航天飛行器微重力試驗(yàn)技術(shù)綜述

航天飛行器微重力試驗(yàn)技術(shù)綜述賈洲俠;王夢(mèng)魁;李海波;張偉;王建軍;任方期刊名稱】《《強(qiáng)度與環(huán)境》》年(卷),期】2019(046)005【總頁數(shù)】11頁(P7-17)【關(guān)鍵詞】液體管理;低溫推進(jìn)劑;微重力;落塔;試驗(yàn)【作者】賈洲俠;王夢(mèng)魁;李海波;張偉;王建軍;任方【作者單位】北京強(qiáng)度環(huán)境研究所可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室北京100076;北京強(qiáng)度環(huán)境研究所北京100076【正文語種】中文【中圖分類】V421.3+3發(fā)射衛(wèi)星的運(yùn)載火箭要在停泊軌道上滑行一段時(shí)間，然后發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)將其推進(jìn)到轉(zhuǎn)移軌道。先進(jìn)上面級(jí)在軌長(zhǎng)時(shí)間工作，期間需經(jīng)歷較長(zhǎng)時(shí)間的在軌滑行和主發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)。同步衛(wèi)星、載人航天器在軌道需要長(zhǎng)時(shí)間慣性飛行，發(fā)動(dòng)機(jī)要多次再啟動(dòng)。上述飛行器在空間中均會(huì)發(fā)生一段無動(dòng)力滑翔過程，在此過程中飛行器向心加速的慣性力與引力相平衡，依據(jù)等效性原理即產(chǎn)生了微重力環(huán)境。由于慣性飛行期間貯箱內(nèi)儲(chǔ)存的大量推進(jìn)劑處于微重力狀態(tài)，所以外界干擾極易使貯箱中液體推進(jìn)劑變?yōu)椴环€(wěn)定，滑行期間作用在推進(jìn)劑上的干擾很多。邦德數(shù)是用來表征作用于流體上的重力與表面張力之間關(guān)系的無量綱參數(shù)，邦德數(shù)越大則認(rèn)為重力對(duì)流體行為占據(jù)主導(dǎo)作用，反之則表面張力成為控制流體行為的主導(dǎo)作用。而在微重力條件下，表面張力成為影響液體行為的主導(dǎo)因素。在十三五期間，我國將重點(diǎn)開展遠(yuǎn)征系列上面級(jí)、軌道飛行器、重型運(yùn)載、天地往返等等型號(hào)的研制工作，此類型號(hào)均采用液體推進(jìn)劑，具有在軌任務(wù)時(shí)間長(zhǎng)、經(jīng)歷的微重力環(huán)境復(fù)雜等特點(diǎn)，在軌任務(wù)時(shí)間往往長(zhǎng)至幾天甚至幾個(gè)月。為了進(jìn)一步對(duì)運(yùn)載火箭運(yùn)載能力的深度挖潛，就需要在運(yùn)載火箭末級(jí)通過多次啟停發(fā)動(dòng)機(jī)形成多段無動(dòng)力滑翔段進(jìn)行有效載荷入軌過程的優(yōu)化，以提高軌道設(shè)計(jì)的適應(yīng)性。目前現(xiàn)役CZ-3及CZ-5火箭在軌有著幾百秒的滑行時(shí)間，飛行器在軌滑行時(shí)間的大幅增長(zhǎng)、微重力環(huán)境復(fù)雜，同時(shí)，型號(hào)在軌期間要求多次完成復(fù)雜調(diào)姿變軌動(dòng)作，推力發(fā)動(dòng)機(jī)需要多次停止和啟動(dòng)。微重力環(huán)境下，在滑翔段貯箱內(nèi)推進(jìn)劑處于懸浮狀態(tài)，為了保證發(fā)動(dòng)機(jī)能夠正常進(jìn)行多場(chǎng)啟停，需要將推進(jìn)劑有效的輸送到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室。目前常采用設(shè)置沉底發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)飛行器在滑翔段一直施加加速度以保證推進(jìn)劑沉底，或采用網(wǎng)篩等表面張力蓄留裝置是對(duì)推進(jìn)劑的位置進(jìn)行鎖定。相關(guān)需要研究的問題包括液體重定位、微重力液體蓄留、低重力液體出流、微重力液體晃動(dòng)、貯箱旋轉(zhuǎn)晃動(dòng)、微重力液體形態(tài)、微重力液體位置控制、關(guān)機(jī)瞬間晃幅放大等多項(xiàng)內(nèi)容。同時(shí)，隨著新一代重型運(yùn)載火箭的發(fā)展，其特點(diǎn)是起飛重量大、直徑粗，并且要執(zhí)行深空探測(cè)、登月探測(cè)等任務(wù)，同樣面臨著發(fā)動(dòng)機(jī)需要多次執(zhí)行啟動(dòng)-停機(jī)命令，發(fā)動(dòng)機(jī)多次啟動(dòng)時(shí)必須解決失重和低重條件下的液體晃幅放大、露底等液體管理問題。隨著空間技術(shù)的發(fā)展，在軌服務(wù)越來越引起各航天大國的重視。在軌服務(wù)包括在軌加注、維修、組裝、輔助入軌、碎片清理等一系列內(nèi)容，發(fā)展在軌服務(wù)經(jīng)濟(jì)效益顯著。另一方面，在軌服務(wù)的軍事應(yīng)用潛力巨大。在軌服務(wù)過程涉及軌道機(jī)動(dòng)、對(duì)目標(biāo)航天器的空間捕獲與控制、空間交會(huì)與對(duì)接、服務(wù)航天器與目標(biāo)航天器間物質(zhì)的傳輸?shù)燃夹g(shù)，這些技術(shù)經(jīng)移植轉(zhuǎn)化，即可形成新型的空間攻防武器系統(tǒng)。上面級(jí)技術(shù)是在軌服務(wù)的基礎(chǔ)，可以在空間救援與服務(wù)中提供快速的軌道機(jī)動(dòng)運(yùn)輸。以上面級(jí)為基礎(chǔ)的軌道轉(zhuǎn)移飛行器配合適當(dāng)?shù)挠行лd荷，即可以完成在軌服務(wù)等工作。在軌服務(wù)要求服務(wù)平臺(tái)具備長(zhǎng)時(shí)間在軌伺服、飛行的能力（3個(gè)月以上）、多次啟動(dòng)的能力（20次以上）和快速完成軌道機(jī)動(dòng)的能力，這就需要開發(fā)新型的先進(jìn)上面級(jí)。先進(jìn)上面級(jí)采用的泵壓式主發(fā)動(dòng)機(jī)，具有推進(jìn)劑流量大，單次點(diǎn)火構(gòu)成有效沉底前所需不夾氣推進(jìn)劑量較大的特點(diǎn)。先進(jìn)上面級(jí)推進(jìn)劑管理方式既不同于傳統(tǒng)的長(zhǎng)時(shí)間、小流量推進(jìn)劑管理方式的衛(wèi)星，也不同于短時(shí)間、超大流量管理方式的傳統(tǒng)火箭末級(jí)。在運(yùn)載火箭領(lǐng)域上由于低溫推進(jìn)劑具有比沖高、無毒無污染的優(yōu)點(diǎn)，在國內(nèi)外運(yùn)載火箭和上面級(jí)上得到了廣泛的應(yīng)用，因此，采用液氫/液氧等低溫推進(jìn)劑的高性能低溫上面級(jí)具備良好的應(yīng)用前景。目前我國已完成常規(guī)上面級(jí)的研制與應(yīng)用，而通用型低溫上面級(jí)的研究正處于起步和攻關(guān)階段。到2020年，我國將全面構(gòu)建形成衛(wèi)星遙感、通信廣播、導(dǎo)航定位三大系統(tǒng)，基本建成國家空間基礎(chǔ)設(shè)施體系。我國正在開展的高分專項(xiàng)、新一代通信衛(wèi)星DFH5平臺(tái)以及導(dǎo)航平臺(tái)衛(wèi)星需要通過加速壽命試驗(yàn)等方法增強(qiáng)衛(wèi)星的長(zhǎng)壽命高可靠設(shè)計(jì)而商業(yè)衛(wèi)星、微小衛(wèi)星則需要充分利用現(xiàn)有航天試驗(yàn)設(shè)施，加強(qiáng)軍民融合，縮減研制周期和研制經(jīng)費(fèi)。現(xiàn)有試驗(yàn)設(shè)施無法滿足新平臺(tái)、新載荷的需求。某高軌型號(hào)也提出了空間微重力試驗(yàn)的需求，主要是液體重定位試驗(yàn)，管路內(nèi)液體管理試驗(yàn)，載荷失重試驗(yàn)等。隨著我國新平臺(tái)衛(wèi)星技術(shù)的發(fā)展，長(zhǎng)壽命、高可靠性的衛(wèi)星成為主要的技術(shù)發(fā)展方向，而長(zhǎng)壽命在軌服役就需要極大地提高衛(wèi)星的燃料存儲(chǔ)能力。因此，迫切需要對(duì)新平臺(tái)衛(wèi)星在空間微重力環(huán)境下的推進(jìn)劑管理問題展開系統(tǒng)研究。根據(jù)目前我國深空探測(cè)規(guī)劃，2020年將進(jìn)行首次火星探測(cè)，研制并發(fā)射火星探測(cè)器，實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞，開展對(duì)火星全球性、綜合性的科學(xué)探測(cè)，并為后續(xù)任務(wù)進(jìn)行先期技術(shù)驗(yàn)證；2021年發(fā)射深空太陽天文臺(tái)；2022年火星著陸，研制由軌道器和小型著陸器組成的火星環(huán)繞探測(cè)器。任務(wù)中需要經(jīng)歷月球、火星等行星際環(huán)境、星表各類環(huán)境，飛行器組合體多，工況復(fù)雜。大型運(yùn)載器和姿態(tài)軌道控制發(fā)動(dòng)機(jī)需要在多種環(huán)境下多次點(diǎn)火。另外，鑒于深空探測(cè)的技術(shù)特點(diǎn)，比沖極高的低溫推進(jìn)劑廣受青睞。而低溫推進(jìn)劑在空間環(huán)境長(zhǎng)期服役條件下面臨著嚴(yán)酷復(fù)雜的空間熱環(huán)境，其在微重力條件下的壓力控制及有效隔熱等問題會(huì)嚴(yán)重制約深空探測(cè)技術(shù)的發(fā)展。對(duì)于天地往返飛行器等具有顛覆性的戰(zhàn)略性飛行器，對(duì)傳統(tǒng)的試驗(yàn)技術(shù)帶來挑戰(zhàn)，飛行器材料、結(jié)構(gòu)特殊，超高溫、軌道機(jī)動(dòng)多，經(jīng)歷的力熱環(huán)境十分復(fù)雜。當(dāng)前我國正在構(gòu)建空天一體化攻防兼?zhèn)涞目臻g安全體系，將有更多的航天器在軌服役?？臻g環(huán)境下航天器在軌生存驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)施主要服務(wù)于高防護(hù)衛(wèi)星平臺(tái)建設(shè)、超低軌航天器、載人登月項(xiàng)目及空間站長(zhǎng)期在軌服務(wù)等重大裝備建設(shè)項(xiàng)目。XX飛行器需要進(jìn)行大范圍軌道機(jī)動(dòng)，在軌多次啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行變軌，而且在軌運(yùn)行時(shí)間超過一年，需要長(zhǎng)期在微重力環(huán)境中運(yùn)行，且微重力水平高(10-4g~10-6g)，很難使用人造重力場(chǎng)來避開或減少微重力效應(yīng)，所以發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)問題就較為嚴(yán)重。此外，隨著技術(shù)的發(fā)展，空間飛行器在軌時(shí)間越來越長(zhǎng)，其中就涉及到推進(jìn)劑在軌補(bǔ)加注問題。XX飛行器除了攜帶了大量的推進(jìn)劑需要關(guān)注在微重力環(huán)境下的效應(yīng)，熱控分系統(tǒng)也有大量的流體處于微重力環(huán)境中，因此在熱控過程中涉及液體的循環(huán)傳輸，流速、流量的控制，管路的設(shè)計(jì)優(yōu)化等問題。目前正在進(jìn)行的長(zhǎng)期運(yùn)行的空間站計(jì)劃、空間站科學(xué)研究、太空望遠(yuǎn)鏡、太陽能電站、在軌維護(hù)、未來的載人登月計(jì)劃、月球基地建設(shè)和行星資源開發(fā)利用，任務(wù)復(fù)雜，可靠性要求高。重型運(yùn)載工具、核心艙及其組合體，體積龐大、工況多、涉及專業(yè)廣。這些航天器在空間環(huán)境下的在軌生存能力亟需得到保障與提高。同時(shí)，載人航天器還需要特別的環(huán)境控制、生命保障系統(tǒng)及火災(zāi)防治系統(tǒng)等，上述系統(tǒng)中多有涉及空間微重力環(huán)境下流體的流動(dòng)與傳熱傳質(zhì)過程。隨著重型運(yùn)載、上面級(jí)、新平臺(tái)衛(wèi)星以及新型航天飛行器的發(fā)展，在空間微重力環(huán)境下的液體管理問題成為制約飛行器的關(guān)鍵瓶頸技術(shù)。如不開展微重力液體管理研究，液體管理只能按照以往試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)結(jié)合計(jì)算結(jié)果提出保守設(shè)計(jì)，會(huì)降低液體推進(jìn)劑的使用效率，不利于液體貯箱結(jié)構(gòu)優(yōu)化，嚴(yán)重影響飛行器使用壽命，降低航天器的工作能力。針對(duì)航天領(lǐng)域在微重力環(huán)境下的液體管理的需求，凝練出了三類微重力問題：殘余微重力水平下、不同邦德數(shù)范圍內(nèi)以及存在橫向過載條件下的液體管理問題。因此，提出了在微重力液體管理問題中需要重點(diǎn)考慮的5類參數(shù)：研究對(duì)象的尺度、殘余微重力水平、邦德數(shù)范圍、橫向擾動(dòng)與過載以及微重力時(shí)間。微重力下流體的表面張力及內(nèi)聚力等次級(jí)力將占據(jù)主導(dǎo)地位，微重力流體會(huì)表現(xiàn)出不同于常規(guī)地面重力環(huán)境下的特殊行為，常重力環(huán)境下的部分流體科學(xué)規(guī)律不再適用于微重力環(huán)境。微重力流體管理問題廣泛存在于空間飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)以及生命保障系統(tǒng)等。其主要技術(shù)挑戰(zhàn)為常規(guī)/低溫液體推進(jìn)劑的貯存、獲取、排氣、加注、液體質(zhì)量計(jì)量、晃動(dòng)行為的控制及壓力控制等；熱控及電源系統(tǒng)中的多相流流動(dòng)與傳熱問題及氣液分離等問題；對(duì)于載人航天任務(wù)，生命保障系統(tǒng)中的空氣循環(huán)、污染氣體控制排放、生活用水的存儲(chǔ)傳輸及廢水回收處理，以及富氧條件下航天器火災(zāi)發(fā)生及傳播問題等。航天工程中的多個(gè)子系統(tǒng)均會(huì)涉及到微重力流體控制與管理的問題：推進(jìn)系統(tǒng)、熱控系統(tǒng)、環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)以及電源系統(tǒng)。推進(jìn)系統(tǒng)推進(jìn)系統(tǒng)包括運(yùn)載火箭與空間飛行器上的液體發(fā)動(dòng)機(jī)，前者的推進(jìn)系統(tǒng)大部分時(shí)間均處于常重力或者過載條件下，而后者的推進(jìn)系統(tǒng)主要工作于微重力環(huán)境下。研究空間微重力環(huán)境中推進(jìn)劑貯箱內(nèi)的流體現(xiàn)象和界面行為以及微重力流體管理成為航天工程中的重要課題，推進(jìn)劑管理的主要作用為對(duì)微重力下的流體進(jìn)行儲(chǔ)存、控制和傳輸，從而使相關(guān)系統(tǒng)能夠運(yùn)行并完成特定的功能。微重力液體管理主要應(yīng)用于上面級(jí)、衛(wèi)星、飛船、空間站、軌道飛行器以及深空探測(cè)器等空間飛行器，其主要組成部分為發(fā)動(dòng)機(jī)、液體推進(jìn)劑貯箱、各類管路及控制部分等。微重力環(huán)境中，流體的表面張力、內(nèi)聚力和附著力將起到主導(dǎo)作用，液體推進(jìn)劑不再處于貯箱底部而是沿著壁面分布在貯箱內(nèi)部各處，貯箱內(nèi)液體與氣體呈現(xiàn)相互混合狀態(tài)，氣液界面難以確定。而當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)使貯箱內(nèi)的推進(jìn)劑產(chǎn)生噴涌，液體產(chǎn)生大幅晃動(dòng)。同時(shí)為了防止帶氣泡的液體推進(jìn)劑通過燃油管路輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)，從而對(duì)飛行安全造成影響，必須對(duì)微重力條件下的液體推進(jìn)劑進(jìn)行合理的管控。由于慣性飛行期間貯箱內(nèi)推進(jìn)劑處于微重力狀態(tài)，所以外界干擾極易使貯箱中液體推進(jìn)劑變?yōu)椴环€(wěn)定，滑行期間作用在推進(jìn)劑上的干擾很多，這一切都要求對(duì)微重力條件下貯箱中液體推進(jìn)劑特性進(jìn)行研究，才能提供有效的控制與管理方法。熱控系統(tǒng)空間飛行器的工作環(huán)境是地球大氣層以外的宇宙空間，而且還要經(jīng)歷從地球到運(yùn)行軌道的過渡環(huán)境，所處的熱環(huán)境完全不同于地球環(huán)境。部分衛(wèi)星回收艙還需要返回地面，再入大氣層時(shí)與空氣高速摩擦引起艙體表面溫度急劇升高。為了使空間飛行器能在預(yù)定的溫度條件下工作，熱控技術(shù)需要對(duì)衛(wèi)星上產(chǎn)生的熱量大小、傳遞方向各儀器設(shè)備之間及飛行器內(nèi)外的熱交換過程、各位置溫度變化速率進(jìn)行預(yù)示與合理的控制。飛行器熱控系統(tǒng)主要包含以下過程：飛行器承受外部的熱量，隨著運(yùn)行軌道及姿態(tài)的變化。飛行器吸收外部熱量主要依靠熱設(shè)計(jì)選定的具有一定輻射及吸收性能的表面材料及專門的吸熱裝置來控制；根據(jù)空間飛行器熱控制面的溫度變化對(duì)于飛行器吸收的外部熱量及儀器、設(shè)備產(chǎn)生的熱量的大小、傳遞方向及變化速率進(jìn)行控制；根據(jù)空間飛行器的溫度指標(biāo)要求，將多余的熱量通過表面輻射材料、熱輻射裝置或蒸發(fā)裝置散發(fā)到環(huán)境中。環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)是載人航天類飛行器特有的、最具載人航天特征的一個(gè)重要系統(tǒng)，是直接關(guān)系到航天員生命安全的保障環(huán)節(jié)，也是載人航天的關(guān)鍵技術(shù)之一從大的方面劃分，環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)有兩大部分功能：環(huán)境控制功能和生命保障功能，為了這兩大功能，該系統(tǒng)一般要具有如下幾大分系統(tǒng)：供氣調(diào)壓、氣體成分控制通風(fēng)凈化、座艙溫濕度控制、水管理、廢物收集處理、航天服循環(huán)、煙火檢測(cè)與滅火、食品管理、測(cè)量控制等分系統(tǒng)，每個(gè)分系統(tǒng)又要負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)多個(gè)具體的功能。載人飛船相對(duì)于衛(wèi)星技術(shù)有不少特殊要求和相應(yīng)的新難技術(shù)，其中環(huán)境控制與生命保障技術(shù)是載人飛船中所特有的技術(shù)。載人航天器火災(zāi)的主要形式為密閉空間燃燒，微重力環(huán)境下火災(zāi)發(fā)生、發(fā)展到熄滅過程的溫度場(chǎng)分布、煙氣蔓延速率、產(chǎn)熱速率、火焰?zhèn)鞑ニ俾始盁燁w粒均與常規(guī)地面重力環(huán)境下的火災(zāi)有較大差異。載人航天器是一個(gè)密閉狹小空間，艙內(nèi)各種電子機(jī)械設(shè)備復(fù)雜密布。且航天器推進(jìn)劑貯箱一旦發(fā)生泄露，還有可能發(fā)生嚴(yán)重的爆炸事故，表1所示為部分航天器火災(zāi)事故統(tǒng)計(jì)表。目前載人航天器上都安裝了火災(zāi)探測(cè)報(bào)警系統(tǒng)，但是由于微重力密閉空間內(nèi)的火災(zāi)發(fā)生規(guī)律與地面條件下有著較大的差異，火災(zāi)探測(cè)報(bào)警系統(tǒng)存在誤報(bào)與漏報(bào)率偏高的問題。隨著航天技術(shù)逐步向長(zhǎng)時(shí)間在軌飛行以及深空探測(cè)的方向發(fā)展，開展空間微重力環(huán)境下的密閉空間內(nèi)火災(zāi)發(fā)生規(guī)律的研究極為重要，為我國的載人航天器的火災(zāi)安全防止關(guān)鍵技術(shù)提供重要的支撐。盡管載人航天飛行器所使用的導(dǎo)線、電子電氣元件在地面均經(jīng)過嚴(yán)格檢驗(yàn)并通過各種規(guī)定的例行試驗(yàn)。但是，載人航天器在空間飛行時(shí)處于微重力狀態(tài)，這時(shí)浮力和自然對(duì)流基本消失，因而導(dǎo)線和電子電氣元件工作時(shí)散熱情況惡化，更容易過熱，從而導(dǎo)致火災(zāi)。美國航天航天器初期50次飛行中竟發(fā)生了5次失火事件，失火概率高達(dá)10%，而且著火監(jiān)測(cè)和早期報(bào)警裝置均未起作用，均靠航天員聞到異味和看到著火后才發(fā)現(xiàn)的。這是由于這些火災(zāi)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)是基于地面環(huán)境的試驗(yàn)結(jié)果而設(shè)計(jì)的，并不能完全適用于微重力下的火災(zāi)監(jiān)測(cè)。所以仍有必要深入、廣泛地開展與載人航天飛行器防火安全密切相關(guān)的微重力燃燒科學(xué)研究。由于飛行過程中飛行器的姿態(tài)控制、變軌、貯箱排氣、宇航員活動(dòng)等，航天飛行器在飛行歷程與任務(wù)不同階段內(nèi)會(huì)經(jīng)歷顯著變化的微重力水平。因此需要對(duì)不同飛行階段經(jīng)歷的微重力水平下的流體行為進(jìn)行分析研究，而邦德數(shù)是表征流體在不同尺度及微重力水平下流體重力與表面張力關(guān)系的參數(shù)，可以通過邦德數(shù)對(duì)微重力下流體力學(xué)行為進(jìn)行判定。為了獲得航天器在空間環(huán)境下的微重力水平以及推進(jìn)劑系統(tǒng)相應(yīng)的Bond數(shù)情況，現(xiàn)采用某上面級(jí)推進(jìn)劑貯箱模型，以煤油為推進(jìn)劑進(jìn)行分析計(jì)算。表2所示典型航天器在空間環(huán)境下的微重力水平以及相應(yīng)的Bond數(shù)范圍，由表可知航天器在空間環(huán)境下的微重力水平主要集中于10-1~10-5g，其相應(yīng)的Bond數(shù)范圍主要集中于0.2至300之間。對(duì)于主要關(guān)注表面張力影響的小Bond數(shù)模擬試驗(yàn)，可以通過地面條件下縮小試驗(yàn)尺度的方式來實(shí)現(xiàn)。而對(duì)于大Bond數(shù)試驗(yàn)，一般不需要采用微重力試驗(yàn)設(shè)施。因此，針對(duì)航天工程應(yīng)用中的液體管理及相關(guān)系統(tǒng)中的微重力流體力學(xué)行為等問題一般集中在Bond數(shù)范圍為0.2至300的區(qū)間內(nèi)，為了對(duì)各種尺度的流體系統(tǒng)在該Bond數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)行微重力試驗(yàn)研究，需要建設(shè)能夠進(jìn)行大尺度系統(tǒng)的微重力試驗(yàn)?zāi)M。隨著火箭的運(yùn)載能力的不斷提高，航天器所攜帶的液體燃料和液體載荷越來越多。同時(shí)，航天工程對(duì)航天器姿態(tài)精度要求越來越高，而液體燃料的晃動(dòng)會(huì)產(chǎn)生一定的干擾力和力矩，并降低結(jié)構(gòu)的振動(dòng)頻率。同時(shí)，航天飛行器在實(shí)際飛行中還要受到各類分離、主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)、稀薄空氣阻尼、磁場(chǎng)、太陽風(fēng)等的干擾。航天器在軌道慣性飛行過程是處于微重力環(huán)境條件下飛行，依據(jù)工作需要航天器液體發(fā)動(dòng)機(jī)（遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)、再入發(fā)動(dòng)機(jī)等）進(jìn)行二次或多次再啟動(dòng)。微重力環(huán)境下的航天器發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)失敗會(huì)造成嚴(yán)重的飛行任務(wù)失利。飛行器在滑行軌道運(yùn)行時(shí)，將有某些干擾加速度作用，如姿控系統(tǒng)工作和低地軌道的空氣阻力作用等，可能會(huì)破壞液氣界面。在助推段、主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)、滑行段以及發(fā)動(dòng)機(jī)再啟動(dòng)過程中許多因素會(huì)對(duì)推進(jìn)劑添加能量，施加干擾：如泵的逆流和回流、增壓氣流沖擊液面、推進(jìn)劑晃動(dòng)、推進(jìn)劑對(duì)流、排氣形成的不平衡推力、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火以及熄火點(diǎn)結(jié)構(gòu)松弛等，這些因素都要妥善解決，其中最主要的是發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)由加速度突然減小引起的晃動(dòng)放大，進(jìn)而產(chǎn)生橫向擾動(dòng)與過載下的液體管理問題。以較大的發(fā)射角向上發(fā)射火箭，試驗(yàn)載荷與箭體分離后以慣性繼續(xù)上升，克服自旋并穩(wěn)定姿態(tài)，達(dá)到大氣已足夠稀薄的高度，載荷艙內(nèi)開始處于微重力狀態(tài)，火箭到達(dá)彈道頂點(diǎn)后，降至較稠密大氣高度結(jié)束，可以獲得數(shù)分鐘微重力環(huán)境。當(dāng)探空火箭主動(dòng)段飛行結(jié)束以后，有效載荷與發(fā)動(dòng)機(jī)分離，此時(shí)有兩個(gè)加速度源，一個(gè)是由空氣阻力引起的加速度，通常在稠密大氣層外空氣阻力較小，另一個(gè)是彈體轉(zhuǎn)動(dòng)角速度引起的加速度，一般采用專門研制的速度控制系統(tǒng)來控制轉(zhuǎn)角加速度。在可控制的條件下，可獲得幾分鐘的微重力時(shí)間，10-3~10-5g的微重力水平。持續(xù)時(shí)間取決于火箭能力。如果使火箭按拋物線飛行較長(zhǎng)路程，試驗(yàn)載荷在異地回收，形成亞軌道飛行?；鸺绞劫M(fèi)用不低，但比軌道飛行如航天飛機(jī)、空間站還是低得多。為避免大得多的損失，在重大航天計(jì)劃實(shí)施之前，先以火箭發(fā)現(xiàn)飛行試驗(yàn)中的問題和兼容、可靠、安全等飛行問題。由于火箭方式與軌道方式較為接近，火箭成了空間科學(xué)與應(yīng)用發(fā)展進(jìn)程中的階段性工具。歐洲航天局對(duì)微重力火箭的利用較為重視，德國研制了TAXUS微重力火箭，其運(yùn)行時(shí)間為5分鐘、有效載荷質(zhì)量為500kg。故探空火箭試驗(yàn)有如下特點(diǎn)：①微重力水平較高；②微重力時(shí)間長(zhǎng)，試驗(yàn)空間大；③試驗(yàn)設(shè)備復(fù)雜，試驗(yàn)費(fèi)用昂貴。飛機(jī)取得盡可能大而且有上升角度的初速度后，駕駛員保持水平速度為常數(shù)，垂直加速度為零，即可飛出拋物線徑跡。這時(shí)機(jī)艙內(nèi)可獲與初速成正比的微重力時(shí)間進(jìn)行試驗(yàn)。飛機(jī)需進(jìn)行改裝，諸如油路加泵、貯箱抑振等問題。所獲微重力時(shí)間取決于飛機(jī)性能，初速越大，獲得的時(shí)間越長(zhǎng)，但往往機(jī)種較小。一般運(yùn)輸機(jī)可獲數(shù)十秒的失重，一次起飛可多次試驗(yàn)。但受科里奧利力的限制，飛機(jī)微重力水平不高，10-3g0已是失重飛機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)的較高精度。微重力飛行試驗(yàn)有如下特點(diǎn)：①拋物線飛行所能提供的微重力時(shí)間約20s~25s,可以滿足前期科學(xué)研究或測(cè)試的需求；②易于驗(yàn)證項(xiàng)目的可行性和更長(zhǎng)時(shí)間失重條件下項(xiàng)目實(shí)施的必要性。但受到硬件條件和周邊條件的限制，拋物線飛機(jī)也有不可回避的不足：①拋物線飛機(jī)飛行過程中受到氣流的影響，飛機(jī)可能會(huì)發(fā)生抖動(dòng)，進(jìn)而導(dǎo)致重力水平不能達(dá)到理想的微重力水平，會(huì)給科學(xué)研究帶來一定的影響；②拋物線飛機(jī)所能提供的是以“正常重力—超重—失重—超重—正常重力”為周期的變重力環(huán)境，這會(huì)使得超重和失重對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的獨(dú)立作用難以區(qū)分，導(dǎo)致與其它真實(shí)或模擬失重條件下的試驗(yàn)結(jié)果難以對(duì)比或發(fā)生數(shù)據(jù)不一致的現(xiàn)象；③拋物線飛行能否按計(jì)劃進(jìn)行很大程度上取決于天氣；④拋物線飛行成本較高；⑤拋物線飛行艙室大小和飛機(jī)形狀的限制。近地軌道上的航天器，可近似看作以地心為力心的開普勒運(yùn)動(dòng)。向上發(fā)射的火箭給予航天器非徑向初速，如這個(gè)速度足夠大，航天器就可進(jìn)行軌道飛行，其軌道為圓錐曲線。以軌道飛行取得長(zhǎng)時(shí)間微重力環(huán)境，進(jìn)行微重力試驗(yàn)，除上述初速條件外，還應(yīng)有適當(dāng)?shù)能壍涝O(shè)計(jì)和運(yùn)行程序設(shè)計(jì)，較好的供電和散熱條件，還應(yīng)有回收、資源及運(yùn)輸條件以及與試驗(yàn)規(guī)模相配合等技術(shù)保證。軌道飛行中的航天器，如人造衛(wèi)星、飛船、航天飛機(jī)、太空站，其內(nèi)部的微重力試驗(yàn)環(huán)境中微加速度場(chǎng)分布較復(fù)雜：有非質(zhì)量中心重力梯度引起的潮汐加速度；有飛行器繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)的離心、切向加速度；在非慣性系中，有物體相對(duì)于飛行器移動(dòng)引起的科里奧利加速度；還有外部大氣阻力、太陽光壓引起的加速度。這些都是變化較慢的低頻加速度。此外，還有瞬變加速度的影響，不同的空間飛行試驗(yàn)平臺(tái)的微重力水平在10-1~10-6g0之間。瞬變干擾在飛機(jī)器姿控或變軌推力器點(diǎn)火時(shí)最大，較顯著的還有航天器艙內(nèi)的反作用飛輪、流體環(huán)路、機(jī)柜風(fēng)扇、記錄器等設(shè)備運(yùn)行。落塔試驗(yàn)主要針對(duì)縮比模型進(jìn)行的，可實(shí)現(xiàn)6s以上的微重力試驗(yàn)試驗(yàn)，10-3g~10-5g的微重力水平。落塔試驗(yàn)有如下特點(diǎn)：①微重力水平較高；②初始條件易于保證、數(shù)據(jù)采集方便，易于操作、干擾??；③試驗(yàn)費(fèi)用低、試驗(yàn)時(shí)間的選擇和試驗(yàn)次數(shù)不受過多的限制，試驗(yàn)重復(fù)性較好，有利于試驗(yàn)結(jié)果的分析，可以滿足前期科學(xué)研究或測(cè)試的需求。2.4.1德國布萊梅ZARM落塔建立在德國布萊梅應(yīng)用空間技術(shù)和微重力中心的落塔是目前國際上最大的地面微重力研究試驗(yàn)裝置之一，該設(shè)備實(shí)行自動(dòng)和集中控制，每天可進(jìn)行3~4次自由落體試驗(yàn)。其中，歐空局于2000年與ZARM簽訂了一份長(zhǎng)達(dá)4年的合同，合同期間共進(jìn)行了174次落塔試驗(yàn)，研究?jī)?nèi)容包含流體物理、材料科學(xué)、物理化學(xué)等方面。Bremen落塔近期增加底部高壓氣源，通過彈射形成垂直拋物線運(yùn)動(dòng)，使得微重力時(shí)間增加一倍，達(dá)到9.4s。同時(shí)采用液壓伺服減速裝置使試驗(yàn)艙在彈射過程中加速盡可能平穩(wěn)且可控。目前，ZARM的試驗(yàn)艙系統(tǒng)可以將質(zhì)量為400~500kg的載荷在0.28s內(nèi)加速到46.9m/s。試驗(yàn)結(jié)束時(shí)試驗(yàn)艙以46m/s的速度落入減速區(qū)，減速區(qū)內(nèi)充滿聚苯乙烯團(tuán)粒，試驗(yàn)艙前段的椎體結(jié)構(gòu)外形能夠降低沖擊峰值并在減速過程中穩(wěn)定艙體不發(fā)生偏心。目前在不萊梅ZARM落塔旁邊正在新建一座GraviTower，該落塔采用先進(jìn)的磁力控制技術(shù)方案，可以實(shí)現(xiàn)微重力水平的精確控制。雙塔在功能上形成良好的互補(bǔ)關(guān)系，舊塔主要用于正式試驗(yàn)前的測(cè)試，然后新GraviTower可以滿足高頻的試驗(yàn)任務(wù)需求以及對(duì)微重力水平的精確控制。但是不萊梅落塔不具備模擬橫向過載與擾動(dòng)的能力，其試驗(yàn)艙的最大直徑為800mm。2.4.2日本北海道落塔日本的空間技術(shù)最近十幾年來迅猛發(fā)展與其具有目前世界上最大的落塔試驗(yàn)設(shè)備是密不可分的。日本微重力中心落塔自1991年在北海道上砂川建成之后，開展了大量空間技術(shù)相關(guān)的流體物理、空間材料以及燃燒等多方面的基礎(chǔ)研究工作，為日本多個(gè)運(yùn)載器和空間飛行器型號(hào)的發(fā)展提供了技術(shù)支持。該落塔可獲得優(yōu)質(zhì)的微重力環(huán)境，內(nèi)部密閉小艙采用雙層結(jié)構(gòu)，在下落過程中利用磁吸引力，在非接觸的情況下可以下降490m。其試驗(yàn)艙分為三部分，公共艙內(nèi)設(shè)置有數(shù)據(jù)記錄儀、電源、助推器控制儀等，有效載荷放置于內(nèi)艙中，采用光學(xué)位移傳感器對(duì)內(nèi)艙位置進(jìn)行測(cè)定，并通過助推器對(duì)內(nèi)艙位置進(jìn)行調(diào)控以保證內(nèi)艙處于漂浮狀態(tài)。載荷艙直徑1.3m，長(zhǎng)度1.4m，最大質(zhì)量為1000kg。在減速制動(dòng)段，艙體首先進(jìn)入空氣制動(dòng)管道內(nèi)，利用壓縮制動(dòng)管內(nèi)的空氣來減速，隨后進(jìn)入機(jī)械制動(dòng)段，制動(dòng)閘瓦使得試驗(yàn)艙體運(yùn)動(dòng)逐漸停止。整個(gè)減速過程利用空氣阻尼效應(yīng)和機(jī)械摩擦效應(yīng)相結(jié)合，使得制動(dòng)過程的最大過載為10g。在機(jī)械制動(dòng)失靈的情況下，艙體沖入緊急制動(dòng)管內(nèi)，該裝置可使試驗(yàn)艙在保證結(jié)構(gòu)完整性的條件下在20m內(nèi)停止運(yùn)動(dòng)。2.4.3美國NASA馬歇爾飛行中心微重力落塔美國國家航空航天局馬歇爾空間飛行中心100m微重力落塔主要用于與型號(hào)研制相關(guān)的工程研究，重點(diǎn)以微重力下的液體動(dòng)力學(xué)行為研究為主。落塔高101.7m，有效落高89m，微重力時(shí)間為4.275s。為了克服下落過程的空氣阻力及摩擦阻力，在試驗(yàn)艙上安裝有助推器系統(tǒng)，進(jìn)而使系統(tǒng)的微重力水平可達(dá)10-5~4x10-2g,具體根據(jù)試驗(yàn)要求進(jìn)行調(diào)節(jié)。試驗(yàn)艙采用內(nèi)外艙體結(jié)構(gòu)形式，試驗(yàn)過程中外艙沿導(dǎo)軌下落，內(nèi)艙在外艙內(nèi)部下落，制動(dòng)過載為25g。外艙高7.4m，直徑2.2m，重為1600kg，試驗(yàn)區(qū)高0.91m、寬0.91m，有效載荷重量為204kg。鑒于美國NASA的馬歇爾飛行中心落塔主要服務(wù)于航天工程中的推進(jìn)劑管理等問題，該落塔具備一定的微重力水平調(diào)節(jié)能力，其Bond數(shù)范圍為0.7~2700。2.4.4中國科學(xué)院落塔該落塔高度超過百米，其自由落體試驗(yàn)設(shè)施的主要技術(shù)性能為：微重力時(shí)間3.5s，微重力水平10-5g，減速過載近似半正弦波，過載量級(jí)為12g。該試驗(yàn)設(shè)置由試驗(yàn)艙組件、減速回收系統(tǒng)、釋放系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)及輔助設(shè)施組成。試驗(yàn)艙為內(nèi)外艙件抽真空的雙層套艙結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)時(shí)選取了軸對(duì)稱的氣動(dòng)外形，以盡量減小下落時(shí)艙體承受的氣動(dòng)阻力。該落塔采用電磁釋放裝置，減速回收系統(tǒng)采用彈性可控減速回收裝置，該裝置由三端互逆機(jī)/電換能器、鋼絲繩索鋼制圓環(huán)、高強(qiáng)度編織網(wǎng)袋、高強(qiáng)度彈性橡皮筋繩組、耗能電阻箱等組件構(gòu)成。中科院微重力落塔近年來承擔(dān)大量的微重力基礎(chǔ)科學(xué)試驗(yàn)研究工作，主要開展了微重力燃燒及多相流相關(guān)的試驗(yàn)研究。本文以先進(jìn)上面級(jí)、臨近空間飛行器及天地往返飛行器中的微重力流體管理及相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證方法進(jìn)行了綜述，總結(jié)了未來型號(hào)對(duì)微重力流體管理的應(yīng)用需求，對(duì)目前航天工程領(lǐng)域中的地面微重力環(huán)境模擬方法進(jìn)行了研究。通過建設(shè)微重力落塔，可以提高衛(wèi)星、載人航天器等在軌飛行時(shí)液體推進(jìn)劑使用效率，解決飛行過程微重力狀態(tài)下推進(jìn)劑液位定位、管路及排氣等關(guān)鍵問題，提升未來航天器、天基武器以及深空探測(cè)等武器裝備工程研制、考核鑒定、基礎(chǔ)和前沿探索研究等試驗(yàn)?zāi)芰??！鞠嚓P(guān)文獻(xiàn)】LJHastings,etal.AnoverviewofNASAeffortsonzeroboiloffstorageofcryogenicpropellant[R].Cryogenics41,2002.BKutter,FZegler,SLucasAtlasCentaurExtensibilitytoLong-Durationin-SpaceApplications[R].2005:AIAA2005-6738.JAGoff,BFKutter,FZegler,etal.Realisticnear-TermPropellantDepots:ImplementationofaCriticalSpacefaringCapability[C].Pasadena,California:AIAASPACE2009Conference&Exposition,2009.SMMotil,MLMeyer,SPTucker.CryogenicFluidManagementTechnologiesforAdvancedGreenPropulsionSystems[R].2007:TM-2007-214810,NASA.AFSchmidt,JRPurcell,WAWilson,etal.AnExperimentalStudyConcerningthePressurizationandStratificationofLiquidHydrogen[J].AdvancesinCryogenicEngineering,1960,5:487-497.SBarsi,MKassemi.NumericalandExperimentalComparisonsoftheSelfPressurizationBehaviorofanLh2TankinNormalGravity[J].Cryogenics,2008,48(3-4):122-129.JCAydelott.EffectofGravityonSelf-PressurizationofSphericalLiquidHydrogenTankage[R].1986:NASATND-4286.胡偉峰，申麟，彭小波,等.低溫推進(jìn)劑長(zhǎng)時(shí)間在軌的蒸發(fā)量控制關(guān)鍵技術(shù)分析[J].低溫工程,2011,181(3):59-66.[HuWeifeng,ShenLin,PengXiaobo,etal.Keytechnologyanalysisofboil-offcontrolstudyoncryogenicpropellantlong-termapplicationonorbit[J].Cryogenics,2011,181(3):59-66.]張?zhí)炱?空間低溫流體貯存的壓力控制技術(shù)進(jìn)展[J].真空與低溫,2006,12:125-141.[ZHANGTian-ping.Theprogressofpressurecontroltechnologyofcryogenicliquidstorageinspace[J].VacuumandCryogenics,2006,12:125-141.]JHochstein,HCJi,JAydelott.EffectofSubcoolingontheon-OrbitPressurizationRateofCryogenicPropellantTankage[C].1986:AIAA86-1253.MDew,KAllwein,BKutter.DesignandDevelopmentofanin-SpaceDeployableSunShieldfortheAtlasCentaur[R].2008:AIAA2008-7764.CSGuernsey,RSBsker,DPlachta.PropulsionwithZeroBoil-OffStorageAppliedtoOuterPlanetaryExploration[R].2005:AIAA2005-3559.PSchallhorn,DCampbell,SChase,etal.UpperStageTankThermodynamicModelingUsingSinda/Fluent[C].2006:AIAA2006-5051.AHedayat,LHastings,JBailey,etal.ThermodynamicVentingSystemModelingandComparisonwithLiquidHydrogenTestData[C].2003:AIAA2003-4450.HNguyenZero-G.ThermodynamicVentingSystem(Tvs)PerformancePredictionProgram[R].RockwellAerospace:1994,TechReport.MPSegel.ExperimentalStudyofthePhenomenaofStratificationandPressurizationofLiquidHydrogen[J].AdvancesinCryogenicEngineering,1965:303-313.RArnett,RVoth.AComputerProgramfortheCalculationofThermalStratificationandSelf-PressurizationinaLiquidHydrogenTank[R].1972:NASACR2026.ZTanyun,HZhongping,SLi.NumericalSimulationofThermalStratificationinLiquidHydrogen[J].AdvancesinCryogenicEngineering,1996,41:155-161.GDGrayson,JNavickas.InteractionBetweeenFluid-DynamicandThermodynamicPhenomenainaCryogenicUpperStage[C].1993:AIAA93-2753.CHPanzarella,MKassemi.OntheValidityofPurelyThermodynamicDescriptionsofTwo-PhaseCryogenicFluidStorage[J].JournalofFluidMechanics,2003,484:41-68.CBeduz,RRebiai,RGScurlock.ThermalOverfillandtheSurfaceVaporizationofCryogenicLiquidsunderStorageConditions[J].AdvancesinCryogenicEngineering,1984,29:795-804.SPDas,SChakraborty,PDutta.Studie