李佳超，梁國(guó)柱，王 夕，陳士強(qiáng)，王 楠

(1.北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京 102206；2.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

相比于常規(guī)推進(jìn)劑及其他低溫推進(jìn)劑，氫氧推進(jìn)劑能夠顯著提高火箭的運(yùn)載系數(shù)。目前，無(wú)論是大型運(yùn)載火箭德爾它四(Delta IV)、宇宙神(Atlas)、阿里安五(Ariane 5)和我國(guó)新一代大型運(yùn)載火箭，還是美國(guó)未來(lái)將投入使用的航天發(fā)射系統(tǒng)(SLS)及我國(guó)未來(lái)重型運(yùn)載火箭的上面級(jí)推進(jìn)劑均采用液氫和液氧。但是，氫氧推進(jìn)劑由于沸點(diǎn)低，外界環(huán)境的漏熱容易引起氫氧推進(jìn)劑的汽化，限制了氫氧推進(jìn)劑長(zhǎng)期在軌及深空探測(cè)的應(yīng)用。為延長(zhǎng)空間飛行器的在軌使用壽命，降低使用成本，提出了推進(jìn)劑在軌加注方案。

低溫推進(jìn)劑在軌加注技術(shù)作為支撐空間探測(cè)的核心技術(shù)之一，各航天大國(guó)均在該領(lǐng)域投入了大量的精力研究。在軌加注技術(shù)的研究以俄羅斯、美國(guó)和中國(guó)為典型代表。1965年，Morgan[1]首次提出了在軌“加注站”的概念，指出通過(guò)空間飛行器在軌燃料補(bǔ)加來(lái)實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)距離探測(cè)，從而降低對(duì)火箭入軌能力的依賴。1978年，蘇聯(lián)首次在Saylut6航天器上實(shí)現(xiàn)常規(guī)推進(jìn)劑的在軌加注[2]。20世紀(jì)80年代，美國(guó)開始進(jìn)行在軌常規(guī)推進(jìn)劑的加注試驗(yàn)，并成功進(jìn)行了一系列的在軌加注試驗(yàn)，主要包括“軌道快車計(jì)劃”[3-4]、“機(jī)器人在軌加注計(jì)劃”[5]及“Fare系列試驗(yàn)”[6]。2017年，我國(guó)在“天舟一號(hào)”貨運(yùn)飛船與“天宮二號(hào)”空間實(shí)驗(yàn)室完成了首次常規(guī)推進(jìn)劑的在軌補(bǔ)加試驗(yàn)[7]。

目前，空間環(huán)境下常規(guī)推進(jìn)劑的補(bǔ)加技術(shù)已經(jīng)成熟，而針對(duì)空間環(huán)境下低溫推進(jìn)劑的補(bǔ)加問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外均處于試驗(yàn)驗(yàn)證和技術(shù)攻關(guān)階段?？臻g低溫推進(jìn)劑的補(bǔ)加需要克服問(wèn)題主要包括：貯箱漏熱量控制、推進(jìn)劑質(zhì)量的測(cè)量、氣液分離、對(duì)接結(jié)構(gòu)和加注方案等。本文主要關(guān)注貯箱漏熱量控制、推進(jìn)劑的測(cè)量和氣液分離，目的是通過(guò)對(duì)氫氧推進(jìn)劑在軌加注技術(shù)關(guān)鍵問(wèn)題的調(diào)研和分析，為我國(guó)解決氫氧推進(jìn)劑在軌加注難題提供技術(shù)支撐。

1 氫氧推進(jìn)劑蒸發(fā)量的控制方法

地球軌道上的航天器受到太陽(yáng)光的直接照射以及溫度為4K的冷空間熱輻射，若無(wú)專門的熱防護(hù)設(shè)計(jì)，正對(duì)航天器表面的溫度將達(dá)到200oC[8]。因此，為了控制氫氧貯箱內(nèi)的蒸發(fā)量，必須對(duì)貯箱采取熱防護(hù)設(shè)計(jì)。李佳超等[9]對(duì)運(yùn)載火箭低溫推進(jìn)劑熱管理技術(shù)進(jìn)行了調(diào)研，提出了被動(dòng)熱防護(hù)和主動(dòng)制冷技術(shù)兩種熱管理方式，其中，主動(dòng)制冷技術(shù)詳細(xì)分析了制冷機(jī)冷凝氣枕、冷卻液體和冷卻貯箱3種方法。對(duì)于氫氧溫區(qū)的制冷機(jī)而言，制冷機(jī)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量大、效率低、能耗大，在空間環(huán)境下難以直接滿足貯箱內(nèi)蒸發(fā)量控制的要求。本文在不對(duì)氫氧貯箱結(jié)構(gòu)做出改變與添加額外動(dòng)力的情況下，重點(diǎn)關(guān)注被動(dòng)熱防護(hù)中的多層隔熱技術(shù)、遮陽(yáng)板技術(shù)和連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)，并對(duì)3種技術(shù)具體性能進(jìn)行分析。

1.1 多層隔熱技術(shù)

多層隔熱材料MLI(Multilayer Insulation)是低溫系統(tǒng)在真空環(huán)境下最常用的絕熱材料，在真空條件下，MLI的隔熱性能比泡沫材料高兩個(gè)數(shù)量級(jí)左右。典型MLI的組件級(jí)試驗(yàn)當(dāng)量熱導(dǎo)率可以達(dá)到10-4W/(m·K)量級(jí)。MLI通常由反射屏和間隔物兩部分組成，其絕熱性能與反射屏和間隔物的材料性質(zhì)、層數(shù)、材料間間隙的真空度及充填氣體有關(guān)[10-11]。De Kruif等[12]通過(guò)層理論模型對(duì)半人馬座(Centaur)上面級(jí)使用MLI分析得出，采用25層MLI的液氧貯箱日蒸發(fā)率0.8%，液氫貯箱日蒸發(fā)率為2.5%。實(shí)際應(yīng)用中，為了提高M(jìn)LI的性能，Hedayat等[13]提出使用變密度多層材料(VD-MLI)改變MLI的層空間分布以降低各層間的輻射換熱,具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。Wang等[14]從理論角度對(duì)VD-MLI分析得出，層密度優(yōu)化后系統(tǒng)絕熱性能提高了45.5%。馬歇爾空間飛行中心(MSFC)[13,15]和Zheng等[16]均從實(shí)驗(yàn)角度表明，采用VD-MLI后，VD-MLI的質(zhì)量和低溫推進(jìn)劑的汽化量比采用傳統(tǒng)的MLI更少。

圖1 VD-MLI和SOFI的復(fù)合隔熱結(jié)構(gòu)

1.2 遮陽(yáng)板技術(shù)

遮陽(yáng)板(Sun Shield)利用高反射率的材料將低溫系統(tǒng)與外界隔離開，可以顯著減少低溫系統(tǒng)受太陽(yáng)和地球輻射的影響。研究表明[9]，不論是單獨(dú)使用遮陽(yáng)板還是與多層隔熱材料一起使用，都可以明顯降低外界的漏熱。圖2給出了Centaur上面級(jí)的遮陽(yáng)板系統(tǒng)示意圖[17]。從圖2中可以看出，根據(jù)太陽(yáng)輻射入射角的改變調(diào)整遮陽(yáng)板的錐角，可以使貯箱系統(tǒng)不受太陽(yáng)的直接輻射。針對(duì)遮陽(yáng)板的在軌應(yīng)用，NASA計(jì)劃在2020年的土衛(wèi)六探測(cè)(Titan Explorer)計(jì)劃中采用遮陽(yáng)板對(duì)低溫貯箱進(jìn)行遮擋，降低貯箱受到的空間熱輻射[18]，2022年的TOPS(Titan Orbiter Polar Surveyor)任務(wù)中使用遮陽(yáng)板將航天器低溫推進(jìn)系統(tǒng)與溫度高的上部載荷進(jìn)行隔離[19]。

圖2 遮陽(yáng)板系統(tǒng)示意圖

1.3 連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)

低溫推進(jìn)劑漏熱的很大部分來(lái)自于貯箱連接結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱，大力神(Titan)火箭的液氧和液氫貯箱間連接結(jié)構(gòu)在采用最好的隔熱材料情況下，12根連接部件的漏熱量在0.2W左右，而要實(shí)現(xiàn)20K溫度下0.2W的制冷量，制冷機(jī)需要消耗100W左右電量[20]。因此，有必要對(duì)連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行隔熱設(shè)計(jì)。圖3給出了隔熱設(shè)計(jì)后的連接結(jié)構(gòu)，該技術(shù)通過(guò)改變導(dǎo)熱的截面積減少部件導(dǎo)熱，使系統(tǒng)通過(guò)支撐結(jié)構(gòu)的導(dǎo)熱減小90%[21]。莊方方等[22]在連接結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究發(fā)現(xiàn)，桿系結(jié)構(gòu)的總熱流更低，相比與X型桿、V型桿的結(jié)構(gòu)在總質(zhì)量和總漏熱量方面更優(yōu)。

圖3 連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)圖

2 氫氧推進(jìn)劑在軌測(cè)量方法

推進(jìn)劑在軌測(cè)量技術(shù)的文獻(xiàn)報(bào)道最早始于20世紀(jì)60年代，NASA和ESA對(duì)推進(jìn)劑在軌測(cè)量技術(shù)的發(fā)展做出了重要貢獻(xiàn)。目前，推進(jìn)劑在軌測(cè)量技術(shù)主要包括：氣體定律法、薄記法、體積激勵(lì)法、熱量激勵(lì)法、氣體注入壓力激勵(lì)法、放射性方法、超聲波技術(shù)、電磁技術(shù)和位移傳感器法。下文將對(duì)9種推進(jìn)劑測(cè)量技術(shù)的原理、研究進(jìn)展與如何適用于氫氧推進(jìn)劑在軌測(cè)量進(jìn)行分析。

2.1 氣體定律法

氣體定律(PVT)法根據(jù)理想氣體定律，由貯箱內(nèi)氣枕的壓力和溫度，利用氣體狀態(tài)方程計(jì)算出貯箱內(nèi)氣枕體積，再由貯箱的總體積和液體的密度計(jì)算出箱內(nèi)液體推進(jìn)劑的體積和質(zhì)量。其基本控制方程為

(1)

ml=(Vt-Vg)·ρl(Tl)

(2)

式(1)中，Vg、mg、Rg、Zg、Tg和pg分別為貯箱內(nèi)氣枕的體積、質(zhì)量、氣體常數(shù)、氣體壓縮因子、溫度和壓力。式(2)中，ml和ρ1(Tl)分別為貯箱內(nèi)液體質(zhì)量和密度，Vt為貯箱總體積。

PVT法在常規(guī)推進(jìn)劑質(zhì)量測(cè)量方面已經(jīng)十分成熟，并成功運(yùn)用到衛(wèi)星和空間站上。當(dāng)前PVT法研究的熱點(diǎn)是應(yīng)用于低溫推進(jìn)劑質(zhì)量測(cè)量。2004年，Van Dresar[23]將PVT法應(yīng)用于氫氧推進(jìn)劑測(cè)量，對(duì)液氫和液氧貯箱的質(zhì)量測(cè)量進(jìn)行了不確定度分析。結(jié)果表明，PVT法在預(yù)測(cè)液氧貯箱有較高的精度，對(duì)液氫貯箱的預(yù)測(cè)精度較低。原因在于：液氫的蒸汽壓力-溫度敏感性顯著高于液氧，氣枕溫度的增加使得增壓工質(zhì)氦氣分壓減少，提高了PVT法測(cè)量的偏差，并建議在使用PVT法在軌測(cè)量液氫質(zhì)量時(shí)，應(yīng)該盡可能消除貯箱內(nèi)溫度的分層。2006年，Van Dresar[24]進(jìn)行了常溫氦氣加壓的液氮貯箱試驗(yàn)，通過(guò)PVT方法對(duì)液氮體積充填率20%～80%、壓力范圍0.3MPa～1.7MPa進(jìn)行質(zhì)量預(yù)測(cè)并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。結(jié)果表明，PVT計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果偏差在3%以內(nèi)，且PVT的預(yù)測(cè)精度與貯箱壓力無(wú)關(guān)，但與液氮的體積充填率有密切的關(guān)系。2012年，Seo等[25]也證明了PVT法預(yù)測(cè)與體積充填率的關(guān)系，無(wú)論是常溫推進(jìn)劑貯箱還是低溫推進(jìn)劑貯箱，PVT法測(cè)量的精度隨液體體積充填率的增加而減少。為了使試驗(yàn)更加接近于在軌的環(huán)境，2015年，Seo等[26]采用9.2L的液氮貯箱首次進(jìn)行了拋物線飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，在微重力條件下，貯箱很容易達(dá)到熱平衡，PVT方法適用于長(zhǎng)期處于微重力環(huán)境下的貯箱內(nèi)質(zhì)量的預(yù)測(cè)。

2.2 薄記法

薄記(BK)法根據(jù)推進(jìn)系統(tǒng)的溫度壓力數(shù)據(jù)及軌道速度變化，結(jié)合推力器比沖等地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)關(guān)系，記錄出每一個(gè)推力器在特定工作時(shí)序上的液體推進(jìn)劑消耗量，并累計(jì)相加得到一定時(shí)間內(nèi)推進(jìn)劑的總消耗量。潘海林等[27]綜合各種文獻(xiàn)，給出了BK法的計(jì)算方程如下：

(3)

式中，qm(p)為軌控發(fā)動(dòng)機(jī)消耗的推進(jìn)劑質(zhì)量隨壓力的關(guān)系函數(shù)，m0為推進(jìn)劑初始質(zhì)量。

BK法是一種非常成熟、非常簡(jiǎn)單的推進(jìn)劑測(cè)量方法，許多壽命在10年以內(nèi)的衛(wèi)星都采用BK 預(yù)測(cè)推進(jìn)劑余量。從Dandaleix等[28]和Hasan等[29]的分析中得出，BK法預(yù)估推進(jìn)劑剩余量偏差在±2.5%～3.5%。使用BK法需要滿足兩個(gè)條件：推進(jìn)系統(tǒng)能夠長(zhǎng)期保持穩(wěn)定和充分可靠的推進(jìn)系統(tǒng)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)。但是空間環(huán)境復(fù)雜多變使得這兩個(gè)條件很難滿足，再加上地面流量誤差的不斷積累，導(dǎo)致BK 法的測(cè)量精度不斷降低。BK 法只能確定貯箱系統(tǒng)中總的推進(jìn)劑余量，無(wú)法確定并聯(lián)貯箱中每個(gè)貯箱的推進(jìn)劑余量。BK法應(yīng)用于氫氧貯箱質(zhì)量預(yù)測(cè)時(shí)，泄壓過(guò)程推進(jìn)劑蒸汽的排放將對(duì)BK法的預(yù)測(cè)精度產(chǎn)生重要的不利影響。

2.3 體積激勵(lì)法

體積激勵(lì)(Compression Mass Gauge，CMG)法是根據(jù)體積激勵(lì)機(jī)構(gòu)對(duì)貯箱施加一定的體積變化，在不考慮液體的可壓縮性的情況下，施加的體積變化完全由貯箱內(nèi)的氣枕承載，導(dǎo)致氣枕壓力發(fā)生變化。通過(guò)使用壓力傳感器測(cè)量出初終狀態(tài)氣枕的壓力值，根據(jù)氣體熱力學(xué)方程和初終狀態(tài)壓力測(cè)量數(shù)據(jù)及體積激勵(lì)幅度計(jì)算出氣體體積，再由貯箱總?cè)莘e和液體推進(jìn)劑密度計(jì)算出推進(jìn)劑剩余量，如圖4所示[30]。

圖4 體積激勵(lì)法體積測(cè)量概念圖

20世紀(jì)80 年代后期，NASA開始研究CMG法，初步試驗(yàn)表明，CMG法測(cè)量誤差可在±2% 之內(nèi)。2004年，Green等[31]介紹了一種應(yīng)用于微重力環(huán)境中低溫推進(jìn)劑質(zhì)量測(cè)量的CMG工程樣機(jī)，其工作原理是通過(guò)一個(gè)擺動(dòng)的波紋管稍微改變貯箱的體積，用熱力學(xué)方法測(cè)量壓力的變化，并將其與貯箱中的氣枕體積聯(lián)系起來(lái)，從而計(jì)算出液體的體積，試驗(yàn)結(jié)果表明，CMG樣機(jī)的測(cè)量誤差為±0.4%。2014年，F(xiàn)u等[32]通過(guò)地面測(cè)試系統(tǒng)研究了姿態(tài)擾動(dòng)和航天器熱環(huán)境對(duì)CMG法測(cè)量精度的影響，結(jié)果表明，CMG 法測(cè)量誤差為±1%，模擬姿態(tài)擾動(dòng)引起貯箱擾動(dòng)時(shí)，測(cè)量誤差不會(huì)大幅度增加，但液體晃動(dòng)共振對(duì)測(cè)量精度有顯著影響。CMG法具有測(cè)量精度高、通用性強(qiáng)，重復(fù)性好等優(yōu)點(diǎn)，基本不受微重力、氣液混合、推進(jìn)劑種類及貯箱類型等空間特殊環(huán)境影響[30]，可以直接用于氫氧貯箱在軌質(zhì)量測(cè)量。

2.4 熱量激勵(lì)法

熱量激勵(lì)法通過(guò)給在軌貯箱加載特定功率的熱量，測(cè)量貯箱的溫度變化，對(duì)比在軌測(cè)量結(jié)果與不同推進(jìn)劑剩余量下高精度模型的計(jì)算結(jié)果，從而反推在軌貯箱推進(jìn)劑剩余量[33]。熱量激勵(lì)法中常用的是熱響應(yīng)法和熱激勵(lì)法。低溫推進(jìn)劑貯箱在軌熱交換情況如圖5所示。貯箱受到外界輻射換熱及固體導(dǎo)熱的作用，通常為了給熱激勵(lì)法提供初邊值條件，需要將熱邊界轉(zhuǎn)化為恒定熱流密度邊界。

圖5 在軌條件下的換熱模型

熱量激勵(lì)法的誤差主要有兩個(gè)來(lái)源：傳熱模型本身的精度和傳熱模型中使用的物性參數(shù)的不確定性。Dandaleix等[34]將流量計(jì)法與熱量激勵(lì)法結(jié)合應(yīng)用于E2000 衛(wèi)星平臺(tái)的推進(jìn)劑余量預(yù)測(cè)，證明了熱量激勵(lì)法在衛(wèi)星壽命末期具有很高的測(cè)量精度。Yendler等[35]將熱量激勵(lì)法應(yīng)用于多貯箱衛(wèi)星系統(tǒng)，結(jié)果表明，熱量激勵(lì)法可檢測(cè)一對(duì)衛(wèi)星貯箱的不平衡并主動(dòng)實(shí)施再平衡技術(shù)，并延長(zhǎng)了衛(wèi)星的壽命。熱量激勵(lì)法成功應(yīng)用于國(guó)外不同的衛(wèi)星平臺(tái)，如應(yīng)用于ABS 1A衛(wèi)星壽命末期推進(jìn)劑剩余量測(cè)量的誤差約為0.1%[36]，應(yīng)用于全壽命階段推進(jìn)劑剩余量測(cè)量的估算誤差為3.3%～7.8%[37]。熱量激勵(lì)法在氫氧貯箱的應(yīng)用方面需要重點(diǎn)解決空間環(huán)境下貯箱內(nèi)兩相流動(dòng)與傳熱模型的構(gòu)建，分析貯箱內(nèi)氣液兩相分布對(duì)在軌測(cè)量的影響。

2.5 氣體注入法

氣體注入法由高壓氣瓶給貯箱注入一定質(zhì)量的氣體，使得貯箱內(nèi)壓力發(fā)生變化，基于氣體質(zhì)量守恒定律，由氣體狀態(tài)方程和貯箱內(nèi)氣體壓力溫度變化計(jì)算出貯箱內(nèi)氣體體積。圖6給出了氣體注入法測(cè)量系統(tǒng)原理圖。

圖6 氣體注入法系統(tǒng)示意圖

20世紀(jì)90年代開始，氣體注入法開始應(yīng)用于國(guó)外航天器上，休斯公司已經(jīng)將氣體注入法成功應(yīng)用于HS-601和HS-702衛(wèi)星平臺(tái)上[38]。國(guó)內(nèi)的關(guān)注多局限于原理性探索，尚未直接對(duì)型號(hào)進(jìn)行研究。宋濤等[39]研究表明，氣體注入法的地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果能夠反映在軌實(shí)施測(cè)量的情況，在軌環(huán)境與地面環(huán)境的差異對(duì)溫度測(cè)量的影響，可以通過(guò)延長(zhǎng)實(shí)驗(yàn)的測(cè)量時(shí)間和增加溫度測(cè)點(diǎn)等手段消除。2016年，風(fēng)云四號(hào)衛(wèi)星首次在推進(jìn)系統(tǒng)配置了氣體旁路模塊，該模塊獨(dú)立于氣體增壓模塊，由氣瓶直接連接至推進(jìn)劑貯箱，采用氣體激勵(lì)法準(zhǔn)確控制由氣瓶注入貯箱內(nèi)的氦氣量，實(shí)現(xiàn)了推進(jìn)劑剩余量的精確測(cè)量[40]。氣體注入法測(cè)量精度高，設(shè)備簡(jiǎn)單，易于實(shí)現(xiàn)。但是，對(duì)于氫氧貯箱而言，需要使用飽和溫度比貯箱內(nèi)氫氧溫度低的工質(zhì)，且增壓箱內(nèi)的工質(zhì)與低溫貯箱內(nèi)溫差越小，測(cè)量精度越高。

2.6 放射性吸收法

放射性吸收法是利用射線穿透能力強(qiáng)，且射線在不同物質(zhì)中吸收系數(shù)不同的特性，由放射源和計(jì)數(shù)探頭組成包圍貯箱的某種空間點(diǎn)陣結(jié)構(gòu), 測(cè)量穿過(guò)貯箱不同路徑上的射線吸收情況, 從而計(jì)算出不同路徑上液體厚度, 最后經(jīng)等效于對(duì)箱內(nèi)液體分布進(jìn)行積分的復(fù)雜數(shù)學(xué)計(jì)算得到液體量。常用于液體推進(jìn)劑的放射性稱量技術(shù)主要有4種，如圖7所示[41]。其中，D、L和S分別表示探頭、信號(hào)輸出和放射源。放射性示蹤靜態(tài)測(cè)量向貯箱內(nèi)加注一定量的氣體放射性元素(如135Kr)，稱為放射性示蹤元素，其濃度反比于氣體體積，當(dāng)液體逐漸消耗時(shí)，氣體體積增加，示蹤元素濃度下降, 只要能測(cè)量放射性示蹤元素的濃度及變化，就可計(jì)算氣體體積，并由貯箱總體積得到液體體積與質(zhì)量，如圖7(a)所示。放射性示蹤動(dòng)態(tài)測(cè)量技術(shù)中采用體積激勵(lì)實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)測(cè)量，基本原理是對(duì)靜態(tài)測(cè)量技術(shù)施加一個(gè)已知量的體積壓縮或擴(kuò)張，分別測(cè)量激勵(lì)前后射線測(cè)量計(jì)數(shù)率，則可以計(jì)算出液體體積，如圖7(b)所示。放射性吸收靜態(tài)測(cè)量技術(shù)不是直接測(cè)量液體質(zhì)量，而是通過(guò)測(cè)量氣體密度得到氣體體積，再由貯箱總體積得液體體積，如圖7(c)所示。放射性吸收動(dòng)態(tài)測(cè)量技術(shù)在靜態(tài)吸收的基礎(chǔ)上添加了體積動(dòng)態(tài)激勵(lì)，如圖7(d)所示。

(a)靜態(tài)示蹤

(b)動(dòng)態(tài)示蹤

(c)靜態(tài)吸收

(d)動(dòng)態(tài)吸收

1965年，Burns等[42]最早進(jìn)行放射性技術(shù)測(cè)量液位，應(yīng)用對(duì)象為皮囊式氣液隔離貯箱。事實(shí)上，放射性示蹤靜態(tài)測(cè)量技術(shù)不僅可用于氣液隔離類貯箱，也可用于在軌飛行的表面張力類貯箱。靜態(tài)測(cè)量的最大優(yōu)勢(shì)是設(shè)備相對(duì)簡(jiǎn)單，僅需一個(gè)放射源和一個(gè)計(jì)數(shù)探測(cè)器及相應(yīng)電子線路，并且不需要改變?cè)匈A箱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。應(yīng)用于長(zhǎng)壽命衛(wèi)星液體推進(jìn)劑測(cè)量時(shí)，需考慮系統(tǒng)誤差修正。動(dòng)態(tài)測(cè)量的最大優(yōu)勢(shì)是測(cè)量精度高，可靠性好，不存在靜態(tài)測(cè)量中的系統(tǒng)誤差。缺點(diǎn)是設(shè)備相對(duì)要復(fù)雜一點(diǎn)，并因施加體積激勵(lì)而改變貯箱系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成，應(yīng)用時(shí)必須慎重考慮體積激勵(lì)系統(tǒng)對(duì)原有系統(tǒng)安全可靠性的影響和相容性等問(wèn)題。

2.7 超聲波法

超聲波是一種振動(dòng)頻率高于聲波的機(jī)械波，它的特征是頻率高、波長(zhǎng)短和繞射現(xiàn)象小。超聲波最明顯的一個(gè)特征是方向性好，能夠成為射線而定向傳播。超聲波遇到雜質(zhì)或分界面會(huì)產(chǎn)生顯著反射，形成反射回波，遇到運(yùn)動(dòng)物體會(huì)產(chǎn)生多普勒效應(yīng)。在超聲波液位測(cè)量技術(shù)中，應(yīng)用最廣泛的是超聲波脈沖回波方法。由發(fā)射傳感器發(fā)出超聲波脈沖，傳到液面經(jīng)反射后返回接收傳感器，測(cè)出超聲波脈沖從發(fā)射到接收到所需的時(shí)間，根據(jù)媒質(zhì)中的聲速，就能得到從傳感器到液面之間的距離，從而確定液面，如圖8所示[43]。

圖8 超聲波液位傳感器原理圖

2014年,Murolo等[44]介紹了一種由荷蘭和德國(guó)共同開發(fā)的應(yīng)用于推進(jìn)劑剩余量測(cè)量的超聲波傳感器，該傳感器的設(shè)計(jì)精度為±1mm，對(duì)應(yīng)于推進(jìn)劑的測(cè)量誤差不超過(guò)±4kg，且隨著推進(jìn)劑的不斷消耗，其測(cè)量誤差會(huì)逐漸降低。將該傳感器應(yīng)用于MSG 系列衛(wèi)星的試驗(yàn)表明，其測(cè)量結(jié)果與BK 法計(jì)算結(jié)果的偏差在0.69%以內(nèi)。超聲波液位測(cè)量屬于非接觸式測(cè)量，與其他測(cè)量方法相比有很多優(yōu)點(diǎn)，如不需要任何機(jī)械傳動(dòng)部件，無(wú)需接觸被測(cè)液體，不怕電磁干擾等。因此性能穩(wěn)定可靠性高，壽命長(zhǎng)，響應(yīng)時(shí)間短，可以方便地實(shí)現(xiàn)無(wú)滯后的實(shí)時(shí)測(cè)量。但是，超聲波法測(cè)量時(shí)，要求氣枕和液體不相互摻混，存在一個(gè)清晰穩(wěn)定的氣液分界面，在應(yīng)用于氫氧貯箱在軌測(cè)量時(shí)，必須提前進(jìn)行氣液分離操作。

2.8 射頻計(jì)法

射頻計(jì)RF(Radio Frequency)法是一種典型的電磁技術(shù)測(cè)量液體推進(jìn)劑的方法，其基本原理是通過(guò)測(cè)量貯箱的射頻電磁共振模態(tài)特征來(lái)預(yù)測(cè)貯箱中的推進(jìn)劑質(zhì)量，測(cè)量設(shè)備包括一個(gè)伸入貯箱內(nèi)部的天線、內(nèi)置跟蹤發(fā)生器的頻譜分析器和耦合器，如圖9所示[45]。

圖9 射頻計(jì)法系統(tǒng)原理圖

20世紀(jì)70 年代，NASA 就對(duì)液氫和液氧進(jìn)行了射頻技術(shù)測(cè)試，論證了射頻技術(shù)在各種姿態(tài)條件下測(cè)量液氧和液氫的適用性。研究表明，地面環(huán)境下應(yīng)用射頻質(zhì)量計(jì)測(cè)量低溫液氧液氫的不確定度約為全量程的±1%[45]。Zimmerli等[46]采用試驗(yàn)和計(jì)算機(jī)仿真相結(jié)合的方法，對(duì)部分液氧貯箱進(jìn)行射頻技術(shù)測(cè)試，試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果具有很好的一致性，證明了仿真模擬貯箱的電磁本征?？梢杂脕?lái)精確預(yù)測(cè)地面的測(cè)量數(shù)據(jù)，從而為在低重力環(huán)境下預(yù)測(cè)貯箱模態(tài)提供了一種可行的方法。

2.9 位移傳感器測(cè)量法

位移傳感器測(cè)量法通常針對(duì)的是金屬膜片式貯箱，在貯箱內(nèi)布置線位移傳感器，直接測(cè)量貯箱內(nèi)金屬膜片的位置得到任意狀態(tài)推進(jìn)劑剩余量的方案，如圖10所示[47]。當(dāng)貯箱內(nèi)有推進(jìn)劑輸出或推進(jìn)劑泄漏時(shí)，金屬膜片的頂端產(chǎn)生相對(duì)位移，使位移傳感器內(nèi)的拉線拉出，帶動(dòng)傳感器輸出信號(hào)產(chǎn)生相應(yīng)的變化。傳感器的導(dǎo)線通過(guò)安裝在貯箱頂端的密封點(diǎn)連接器引出后與電纜網(wǎng)連接，將傳感器的信號(hào)提供給遙測(cè)采集系統(tǒng)。

圖10 位移傳感器測(cè)量示意圖

理論認(rèn)為：金屬膜片的位置和形狀決定了貯箱內(nèi)推進(jìn)劑量的多少；當(dāng)推進(jìn)劑輸出時(shí)，金屬膜片的變形基本是沿著貯箱的中心軸對(duì)稱產(chǎn)生的，而且金屬膜片的頂端是沿著貯箱的中心軸向貯箱排放口移動(dòng)的。位移傳感器測(cè)量法只適用于氣液分離金屬膜片式貯箱，其測(cè)量精度決定于計(jì)算公式的影響、測(cè)量系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案的影響和測(cè)量設(shè)備性能和精度的影響[48]。

2.10 推進(jìn)劑質(zhì)量測(cè)量方法的比較

通過(guò)對(duì)上述各種測(cè)量方法的原理和應(yīng)用情況分析，可以看出不同的測(cè)量方法適用范圍和測(cè)量精度均有差異。表1給出了上述各種推進(jìn)劑測(cè)量方法的比較[49]。氫氧貯箱系統(tǒng)作為典型的雙組元系統(tǒng)，從表1中可以看出，位移傳感器法只適用于膜片式貯箱，僅能應(yīng)用于零蒸發(fā)的氫氧貯箱，目前難以實(shí)現(xiàn)。由于氫氧貯箱在軌泄壓過(guò)程難以預(yù)測(cè)，BK法的精度難以保證。PVT法依賴于貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的初始質(zhì)量，不能測(cè)量出并聯(lián)貯箱中每個(gè)貯箱內(nèi)剩余推進(jìn)劑質(zhì)量，若航天器內(nèi)每個(gè)貯箱工作獨(dú)立，則可以運(yùn)用PVT法獲得較高精度。PVT法在液氧貯箱在軌測(cè)量可以達(dá)到較高的精度，但是液氫貯箱在軌測(cè)量需要消除貯箱內(nèi)溫度分層。從氫氧貯箱整個(gè)在軌工作過(guò)程而言，無(wú)論是單組元系統(tǒng)還是雙組元系統(tǒng)，CMG法、氣體注入法、放射性法、超聲波法和射頻計(jì)法均能滿足要求。超聲波法測(cè)量需要?dú)庖簝上噙M(jìn)行分離，放射性法的測(cè)量裝置復(fù)雜笨重以及可能對(duì)人體有害，而氣體注入法、射頻計(jì)法和CMG法無(wú)論是地面環(huán)境，還是空間在軌環(huán)境均有較高的準(zhǔn)確性，并且不依賴于氣液兩相的分布，因此，本文建議未來(lái)氫氧推進(jìn)劑的在軌測(cè)量可以優(yōu)先對(duì)氣體注入法、射頻計(jì)法與CMG法展開試驗(yàn)研究。

表1 9種推進(jìn)劑測(cè)量方法的比較

3 氫氧推進(jìn)劑在軌氣液分離技術(shù)

氣液分離技術(shù)是實(shí)現(xiàn)氫氧推進(jìn)劑在軌加注、貯箱空間排氣泄壓與發(fā)動(dòng)機(jī)重新啟動(dòng)的關(guān)鍵。圖11給出了低溫推進(jìn)劑在不同重力條件下的氣液兩相分布的變化[50]。在微重力環(huán)境下，氣液混合物將會(huì)進(jìn)入排液管，使發(fā)動(dòng)機(jī)的再次啟動(dòng)失敗，而液體獲取裝置LAD(Liquid Acquisition Devices)使排液口排出的為純液體。通常微重力環(huán)境下氫氧推進(jìn)劑的氣液分離方法有正推法和表面張力貯箱。

圖11 貯箱內(nèi)氣液分布與工作環(huán)境的關(guān)系

3.1 正推法

正推法利用發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力將推進(jìn)劑沉底在貯箱出流口，正推法可分為連續(xù)正推沉底和間斷正推重定位，如圖12所示[51]。連續(xù)正推沉底是火箭上面級(jí)在軌道滑行期間，始終提供推力使上面級(jí)保持一定的加速度，削弱甚至消除表面張力對(duì)液體推進(jìn)劑的影響，使液體推進(jìn)劑在貯箱中始終保持在后底的出流口，如圖12(a)所示。間斷正推重定位是指僅在上面級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)之前施加一定的推力，使液體推進(jìn)劑重新定位于貯箱后底的出流口，為主發(fā)動(dòng)機(jī)提供正常啟動(dòng)的推進(jìn)劑，推力曲線如圖12(b)所示。連續(xù)正推沉底和間斷正推重定位的區(qū)別在于滑行段的推力控制方面，滑行段時(shí)間較長(zhǎng)的飛行器，適合采用間斷正推重定位，減少推進(jìn)劑的消耗。

(a)連續(xù)正推沉底

(b)間斷正推沉底

常用的低溫上面級(jí)火箭主要采用連續(xù)推力控制或間斷推力控制的方法使推進(jìn)劑沉底，如表2所示[52]。從表2中可以看出，CZ-3B、Saturn V、Atlas及Titan IIIE采用的是三段式連續(xù)推力沉底的方案，從而使推進(jìn)劑始終保持在貯箱底部。Titan IV和H-2A采用了間斷式管理方案，在低溫推進(jìn)劑貯箱需要排氣或主發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)前，啟動(dòng)軸向發(fā)動(dòng)機(jī)使推進(jìn)劑沉底，保證正常排氣和主發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)。對(duì)于正推法推進(jìn)劑管理而言，關(guān)鍵是確定飛行器的加速度水平。應(yīng)桂爐[53]計(jì)算得出氣液界面穩(wěn)定時(shí)臨界邦德數(shù)(Bo)為0.84，只要Bo數(shù)大于0.84就能保證液面穩(wěn)定。李佳超等[54]在直徑0.29m液氫貯箱仿真計(jì)算中得到Bo數(shù)為9.4，氣枕在液體區(qū)形成了動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)的大氣泡。同樣，而SLV-3C的AC-4次飛行產(chǎn)生的Bo數(shù)為240，比臨界Bo數(shù)大兩個(gè)數(shù)量級(jí)，而飛行結(jié)果表明液氫從排氣口排出，造成飛行器失控[55]。這說(shuō)明單純的Bo數(shù)不足以確保推進(jìn)劑沉底，需要考慮施加給液體的能量。為此，通常在貯箱內(nèi)安裝防晃擋板，降低貯箱內(nèi)液體晃動(dòng)的幅值，防晃擋板如圖13所示[56]。AC-8飛行試驗(yàn)表明，安裝防晃動(dòng)擋板后進(jìn)入保持段的晃動(dòng)幅值從9.6m下降到0.9m，在1350s內(nèi)滑行階段，2×13.3N發(fā)動(dòng)機(jī)工作，保持推進(jìn)劑始終沉底；主發(fā)動(dòng)機(jī)第2次啟動(dòng)前46s，2×222N發(fā)動(dòng)機(jī)再次工作，抑制增壓氣體對(duì)液面沖擊和螺旋管液流等干擾[57]。AC-8試驗(yàn)三段式連續(xù)推力的推進(jìn)劑管理方法，解決發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)和貯箱內(nèi)壓力排放的問(wèn)題，已經(jīng)成為上面級(jí)火箭推進(jìn)劑管理的常用方法。

圖13 航天飛機(jī)外貯箱防晃擋板示意圖

采用間斷式正推重定位主要是因?yàn)樵诘蜏厣厦婕?jí)滑行段中保持段需要消耗大量的推進(jìn)劑，相對(duì)于Centaur D，2×13.3N發(fā)動(dòng)機(jī)連續(xù)工作1512s，2×222N沉底段和抑制段各工作100s和46s。從理論上而言，90%雙氧水比沖154s[58]，這意味著滑行段消耗26.65kg，而為了使排氣口無(wú)液體排出，需要在沉底段和抑制段有較高的加速度，消耗42.95kg。Centaur D1-T對(duì)氫氧貯箱采取了更好的絕熱措施，添加了三層鍍鋁聚酯膜，使輻射加熱從8.2kW下降到了0.15kW，避免了液氫貯箱頻繁的排氣，同時(shí)引進(jìn)了計(jì)算機(jī)箱壓控制系統(tǒng)，在需要時(shí)排氣[59]。從表2中可以看出，Centaur D1-T比Centaur D的沉底加速水平低一個(gè)數(shù)量級(jí)，因?yàn)椴豢紤]主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)液氫的晃動(dòng)是否達(dá)到箱頂。Titan IV飛行時(shí)，在滑行段采用0g加速度飛行，只有在發(fā)動(dòng)機(jī)再次啟動(dòng)前和貯箱排氣時(shí)，開啟輔助發(fā)動(dòng)機(jī)，實(shí)現(xiàn)了在軌飛行6.5h[60]。相比于連續(xù)正推沉底而言，間斷式正推重定位消耗的推進(jìn)劑更少，但是貯箱內(nèi)液體的沖擊次數(shù)更多。

表2 低溫上面級(jí)推進(jìn)劑管理方案比較

間斷式正推重定位需要解決發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前推進(jìn)劑的獲取問(wèn)題，通常在貯箱底部安裝蓄留器。蓄留器將貯箱內(nèi)的液體分為兩個(gè)部分，并且只對(duì)泵入口處蓄留器內(nèi)的小部分推進(jìn)劑液體進(jìn)行控制，為沉底發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)提供初始推進(jìn)劑，當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)建立起推力時(shí)，蓄留器外大部分液體沉底，重新充填蓄留器。蓄留器中的氣泡是靠篩網(wǎng)的攔截避免進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)，考慮到沉底發(fā)動(dòng)機(jī)推力大而工作時(shí)間短，可以直接使用主發(fā)動(dòng)機(jī)代替。蓄留器的再充填如圖14所示[61]。

圖14 蓄留器再充填示意圖

蓄留器內(nèi)以給定流量向發(fā)動(dòng)機(jī)供液，開始液面均勻下降，但當(dāng)液面下降到某一高度時(shí)，出口附近液面突然呈漏斗狀，氣體侵入發(fā)動(dòng)機(jī)。這種在出流干擾作用下的液面不穩(wěn)定現(xiàn)象稱之為塌陷，如圖15所示[51]。為防止氣液界面過(guò)早出現(xiàn)塌陷現(xiàn)象，提高蓄留器輸送效能，可以在出口附近設(shè)置網(wǎng)篩或速控板。網(wǎng)篩可使液流速度均勻，推遲塌陷發(fā)生，同時(shí)也可以阻止氣體侵入發(fā)動(dòng)機(jī)。而使用速控板降低出流塌陷臨界高度的方法廣泛用于運(yùn)載火箭貯箱的出流管理中。

圖15 蓄留器內(nèi)液面塌陷的抑制

內(nèi)置蓄留器的啟動(dòng)過(guò)程如圖16所示[53]。當(dāng)液面高于蓄留器時(shí)，推進(jìn)劑通過(guò)頂部網(wǎng)篩、側(cè)面網(wǎng)篩流入發(fā)動(dòng)機(jī)管道，如圖16(a)。當(dāng)液面與蓄留器平齊時(shí)，若推進(jìn)劑通過(guò)側(cè)面網(wǎng)篩的壓降比頂部網(wǎng)篩支承壓力大，液面從頂部侵入啟動(dòng)籃，推進(jìn)劑由蓄留器供給，蓄留器外液體不動(dòng)，如圖16(b)，應(yīng)該避免這種情況。如果推進(jìn)劑通過(guò)側(cè)面網(wǎng)篩的壓降比頂部網(wǎng)篩支承壓力小，則貯箱內(nèi)液體通過(guò)側(cè)面網(wǎng)篩流入發(fā)動(dòng)機(jī)管路，而蓄留器內(nèi)液體高度不變，如圖16(c)。隨著蓄留器外液面不斷下降，側(cè)面網(wǎng)篩的浸潤(rùn)面積不斷減小，液體通過(guò)網(wǎng)篩速度增大，因此壓降增大。當(dāng)?shù)竭_(dá)某一高度時(shí)，液體通過(guò)側(cè)面網(wǎng)篩壓降大于頂部網(wǎng)篩支撐壓力，則液體從蓄留器頂部侵入，此時(shí)蓄留器與貯箱同時(shí)給發(fā)動(dòng)機(jī)供液，蓄留器內(nèi)外液面同時(shí)下降，如圖16(d)。

(a)

(b)

(c)

(d)

美國(guó)的安哥拉變軌級(jí)(Agena D)和阿波羅飛船(Apollo)等均采用了蓄留器裝置，但是貯箱中均為常溫液體推進(jìn)劑。Agena D采用蓄留器具有兩次再啟動(dòng)能力，如圖17所示[62]。Agena D主發(fā)動(dòng)機(jī)起著沉底發(fā)動(dòng)機(jī)作用，蓄留器容納的推進(jìn)劑可供主發(fā)動(dòng)機(jī)工作1.74s，此值只能滿足主發(fā)動(dòng)機(jī)推力建立和蓄留器外推進(jìn)劑沉底。改進(jìn)后的Agena可以實(shí)現(xiàn)5次以上的再啟動(dòng)，在主發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)前工作16s，使推進(jìn)劑沉底。由于Apollo任務(wù)要求發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)次數(shù)多，指令艙的服務(wù)推進(jìn)系統(tǒng)采用蓄留器加沉底發(fā)動(dòng)機(jī)的方案。軌道飛行初期發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)采用蓄留器，軌道飛行后期發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)前沉底發(fā)動(dòng)機(jī)先工作15s，此時(shí)，蓄留器起攔截氣泡的作用[53]。國(guó)內(nèi)對(duì)蓄液器的研究處于文獻(xiàn)調(diào)研和理論分析階段，李永等[63-64]介紹蓄留器的基本原理，給出了蓄留器的臨界加速度、最大蓄液量、臨界蓄液量、推進(jìn)劑殘留量、有效蓄液量的求解方法，并采用這些方法對(duì)某一典型的蓄留器的性能進(jìn)行了分析。

圖17 Agena D蓄留器裝置示意圖

3.2 表面張力貯箱

表面張力貯箱依靠表面張力原理對(duì)推進(jìn)劑進(jìn)行管理，通常分為網(wǎng)式表面張力貯箱和葉片式表面張力貯箱。由于葉片式完全依賴表面張力，液流抵抗加速度、振動(dòng)的能力較差，葉片的流量較小，限制了使用范圍[65]。網(wǎng)式表面張力貯箱依靠毛細(xì)網(wǎng)分開氣液界面，允許液體通過(guò)而阻止氣體通過(guò)。毛細(xì)網(wǎng)形成的臨界壓差較大，可達(dá)2000Pa～6000Pa，當(dāng)毛細(xì)網(wǎng)兩側(cè)的壓差小于臨界壓差時(shí)，只允許液相通過(guò)，當(dāng)毛細(xì)網(wǎng)兩側(cè)壓力高于臨界壓差時(shí)，氣液兩相均能通過(guò)。網(wǎng)式表面張力貯箱可以在較大的加速度和流量條件下使用。圖18給出了金屬網(wǎng)狀膜通道式表面張力貯箱[66]。其中，金屬網(wǎng)狀膜由不銹鋼金屬絲按照“織布”的方式形成密布的網(wǎng)格，金屬絲直徑為幾十μm，所形成的空隙約為10μm。

(a)膜通道貯箱

(b)網(wǎng)狀膜微觀結(jié)構(gòu)

(c)金屬網(wǎng)狀膜示意圖

針對(duì)網(wǎng)式表面張力貯箱在低溫推進(jìn)劑中的應(yīng)用，國(guó)外已經(jīng)展開了大量的研究。1971年，通用動(dòng)力公司開發(fā)了低重力環(huán)境下大尺寸液氫/液氧推進(jìn)劑貯箱使用的推進(jìn)劑管理裝置PMD(Propellant Management Device)，完成了研制、設(shè)計(jì)與試驗(yàn)全過(guò)程，可以替代加速度沉底法[67]。NASA近些年主要關(guān)注于液氫表面張力貯箱中金屬網(wǎng)狀模結(jié)構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計(jì)，通過(guò)地面試驗(yàn)分析了采用不銹鋼絲的斜紋荷蘭編織網(wǎng)結(jié)構(gòu)的最優(yōu)編織方式[68-69]。對(duì)于金屬網(wǎng)狀模形式的表面張力貯箱，最主要的是提高膜結(jié)構(gòu)的臨界壓差。

3.3 氣液界面分離方法的比較

正推法和表面張力貯箱均能實(shí)現(xiàn)微重力環(huán)境下的氣液分離。正推法采用的是沉底加速度的方法使氣液分離,表面張力貯箱均利用表面張力原理使氣液分離。連續(xù)正推法保證貯箱內(nèi)的氫氧推進(jìn)劑氣液兩相時(shí)刻處于分離狀態(tài)，具有清晰的氣液界面，但是需要消耗較多的推進(jìn)劑；間斷正推法只能在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)后，才能使貯箱內(nèi)的氫氧推進(jìn)劑氣液兩相處于分離狀態(tài)，減少了推進(jìn)劑質(zhì)量消耗。間斷正推法需要結(jié)合蓄留器使用，保證發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)前能夠獲得足夠多的液體。表面張力貯箱能夠通過(guò)金屬網(wǎng)狀膜結(jié)構(gòu)使氫氧貯箱內(nèi)氣液兩相時(shí)刻處于分離狀態(tài)，但是表面張力貯箱需要對(duì)傳統(tǒng)的貯箱結(jié)構(gòu)進(jìn)行大幅度改變，并且貯箱整體結(jié)構(gòu)質(zhì)量大，具體性能受金屬網(wǎng)狀模臨界壓差的限制。

4 總結(jié)與展望

文中對(duì)氫氧推進(jìn)劑在軌加注中的蒸發(fā)量控制、在軌測(cè)量與氣液分離3個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題進(jìn)行了分析，得出如下結(jié)論：

1)實(shí)現(xiàn)氫氧推進(jìn)劑在軌加注的前提是解決好蒸發(fā)量控制的問(wèn)題，避免加注過(guò)程中氫氧推進(jìn)劑蒸汽的頻繁排放，提高推進(jìn)劑在軌的利用效率。多層隔熱、遮陽(yáng)板和連接結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)作為典型的被動(dòng)熱防護(hù)措施，能夠?qū)崿F(xiàn)氫氧推進(jìn)劑的在軌長(zhǎng)期貯存，并且基本不影響航天器的結(jié)構(gòu)。

2)氫氧推進(jìn)劑的在軌加注中，必須確定貯箱內(nèi)推進(jìn)劑的剩余質(zhì)量。由于低溫推進(jìn)劑的特殊性，可以優(yōu)先采用氣體注入法、體積激勵(lì)法和射頻計(jì)法相結(jié)合的方式。在氣體注入法中，建議采用氦氣作為工質(zhì)，同時(shí)控制注入氣體的溫度與貯箱內(nèi)氣枕的溫差，避免貯箱內(nèi)液體受熱大量汽化。

3)氫氧推進(jìn)劑的在軌加注中，必須對(duì)貯箱內(nèi)氣液進(jìn)行分離。加注前的氣液界面的分離便于對(duì)貯箱內(nèi)的剩余推進(jìn)劑進(jìn)行測(cè)量。加注中，氣液界面的分離便于貯箱內(nèi)的氣體進(jìn)行排放。正推法和表面張力貯箱可用于氣液界面的分離，考慮到技術(shù)的成熟性，可以先采用間斷式正推法，后期開展表面張力貯箱在氫氧推進(jìn)劑中的應(yīng)用試驗(yàn)研究。

在未來(lái)我國(guó)氫氧推進(jìn)劑在軌加注研究中，需要重點(diǎn)開展在軌試驗(yàn)研究，可以技術(shù)成熟的CZ-3A系列第三級(jí)氫氧共底貯箱為試驗(yàn)平臺(tái)，對(duì)在軌飛行中被動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)的隔熱性能進(jìn)行研究，得出氫氧貯箱在軌的日蒸發(fā)率，為在軌加注的周期提供技術(shù)參考。同時(shí)，在軌飛行中，驗(yàn)證間斷式正推沉底液面重定位方法，重點(diǎn)得出液面重定位需要的最低加速度水平及重定位時(shí)間，蓄留器則需要重點(diǎn)研究蓄留器在軌時(shí)的臨界加速度、最大蓄液量、臨界蓄液量、推進(jìn)劑殘留量、有效蓄液量等性能參數(shù)。針對(duì)氫氧推進(jìn)劑表面張力貯箱，重點(diǎn)優(yōu)化金屬網(wǎng)狀膜結(jié)構(gòu)，提高臨界壓差。最后，剩余推進(jìn)劑的測(cè)量，需要驗(yàn)證各種技術(shù)的適用性及實(shí)現(xiàn)成本，尤其需要關(guān)注的是各種測(cè)量技術(shù)實(shí)現(xiàn)是否依賴于液面重定位?？傊瑢?shí)現(xiàn)氫氧推進(jìn)劑在軌加注后，必將顯著提高航天器的在軌壽命,拓展深空探測(cè)能力。