王 磊，厲彥忠，張少華，馬 原，黃曉寧

(1. 西安交通大學(xué)制冷與低溫工程系，西安 710049； 2. 中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引 言

低溫推進(jìn)劑具有推力大、比沖高、無毒無污染等性能優(yōu)勢，將在未來的天地往返、深空探測、空間加注站[1-2]、地月空間經(jīng)濟(jì)區(qū)建設(shè)與運(yùn)行[3]等領(lǐng)域發(fā)揮重要作用。然而，低溫推進(jìn)劑也具有沸點(diǎn)低、表面張力小、相變潛熱小等特殊物性。沸點(diǎn)低意味著低溫推進(jìn)劑空間貯存更易發(fā)生氣液相變，造成液體燃料的損失與壓增危害；表面張力小表明氣液兩相空間分離更難實(shí)現(xiàn)；相變潛熱小則表明低溫流體更易發(fā)生氣液兩相流。對低溫推進(jìn)劑空間熱管理與流體相態(tài)管控是下一階段深空探測的重要技術(shù)支撐，因此，有必要就低溫流體空間管理(Cryogenic fluid managem-ent, CFM)技術(shù)開展預(yù)先研究，掌握復(fù)雜力熱環(huán)境下的低溫流體行為與規(guī)律，獲得可靠的管控技術(shù)。

低溫推進(jìn)劑應(yīng)用于空間飛行的性能優(yōu)勢很早就獲得了航天強(qiáng)國的重視與研究。以實(shí)現(xiàn)低溫液體空間安全貯存與可靠應(yīng)用為目標(biāo)，自二十世紀(jì)五十年代起，美國航天界就對各類CFM技術(shù)開展了專項攻關(guān)，并取得了系列研究成果。所開發(fā)的CFM技術(shù)包括先進(jìn)絕熱技術(shù)，微重力低溫氣液分離技術(shù)，微重力增壓與預(yù)冷技術(shù)等。這些技術(shù)有效支撐了“阿波羅”登月計劃的順利實(shí)施及“半人馬”低溫上面級的成功研制。整體而言，目前獲得工程實(shí)用的CFM技術(shù)僅能支持低溫推進(jìn)劑約10 h的空間貯存。未來的深空探測要求低溫推進(jìn)劑能實(shí)現(xiàn)幾個月、甚至幾年的安全存儲。鑒于此，美國航天局下屬的多家研究結(jié)構(gòu)正在對各類CFM技術(shù)開展成熟度提升研究，并規(guī)劃了系列飛行搭載實(shí)驗(yàn)，以促進(jìn)CFM技術(shù)的實(shí)用化，有力支撐重返月球、載人登陸火星等大型航天工程的有序開展。此外，其他航天勢力，如俄羅斯、歐空局、日本、印度等，也均以先進(jìn)低溫上面級與大型深空探測項目為牽引，在CFM技術(shù)領(lǐng)域開展了有效研究，積累了相關(guān)技術(shù)。

我國在低溫推進(jìn)劑空間管理技術(shù)領(lǐng)域的研究相對滯后，與世界先進(jìn)水平差距較大。近年，隨著新一代低溫運(yùn)載火箭的成功發(fā)射，我國管控低溫推進(jìn)劑的能力獲得了顯著提升，基于低溫推進(jìn)劑的各類航天項目獲得了重視。未來的大型深空探測工程對CFM技術(shù)的需求迫切，各類研究也逐步展開。就公開報道來看，國內(nèi)已有學(xué)者關(guān)注了CFM技術(shù)的現(xiàn)狀與發(fā)展動向，開展了初步的調(diào)研與理論分析，并就CFM單項技術(shù)，如多層絕熱技術(shù)、熱力學(xué)排氣技術(shù)等開展了原理實(shí)驗(yàn)研究，而基于真實(shí)工質(zhì)的實(shí)驗(yàn)研究鮮有報道，更未見空間搭載實(shí)驗(yàn)的相關(guān)報道。

由上可知，在CFM技術(shù)領(lǐng)域，我國與美國等先進(jìn)水平差距明顯，而下一階段的空間工程又急需CFM技術(shù)的有利支撐。世界航天競爭的新態(tài)勢驅(qū)使我國應(yīng)獨(dú)立自主，加大投入將CFM技術(shù)提高到新的水平。為此，本文將對支撐未來大型空間探測的各類CFM技術(shù)開展系統(tǒng)梳理，揭示各類技術(shù)對重力條件的依賴關(guān)系，對比總結(jié)開展空間搭載實(shí)驗(yàn)的平臺條件與性能特征，并就我國快速實(shí)現(xiàn)CFM技術(shù)成熟度提高給出了建議。

1 低溫推進(jìn)劑的性能優(yōu)勢

低溫推進(jìn)劑的高比沖優(yōu)勢可由式(1)清晰揭示。

ΔV=g·Isp·ln((Ms+Mpl+Mprop)/(Ms+Mpl))

(1)

式中：ΔV為速度增量，g為地面重力，Isp為推進(jìn)劑比沖，Ms,Mpl,Mprop分別為火箭干質(zhì)量，有效載荷質(zhì)量，推進(jìn)劑質(zhì)量[4]。可見，速度增量與比沖成正比，而速度增量是飛行器擺脫引力束縛的前提。

圖1展示了火箭相對初始發(fā)射質(zhì)量與速度增量間的關(guān)系[4]，相對初始發(fā)射質(zhì)量是相較于低溫氫氧火箭而言。由圖1可知，速度增量越大，采用液氫/液氧的運(yùn)載火箭所需初始發(fā)射質(zhì)量越小。當(dāng)速度增量達(dá)到5000 m/s時，全固體燃料運(yùn)載火箭發(fā)射質(zhì)量約為氫氧火箭的2倍。對月球探測而言，采用氫氧火箭開展此類航天探測具有顯著優(yōu)勢，而采用其他兩種推進(jìn)劑時，火箭規(guī)模極大，不具備工程可行性。因此，未來的大型深空探測更多借助低溫推進(jìn)劑開展。

圖1 不同推進(jìn)劑航天器速度增量與初始發(fā)射質(zhì)量關(guān)系Fig.1 Relation of velocity increment and initial launch mass when using different propellants

2 低溫推進(jìn)劑空間CFM技術(shù)

本文以美國CFM技術(shù)為對象，闡述CFM的研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢。圖2展示了低溫推進(jìn)劑空間貯存與應(yīng)用所涉CFM技術(shù)群。整體而言，CFM技術(shù)應(yīng)用場景包括：低蒸發(fā)/零蒸發(fā)貯存、低溫推進(jìn)劑在軌傳輸與轉(zhuǎn)注、低溫流體微重力質(zhì)量測量等。

圖2 低溫推進(jìn)劑空間貯存與管理關(guān)鍵技術(shù)Fig.2 Key technologies of cryogenic propellant space storage and management

2.1 低溫貯箱熱控技術(shù)

美國“半人馬”氫氧上面級所采用CFM技術(shù)代表了人類空間管控低溫推進(jìn)劑的最高水平。然而，在所發(fā)射任務(wù)中，液氫空間貯存最長僅9 h，采用熱防護(hù)技術(shù)對應(yīng)的日均蒸發(fā)損失達(dá)30%[5]。為了實(shí)現(xiàn)低溫推進(jìn)劑更高效空間貯存，學(xué)者們提出了多種被動熱防護(hù)技術(shù)，包括多層絕熱材料(MLI)包裹、被動非接觸支撐桿(PODS)連接、排氣式輻射冷屏等，利用氫的仲-正轉(zhuǎn)化釋冷特性也可進(jìn)一步降低液氫蒸發(fā)損失[6]。需要說明的是，被動熱防護(hù)技術(shù)是其他CFM技術(shù)發(fā)揮作用的前提，只有當(dāng)被動熱防護(hù)技術(shù)將貯箱漏熱顯著降低后，主動技術(shù)(流體混合、空間制冷、排氣泄壓等)才能發(fā)揮作用。因此，被動熱防護(hù)兼具效能與技術(shù)的雙重意義。

MLI表面絕熱是降低貯箱綜合漏熱的關(guān)鍵，國內(nèi)外學(xué)者均對MLI的絕熱性能與傳熱規(guī)律開展了研究。在該領(lǐng)域，有如下兩點(diǎn)需引起關(guān)注：

1)須關(guān)注MLI瞬態(tài)放氣與非穩(wěn)態(tài)傳熱過程。MLI進(jìn)入空間后的瞬態(tài)放氣會給低溫貯箱造成附加漏熱。實(shí)驗(yàn)表明，該放氣過程長達(dá)20～50 h，附加漏熱相當(dāng)于MLI達(dá)穩(wěn)態(tài)時在軌額外停放3～5天[7-8]。因此，增加MLI層數(shù)來減小漏熱并不可取。

2) 有學(xué)者提出了負(fù)荷響應(yīng)MLI(LB-MLI)。LB-MLI反射屏之間并非由非金屬絲網(wǎng)、薄膜等分離，而是由離散的非金屬微支架實(shí)現(xiàn)鋁箔支撐，如圖3所示。測試表明，LB-MLI可進(jìn)一步降低貯箱漏熱[9]。

圖3 傳統(tǒng)MLI與LB-MLI結(jié)構(gòu)比較Fig.3 Comparison of traditional MLI and LB-MLI

2.2 泵驅(qū)混合技術(shù)

低溫推進(jìn)劑采用泵驅(qū)動流體循環(huán)或傳輸?shù)淖饔糜卸?)循環(huán)泵作為熱力學(xué)排氣技術(shù)的重要組成，實(shí)現(xiàn)噴射回流與無夾液排氣；2)低溫泵與噴射裝置結(jié)合，實(shí)現(xiàn)箱內(nèi)流體的混合均一。微重力下，流體區(qū)熱量傳遞主要借助微對流與導(dǎo)熱，傳熱速率較慢，流體易形成沿徑向的溫度梯度。泵驅(qū)混合技術(shù)可破壞流體熱分層、充分利用流體蓄冷降低蒸發(fā)損失，或更高效擴(kuò)散冷量。NASA計劃借助國際空間站(ISS)開展空間流體零蒸發(fā)貯存(ZBO)實(shí)驗(yàn)，以制冷劑為替代工質(zhì)，驗(yàn)證泵驅(qū)噴射器在實(shí)現(xiàn)流體混合降壓方面的效能[10]。

2.3 空間制冷機(jī)技術(shù)

低溫制冷機(jī)的作用包括：實(shí)現(xiàn)液氫在軌ZBO或低蒸發(fā)貯存(LBO)，實(shí)現(xiàn)液氧、液甲烷在軌ZBO，在火星表面實(shí)現(xiàn)氧、甲烷液化。截止目前，在已獲得飛行驗(yàn)證的制冷機(jī)中，20 K溫區(qū)制冷量僅1 W，90 K溫區(qū)冷量只有20 W。NASA主要關(guān)注了逆布雷頓制冷機(jī)、脈管制冷機(jī)、斯特林制冷機(jī)技術(shù)。關(guān)于低溫推進(jìn)劑空間貯存與應(yīng)用，NASA設(shè)定的制冷機(jī)研制目標(biāo)為：20 K溫區(qū)制冷量20 W；90 K溫區(qū)制冷量150 W[11]。此外，研究發(fā)現(xiàn)，制冷機(jī)冷頭與流體間存在6～8 K的溫差，該溫差會造成制冷機(jī)冷量或制冷效率降低。制冷機(jī)冷量用于低溫推進(jìn)劑長期貯存,有圖4所示的三種布置。當(dāng)制冷機(jī)冷量足以平衡低溫貯箱的整體漏熱時，建議采用圖4(a)、圖4(b)布置開展低溫推進(jìn)劑空間ZBO；當(dāng)制冷機(jī)冷量小于貯箱漏熱時，建議選擇圖4(c)的方式，將漏熱降至最低，且該布置可實(shí)現(xiàn)制冷機(jī)工作在相對較高溫區(qū)，有利于提高制冷效率[12]。也可考慮帶制冷機(jī)的輻射屏與MLI耦合熱防護(hù)技術(shù)[13]。

圖4 制冷機(jī)冷量用于低溫流體空間貯存的三種方式Fig.4 Three methods of cryocooler utilization in cryogenic fluid space storage

2.4 熱力學(xué)排氣技術(shù)

為實(shí)現(xiàn)低溫貯箱微重力下的無夾液排氣，NASA提出了如圖5所示的熱力學(xué)排氣系統(tǒng)(TVS)，并開展了理論分析與地面原理實(shí)驗(yàn)測試[14-15]。我國在該領(lǐng)域也開展了較深入的理論及原理性實(shí)驗(yàn)[16-18]。TVS主要由循環(huán)泵、J-T閥、換熱器、噴霧棒等組成。TVS工作期間，低溫循環(huán)泵自液體獲取裝置(LAD)抽取純液體后分成兩股流，排氣側(cè)液體經(jīng)J-T閥、換熱器后以全氣相排出；另一股液體在換熱器獲取冷量后，經(jīng)噴霧棒重新注入箱內(nèi)流體區(qū)。可以看出，TVS具備無夾液排氣、流體混合、獲取過冷度等多種功能。需要注意的是，由于排氣壓力低于箱內(nèi)流體壓力，造成排氣損失部分冷能[19]，因此，TVS不能降低低溫推進(jìn)劑的綜合蒸發(fā)損失。

圖5 熱力學(xué)排氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Schematic diagram of thermodynamic venting system

2.5 空間增壓技術(shù)

發(fā)動機(jī)空間再起動或開展推進(jìn)劑在軌傳輸前，需要對低溫貯箱開展空間主動增壓。發(fā)動機(jī)再起動對增壓氣體的需求往往先于發(fā)動機(jī)點(diǎn)火時序，因此，如何提供熱量氣化液體或加熱氣體，就成為空間增壓系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵。2018年-2019年，NASA借助ISS艙外平臺開展了低溫推進(jìn)劑空間零蒸發(fā)存儲與在軌傳輸實(shí)驗(yàn)(RRM-3)，通過采用如圖6所示的自增壓方案，在加注箱與受注箱間建立了傳輸壓差[20]。該方案采用電加熱提供液體氣化、氣體溫升所需熱量。為避免熱量作用于液甲烷所產(chǎn)生的過量氣化及液體溫升，本方案利用金屬網(wǎng)幕的芯吸特性在液甲烷與氣枕間建立傳輸通道。液甲烷在毛細(xì)力下沿網(wǎng)幕爬升至頂端，再由位于頂端的加熱器提供氣化熱，同時在氣枕區(qū)設(shè)置加熱單元強(qiáng)化增壓效果。

圖6 RRM-3液甲烷貯箱增壓方案Fig.6 Pressurization scheme of liquid methane tank in RRM-3

2.6 微重力液體獲取技術(shù)

微重力下氣液相分離效果與飛行器所受過載水平密切相關(guān)。截止目前，大部分低溫上面級與軌道飛行器采用正推沉底技術(shù)實(shí)現(xiàn)氣液相分離，但這種分離效果是以更多的推進(jìn)劑消耗為代價來實(shí)現(xiàn)。前蘇聯(lián)曾在“能源-暴風(fēng)雪號”項目中采用被動式LAD實(shí)現(xiàn)了液氧在軌獲取，但未見更詳細(xì)的報道[21]。NASA提出了采用金屬網(wǎng)幕通道實(shí)現(xiàn)全液獲取的新技術(shù)方案，具體結(jié)構(gòu)如圖7所示。

圖7 網(wǎng)幕通道式液體獲取過程示意圖Fig.7 Schematic diagram of screen channel LAD

該方案通過網(wǎng)幕的復(fù)雜微結(jié)構(gòu)強(qiáng)化表面張力來實(shí)現(xiàn)氣液分離，所涉科學(xué)問題主要包括：貼幕方向的“芯吸”引流特性、垂直網(wǎng)幕方向的“起泡”特性、網(wǎng)幕通道的阻力特性。針對金屬網(wǎng)幕的兩相流體傳輸機(jī)理與規(guī)律，NASA下屬研究所[22-23]、德國不萊梅大學(xué)[24]、西交大[25-26]等已開展了初步的實(shí)驗(yàn)研究，主要測試了芯吸傳輸規(guī)律與泡破壓力。金屬網(wǎng)幕LAD的液體獲取效用及性能有待于飛行搭載實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，NASA已規(guī)劃低溫推進(jìn)劑空間貯存與傳輸(CPST)載荷平臺，驗(yàn)證包括網(wǎng)幕式LAD在內(nèi)的多項CFM技術(shù)[27]。

2.7 低溫推進(jìn)劑空間傳輸

截止目前，世界各國所開展的在軌液體傳輸與燃料加注主要基于軌道空間站進(jìn)行[28-29]。2017年，基于“天舟一號”貨運(yùn)飛船與“天宮二號”空間站，我國開展了常規(guī)推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加實(shí)驗(yàn)[30]。鑒于低溫推進(jìn)劑對未來航天探測的重要價值，NASA自二十世紀(jì)九十年代初就關(guān)注低溫推進(jìn)劑的在軌傳輸技術(shù)。RRM-3實(shí)驗(yàn)也包括液甲烷在軌傳輸實(shí)驗(yàn)[31]，但由于低溫制冷機(jī)供電故障，RRM-3低溫傳輸實(shí)驗(yàn)未取得完全成功。相較于常規(guī)液體在軌加注，低溫推進(jìn)劑空間傳輸與加注面臨更大挑戰(zhàn)：首先，低溫推進(jìn)劑空間傳輸必須解決各類涉及低溫氣液相變與兩相流體傳輸?shù)目臻g難題，包括對傳輸管路、受注箱的充分預(yù)冷等；其次，低溫推進(jìn)劑更難實(shí)現(xiàn)氣液分離，嚴(yán)重影響液體傳輸?shù)姆€(wěn)定性與速率；再次，低溫流體傳輸對壓力控制系統(tǒng)的要求更高。因此，已有的基于常規(guī)推進(jìn)劑的空間加注實(shí)驗(yàn)無法直接復(fù)制于低溫流體空間加注。

2.8 推進(jìn)劑質(zhì)量測量技術(shù)

微重力下，氣液相分布隨機(jī)，造成箱內(nèi)液體推進(jìn)劑質(zhì)量的精確測量面臨極大挑戰(zhàn)。NASA將微重力質(zhì)量測量與低溫推進(jìn)劑在軌存儲、在軌傳輸技術(shù)并列為支撐未來低溫推進(jìn)劑空間應(yīng)用的三大核心技術(shù)，并投入資源開展了持續(xù)研究[32]。可用于推進(jìn)劑空間質(zhì)量測量的技術(shù)包括：氣體狀態(tài)方程法、消耗累積法、激勵法、放射性吸收法、超聲反射法、射頻法等[30]?？紤]到低溫推進(jìn)劑的物性與工況特性，氣體狀態(tài)方程法與射頻質(zhì)量測量法具有可期待的前景。RRM-3實(shí)驗(yàn)正是借助射頻質(zhì)量測量法實(shí)現(xiàn)了箱內(nèi)液甲烷量的定量測量[33]。

2.9 CFM技術(shù)成熟度分析

低溫推進(jìn)劑空間貯存與傳輸技術(shù)對未來航天探測的重要價值已為航天領(lǐng)域高度認(rèn)可，相關(guān)研究已逾五十年。表1總結(jié)中、美兩國在CFM領(lǐng)域的技術(shù)成熟度對比，其中，技術(shù)成熟度劃分標(biāo)準(zhǔn)基于GJB 7688-2012[34]。從表1可以看出，美國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)成熟度已達(dá)5～6級，具備了開展空間原型機(jī)搭載的條件。我國在該領(lǐng)域主要處于跟隨研究階段，技術(shù)成熟度大多停留在2～4級，僅在MLI、TVS等少數(shù)方面開展了地面原理樣機(jī)的實(shí)驗(yàn)測試。在開展搭載實(shí)驗(yàn)前，仍需開展充分的地面實(shí)驗(yàn)測試，提高技術(shù)成熟度。此外，表1也揭示了各項技術(shù)進(jìn)一步提高成熟度對平臺的依賴，可分為重力依賴型與重力無關(guān)型技術(shù)。對各類運(yùn)行性能或規(guī)律與重力密切相關(guān)的技術(shù)，必須借助空間搭載平臺開展飛行驗(yàn)證。

表1 低溫推進(jìn)劑管理技術(shù)重力依賴性與技術(shù)成熟度Table 1 Gravity dependence analysis of CFM technologies and their current technology readiness levels

3 美國CFM技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)進(jìn)展

美國所規(guī)劃或開展的CFM技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)主要基于四類平臺，其特征如表2所示。

表2 NASA規(guī)劃/開展的CFM技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)概況Table 2 Overview on space-based tests of CFM technologies by NASA

3.1 型號任務(wù)平臺

早在二十世紀(jì)六十年代，NASA就開展了基于低溫上面級平臺的流體貯存與管理技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)。1964年，借助“阿特拉斯-半人馬”運(yùn)載火箭(AC-4)，首次開展了變過載下流體相態(tài)管理與排氣實(shí)驗(yàn)，并根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，優(yōu)化了飛行器空間重定位推力與時序管理。1966年，為支撐“阿波羅”登月計劃順利實(shí)施，馬歇爾航天飛行中心(MSFC)以“土星-IB”(AS-203)為平臺，研究了液氫的空間管理技術(shù)[35]。

2009年，NASA下屬研究所、聯(lián)合發(fā)射聯(lián)盟(ULA)與相關(guān)企業(yè)合作，提出了“低溫軌道實(shí)驗(yàn)平臺”(CRYOTE)項目，旨在利用“半人馬”上面級主任務(wù)后剩余低溫推進(jìn)劑開展CFM技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)，從而大幅降低實(shí)驗(yàn)成本[36-38]。CRYOTE平臺結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 CRYOTE在軌搭載實(shí)驗(yàn)平臺示意圖Fig.8 Schematic diagram of CRYOTE test platform

CRYOTE工作原理如下：在常規(guī)“半人馬”上面級+有效載荷的基礎(chǔ)布局基礎(chǔ)上，增加CRYOTE低溫實(shí)驗(yàn)平臺，構(gòu)成自下而上為“半人馬”上面級+CRYOTE+有效載荷的結(jié)構(gòu)布局。升空過程中，CRYOTE貯箱為空箱狀態(tài)。待有效載荷順利入軌后，“半人馬”上面級低溫貯箱殘留推進(jìn)劑注入CRYOTE貯箱。加注完成后，上面級分離，留CRYOTE系統(tǒng)在軌開展各類低溫技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)。按照規(guī)劃，CRYOTE貯箱直徑約1.2 m，可用殘留液氫1000 L，在軌試驗(yàn)周期超6個月，所驗(yàn)證技術(shù)包括微重力質(zhì)量測量、泵驅(qū)流體混合、LAD、推進(jìn)劑重定位、TVS排氣、低溫制冷機(jī)等。

3.2 航天飛行平臺

NASA曾借助航天飛機(jī)，采用低溫流體或替代工質(zhì)開展了流體空間管理技術(shù)飛行搭載實(shí)驗(yàn)。1985年，利用航天飛機(jī)的空間實(shí)驗(yàn)室模塊開展了超流氦在軌傳輸實(shí)驗(yàn)(SHOOT)，關(guān)注了超流氦在微重力下的流動特性與晃動效應(yīng)[39-40]。考慮到在軌開展低溫實(shí)驗(yàn)的特殊要求，Goddard空間飛行中心開發(fā)了航天飛機(jī)搭載低溫實(shí)驗(yàn)柜平臺(CTB)，并借助該低溫柜，先后開展了低溫?zé)峁軠y試(STS-53)、低溫兩相流測試(STS-62)等。CTB低溫環(huán)境是借助兩臺制冷量3.5 W@80 K的制冷機(jī)提供[41-42]。此外，NASA也曾規(guī)劃了更多基于航天飛機(jī)平臺的低溫流體在軌管理實(shí)驗(yàn)計劃，如利用航天飛機(jī)貨倉，開展亞臨界氫的在軌貯存與傳輸實(shí)驗(yàn)(CFME)[43]；以氟利昂為替代流體，開展在軌熱分層與噴射混合控壓實(shí)驗(yàn)、流體在軌傳輸實(shí)驗(yàn)、排氣型在軌加注實(shí)驗(yàn)等；設(shè)計了低溫在軌液氮試驗(yàn)(CONE)、低溫在軌液氫試驗(yàn)(COHE)方案等[33]。由于各種原因，部分搭載實(shí)驗(yàn)并未實(shí)現(xiàn)，部分項目移植到了國際空間站開展。

3.3 國際空間站平臺

借助國際空間站艙內(nèi)、艙外平臺，研究人員已經(jīng)開展了大量流體科學(xué)在軌實(shí)驗(yàn)，也開展了涉及CFM專用技術(shù)的搭載實(shí)驗(yàn)，如射頻質(zhì)量測量技術(shù)、模擬流體在軌零蒸發(fā)貯存技術(shù)等[10, 44]。2018年12月，攜帶50 L液甲烷的RRM-3實(shí)驗(yàn)?zāi)K順利升空。利用ISS艙外暴露平臺，RRM-3開展了低溫流體零蒸發(fā)空間貯存與在軌傳輸實(shí)驗(yàn)[45]，其中，零蒸發(fā)貯存實(shí)驗(yàn)持續(xù)4個月，并獲得成功。2019年4月開展了程序排氣，隨后又開展了液甲烷在軌傳輸實(shí)驗(yàn)。但由于制冷機(jī)供電故障，傳輸實(shí)驗(yàn)失敗。整體而言，RRM-3試驗(yàn)是截止目前人類所開展的技術(shù)程度最高的CFM搭載實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證了多項關(guān)鍵技術(shù)[20,31, 33, 45-46]，如在軌ZBO技術(shù)、射頻質(zhì)量測量技術(shù)、氣液界面監(jiān)測技術(shù)、在軌自增壓技術(shù)等。

3.4 專用低溫載荷平臺

1966年，Marshall航天飛行中心委托麥道公司設(shè)計一款可利用“土星”火箭發(fā)射的低溫流體空間實(shí)驗(yàn)平臺——“在軌熱&動力學(xué)實(shí)驗(yàn)研究模塊(THERMO)”。THERMO主要用于開展各類CFM技術(shù)及月球著陸系統(tǒng)技術(shù)驗(yàn)證。受限于當(dāng)時的預(yù)算約束與需求迫切性，該項目被迫中止。1969年，Lewis研究中心受委托，設(shè)計一款CFM實(shí)驗(yàn)平臺以支撐“后阿波羅”時代的空間站建設(shè)。該項目于1971年被否決。隨后，多家機(jī)構(gòu)開展了基于航天飛機(jī)平臺的低溫流體管理實(shí)驗(yàn)/設(shè)備(CFME/CFMF)研究?？紤]到液氫的危險性，相關(guān)研究未能實(shí)現(xiàn)搭載飛行[35]。相較而言，由多家機(jī)構(gòu)聯(lián)合開展的COLD-SAT項目獲得了富有成效的研究。為了降低液氫貯箱整體漏熱，COLD-SAT飛行軌道的設(shè)置與控制均進(jìn)行了優(yōu)化，飛行器將運(yùn)行于傾角為18°、高度550 km的圓形軌道，實(shí)驗(yàn)周期為6個月，共測試11種CFM技術(shù)。所涉及技術(shù)包括：貯箱熱控技術(shù)、貯箱壓力管理技術(shù)、低溫推進(jìn)劑傳輸技術(shù)、液體獲取技術(shù)、質(zhì)量測量技術(shù)、泄露監(jiān)測等[47-48]。進(jìn)入新世紀(jì)，以載人登月、載人探火及其他大型深空探測項目為牽引，低溫推進(jìn)劑空間管理技術(shù)需求迫切性凸顯。鑒于此，NASA對開展CFM飛行搭載實(shí)驗(yàn)給予了超過以往的重視，規(guī)劃了低溫推進(jìn)劑貯存與傳輸(CPST)飛行搭載項目，以期將CFM技術(shù)成熟度提高至6～7級，有力支持各類探測計劃的實(shí)施。CPST實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖9所示，多家研究所、企業(yè)等參與了CPST項目，并已針對各子系統(tǒng)、技術(shù)組件等開展了富有成效的研究[27, 32, 49-50]。CPST項目是一項旨在提高人們認(rèn)識低溫推進(jìn)劑、強(qiáng)化其管控技術(shù)的長期工程，服務(wù)于人類未來的航天應(yīng)用[51]，但其應(yīng)用不局限于航天領(lǐng)域，其潛在的受益方包括：商用上面級平臺、深空探測化學(xué)推進(jìn)系統(tǒng)、原位資源推進(jìn)劑制備與存儲、核熱推進(jìn)系統(tǒng)、發(fā)電與儲能、先進(jìn)熱管理系統(tǒng)、安全高效加工等[52]。截止目前，CPST低溫載荷平臺尚未開展搭載飛行，實(shí)驗(yàn)方案及技術(shù)細(xì)節(jié)仍存在調(diào)整可能，但就CFM技術(shù)的發(fā)展歷程來看，航天界對CFM的技術(shù)需求已基本確定。由NASA最新的低溫流體管理技術(shù)發(fā)展路線圖來看，CFM技術(shù)的應(yīng)用領(lǐng)域有所拓展，包括低溫流體在軌貯存、地外目標(biāo)著陸器/上升級任務(wù)所涉及的25種CFM技術(shù)[53]。

圖9 CPST結(jié)構(gòu)示意圖Fig.9 Schematic diagram of CPST tank

4 我國CFM技術(shù)提升方案

4.1 我國CFM技術(shù)現(xiàn)狀

與美國相比，我國在CFM領(lǐng)域差距明顯。首先，我國缺少型號任務(wù)的重大需求牽引。以“阿波羅”登月計劃、“半人馬”上面級、航天飛機(jī)研制為驅(qū)動，美國自二十世紀(jì)六十年代起就開始關(guān)注CFM技術(shù)，相關(guān)成果有力支撐了各型號任務(wù)的成功發(fā)射。當(dāng)前，我國仍缺少工作于微/變重力環(huán)境下的低溫上面級平臺及相關(guān)的流體管理技術(shù)。其次，我國缺少針對CFM技術(shù)的頂層設(shè)計與總體規(guī)劃。目前，我國航天界已認(rèn)識到CFM技術(shù)的重要價值，但研究缺乏系統(tǒng)性，僅在MLI、TVS、VCS等少數(shù)方面開展了較深入的研究與原理性實(shí)驗(yàn)，研究目標(biāo)指向性不清，研究工作與需求脫節(jié)。整體而言，我國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的現(xiàn)狀是由我國航天的整體實(shí)力與需求迫切性而決定。隨著近年我國航天綜合實(shí)力的快速提升與大國競爭態(tài)勢逐漸明朗，我國也必須對CFM技術(shù)給予更多重視，以保障未來的重大航天任務(wù)實(shí)施。

4.2 CFM技術(shù)成熟度提升建議

鑒于未來航天任務(wù)的迫切需求及我國在CFM技術(shù)領(lǐng)域的研究現(xiàn)狀，建議從如下幾方面開展研究。

1)CFM技術(shù)需求分析。空間CFM技術(shù)主要用于低溫上面級、載人登月、載人探火、空間低溫加油站、以及其他深空探測項目。CFM技術(shù)開發(fā)有賴于對探測任務(wù)需求的綜合分析，明確不同任務(wù)所需低溫推進(jìn)劑類型、空間力熱環(huán)境、在軌存貯周期等，建立清晰的CFM技術(shù)目標(biāo)。以任務(wù)型號需求為牽引，加速推進(jìn)CFM技術(shù)成熟度提升。

2)系統(tǒng)梳理CFM技術(shù)現(xiàn)狀。借鑒NASA在CFM技術(shù)領(lǐng)域逾半個世紀(jì)的研究歷程與成熟經(jīng)驗(yàn)，基于任務(wù)需要，梳理CFM技術(shù)群，按照任務(wù)需求優(yōu)先級分主次開展技術(shù)攻關(guān)。以技術(shù)成熟度提升為目標(biāo)，按照重力依賴型技術(shù)與重力無關(guān)性技術(shù)采取有差異的實(shí)驗(yàn)方案，合理配置資源。

3)基礎(chǔ)研究與搭載實(shí)驗(yàn)并行。在開展各類技術(shù)深化研究的同時，應(yīng)重視飛行搭載實(shí)驗(yàn)平臺建設(shè)，盡早開展重力依賴型技術(shù)的飛行搭載實(shí)驗(yàn)，縮短各類技術(shù)投入工程應(yīng)用的周期。

4)技術(shù)攻關(guān)與研究工具開發(fā)同步。CFM技術(shù)成熟度提升面臨投資高、風(fēng)險大、周期長等挑戰(zhàn)，且未來的空間探測任務(wù)需求差異極大。為了降低研制成本，便于工程設(shè)計，在各類CFM技術(shù)攻關(guān)的同時，應(yīng)重視研究工具或理論模型的開發(fā)，全面提升我國管控低溫推進(jìn)劑的能力。

4.3 空間搭載實(shí)驗(yàn)建議

我國航天綜合實(shí)力的提升為加速CFM技術(shù)開發(fā)、開展各類空間搭載實(shí)驗(yàn)提供了極佳的驗(yàn)證平臺。可供選擇的搭載平臺包括：上面級平臺、空間站艙內(nèi)實(shí)驗(yàn)柜、空間站艙外暴露平臺及專用的CFM任務(wù)載荷平臺，各類平臺所獲技術(shù)提升如圖10所示。

圖10 CFM技術(shù)成熟度現(xiàn)狀與搭載實(shí)驗(yàn)提升目標(biāo)Fig.10 Status of CFM technology readiness levels and research aims through space-based tests

1)借鑒美國“半人馬”上面級、CRYOTE實(shí)驗(yàn)方案[36-38]，以長征三號三子級、新一代低溫火箭上面級的任務(wù)發(fā)射為契機(jī)，利用剩余低溫推進(jìn)劑開展短時間CFM技術(shù)飛行驗(yàn)證。

2)2022年前后，我國載人空間站將完成首期建設(shè)[54]。建議在空間站艙內(nèi)規(guī)劃專用的低溫流體空間管理技術(shù)實(shí)驗(yàn)柜，由航天員輔助操控，以液氮為實(shí)驗(yàn)工質(zhì)，開展各類CFM技術(shù)搭載實(shí)驗(yàn)與系統(tǒng)級縮比實(shí)驗(yàn)。

3)借鑒RRM-3的平臺設(shè)計與成功實(shí)驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)，建議在我國載人空間站艙外暴露平臺開展實(shí)際低溫推進(jìn)劑的系統(tǒng)級實(shí)驗(yàn)，驗(yàn)證低溫推進(jìn)劑空間長期存儲、高效傳輸與加注、空間質(zhì)量測量、增壓與壓力管理等核心CFM技術(shù)。

4)盡早規(guī)劃專用CFM技術(shù)驗(yàn)證載荷平臺。在前述單項技術(shù)驗(yàn)證、縮比尺寸實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)上，以實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用為目標(biāo)，開展專用載荷平臺建設(shè)，實(shí)現(xiàn)CFM技術(shù)原型樣機(jī)的飛行搭載實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

5 結(jié) 論

本文對低溫推進(jìn)劑空間貯存與管理的關(guān)鍵技術(shù)開展了系統(tǒng)梳理，對我國開展CFM技術(shù)成熟度提升研究給出了建議，所獲結(jié)論包括：

1)低溫推進(jìn)劑空間應(yīng)用必須解決低溫推進(jìn)劑特殊物性與空間復(fù)雜力熱環(huán)境交互影響所產(chǎn)生的各類CFM技術(shù)難題，而基于常規(guī)流體在地面開展的實(shí)驗(yàn)結(jié)論無法直接指導(dǎo)低溫推進(jìn)劑空間管理方案設(shè)計。

2)CFM技術(shù)成熟度提升應(yīng)按重力依賴型與重力無關(guān)型分別開展實(shí)驗(yàn)方案設(shè)計，須借助空間搭載實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證的技術(shù)包括：氦/自增壓技術(shù)、TVS排氣技術(shù)、泵驅(qū)混合技術(shù)、篩網(wǎng)式LAD技術(shù)、空間預(yù)冷技術(shù)、在軌加注技術(shù)等。

3)美國針對CFM技術(shù)空間搭載實(shí)驗(yàn)已開展了逾半個世紀(jì)的持續(xù)研究，雖幾經(jīng)波折，但CFM技術(shù)的核心內(nèi)涵及其對飛行搭載平臺的依賴已獲高度認(rèn)可?？衫玫拇钶d平臺包括：低溫上面級平臺、航天飛機(jī)平臺、空間站艙內(nèi)、艙外平臺及CFM技術(shù)驗(yàn)證專用載荷平臺，所獲經(jīng)驗(yàn)可為我國開展相關(guān)研究提供指導(dǎo)。

4)我國須加快CFM技術(shù)成熟度提升研究，明晰CFM技術(shù)與任務(wù)目標(biāo)間的依賴關(guān)系。在我國載人空間站規(guī)劃艙內(nèi)低溫流體管理技術(shù)實(shí)驗(yàn)柜，開展單項CFM技術(shù)驗(yàn)證或縮比尺寸搭載實(shí)驗(yàn)，也可利用艙外平臺的真實(shí)力熱環(huán)境開展系統(tǒng)級CFM技術(shù)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。