航天飛行器微重力試驗技術綜述

航天飛行器微重力試驗技術綜述賈洲俠;王夢魁;李海波;張偉;王建軍;任方期刊名稱】《《強度與環(huán)境》》年(卷),期】2019(046)005【總頁數(shù)】11頁(P7-17)【關鍵詞】液體管理;低溫推進劑;微重力;落塔;試驗【作者】賈洲俠;王夢魁;李海波;張偉;王建軍;任方【作者單位】北京強度環(huán)境研究所可靠性與環(huán)境工程技術重點實驗室北京100076;北京強度環(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)星的運載火箭要在停泊軌道上滑行一段時間，然后發(fā)動機再啟動將其推進到轉移軌道。先進上面級在軌長時間工作，期間需經歷較長時間的在軌滑行和主發(fā)動機多次啟動。同步衛(wèi)星、載人航天器在軌道需要長時間慣性飛行，發(fā)動機要多次再啟動。上述飛行器在空間中均會發(fā)生一段無動力滑翔過程，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)等效性原理即產生了微重力環(huán)境。由于慣性飛行期間貯箱內儲存的大量推進劑處于微重力狀態(tài)，所以外界干擾極易使貯箱中液體推進劑變?yōu)椴环€(wěn)定，滑行期間作用在推進劑上的干擾很多。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系的無量綱參數(shù)，邦德數(shù)越大則認為重力對流體行為占據(jù)主導作用，反之則表面張力成為控制流體行為的主導作用。而在微重力條件下，表面張力成為影響液體行為的主導因素。在十三五期間，我國將重點開展遠征系列上面級、軌道飛行器、重型運載、天地往返等等型號的研制工作，此類型號均采用液體推進劑，具有在軌任務時間長、經歷的微重力環(huán)境復雜等特點，在軌任務時間往往長至幾天甚至幾個月。為了進一步對運載火箭運載能力的深度挖潛，就需要在運載火箭末級通過多次啟停發(fā)動機形成多段無動力滑翔段進行有效載荷入軌過程的優(yōu)化，以提高軌道設計的適應性。目前現(xiàn)役CZ-3及CZ-5火箭在軌有著幾百秒的滑行時間，飛行器在軌滑行時間的大幅增長、微重力環(huán)境復雜，同時，型號在軌期間要求多次完成復雜調姿變軌動作，推力發(fā)動機需要多次停止和啟動。微重力環(huán)境下，在滑翔段貯箱內推進劑處于懸浮狀態(tài)，為了保證發(fā)動機能夠正常進行多場啟停，需要將推進劑有效的輸送到發(fā)動機燃燒室。目前常采用設置沉底發(fā)動機，對飛行器在滑翔段一直施加加速度以保證推進劑沉底，或采用網篩等表面張力蓄留裝置是對推進劑的位置進行鎖定。相關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、貯箱旋轉晃動、微重力液體形態(tài)、微重力液體位置控制、關機瞬間晃幅放大等多項內容。同時，隨著新一代重型運載火箭的發(fā)展，其特點是起飛重量大、直徑粗，并且要執(zhí)行深空探測、登月探測等任務，同樣面臨著發(fā)動機需要多次執(zhí)行啟動-停機命令，發(fā)動機多次啟動時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。隨著空間技術的發(fā)展，在軌服務越來越引起各航天大國的重視。在軌服務包括在軌加注、維修、組裝、輔助入軌、碎片清理等一系列內容，發(fā)展在軌服務經濟效益顯著。另一方面，在軌服務的軍事應用潛力巨大。在軌服務過程涉及軌道機動、對目標航天器的空間捕獲與控制、空間交會與對接、服務航天器與目標航天器間物質的傳輸?shù)燃夹g，這些技術經移植轉化，即可形成新型的空間攻防武器系統(tǒng)。上面級技術是在軌服務的基礎，可以在空間救援與服務中提供快速的軌道機動運輸。以上面級為基礎的軌道轉移飛行器配合適當?shù)挠行лd荷，即可以完成在軌服務等工作。在軌服務要求服務平臺具備長時間在軌伺服、飛行的能力（3個月以上）、多次啟動的能力（20次以上）和快速完成軌道機動的能力，這就需要開發(fā)新型的先進上面級。先進上面級采用的泵壓式主發(fā)動機，具有推進劑流量大，單次點火構成有效沉底前所需不夾氣推進劑量較大的特點。先進上面級推進劑管理方式既不同于傳統(tǒng)的長時間、小流量推進劑管理方式的衛(wèi)星，也不同于短時間、超大流量管理方式的傳統(tǒng)火箭末級。在運載火箭領域上由于低溫推進劑具有比沖高、無毒無污染的優(yōu)點，在國內外運載火箭和上面級上得到了廣泛的應用，因此，采用液氫/液氧等低溫推進劑的高性能低溫上面級具備良好的應用前景。目前我國已完成常規(guī)上面級的研制與應用，而通用型低溫上面級的研究正處于起步和攻關階段。到2020年，我國將全面構建形成衛(wèi)星遙感、通信廣播、導航定位三大系統(tǒng)，基本建成國家空間基礎設施體系。我國正在開展的高分專項、新一代通信衛(wèi)星DFH5平臺以及導航平臺衛(wèi)星需要通過加速壽命試驗等方法增強衛(wèi)星的長壽命高可靠設計而商業(yè)衛(wèi)星、微小衛(wèi)星則需要充分利用現(xiàn)有航天試驗設施，加強軍民融合，縮減研制周期和研制經費?，F(xiàn)有試驗設施無法滿足新平臺、新載荷的需求。某高軌型號也提出了空間微重力試驗的需求，主要是液體重定位試驗，管路內液體管理試驗，載荷失重試驗等。隨著我國新平臺衛(wèi)星技術的發(fā)展，長壽命、高可靠性的衛(wèi)星成為主要的技術發(fā)展方向，而長壽命在軌服役就需要極大地提高衛(wèi)星的燃料存儲能力。因此，迫切需要對新平臺衛(wèi)星在空間微重力環(huán)境下的推進劑管理問題展開系統(tǒng)研究。根據(jù)目前我國深空探測規(guī)劃，2020年將進行首次火星探測，研制并發(fā)射火星探測器，實現(xiàn)火星環(huán)繞，開展對火星全球性、綜合性的科學探測，并為后續(xù)任務進行先期技術驗證；2021年發(fā)射深空太陽天文臺；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)繞探測器。任務中需要經歷月球、火星等行星際環(huán)境、星表各類環(huán)境，飛行器組合體多，工況復雜。大型運載器和姿態(tài)軌道控制發(fā)動機需要在多種環(huán)境下多次點火。另外，鑒于深空探測的技術特點，比沖極高的低溫推進劑廣受青睞。而低溫推進劑在空間環(huán)境長期服役條件下面臨著嚴酷復雜的空間熱環(huán)境，其在微重力條件下的壓力控制及有效隔熱等問題會嚴重制約深空探測技術的發(fā)展。對于天地往返飛行器等具有顛覆性的戰(zhàn)略性飛行器，對傳統(tǒng)的試驗技術帶來挑戰(zhàn)，飛行器材料、結構特殊，超高溫、軌道機動多，經歷的力熱環(huán)境十分復雜。當前我國正在構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證試驗設施主要服務于高防護衛(wèi)星平臺建設、超低軌航天器、載人登月項目及空間站長期在軌服務等重大裝備建設項目。XX飛行器需要進行大范圍軌道機動，在軌多次啟動發(fā)動機進行變軌，而且在軌運行時間超過一年，需要長期在微重力環(huán)境中運行，且微重力水平高(10-4g~10-6g)，很難使用人造重力場來避開或減少微重力效應，所以發(fā)動機再啟動問題就較為嚴重。此外，隨著技術的發(fā)展，空間飛行器在軌時間越來越長，其中就涉及到推進劑在軌補加注問題。XX飛行器除了攜帶了大量的推進劑需要關注在微重力環(huán)境下的效應，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，管路的設計優(yōu)化等問題。目前正在進行的長期運行的空間站計劃、空間站科學研究、太空望遠鏡、太陽能電站、在軌維護、未來的載人登月計劃、月球基地建設和行星資源開發(fā)利用，任務復雜，可靠性要求高。重型運載工具、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，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)境下流體的流動與傳熱傳質過程。隨著重型運載、上面級、新平臺衛(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鍵瓶頸技術。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經驗結合計算結果提出保守設計，會降低液體推進劑的使用效率，不利于液體貯箱結構優(yōu)化，嚴重影響飛行器使用壽命，降低航天器的工作能力。針對航天領域在微重力環(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考慮的5類參數(shù)：研究對象的尺度、殘余微重力水平、邦德數(shù)范圍、橫向擾動與過載以及微重力時間。微重力下流體的表面張力及內聚力等次級力將占據(jù)主導地位，微重力流體會表現(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。其主要技術挑戰(zhàn)為常規(guī)/低溫液體推進劑的貯存、獲取、排氣、加注、液體質量計量、晃動行為的控制及壓力控制等；熱控及電源系統(tǒng)中的多相流流動與傳熱問題及氣液分離等問題；對于載人航天任務，生命保障系統(tǒng)中的空氣循環(huán)、污染氣體控制排放、生活用水的存儲傳輸及廢水回收處理，以及富氧條件下航天器火災發(fā)生及傳播問題等。航天工程中的多個子系統(tǒng)均會涉及到微重力流體控制與管理的問題：推進系統(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)。推進系統(tǒng)推進系統(tǒng)包括運載火箭與空間飛行器上的液體發(fā)動機，前者的推進系統(tǒng)大部分時間均處于常重力或者過載條件下，而后者的推進系統(tǒng)主要工作于微重力環(huán)境下。研究空間微重力環(huán)境中推進劑貯箱內的流體現(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，推進劑管理的主要作用為對微重力下的流體進行儲存、控制和傳輸，從而使相關系統(tǒng)能夠運行并完成特定的功能。微重力液體管理主要應用于上面級、衛(wèi)星、飛船、空間站、軌道飛行器以及深空探測器等空間飛行器，其主要組成部分為發(fā)動機、液體推進劑貯箱、各類管路及控制部分等。微重力環(huán)境中，流體的表面張力、內聚力和附著力將起到主導作用，液體推進劑不再處于貯箱底部而是沿著壁面分布在貯箱內部各處，貯箱內液體與氣體呈現(xiàn)相互混合狀態(tài)，氣液界面難以確定。而當發(fā)動機再啟動使貯箱內的推進劑產生噴涌，液體產生大幅晃動。同時為了防止帶氣泡的液體推進劑通過燃油管路輸送至發(fā)動機，從而對飛行安全造成影響，必須對微重力條件下的液體推進劑進行合理的管控。由于慣性飛行期間貯箱內推進劑處于微重力狀態(tài)，所以外界干擾極易使貯箱中液體推進劑變?yōu)椴环€(wěn)定，滑行期間作用在推進劑上的干擾很多，這一切都要求對微重力條件下貯箱中液體推進劑特性進行研究，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，而且還要經歷從地球到運行軌道的過渡環(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定的溫度條件下工作，熱控技術需要對衛(wèi)星上產生的熱量大小、傳遞方向各儀器設備之間及飛行器內外的熱交換過程、各位置溫度變化速率進行預示與合理的控制。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計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于飛行器吸收的外部熱量及儀器、設備產生的熱量的大小、傳遞方向及變化速率進行控制；根據(jù)空間飛行器的溫度指標要求，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重要系統(tǒng)，是直接關系到航天員生命安全的保障環(huán)節(jié)，也是載人航天的關鍵技術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)：供氣調壓、氣體成分控制通風凈化、座艙溫濕度控制、水管理、廢物收集處理、航天服循環(huán)、煙火檢測與滅火、食品管理、測量控制等分系統(tǒng)，每個分系統(tǒng)又要負責實現(xiàn)多個具體的功能。載人飛船相對于衛(wèi)星技術有不少特殊要求和相應的新難技術，其中環(huán)境控制與生命保障技術是載人飛船中所特有的技術。載人航天器火災的主要形式為密閉空間燃燒，微重力環(huán)境下火災發(fā)生、發(fā)展到熄滅過程的溫度場分布、煙氣蔓延速率、產熱速率、火焰?zhèn)鞑ニ俾始盁燁w粒均與常規(guī)地面重力環(huán)境下的火災有較大差異。載人航天器是一個密閉狹小空間，艙內各種電子機械設備復雜密布。且航天器推進劑貯箱一旦發(fā)生泄露，還有可能發(fā)生嚴重的爆炸事故，表1所示為部分航天器火災事故統(tǒng)計表。目前載人航天器上都安裝了火災探測報警系統(tǒng)，但是由于微重力密閉空間內的火災發(fā)生規(guī)律與地面條件下有著較大的差異，火災探測報警系統(tǒng)存在誤報與漏報率偏高的問題。隨著航天技術逐步向長時間在軌飛行以及深空探測的方向發(fā)展，開展空間微重力環(huán)境下的密閉空間內火災發(fā)生規(guī)律的研究極為重要，為我國的載人航天器的火災安全防止關鍵技術提供重要的支撐。盡管載人航天飛行器所使用的導線、電子電氣元件在地面均經過嚴格檢驗并通過各種規(guī)定的例行試驗。但是，載人航天器在空間飛行時處于微重力狀態(tài)，這時浮力和自然對流基本消失，因而導線和電子電氣元件工作時散熱情況惡化，更容易過熱，從而導致火災。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10%，而且著火監(jiān)測和早期報警裝置均未起作用，均靠航天員聞到異味和看到著火后才發(fā)現(xiàn)的。這是由于這些火災監(jiān)測系統(tǒng)是基于地面環(huán)境的試驗結果而設計的，并不能完全適用于微重力下的火災監(jiān)測。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的微重力燃燒科學研究。由于飛行過程中飛行器的姿態(tài)控制、變軌、貯箱排氣、宇航員活動等，航天飛行器在飛行歷程與任務不同階段內會經歷顯著變化的微重力水平。因此需要對不同飛行階段經歷的微重力水平下的流體行為進行分析研究，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系的參數(shù)，可以通過邦德數(shù)對微重力下流體力學行為進行判定。為了獲得航天器在空間環(huán)境下的微重力水平以及推進劑系統(tǒng)相應的Bond數(shù)情況，現(xiàn)采用某上面級推進劑貯箱模型，以煤油為推進劑進行分析計算。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，其相應的Bond數(shù)范圍主要集中于0.2至300之間。對于主要關注表面張力影響的小Bond數(shù)模擬試驗，可以通過地面條件下縮小試驗尺度的方式來實現(xiàn)。而對于大Bond數(shù)試驗，一般不需要采用微重力試驗設施。因此，針對航天工程應用中的液體管理及相關系統(tǒng)中的微重力流體力學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，為了對各種尺度的流體系統(tǒng)在該Bond數(shù)范圍內進行微重力試驗研究，需要建設能夠進行大尺度系統(tǒng)的微重力試驗模擬。隨著火箭的運載能力的不斷提高，航天器所攜帶的液體燃料和液體載荷越來越多。同時，航天工程對航天器姿態(tài)精度要求越來越高，而液體燃料的晃動會產生一定的干擾力和力矩，并降低結構的振動頻率。同時，航天飛行器在實際飛行中還要受到各類分離、主發(fā)動機關機、稀薄空氣阻尼、磁場、太陽風等的干擾。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)動機（遠地點發(fā)動機、姿控發(fā)動機、再入發(fā)動機等）進行二次或多次再啟動。微重力環(huán)境下的航天器發(fā)動機再啟動失敗會造成嚴重的飛行任務失利。飛行器在滑行軌道運行時，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，可能會破壞液氣界面。在助推段、主發(fā)動機關機、滑行段以及發(fā)動機再啟動過程中許多因素會對推進劑添加能量，施加干擾：如泵的逆流和回流、增壓氣流沖擊液面、推進劑晃動、推進劑對流、排氣形成的不平衡推力、姿控發(fā)動機點火以及熄火點結構松弛等，這些因素都要妥善解決，其中最主要的是發(fā)動機關機時由加速度突然減小引起的晃動放大，進而產生橫向擾動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)，達到大氣已足夠稀薄的高度，載荷艙內開始處于微重力狀態(tài)，火箭到達彈道頂點后，降至較稠密大氣高度結束，可以獲得數(shù)分鐘微重力環(huán)境。當探空火箭主動段飛行結束以后，有效載荷與發(fā)動機分離，此時有兩個加速度源，一個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，另一個是彈體轉動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)來控制轉角加速度。在可控制的條件下，可獲得幾分鐘的微重力時間，10-3~10-5g的微重力水平。持續(xù)時間取決于火箭能力。如果使火箭按拋物線飛行較長路程，試驗載荷在異地回收，形成亞軌道飛行。火箭方式費用不低，但比軌道飛行如航天飛機、空間站還是低得多。為避免大得多的損失，在重大航天計劃實施之前，先以火箭發(fā)現(xiàn)飛行試驗中的問題和兼容、可靠、安全等飛行問題。由于火箭方式與軌道方式較為接近，火箭成了空間科學與應用發(fā)展進程中的階段性工具。歐洲航天局對微重力火箭的利用較為重視，德國研制了TAXUS微重力火箭，其運行時間為5分鐘、有效載荷質量為500kg。故探空火箭試驗有如下特點：①微重力水平較高；②微重力時間長，試驗空間大；③試驗設備復雜，試驗費用昂貴。飛機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。這時機艙內可獲與初速成正比的微重力時間進行試驗。飛機需進行改裝，諸如油路加泵、貯箱抑振等問題。所獲微重力時間取決于飛機性能，初速越大，獲得的時間越長，但往往機種較小。一般運輸機可獲數(shù)十秒的失重，一次起飛可多次試驗。但受科里奧利力的限制，飛機微重力水平不高，10-3g0已是失重飛機能夠實現(xiàn)的較高精度。微重力飛行試驗有如下特點：①拋物線飛行所能提供的微重力時間約20s~25s,可以滿足前期科學研究或測試的需求；②易于驗證項目的可行性和更長時間失重條件下項目實施的必要性。但受到硬件條件和周邊條件的限制，拋物線飛機也有不可回避的不足：①拋物線飛機飛行過程中受到氣流的影響，飛機可能會發(fā)生抖動，進而導致重力水平不能達到理想的微重力水平，會給科學研究帶來一定的影響；②拋物線飛機所能提供的是以“正常重力—超重—失重—超重—正常重力”為周期的變重力環(huán)境，這會使得超重和失重對試驗結果的獨立作用難以區(qū)分，導致與其它真實或模擬失重條件下的試驗結果難以對比或發(fā)生數(shù)據(jù)不一致的現(xiàn)象；③拋物線飛行能否按計劃進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動。向上發(fā)射的火箭給予航天器非徑向初速，如這個速度足夠大，航天器就可進行軌道飛行，其軌道為圓錐曲線。以軌道飛行取得長時間微重力環(huán)境，進行微重力試驗，除上述初速條件外，還應有適當?shù)能壍涝O計和運行程序設計，較好的供電和散熱條件，還應有回收、資源及運輸條件以及與試驗規(guī)模相配合等技術保證。軌道飛行中的航天器，如人造衛(wèi)星、飛船、航天飛機、太空站，其內部的微重力試驗環(huán)境中微加速度場分布較復雜：有非質量中心重力梯度引起的潮汐加速度；有飛行器繞質心旋轉的離心、切向加速度；在非慣性系中，有物體相對于飛行器移動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平臺的微重力水平在10-1~10-6g0之間。瞬變干擾在飛機器姿控或變軌推力器點火時最大，較顯著的還有航天器艙內的反作用飛輪、流體環(huán)路、機柜風扇、記錄器等設備運行。落塔試驗主要針對縮比模型進行的，可實現(xiàn)6s以上的微重力試驗試驗，10-3g~10-5g的微重力水平。落塔試驗有如下特點：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?。虎墼囼炠M用低、試驗時間的選擇和試驗次數(shù)不受過多的限制，試驗重復性較好，有利于試驗結果的分析，可以滿足前期科學研究或測試的需求。2.4.1德國布萊梅ZARM落塔建立在德國布萊梅應用空間技術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裝置之一，該設備實行自動和集中控制，每天可進行3~4次自由落體試驗。其中，歐空局于2000年與ZARM簽訂了一份長達4年的合同，合同期間共進行了174次落塔試驗，研究內容包含流體物理、材料科學、物理化學等方面。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動，使得微重力時間增加一倍，達到9.4s。同時采用液壓伺服減速裝置使試驗艙在彈射過程中加速盡可能平穩(wěn)且可控。目前，ZARM的試驗艙系統(tǒng)可以將質量為400~500kg的載荷在0.28s內加速到46.9m/s。試驗結束時試驗艙以46m/s的速度落入減速區(qū)，減速區(qū)內充滿聚苯乙烯團粒，試驗艙前段的椎體結構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，該落塔采用先進的磁力控制技術方案，可以實現(xiàn)微重力水平的精確控制。雙塔在功能上形成良好的互補關系，舊塔主要用于正式試驗前的測試，然后新GraviTower可以滿足高頻的試驗任務需求以及對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的能力，其試驗艙的最大直徑為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設備是密不可分的。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相關的流體物理、空間材料以及燃燒等多方面的基礎研究工作，為日本多個運載器和空間飛行器型號的發(fā)展提供了技術支持。該落塔可獲得優(yōu)質的微重力環(huán)境，內部密閉小艙采用雙層結構，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。其試驗艙分為三部分，公共艙內設置有數(shù)據(jù)記錄儀、電源、助推器控制儀等，有效載荷放置于內艙中，采用光學位移傳感器對內艙位置進行測定，并通過助推器對內艙位置進行調控以保證內艙處于漂浮狀態(tài)。載荷艙直徑1.3m，長度1.4m，最大質量為1000kg。在減速制動段，艙體首先進入空氣制動管道內，利用壓縮制動管內的空氣來減速，隨后進入機械制動段，制動閘瓦使得試驗艙體運動逐漸停止。整個減速過程利用空氣阻尼效應和機械摩擦效應相結合，使得制動過程的最大過載為10g。在機械制動失靈的情況下，艙體沖入緊急制動管內，該裝置可使試驗艙在保證結構完整性的條件下在20m內停止運動。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研制相關的工程研究，重點以微重力下的液體動力學行為研究為主。落塔高101.7m，有效落高89m，微重力時間為4.275s。為了克服下落過程的空氣阻力及摩擦阻力，在試驗艙上安裝有助推器系統(tǒng)，進而使系統(tǒng)的微重力水平可達10-5~4x10-2g,具體根據(jù)試驗要求進行調節(jié)。試驗艙采用內外艙體結構形式，試驗過程中外艙沿導軌下落，內艙在外艙內部下落，制動過載為25g。外艙高7.4m，直徑2.2m，重為1600kg，試驗區(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于航天工程中的推進劑管理等問題，該落塔具備一定的微重力水平調節(jié)能力，其Bond數(shù)范圍為0.7~2700。2.4.4中國科學院落塔該落塔高度超過百米，其自由落體試驗設施的主要技術性能為：微重力時間3.5s，微重力水平10-5g，減速過載近似半正弦波，過載量級為12g。該試驗設置由試驗艙組件、減速回收系統(tǒng)、釋放系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、測量系統(tǒng)及輔助設施組成。試驗艙為內外艙件抽真空的雙層套艙結構，設計時選取了軸對稱的氣動外形，以盡量減小下落時艙體承受的氣動阻力。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/電換能器、鋼絲繩索鋼制圓環(huán)、高強度編織網袋、高強度彈性橡皮筋繩組、耗能電阻箱等組件構成。中科院微重力落塔近年來承擔大量的微重力基礎科學試驗研究工作，主要開展了微重力燃燒及多相流相關的試驗研究。本文以先進上面級、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試驗驗證方法進行了綜述，總結了未來型號對微重力流體管理的應用需求，對目前航天工程領域中的地面微重力環(huán)境模擬方法進行了研究。通過建設微重力落塔，可以提高衛(wèi)星、載人航天器等在軌飛行時液體推進劑使用效率，解決飛行過程微重力狀態(tài)下推進劑液位定位、管路及排氣等關鍵問題，提升未來航天器、天基武器以及深空探測等武器裝備工程研制、考核鑒定、基礎和前沿探索研究等試驗能力?！鞠嚓P文獻】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.低溫推進劑長時間在軌的蒸發(fā)量控制關鍵技術分析[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進展[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