FA03航天器在轨燃料补加技术2.docx

A00-42920AIAA-2000-5107航天器在轨燃料补加技术大卫J查托美国宇航局格伦研究中心俄亥俄州克里福兰市美国航空航天学会2000年会议和博览会九月 19-21日，2000年/加利福尼亚长滩航天器在轨燃料补加技术大卫J查托美国宇航局格伦研究中心俄亥俄州克里福兰市摘要 这篇论文探讨了航天器在轨燃料补加的技术现状。55项参考文献的研究结果被评估并概括出来。重点包括：国际空间站使用的俄罗斯进程系统；一项超流氦转移的飞行演示；以及大型低温系统的地面测试。谈及的关键技术包括无蒸汽液体外流，为防止液体排出进行的液体流入控制，以及传输管线在轨交会的快速断开。简介在轨燃料补加是许多宇航员极为关注的一个主题。诸如人类对太阳系的探索以及天基激光导弹防御系统之类的未来任务，都需要在低重力环境下补加大量低温推进剂。近期，一篇空气动力学的论文（参考文献1）显示了在轨燃料补加对更多宇宙任务的重大效益，例如一个后继的全球定位卫星星座。继salyut-6之后的所有空间站都是用耐存推进剂进行惯常的燃料补加。新的国际空间站亦不例外。但是，近期美国推进舱的再供给计划被删除，暗示了这项操作的风险水平和固有不确定性。这篇论文旨在阐明燃料补加的已知信息以促进大众理解，并减少此类操作的风险。作者将聚焦于液体管理，因为这是他的专业领域。只有当交会、对接、舱外活动和航天器部件可达性等重要主题与液体系统相关时，他才会涉及到它们。最后一点要注意的是：燃料补加系统必须在航天器发射之前就被设计进去，随着技术讨论的展开，会有明显的理由说明在轨改造系统几乎是不可能的。再供给的液体系统可以细分为三个部分：供液罐、传输管线和贮液罐。供液罐必须在不吸收蒸汽的情况下清空液体，并维持足够的压力级以迅速完成转移。传输管线必须在液体最小损耗的情况下连接两个罐体，受需求参数的制约，且保持低压降。对硬件的挑战包括可靠的对接装置；能够对太空真空密封的断线传输管线，以及低热损传输系统。贮液罐在低重力下的补充面临了最多的科技挑战。液体管理的挑战包括低重力下罐中液体和蒸汽分布的不确定性，将罐中最大压力维持较低以减少液罐质量的需求，以及对低温液体来说，由留存在罐壁的残余能量作用而产生的蒸汽的巨大速率。在正常重力下的补充过程中，（液罐）顶部的一个排气孔保持在开启状态，以排出补充过程中产生的蒸汽，进而维持箱内低压。如果在低重力环境中应用相同方法，损耗的气体可能永远无法排出。大量的液体可能倾出舱外，而不是气体被排出。如果液体从一个无法推动的排气孔的一面排出，蒸汽从其另一面排出，飞船有可能失控翻转。飞船可在开放一个排气孔的时候通过连续的推进器点火来放置损耗物，以此置身于一个人工的重力场中，但这可能需要专用的推进器和额外的推进剂。对于补充操作来说，由于在重力场中心所潜在的巨大位移，在推进的同时维持运液飞船与被补充飞船之间的控制可能相当困难。在某些地方，例如一个建设在空间站的补给站，出于系统规模巨大，推进可能是不现实的。 这篇论文将探讨轨燃料补加的现今最新水平。谈及的主题包括燃料补加的历史、近期进展和进一步研究的机遇。在最后，将会列出为推动最新水平所计划的未来和潜在活动。换句话说，我们将会看到，随着讨论的展开，推进剂的理想解决方案可能甚至不会实现。为促进对特殊与普通之物的认知，对传输系统的探讨将会划分为三个部分。第一部分是仿真测试与建模。第二部分是贮存系统。最后，第三个部分，是低温系统。讨论仿真测试与建模液体外流被广泛地在落塔中研究。贝米和阿卜杜拉（参考文献2）研究显示，无阻挡的零重力外流会导致高度界面失真。这种畸变会在高填充等级（34%满罐）时引起蒸汽吸收。因此，多数现代航天器依靠推进剂管理设备（PMD）进行液体外流。两种类型的PMD应运而生：屏幕通道和叶片装置。屏幕通道依靠在一个精细孔里的液体的表面张力来形成蒸汽的屏障。蒸汽在克服液体表面张力形成的压力之前无法进入潮湿的屏幕。通常，屏幕被用作为一个中空通道的一面。多重的通道被安排遍及了整个箱体，以最大程度接触液体。将个别通道水平放置在标准重力中即可对它们进行测试（通常，屏幕能够承受至多几英寸的压位差）。航天器反应控制系统（RCS）就展现了一种典型的设计。叶片利用硬质材料的薄片形成一种在零重力环境中优先液湿的形状。盗号轨道飞行器所运用的设计就是前述的经典例子。叶片科技所拥有的优点是，存留液体中的气泡不会毁坏执行。并且，它往往也更加轻便、成本低廉。它的缺点是不能够在标准重力中进行测试。这两种科技可以结合起来：利用叶片将液体保留住不被排气孔排出，和利用屏幕作为蒸汽吸收的最终屏障。参考文献5中的PMD是其一例。西蒙斯（参考文献6、8）以及西蒙斯与斯塔斯科斯（参考文献9）利用建立一系列落塔测试研究了零重力中流入液体的稳定性。测试使用了多种常温液体和透明罐体来观察液体流入罐中的行为状态。在多数测试中，液体流入的动量会形成一股液体的柱状喷泉。稳定性的决定性问题在于这股喷泉是会在补充期间继续增长高度，还是表面张力足以让它消退至积增的液体中去。这个现象十分重要，因为一股增大中的喷泉会溅到排气孔，在罐体被充满之前将液体喷出舱外。一个限制为1.5（以喷气式飞机在自由液面的半径为基准尺寸）的韦伯数（表面张力动量的比值）被认为是喷泉增长的极限。对多数液体来说，这个韦伯数相当于非常低的流动速率，因此，斯塔斯科斯着手于判定稳定性是否能够利用隔档来增强。结果显示，研究中最佳隔档（一系列入口处盖着一块圆盘的叠起的垫片和一个罐壁上的环形挡板）的稳定韦伯数是未隔档情况下的12倍。最后，斯帕克勒（参考文献11）研究了0.003至0.015倍地球正常重力的加速度对入流过程的影响，并成功地将喷泉高度与韦伯和邦德数（邦德数是力加速度与动量的比值）的作用联系起来。艾德洛特（参考文献12）提出了罐中混有液体射流而不是入流的问题，但他发现的喷泉高度有关于流速和重力水平的作用也对转移很重要。多明尼克与特加特（参考文献13）成功地发明了将一个叶片PMD作为入流隔档的系统，它将入流和流出装置结合在了一起。该系统在落塔测试中进行了小规模的演示。 近期飞船流体管理飞行实验促进了我们对微重力流体管理的理解。著名实验包括：运用一套普通硬件探索了几种不同传输方案的可贮存流体管理装置（SFMD）或流体采集与补给实验（FARE）（参考文献14”17）；检验了压力控制和罐内混合的罐体压力控制实验（TPCE）（参考文献18”22）；以及研究一个分离气液的叶片装置的已排放罐体再补给实验（VTRE）（参考文献23）。 SFMD或FARE硬件在飞船的中层甲板上飞行。它由两个直径约12.5、用空气和水填充的塑料球形组成。其中一个罐体有一个用以确保正向排放的弹性膜。第二个罐体里填充着随不同飞行而变化的不同测试物。硬件的细节可以在科克兰德和特加特（参考文献14）中查得。SFMD在1985年1月的STS-51G上飞行。它第二个罐体的底部被用一个四通道带屏幕的液体采集设备填满。上半部分包括一系列挡板（四块水平放置、六块径向贯穿的金属板）。在最大流速1gpm下能达到最大值约85%的补充。挡板在防止液体进入通风系统上不如预期的成功。它们也是一种巨型的侵入式结构，这是不可取的。FARE I用一个已满的罐体一代替了半罐的屏幕通道，并增加了一个类似于斯塔斯科斯的上方带有小型挡板的入口。FARE I演示了无液体流出的70%级补充，和一个韦伯数2.3的稳定入口 。FARE II用叶片流体管理代替了这两个装置，它既可以用作液体采集装置，也可以用作入口挡板。FARE II展示了在最大流速0.35gpm下的无液体流出的95%级补充。室温下的水蒸气低压意味着它们都不用面对很多推进剂都存在的问题：沸腾和受压物形成。为减小对水的接触角、潮湿罐壁所使用的表面活性剂导致了气泡的问题，这也是推进剂的一个非典型问题。TPCE已经飞行了三次。第一次飞行聚焦于艾德洛特（参考文献13）的混合研究。进展包括利用一种冷凝液（制冷剂113）所得到的实际传热数据，和更长的低重力持续时间。本茨（参考文献18”20）能够验证艾德洛特的喷泉和循环机制，但在两者之间遇到了一个非对称的规则，其对于热传递有着比船尾集合更大的毁灭性。TPCE的第二次飞行主要聚焦于快速沸腾现象，但在混合上有更进一步的测试。哈桑（参考文献21）证明了本茨的结论。第三次飞行（参考文献22）在相对更低的补充水平下完成，但证明了其他飞行的成果。VTRE运用了两个0.8立方尺的透明罐体，其中一个为球形、另一个带有一段短的筒节，让制冷剂113在两个罐体之间进行转移，也将它排放到外太空去。测试包括转移期间的液体保留，液体自由排放，和推进器点火之后PMD中的液体复原。在测试的最高流速（2.73gpm）下液体被成功保留。两个罐体都达成了液体自由排放，尽管球形罐体的速率（0.1591cfm）高于另一个罐体（0.0400cfm）。推进器点火后的复原在30秒内达成，它将液体从PMD中搬运到罐体的另一端。燃料补充问题的CFD建模促进了对所涉及的相关进程的理解。它被用于研究（液体）混合、泼溅和再定位，以及预测航天器其他部位的液体所带来的力。低重力数据直到近期都不能证实CFD的结果。分析工作列于参考文献24-32 。康克斯（参考文献24”25）提出了自由面问题的微分方程，但只对静态情况作出了分析。霍克斯坦（参考文献26”27）分析了混有大量流体接近的微重力，但只用了一个有限的近似来为表面张力建模。艾德洛特（参考文献28）和德尔（参考文献29）都用VOF建模分析了半人马座火箭分离期间氧气罐中一个气泡的运动；值得注意的是，喷泉又出现了。特加特（参考文献30）展示了布拉克（参考文献31）的“表面演化者”代码对实际箱体形状的运用。特加特也用这个模型检验了FARE II的结果（参考文献17）。布拉克比尔（参考文献32）为VOF代码开发了一种改良的表面张力模型，但只展示了一个用于轴向喷射的例子。耐储藏系统自1978年起，耐储藏推进剂的再补给就由俄罗斯空间站上的进程模块实施。俄罗斯系统没有被很好地以西方语言描述出来。最常用的放置源是费奥柯提思托福（参考文献33），但它没有公开的英译。简斯（参考文献34）有简明而透彻的解释。另一种解释可以在克拉克（参考文献35）里找得。为避免相位差的问题，一片柔性膜将液体与挤压气体分离开。从而，液体就能够通过给罐体加压进行转移，而不必担心吸收蒸汽。此系统的缺点包括柔性膜的使用寿命、重量，以及它无法处理由大块液演变而成的蒸汽。虽然如此，这个进程模块包括再补给罐体持有约870kg的推进剂（两罐二氧化氮和两罐UDMH肼）。高压的氮气被用作受压物体。压缩机用于降低储气罐里的压强，它将氮气转移回高压贮液罐。在管线进行泄漏检查后，燃料和氧化剂先后每次一罐地被转移至空间站。分离的转移减少了泄漏的危险。一个地面站的人员或空间站的人员都可以控制此进程。这个模块和系统第一次是被使用在1978年1月20日的Saylut 6号上，自此之后也被使用于每个空间站，包括和平号和国际空间站。国际空间站在2000年8月进行了它的第一次燃料补充。在轨燃料补加系统（ORS）飞行表演是一个演示推进剂转移的低成本系统。它由NASA的约翰逊航天中心（JSC）建设，并且也运用了气囊和肼。这个系统在1984年10月5日发射的STS-41G上飞行。六个转移测试来回搬运了最多142kg（的推进剂）。宇航员也进行了EVA以将一个模拟传输管线和一个类似陆地卫星上用于地面燃料补加的连接器配对起来。细节从未被完整地公布出来，但在格里芬（参考文献36）能找到一份成果概况和EVA工具的照片。ORS的重大发现之一是气囊后面的挤压气体的加热。结果表明，转移速率被限制于避免温度达到肼的分解温度（200 F）的需要。转移过程被控制，以将气隙气体温度限制在150 F。考樊（参考文献37）给出了详细分析并将飞行协和归入测试数据。不幸的是，由于ORS仪器仅限于每个罐体外侧壁所安装的一个温度传感器，真实的气隙气体温度是未知的。NASA投资了若干项工作以开发出一个在轨服务的可靠的耦合器。卡丁（参考文献38）详述了通用加油接口系统（URIS）的发展，这是一个特别的耦合器，因为它包含了对接机构、流体传输耦合和电连接器。这个耦合器最初的开发是在穆格公司的内部研究基金下进行的，但后来由JSC和NASA马歇尔太空飞行中心（MSFC）共同资助。JSC在操纵器开发设施中演示了用模拟耦合器进行的服务。MSFC平地设施原本计划了一项完整的交会对接任务，但是测试结果未被公开。穆格（参考文献39）用这些概念开发并测试了一个全面运作的快速分离器，以支援空间站氨制冷循环的严峻泄漏和密封需求。尽管空间站的再设计排除了冷却循环系统，但连接器在压力检测中被测到1465 psi的爆破压力，振动等级到达13.1 Gs，并交接、分离了超过350次。戈兰（参考文献40）探讨了一个由菲尔柴尔德设计的流体服务系统，它也在JSC设施里进行了测试。低温系统超流氦 超流体在轨转移（SHOOT）飞行演示，由NASA戈达德太空飞行中心建立，在1993年6月21日的STS-57上发射。它由两个铅直摆放一起的液态氦真空绝缘罐体（杜瓦瓶）组成。一个罐体中带有一个屏幕通道设备，另一个罐体中则是一个叶片装置。（液体的）转移通过一个热机械（TM）泵的作用进行，它利用超流氦向温度最高的方向移动的特殊属性，以来回搬运液体。液氦作为正常沸点的流体被发动，并在排出一个多孔塞的过程中被转换为超流氦。转换结束后，就有152公升的流体可供测试使用。该液体在六次来回转移的过程中被耗尽。由于TM会给系统增加热量，每次转移中都会有部分氦损耗。从叶片侧进行的转移被测得最大值为720公升/每小时。从屏幕通道侧的转移被TM的气穴现象限制在最大值385公升/每小时。尽管SHOOT实验非常成功，但其对超流氦特殊属性的依赖使得该结论很难运用于其他液体。穆格（参考文献42）根据NASA的合同开发了一个用于SHOOT的超流氦耦合器。它使用了与前文所述的穆格快速分离器相同的基本设计。为满足液态氦严格的真空要求，有包套的隔热层被增加在了耦合器和一些为减少热负荷传导而重新设计的支撑结构上。不幸的是，成本约束使得这项耦合器没能在SHOOT上飞行。为制冷推进剂（如液氢和液氧）运作的系统具有特殊的风险。这些推进剂吸引所得的系统的巨大规模使得任何管内的结构都变得巨大而复杂。可用于低温的膜材料还未被发现。弹性膜在液氧和液氢中的循环寿命很短，因为难以承受它们的扩散速度（参考文献43）。它会因为这些低灵活性和有限的寿命而破裂。对于小型的罐体来说，两相问题可使用将压力提高到液气之间的突变点（也称作临界点）之上的方法来避免。对氢来说，这是很容易达到的188 psia；对氧来说，则是相对略成难题的731 psia。这个系统被用于氢和氧对航天飞机能量反应物供应和分配系统（参考文献44）的贮存和提供。不幸的是，阿里夫证明（参考文献45），为该压力设计的一个推进级无法自行从近地轨道移动到同步轨道，更不用说带有任何负载的情况了。能够利用自身蒸汽加压的推进剂（如氧和氢）所包含的很有前景的一种概念是被称为无排放加注的过程。该过程利用液体过冷度以使蒸汽再浓缩回到输入的液体中去。对温暖干燥的罐体而言，一段冷却过程用于移除壁能，而大量牺牲性的制冷剂在补充开始之前以蒸汽形式被排放到舱外。太空排放也可用于移除非冷凝的受压物，如补充过程开始之前罐中消耗掉的氦。轨道流体传输系统最早的详细设计之一在摩根及其他人那里发布（参考文献46）。该研究支持后阿波罗，载人的星际任务并评估了六个运油飞船的观念。最小的运油飞船是为在土星五号运载火箭上的发射所设计的；最大的则是为一个直径70英尺的后土星火箭所设计。所有的运油飞船都能用一至两个RL10引擎自力推进。L02和LH2运油飞船的摩根设计是基于对补充过程的热力学分析的。基线传输系统以30分钟的传输时间使用一条6英寸的传输线。这要求L02有117-lb/秒的流量，LH2有31.6 lb/秒的流量。一项对起始温度为400R的排放和无排放传输的分析被实行。LH2的罐体排气损失为13400 lb，L02则为5620 lb。无排放补充的分析表明，一次达到90%的补充能够使L02获得25 磅/平方英寸的最终罐体压力，LH2则为53磅/平方英寸。该报告的建议之一是进行一项小规模的轨道低温推进转移实验。发布于查托（参考文献47）近期的大规模低温地面测试计划演示了利用近轻量级硬件进行液氢无排放补充的可能性。由这些测试验证的解析建模技术显示，该过程可以在范围较广的罐体型号上完成，并能够建模显示型号对过程的影响。NASA格伦的研究聚焦于对方案设计中的过程仿真的解析建模的发展，以及一项广泛的地面测试计划中的方案的实践论证。参考文献48和49记录了用NASA/GRCs K-Site设施中一个巨型（175 ft3）罐体进行的测试。这些测试展示了改变关键输入参数（如进液流量和罐壁初始温度）对无排放补充过程所造成的影响，尽管由于测试设置的性质而未能参数化地研究进液温度，其连续运行参数分散似乎对最后的补充压力具有重大影响。参考文献50报告了用液氢无排放地补充一个71-ft3罐的一个测试系列的结果。22项测试被实施，其中10个以底孔作为入口，另12个则带有喷杆。研究的参数包括约为5、15和25psia的进口饱和压力，20、30和45psia的转移压力，以及不同的起始罐壁温度。在多项测试之中，只有在最高罐壁温度（238R）的一次运行未能对罐体进行补充。测试结果与一个热力学平衡模型进行了比较。总的来说，除了在起始罐壁温度较高的补充中，模型于初始罐壁冷却期间具有超调的趋势，模型数据的一致性良好。这暗示着一项小规模的测试足够提供低重力对该过程的影响的信息。小规模的飞行测试方案在查托（参考文献47）的资料中找到。更知名的一些有CFMF（参考文献51），一项类似于SHOOT的航天飞机有效载重舱实验，还有COLD-SAT（参考文献52”54），一项为支持SEI倡议而进行的巨型自由飞行卫星实验。作者对一项范围更有限的小探空火箭实验的观念可在参考文献55中找得。不幸的是，没有一个观念超越了临界系统设计，也没有臆造飞行器。结束语在轨燃料补充的时代近在眼前。目前，唯一的运行系统是俄罗斯进程模块，但更多的系统近在咫尺。一项超流氦的方案已经进行了飞行演示。低温推进剂系统已经了飞行演示的准备。现在需要的是将这些方案从实验室工作台搬到为久经考验的、可靠的航天器系统的资金。适度的资金可以完成大量的小规模演示，但在相关环境中的测试需要（将航天器）发射到太空之中。参考文献1. 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