低温推进剂空间管理技术研究进展与展望

第41卷第7期宇航学报Vol.41 N<>.7 2020 年7 月Journal of Astronautics July 2020
低温推进剂空间管理技术研究进展与展望
王磊、厉彦忠、张少华2，马原、黄晓宁1
(1.西安交通大学制冷与低温工程系，西安710049 ; 2.中国运载火箭技术研究院，北京100076)
摘要：本文介绍了低温推进剂的性能优势与空间管理挑战，梳理了低温流体空间管理（C FM)技术特征及其研究现状，建议按照重力依赖型与重力无关型分类开展技术成熟度提升研究。

调研了美国逾半个世纪的CFM技 术搭载实验研究历程，分析了各类平台的工作特性与性能优势。

基于我M航天发展现状与未来需求，探析了我国开展CFM技术攻关、飞行搭载实验的可行方案。

建议在我国载人空间站规划舱内低温技术实验柜与舱外暴露平台实验模块，加速我国（:FM技术向工程应用的转化。

关键词：低温推进剂；流体管理；搭载实验；微重力
中图分类号：V434 文献标识码：A 文章编号：1000-1328(2020)07-0978-11
D O I：10. 3873/j. issn. 1000-1328.2020.07.016
Research Progress and Outlooks of Cryogenic Propellant
Space Management Technologies
WANG Lei1, L I Yan-zhong' , ZHANG Shao-hua2, M A Yuan' , HUANG Xiao-ning1
(1. Institute of Refrigeration and Cryogenic Engineering, X i'an Jiaotong University, X i'an 710049, China；
2. China Academy of launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)
A bstract：The [)roperty advantages of cryogenic propellant in space utilization as well as the challenges of cTyogenic1
fluid management ( CFM) are presented and analyzed. The characteristics of CFM technologies and their research status are discussed c learly. It is suggested that whether gravity level affecting the peiformance of CFM technologies should be involved in conducting the associated experimental studies. Moreover, the works of American efforts on space-based experiments of CFM technologies are reviewed, and the technical features of the used platforms and their performance are also discussed. In addition, considering the development status of the domestic aerospace and the future requirements, the probable plans on further progress of CFM technologies and space-based experimental platfomi are given. It is suggested that an aboard laboratory cabinet on cryogenic scientific studies and an exposed cryogenic fluid test module should he involved in the domestic space station construction to act^elerate the technologies progress of CFM.
Key w ords：Cryogenic propellant；Fluid management；In-space experiment；Microgravity
〇引言
低温推进剂具有推力大、比冲高、无毒无污染等 性能优势，将在未来的天地往返、深空探测、空间加 注站[1-2]、地月空间经济区建设与运行131等领域发 挥重要作用。

然而，低温推进剂也具有沸点低、表面 张力小、相变潜热小等特殊物性。

沸点低意味着低温推进剂空间贮存更易发生气液相变，造成液体燃 料的损失与压增危害;表面张力小表明气液两相空间 分离更难实现;相变潜热小则表明低温流体更易发生 气液两相流。

对低温推进剂空间热管理与流体相态 管控是下一阶段深空探测的重要技术支撑，因此，有 必要就低温流体空间管理（Cryogenic f l u i d managem­ent,C F M)技术开展预先研究, 掌握复杂力热环境下
收稿日期..2020-02-20;修回日期:2020-04-10基金项目：国家自然科学基金（51976151)
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〇
3000 4000 5000 6000 7000
速度增量/(m s 1)
图
1
不同推进剂航天器速度增量与初始发射质量关系
Fig. 1 Relation of velocity increment and initial launch mass
when using different propellants
2低温推进剂空间C
F M
技术
本文以美国C F M 技术为对象，阐述C F M 的 研究现状与发展趋势。

图2展示了低温推进剂 空间贮存与应用所涉C F M 技术群。

整体而言,
C F M 技术应用场景包括：低蒸发/零蒸发贮存、低
温推进剂在轨传输与转注、低温流体微重力质量 测量等。

1低温推进剂的性能优势
低温推进剂的高比冲优势可由式（1 )清晰揭
7K 〇
A V = g - I ,f -ln ((M e +M p ]+M p i a p )/(M a+ M p l ))
(1)
式中:Al /为速度增量，g 为地面重力乂,为推进剂比 冲，M s ，i l /p l ，M pmp 分别为火箭干质量，有效载荷质 量，推进剂质量[4]。

可见，速度增量与比冲成正比， 而速度增量是飞行器摆脱引力束缚的前提。

图1展示了火箭相对初始发射质量与速度增量 间的关系~，相对初始发射质量是相较于低温氢氧 火箭而言。

由图1可知，速度增量越大，采用液氢/ 液氧的运载火箭所需初始发射质量越小。

当速度增 量达到5000 m /s 时，全固体燃料运载火箭发射质 量约为氢氧火箭的2倍。

对月球探测而言，采用 氢氧火箭开展此类航天探测具有显著优势，而采 用其他两种推进剂时，火箭规模极大，不具备工程 可行性。

因此，未来的大型深空探测更多借助低 温推进剂开展。

4
的低温流体行为与规律，获得可靠的管控技术。

低温推进剂应用于空间飞行的性能优势很早就 获得了航天强国的重视与研究。

以实现低温液体空 间安全贮存与可靠应用为目标，自二十世纪五十年 代起，美国航天界就对各类C F M 技术开展了专项攻 关，并取得了系列研究成果。

所开发的C F M 技术包 括先进绝热技术，微重力低温气液分离技术,微重力 增压与预冷技术等。

这些技术有效支撑了“阿波 罗”登月计划的顺利实施及“半人马”低温上面级的 成功研制。

整体而言，目前获得工程实用的C F M 技 术仅能支持低温推进剂约1〇 li 的空间贮存。

未来 的深空探测要求低温推进剂能实现几个月、甚至几 年的安全存储。

鉴于此，美国航天局下属的多家研 究结构正在对各类C F M 技术开展成熟度提升研究, 并规划了系列飞行搭载实验，以促进C F M 技术的实 用化，有力支撑重返月球、载人登陆火星等大型航天 工程的有序开展。

此外，其他航天势力，如俄罗斯、 欧空局、日本、印度等,也均以先进低温上面级与大 型深空探测项目为牵引，在C F M 技术领域开展了有 效研究，积累了相关技术。

我国在低温推进剂空间管理技术领域的研究相 对滞后，与世界先进水平差距较大。

近年，随着新一 代低温运载火箭的成功发射,我国管控低温推进剂 的能力获得了显著提升，基于低温推进剂的各类 航天项目获得了重视。

未来的大型深空探测工程 对C F M 技术的需求迫切，各类研究也逐步展开。

就公开报道来看，国内已有学者关注了 C F M 技术 的现状与发展动向，开展了初步的调研与理论分 析，并就C F M 单项技术，如多层绝热技术、热力学 排气技术等开展了原理实验研究，而基于真实工 质的实验研究鲜有报道，更未见空间搭载实验的 相关报道。

由上可知，在C F M 技术领域，我国与美国等先 进水平差距明显，而下一阶段的空间工程又急需
C F M 技术的有利支撑。

世界航天竞争的新态势驱
使我国应独立自主，加大投入将C F M 技术提高到新 的水平。

为此，本文将对支撑未来大型空间探测的 各类C F M 技术开展系统梳理，揭示各类技术对重力 条件的依赖关系，对比总结开展空间搭载实验的平 台条件与性能特征，并就我国快速实现C F M 技术成 熟度提高给出了建议。

2
980
宇航学报
第41卷
2.1低温贮箱热控技术
美国“半人马”氢氧上面级所采用C F M 技术代 表了人类空间管控低温推进剂的最高水平。

然而， 在所发射任务中，液氢空间贮存最长仅9 h ，采用热 防护技术对应的日均蒸发损失达30% [51。

为了实 现低温推进剂更高效空间贮存，学者们提出了多种 被动热防护技术，包括多层绝热材料（M U )包裹、被
动非接触支撑杆（P O D S )连接、排气式辐射冷屏等， 利用氢的仲-正转化释冷特性也可进一步降低液氢 蒸发损失[61。

需要说明的是，被动热防护技术是其
他C F M 技术发挥作用的前提，只有当被动热防护技 术将贮箱漏热显著降低后，主动技术（流体混合、空 间制冷、排气泄压等）才能发挥作用。

因此，被动热 防护兼具效能与技术的双重意义。

图2低温推进剂空间贮存与管理关键技术
Fig . 2 Key technologies of cryogenic propellant space storage and management
M L I 表面绝热是降低贮箱综合漏热的关键，国
内外学者均对M L I 的绝热性能与传热规律开展了 研究。

在该领域，有如下两点需引起关注：
1)
须关注M L I 瞬态放气与非稳态传热过程。

M L I 进入空间后的瞬态放气会给低温贮箱造成附加
漏热。

实验表明，该放气过程长达20 ~50h ，附加漏 热相当于M L I 达稳态时在轨额外停放3 ~5天[7_8]。

因此，增加M L 1层数来减小漏热并不可取。

2)
有学者提出了负荷响应M L I (L B -M L I )。

L B -
M L I 反射屏之间并非由非金属丝网、薄膜等分离，而
是由离散的非金属微支架实现铝箔支撑，如图3所 示。

测试表明丄B -M L I 可进一步降低C 箱漏热[9]。

2.2泵驱混合技术
低温推进剂采用泵驱动流体循环或传输的作用
图3
传统M U 与LB -M L I 结构比较
Fig . 3 Comparison of traditional MLI and LB-MLI
有二:i )循环泵作为热力学排气技术的重要组成, 实现喷射回流与无夹液排气;2)低温泵与喷射装置 结合，实现箱内流体的混合均一。

微重力下，流体区 热量传递主要借助微对流与导热，传热速率较慢，
流
第7期王磊等:低温推进剂空间管理技术研究进展与展望981
体易形成沿径向的温度梯度。

泵驱混合技术可破坏
流体热分层、充分利用流体蓄冷降低蒸发损失，或更
高效扩散冷量。

N A S A计划借助国际空间站（ISS)
开展空间流体零蒸发贮存（Z B O)实验，以制冷剂为
替代工质，验证栗驱喷射器在实现流体混合降压方
面的效能％]。

2.3空间制冷机技术
低温制冷机的作用包括:实现液氢在轨Z B O或
低蒸发贮存（L B O)，实现液氧、液甲烷在轨Z B O，在
火星表面实现氧、甲烷液化。

截止目前，在已获得飞
行验证的制冷机中，20 K温区制冷量仅1W，90 K
温区冷量只有20 W。

N A S A主要关注了逆布雷顿
制冷机、脉管制冷机、斯特林制冷机技术。

关于低温
推进剂空间贮存与应用，N A S A设定的制冷机研制
目标为:20 K温区制冷量20 W;90 K温区制冷量
150 W[n]。

此外，研究发现，制冷机冷头与流体间存
在6 ~8 K的温差，该温差会造成制冷机冷量或制冷
效率降低。

制冷机冷量用于低温推进剂长期贮存，有图4所示的三种布置。

当制冷机冷量足以平衡低 温贮箱的整体漏热时，建议采用图4( a)、图4( b)布 置开展低温推进剂空间Z B O;当制冷机冷量小于贮 箱漏热时，建议选择图4(c)的方式，将漏热降至最 低，且该布置可实现制冷机工作在相对较高温区，有 利于提高制冷效率[12]。

也可考虑带制冷机的辐射 屏与M L I耦合热防护技术1u]。

2.4热力学排气技术
为实现低温贮箱微重力下的无夹液排气，N A S A 提出了如图5所示的热力学排气系统（T V S),并开 展了理论分析与地面原理实验测试[^5]。

我国在 该领域也开展了较深人的理论及原理性实验[^18]。

T V S主要由循环荥、J-T阀、换热器、喷雾棒等组成。

T V S工作期间，低温循环泵自液体获取装置（L A D)抽取纯液体后分成两股流，排气侧液体经j-T阀、换 热器后以全气相排出；另一股液体在换热器获取冷 量后，经喷雾棒重新注入箱内流体区。

可以看出，T V S具备无夹液排气、流体混合、获取过冷度等多种 功能。

需要注意的是，由于排气压力低于箱内流体 压力，造成排气损失部分冷能，因此,T V S不能降 低低温推进剂的综合蒸发损失。

2.5空间增压技术
发动机空间再起动或开展推进剂在轨传输前，
图4制冷机冷量用于低温流体空间贮存的三种方式Fig.4Three methods of cryocooler utilization in
cryogenic fluid space storage
图5热力学排气系统结构示意图
Fig.5 Schematic diagram of thermodynamic venting system
需要对低温贮箱开展空间主动增压。

发动机再起动 对增压气体的需求往往先于发动机点火时序，因此，如何提供热量气化液体或加热气体，就成为空间增 压系统设计的关键。

2018年-2019年，N A S A借助 ISS舱外平台开展了低温推进剂空间零蒸发存储与 在轨传输实验（R R M-3)，通过采用如图6
所示的自
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增压方案，在加注箱与受注箱间建立了传输压
差1M1。

该方案采用电加热提供液体气化、气体温升
所需热量。

为避免热量作用于液甲烷所产生的过
量气化及液体温升，本方案利用金属网幕的芯吸
特性在液甲烷与气枕间建立传输通道。

液甲烷在
毛细力下沿网幕爬升至顶端，再由位于顶端的加
热器提供气化热，同时在气枕区设置加热单元强
化增压效果。

气枕屯加热
网#屯加热
芯吸网«
图6 RRM-3液甲烷贮箱增压方案
Fig. 6 Pressurization scheme of liquid methane
tank in RRM-3
2.6微重力液体获取技术
微重力下气液相分离效果与飞行器所受过载水
平密切相关。

截止目前，大部分低温上面级与轨道
飞行器采用正推沉底技术实现气液相分离，但这种
分离效果是以更多的推进剂消耗为代价来实现。

前
苏联曾在“能源-暴风雪号”项目中采用被动式
l a d实现了液氧在轨获取，但未见更详细的报
道:2U。

N A S A提出了采用金属网幕通道实现全液
获取的新技术方案，具体结构如图7所示。

多孔金属编织网#
多孔金属
编织网幕
液体获取
路径
液体出I I
图7网幕通道式液体获取过程示意图Fig. 7 Schematic diagram of screen channel LAD
该方案通过网幕的复杂微结构强化表面张力来 实现气液分离，所涉科学问题主要包括:贴幕方向的 “芯吸”引流特性、垂直网幕方向的“起泡”特性、网幕通道的阻力特性。

针对金属网幕的两相流体传输
机理与规律，N A S A下属研究所、德国不莱梅 大学M l、西交大u i〜等已开展了初步的实验研究，
主要测试了芯吸传输规律与泡破压力。

金属网幕 L A D的液体获取效用及性能有待于飞行搭载实验 验证，N A S A已规划低温推进剂空间贮存与传输(C P S T)载荷平台，验证包括网幕式L A D在内的多 项C F M技术27]。

2.7低温推进剂空间传输
截止目前，世界各国所开展的在轨液体传输与 燃料加注主要基于轨道空间站进行128^]。

2017 年,基于“天舟一号”货运飞船与“天宫二号”空间 站，我国开展了常规推进剂在轨补加实验[3e]。

鉴于 低温推进剂对未来航天探测的重要价值，N A S A自二十世纪九十年代初就关注低温推进剂的在轨传输 技术。

R R M-3实验也包括液甲烷在轨传输实验1311，但由于低温制冷机供电故障，R R M-3低温传输实验 未取得完全成功。

相较于常规液体在轨加注，低温 推进剂空间传输与加注面临更大挑战:首先，低温推 进剂空间传输必须解决各类涉及低温气液相变与两 相流体传输的空间难题，包括对传输管路、受注箱的 充分预冷等;其次，低温推进剂更难实现气液分离，严重影响液体传输的稳定性与速率;再次，低温流体 传输对压力控制系统的要求更高。

因此，已有的基 于常规推进剂的空间加注实验无法直接复制于低温 流体空间加注。

2.8推进剂质量测量技术
微重力下，气液相分布随机，造成箱内液体推进 剂质量的精确测量面临极大挑战。

N A S A将微重力 质M测量与低温推进剂在轨存储、在轨传输技术并 列为支撑未来低温推进剂空间应用的三大核心技 术，并投人资源开展了持续研究[32]。

可用于推进剂 空间质量测量的技术包括:气体状态方程法、消耗累 积法、激励法、放射性吸收法、超声反射法、射频法 等。

考虑到低温推进剂的物性与工况特性，气体 状态方程法与射频质量测量法具有可期待的前景。

R R M-3实验正是借助射频质量测量法实现了箱内 液甲烷量的定量测量133]。

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2.9 CFM技术成熟度分析
低温推进剂空间贮存与传输技术对未来航天探
测的重要价值已为航天领域高度认可，相关研究已
逾五十年。

表1总结中、美两国在CFM领域的技术
成熟度对比，其中，技术成熟度划分标准基于GJB
7688 -2012[34]。

从表1可以看出，美国在CFM技
术领域的技术成熟度已达5〜6级，具备了开展空间
原型机搭载的条件。

我国在该领域主要处于跟随研
究阶段，技术成熟度大多停留在2 ~4级，仅在M L I、
TVS等少数方面开展了地面原理样机的实验测试。

在开展搭载实验前，仍需开展充分的地面实验测试，
提高技术成熟度。

此外，表1也揭示了各项技术进
一步提高成熟度对平台的依赖，可分为重力依赖型
与重力无关型技术。

对各类运行性能或规律与重力
密切相关的技术，必须借助空间搭载平台开展飞行
验证。

表1低温推进剂管理技术重力依赖性与技术成熟度
Table 1Gravity dependence analysis of CFM technologies
and their current technology readiness levels
C F M技术是否依
赖重力
美国技术
成熟度
我国技术
成熟度
M L I否53〜4
低导热结构否53〜4
盘管式冷却屏否53〜4
大冷量低温制冷机(90K温区）否62〜3
氦增压是52
自增压是62
T V S是5 3 ~4泵驱混合技术是53〜4
筛网式L A D是53
管路空间预冷是53
在轨加注是53〜4
3美国C F M技术搭载实验进展
美国所规划或开展的C F M技术搭载实验主要
基于四类平台，其特征如表2所示。

31型号任务平台
早在二十世纪六十年代，N A S A就开展了基于
低温上面级平台的流体贮存与管理技术搭载实验。

1964年，借助“阿特拉斯-半人马”运载火箭（A C-4)，首次开展了变过载下流体相态管理与排气实验，并根据实验结果，优化了飞行器空间重定位推力与时序管理。

1966年，为支撑“阿波罗”登月计划顺 利实施，马歇尔航天飞行中心（M S F C)以“土星-IB”（A S-203 )为平台，研究了液氢的空间管理技术:35]〇
2009年，NASA下属研究所、联合发射联盟(ULA)与相关企业合作，提出了“低温轨道实验平 台"（C R Y0T E)项目，旨在利用“半人马”上面级主 任务后剩余低温推进剂开展C F M技术搭载实验，从 而大幅降低实验成本[3<^8、C R Y0T E平台结构如 图8所示。

主任务载荷CRYOTE实验f台
图8 CRY0TE在轨搭载实验平台示意图
Fig. 8 Schematic diagram of CRYOTE test platform
C R Y O T E工作原理如下：在常规“半人马”上面 级+有效载荷的基础布局基础上，增加C R Y O T E低 温实验平台，构成自下而上为“半人马”上面级+ C R Y0TE +有效载荷的结构布局。

升空过程中，C R Y O T E贮箱为空箱状态。

待有效载荷顺利入轨后，“半人马”上面级低温贮箱残留推进剂注人C R Y O T E贮箱。

加注完成后，上面级分离，留C R Y O T E系统在轨开展各类低温技术搭载实验。

按 照规划,C R Y O T E贮箱直径约1.2 m，可用残留液氢 1〇〇〇L，在轨试验周期超6个月，所验证技术包括微 重力质量测量、泵驱流体混合、L A D、推进剂重定位、T V S排气、低温制冷机等。

3.2航天飞行平台
N A S A曾借助航天飞机，采用低温流体或替代 工质开展了流体空间管理技术飞行搭载实验。

1985 年，利用航天飞机的空间实验室模块开展了超流氦 在轨传输实验（S H O O T),关注了超流氦在微重力下 的流动特性与晃动效应13K。

考虑到在轨开展低 温实验的特殊要求，Gcxklard空间飞行中心开发了 航天飞机搭载低温实验柜平台（CTB)，并借助该低 温柜，先后开展了低温热管测试（STS-53)、低温两 相流测试（STS42)等^ C T B低温环境是借助两台 制冷量3.5 W@80K的制冷机提供|4「42]。

此外
，
984宇航学报第41卷
NASA也曾规划了更多基于航天飞机平台的低温流 体在轨管理实验计划，如利用航天飞机货仓，开展亚 临界氢的在轨贮存与传输实验（CFM E V43];以氟利 昂为替代流体，开展在轨热分层与喷射混合控压实验、流体在轨传输实验、排气型在轨加注实验等;设 计了低温在轨液氮试验（C O N E)、低温在轨液氢试 验（C O H E)方案等lwl。

由于各种原因，部分搭载实 验并未实现，部分项目移植到了国际空间站开展。

表2N A S A规划/开展的C F M技术搭载实验概况
T a b l e 2O v e r v i e w o n s p a c e-b a s e d tests of C F M t e c h n o l o g i e s b y N A S A 编号搭载平台任务/工程简介技术特征
1型号任务平台“半人马”上面级；
“土星-】B”；C R Y O T E 优点：利用成熟型号平台，成本较低；缺点:受主任务限制，系统更加复杂
2航天飞机平台SHOOT ；
CTB；
CFME；
CONE；COHE
优点:测试工况更全面，可重复验证，可由航天员辅助操作；
缺点:测试工质受限，开展实际低温推进剂面临安全隐患，实验规模较小
3国际空间站
平台ZBOT；
KRM-3优点:实验周期较长，可重复测试，实验模块上下行接口可利用空间站基础条件；
缺点:舱内实验规模受限，存在安全隐患;重力水平受限
4专用载荷平台THERMO；
CFME/CF!VIF；
COLD-SAT；
CPST
优点：以实际工质、在真实力热环境测试，技术成熟度更高，
可开展系统级全尺寸测试;缺点：规模大、成本高、研制周期长
3.3国际空间站平台C O L D-S A T项目获得了富有成效的研究。

为了降低
借助国际空间站舱内、舱外平台，研究人员已经 开展了大量流体科学在轨实验，也开展了涉及C FM
专用技术的搭载实验，如射频质量测量技术、模拟流 体在轨零蒸发贮存技术等％'441。

2018年12月，携 带50 L液甲烷的RRM-3实验模块顺利升空。

利用 ISS舱外暴露平台，RKM-3开展了低温流体零蒸发 空间贮存与在轨传输实验[45]，其中，零蒸发贮存实 验持续4个月，并获得成功。

2019年4月开展了程 序排气，随后又开展了液甲烷在轨传输实验。

但由
于制冷机供电故障，传输实验失败。

整体而言，RRM-3试验是截止目前人类所开展的技术程度最 高的C F M搭载实验，验证了多项关键技
术121^’33’^461,如在轨Z B0技术、射频质量测量技
术、气液界面监测技术、在轨自增压技术等。

3.4专用低温载荷平台
1966年，Marshall航天飞行中心委托麦道公司 设计一款可利用“土星”火箭发射的低温流体空间 实验平台——“在轨热&动力学实验研究模块(THERMO)”。

THERMO主要用于开展各类CFM 技术及月球着陆系统技术验证。

受限于当时的预算 约束与需求迫切性，该项目被迫中止。

1969年，Lewis研究中心受委托，设计一款CFM实验平台以 支撑“后阿波罗”时代的空间站建设。

该项目于1971年被否决。

随后，多家机构开展了基于航天飞 机平台的低温流体管理实验/设备（CFME/CFMF)研究。

考虑到液氢的危险性，相关研究未能实现搭 载飞行[35]。

相较而言，由多家机构联合开展的液氢贮箱整体漏热，C O L D-S A T飞行轨道的设置与 控制均进行了优化，飞行器将运行于倾角为18°、高 度550 k m的圆形轨道，实验周期为6个月，共测试 I I种C F M技术。

所涉及技术包括:贮箱热控技术、贮箱压力管理技术、低温推进剂传输技术、液体获取 技术、质量测量技术、泄露监测等[47_481。

进人新世 纪，以载人登月、载人探火及其他大型深空探测项目 为牵引，低温推进剂空间管理技术需求迫切性凸显。

鉴于此，N A S A对开展C F M飞行搭载实验给予了超 过以往的重视，规划了低温推进剂贮存与传输(C P S T)飞行搭载项目，以期将C F M技术成熟度提 高至6 ~ 7级，有力支持各类探测计划的实施。

C P S T实验系统如图9所示，多家研究所、企业等参 与了 C P S T项目，并已针对各子系统、技术组件等开 展了富有成效的研究[27’32’49_5°]。

C P S T项目是一项 旨在提高人们认识低温推进剂、强化其管控技术的 长期工程，服务于人类未来的航天应用[51]，但其应 用不局限于航天领域，其潜在的受益方包括:商用上 面级平台、深空探测化学推进系统、原位资源推进剂 制备与存储、核热推进系统、发电与储能、先进热管 理系统、安全高效加工等[52]。

截止目前，C P S T低温 载荷平台尚未开展搭载飞行，实验方案及技术细节仍 存在调整可能，但就C F M技术的发展历程来看，航天 界对C F M的技术需求已基本确定。

由N A S A最新的 低温流体管理技术发展路线图来看，C F M技术的应 用领域有所拓展，包括低温流体在轨贮存、地外目标 着陆器/上升级任务所涉及的25种C F M技术[53]。

第7期
王磊等:低温推进剂空间管理技术研究进展与展望
985
^受注箱
•加热器
• M L I • T V S
航人屯子系统 •表而抛光 •绝缘 •加热单元
• M1.I
•冷板/泵驱冷却
航人器结构 •白漆
•复合支撑结构 •绝缘
增压气体贮箱 •加热器 •绝缘
• M L I
传输系统 • M L I
•加热器 •泄流阀
供给贮箱 •低温制冷机• B A C 防辐射觯 •氦系统•换执器
•辐S i t /冷却系统• M L I /发泡/T V S
图9
CPST 结构示意图
Fig. 9 Schematic diagram of CPST tank
4我国C
F M
技术提升方案
4.1我国C F M 技术现状
与美国相比，我国在C F M 领域差距明显。

首 先，我国缺少型号任务的重大需求牵引。

以“阿波 罗”登月计划、“半人马”上面级、航天飞机研制为驱
动，美国自二十世纪六十年代起就开始关注C F M 技 术，相关成果有力支撑了各型号任务的成功发射。

当前,我国仍缺少工作于微/变重力环境下的低温上 面级平台及相关的流体管理技术。

其次，我国缺少 针对C F M 技术的顶层设计与总体规划。

目前，我国 航天界已认识到C F M 技术的重要价值，但研究缺乏 系统性，仅在M L I 、T V S 、V C S 等少数方面开展了较 深人的研究与原理性实验，研究目标指向性不清，研 究工作与需求脱节。

整体而言，我国在C F M 技术领 域的现状是由我国航天的整体实力与需求迫切性而 决定。

随着近年我国航天综合实力的快速提升与大 国竞争态势逐渐明朗，我国也必须对C F M 技术给予 更多重视，以保障未来的重大航天任务实施。

4.2 C F M 技术成熟度提升建议
鉴于未来航天任务的迫切需求及我国在C F M 技术领域的研究现状，建议从如下几方面开展研究。

1 )C F M 技术需求分析。

空间C F M 技术主要用 于低温上面级、载人登月、载人探火、空间低温加油 站、以及其他深空探测项目。

C F M 技术开发有赖于 对探测任务需求的综合分析，明确不同任务所需低 温推进剂类型、空间力热环境、在轨存贮周期等，建
立清晰的Ch ’M 技术目标。

以任务型号需求为牵引， 加速推进C F M 技术成熟度提升。

2)
系统梳理C F M 技术现状。

借鉴N A S A 在
C F M 技术领域逾半个世纪的研究历程与成熟经验，
基于任务需要，梳理C F M 技术群，按照任务需求优 先级分主次开展技术攻关。

以技术成熟度提升为目 标，按照重力依赖型技术与重力无关性技术采取有 差异的实验方案，合理配置资源。

3)
基础研究与搭载实验并行。

在开展各类技
术深化研究的同时，应重视飞行搭载实验平台建设， 尽早开展重力依赖型技术的飞行搭载实验，缩短各 类技术投人工程应用的周期。

4) 技术攻关与研究工具开发同步。

C F M 技术 成熟度提升面临投资高、风险大、周期长等挑战，且 未来的空间探测任务需求差异极大。

为了降低研制 成本，便于工程设计，在各类C F M 技术攻关的同时， 应重视研究工具或理论模型的开发，全面提升我国 管控低温推进剂的能力。

4.3空间搭载实验建议
我国航天综合实力的提升为加速C F M 技术开 发、开展各类空间搭载实验提供了极佳的验证平台。

可供选择的搭载平台包括:上面级平台、空间站舱内 实验柜、空间站舱外暴露平台及专用的C F M 任务载 荷平台，各类平台所获技术提升如图1〇所示。

1)借鉴美国“半人马”上面级、C R Y 0T E 实验方 案3648]，以长征三号三子级、新一代低温火箭上面 级的任务发射为契机,利用剩余低温推进剂开展短。