ZBO storage［J］.Cryogenics＆Superconductivity，2014，42（1）：17?20，34.（in Chinese）

［11］ Plachta D.Results of an advanced development zero boil?off cryogenic propellant storage test［C］／／40th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit，F(xiàn)ort Lauderdale，F(xiàn)lorida，2004：3837.

［12］ Ho S H，Rahman M M.Zero boil?off cryogenic liquid hydro?gen storage tank with axial cold?spray system［C］／／Proceed?ings of 2006 ASME International Mechanical Engineering Con?gress and Exposition，IMECE 2006?15341，Chicago，Illinois，2006：569?576.

［13］ Hedayat A，Hastings L J，Bryant C，et al.Large scale dem?onstration of liquid hydrogen storage with zero boiloff［J］.Ad?vances in Cryogenic Engineering，2002，47：1276?1283.

［14］ Plachta D W，Christie R J，F(xiàn)eller J R，et al.Cryogenic boil?off reduction system testing［C］／／50th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference，Cleveland，OH，2014：3579.

［15］ Martin J J，Hastings L.Large?scale liquid hydrogen testing of a variable density multilayer insulation with a foam substrate［R］.NASA Marshall Space Flight Center，NASA／TM，2001.

［16］ Ter Brake H J M.State of the art review on low power cryo?coolers［C］／／Proceedings of the 19th International Cryogenic Engineering Conference.Alpha Science Int＇l Ltd Grenoble，F(xiàn)rance，2003：307.

［17］ Humble R，Henry G，Larson W.Space Propulsion System A?nalysis and Design［M］.New York McGraw?Hill，1995.

［18］ Moran M.Conceptual study of on orbit production of cryogenic propellants by water electrolysis［C］／／27th Joint Propulsion Conference.Sacramento，1991：1844.

［19］ Haberbusch M S，Stochl R J，Culler A J.Thermally opti?mized zero boil?off densified cryogen storage system for space［J］.Cryogenics，2004，44（6）：485?491.

［20］ Aydelott J C.Self Pressurization of Liquid Hydrogen Tankage［M］.New York：Cornell University，1967.

［21］ Aydelott J C.Normal gravity self?pressurization of 9?inch（23 cm）diameter spherical liquid hydrogen tankage［R］.NASA／TN D?4171，1967.

［22］ Barsi S.Ventless Pressure Control of Cryogenic Storage Tanks［D］.Cleveland Case Western Reserve University，2011：251.

［23］ Riemer D H.Cryogenic Tank Stratification a Simpler Ap?proach［M］.New York：Advances in Cryogenic Engineering. Springer US，1986：957?962.

［24］ Estey P N，Lewis D H，Connor M.Prediction of a propellant tank pressure history using state space methods［J］.Space?craft and Rockets，1983，20（1）：49?54.

［25］ Epstein M，Georgius H，Anderson R E.A generalized pro?pellant tank?pressurization analysis［J］.Int.Advances in Cryogenic Engineering，Plenum，1965：2：290?302.

［26］ Schallhorn P，Campbell D，Chase S，et al.Upper stage tank thermodynamic modeling using SINDA／FLUINT［C］／／42nd AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference＆Ex?hibit，Sacramento，2008：5051.

［27］ Barsi S，Kassemi M.Investigation of tank pressurization and pressure control?part II：numerical modeling［J］.Journal of Thermal Science and Engineering Applications，2013，5（4）：041006.

［28］ Panzarella C H，Kassemi M.On the validity of purely thermo?dynamic descriptions of two?phase cryogenic fluid storage［J］. Journal of Fluid Mechanics，2003，484（484）：41?68.

［29］ Panzarella C H，Plachta D，Kassemi M.Pressure control of large cryogenic tanks in microgravity［J］.Cryogenics，2004，44（6）：475?483.

［30］ Venkat S，Sherif S A.Self?pressurization and thermal stratifi?cation in a liquid hydrogen tank under varying gravity condi?tions［C］／／Proceedings of the 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，Reno，Nevada，2004：10844?10854.

［31］ Arnett R W，Voth R O.A computer program for calculation of thermal stratification and self?pressurization in a liquid hydro?gen tank［R］.NASA CR?2026，1972.

［32］ Barsi S，Kassemi M.Numerical and experimental comparisons of the self?pressurization behavior of an LH2 tank in normal gravity［J］.Cryogenics，2008，48（3?4）：122?129.

［33］ Barsi S，Kassemi M.Validation of tank self?pressurization models in normal gravity［C］／／45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，Reno，Nevada，2007：952.

［34］ Clark J A.A review of pressurization，stratification and inter?facial phenomena［J］.Int.Advances in Cryogenic Engineer?ing，1964，10：259?283.

［35］ Bailey T，Jefferson T，Skartvedt G，et al.Cryogenic propel?lant stratification analysis and test data correlation［J］.AIAA Journal，1963，1（7）：1657?1659.

［36］ Schmidt A F，Purcell J R，Wilson W A，et al.An experi?mental study concerning the pressurization and stratification of liquid hydrogen［J］.Advances in Cryogenic Engineering， 1960，65C（2）：487?497.

［37］ Barnett D O，Winstead T W，McReynolds L S.Investigation of liquid?hydrogen stratification in large cylindrical tank of Saturn configuration［J］.Adv.Cryog.Eng，1964，10：314?323.

［38］ Neff B D，Chiang C W.Free Convection in a Container of Cryogenic Fluid［M］.New York：Advances in Cryogenic En?gineering.Springer US，1967，12：112?124.

［39］ Robbins J H，ROGERS J.An analysis on predicting thermal stratification in liquid hydrogen［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，1966，3（1）：40?45.

［40］ Daigle M J，Smelyanskiy V N，Boschee J，et al.Temperature stratification in a cryogenic fuel tank［J］.Journal of Thermo?physics and Heat Transfer，2012，27（1）：116?126.

［41］ Ho S H，Rahman M M.Transient analysis of cryogenic liquid hydrogen storage tank with intermittent forced circulation［J］. Journal of Thermophysics and Heat Transfer，2010，24（2）：374?380.

［42］ Kartuzova O，Kassemi M，Agui J.Self?pressurization and spray cooling simulations of the Multipurpose Hydrogen Test Bed（MHTB）ground?based experiment［C］／／50th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference，Cleveland，OH，2014：3578.

［43］ Christie R J，Tomsik T M，Elchert J P，et al.Broad area cooler concepts for cryogenic propellant tanks［C］／／Thermal＆Fluids Analysis Workshop，Hampton，VA，2011：23.

［44］ Plachta D W，Johnson W L，F(xiàn)eller J R.Cryogenic boil?off re?duction system testing［C］／／50th AIAA／ASME／SAE／ASEE Joint Propulsion Conference，Cleveland，OH，2014：3579.

（責(zé)任編輯：龐迎春）

Research Progress of Zero Boil off Storage of Cryogenic Propellant On?orbit

WANG Bojie1，ZHUAN Rui2，ZHANG Liang2，QI Chao1，WANG Wen1

（1.Institute of Refrigeration and Cryogenics，Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China；2.Shanghai Institute of Aerospace Systems Engineering，Shanghai 201108，China）

A cryocooler integrated with the cryogenic tank can achieve zero boil?off storage of cryo?genic propellant in space.This paper summarized the theoretical and technical development of zero boil off storage in orbit，and listed several analysis methods，theoretical models and technical pro?grams，and analyzed their advantages and disadvantages.It may provide reference for the future de?velopment of cryogenic propellant storage in orbit.

cryogenic propellant；zero boil?off；storage in orbit；pressure control；thermal stratification

V51

：A

：1674?5825（2017）02?0236?09

2016?06?14；

2017?03?01

王博杰，男，博士研究生，研究方向為低溫液體的儲存與管理。E?mail：bojiew＠126.com