综述：迈向低温推进剂的长期无损储存：被动与主动热防护技术综述

《RENEWABLE & SUSTAINABLE ENERGY REVIEWS》：Toward long-term lossless storage of cryogenic propellants: A review of passive and active thermal protection technologies

　　

**摘要**

低温双组元推进剂，如液氧-液氢和液氧-液甲烷推进剂组合，因其低成本、环境友好和可再生特性，被广泛认为是未来太空任务和可重复使用运载火箭极具前景的燃料。然而，低温推进剂在长期在轨储存期间面临重大挑战。其中，热量侵入尤为关键，会导致不期望的蒸发损失，进而降低运载火箭的有效载荷能力。为应对这一问题，各种技术方案已被提出并不断完善，以延长无损储存时间，包括先进的多层绝热材料、结合仲-正氢催化转化的蒸气冷却屏蔽层，以及热力学通风系统。此外，大量的研究工作推动了基于制冷机的主动冷却零蒸发技术（zero boil-off, ZBO）的发展，旨在实现长期的低温无损储存。本研究全面回顾了热防护方法的历史发展，特别聚焦于零蒸发技术。随后总结了设计原理以及实验和数值方法，并对不同方案的优缺点进行了比较分析。鉴于长期低温储存的需求和低温技术的进步，本文概述了基于制冷机的主动冷却零蒸发系统中核心低温部件的未来发展方向以及有前景的系统架构。本研究总结了人类为最小化并最终消除热量侵入所做的努力，为未来面向空间应用的零蒸发技术的研发提供了洞察和思路。

**1. 背景**

实现高效、经济、低排放和可重复使用的太空进出运输，仍然是人类从地球迈向外层空间进程中最重要的技术挑战之一。近期研究预测，到本世纪中叶，全球累计入轨有效载荷质量将超过10? kg，凸显了航天器和运载火箭设计对更大载荷能力和更高成本效率的迫切需求[1]。自20世纪初——继齐奥尔科夫斯基发表开创性著作《Исследование мировых пространств реактивными приборами》（《用火箭工具探索宇宙空间》）[2]以来，航天器推进技术的发展一直是持久追求的目标。目前，多种推进系统正处于积极研发或已部署阶段，包括化学推进、核推进、太阳帆、霍尔效应电推进和反物质推进[3]。相应的技术参数和技术成熟度（TRL）如图1所示。其中，化学火箭凭借其高推力重量比、低成本和高技术成熟度，成为现代航空航天应用中的主要推进技术[4]。

图1. 不同推进技术的比冲、推力重量比和技术成熟度（TRL）。

可重复使用运载火箭（RLV）技术是实现例行化、经济高效太空运输的关键，代表了全球航空航天行业发展的必然趋势[5, 6, 7]。传统化学推进系统通常使用由氧化剂和燃料组成的固体或液体推进剂，存在若干固有局限性，包括比冲较低、燃烧可控性有限和发动机污染严重等问题。这些不足阻碍了降低发射成本和提高载荷能力的持续努力[8]。表1总结了当前推进剂类型的性能特征、优势和局限性。如表1所示，传统固体推进剂如羟基终止聚丁二烯（HTPB），以及常规液体推进剂如非对称二甲肼（UDMH）配对四氧化二氮（N?O?），具有毒性和危险性，带来重大的运行和环境风险[9, 10]。相比之下，低温推进剂如液氧（LOX）和液氢（LH?）具有比冲高、节流性能优越、环境相容性良好以及原位资源利用（ISRU）的潜力。这些特性使其特别适合可重复使用运载火箭应用[11]。

表1. 当前推进剂的经济性与性能比较

| 推进剂 | 比冲/(s) | 密度/(kg·m?3) | 成本/(元·kg?1) | 优势 | 劣势 |
|--------|----------|----------------|----------------|------|------|
| HTPB | 250-265（海平面）/ 280-300（真空） | 970（集成）/ 40（集成） | — | 稳定且可长期储存。 | 不可控、易爆且不具可重复使用性。 |
| N?O?/UDMH | 285-300（海平面）/ 330-340（真空） | 1200（氧化剂）/ 793（燃料） | 82（氧化剂）/ 17.5（燃料） | 能量密度大且比冲高。 | 自燃、剧毒且有腐蚀性。 |
| LOX/乙醇 | 240-250（海平面）/ 270-285（真空） | 1141（氧化剂）/ 850（燃料） | 0.5（氧化剂）/ 5（燃料） | 成本最低。 | 热稳定性差且挥发性高。 |
| LOX/煤油 | 280-300（海平面）/ 310-330（真空） | 1141（氧化剂）/ 800（燃料） | 0.5（氧化剂）/ 15（燃料） | 性质稳定、能量密度大，且比固体和液体推进剂比冲更高。 | 862 K时发动机积碳。 |
| LOX/LH? | 380-395（海平面）/ 440-455（真空） | 1141（氧化剂）/ 70（燃料） | 0.5（氧化剂）/ 35（燃料） | 无积碳、无污染，且比冲最高。 | 成本高、密度低、储存困难且有爆炸风险。 |
| LOX/LCH? | 300-320（海平面）/ 370-380（真空） | 1141（氧化剂）/ 420（燃料） | 0.5（氧化剂）/ 6（燃料） | 积碳温度（1251 K）高于煤油，且具有ISRU潜力。 | 比冲低于LOX/LH?推进剂组合。 |

低温运载火箭，如SpaceX的猎鹰9号和星舰以及中国的朱雀-2，引起了广泛关注。猎鹰9号已实现超过500次助推器成功复用，其中一级助推器B.1067完成了31次任务，并实现了仅21天的最短周转间隔纪录[12]。这些可重复使用火箭技术的突破大幅降低了任务成本，缩短了发射周转时间，并对该领域产生了变革性影响。因此，包括中国航天科技集团、美国国家航空航天局（NASA）、俄罗斯航天集团和欧洲空间局在内的主要航天机构和组织，已将低温推进剂确定为下一代运载系统发展的基石[13, 14, 15]。

尽管低温推进剂在各方面具有显著优势，但其在航空航天工程中的实际应用仍面临若干挑战。如图2所示，在微重力条件下，低温罐内汽-液界面的行为不再像在正常重力条件下那样可预测[16]。低温液体在航天器姿态调整或变加速度条件下产生的晃动可能对罐壁施加动态载荷，从而影响稳定性和安全性[17]。此外，由于低温推进剂密度低，设计用于储存它们的罐体在体积和重量上都大于常规推进剂罐，这导致储存和供给系统的结构复杂性增加，并降低了运载火箭的总体载荷能力[18]。另一方面，与常规推进剂不同，大多数低温推进剂必须在约120 K以下储存[19]。因此，热量侵入低温推进剂罐是在长期储存过程中最关键也是最具区别性的挑战，会导致储存时间缩短和不期望的质量损失。尽管在太空真空条件下热量侵入可大幅减少，太阳辐射仍然会导致罐内低温推进剂的压力升高、温度分层和蒸发[20]，甚至可能在液体获取系统中引发空蚀[21]。

图2. 任务过程中低温推进剂汽-液界面的变化。

为补偿质量损失，需要携带更大体积的低温推进剂，这降低了航天器的载荷比，增加了储存和供给系统的复杂性，以及整体任务成本[22, 23]。NASA对航天飞机项目中使用的LOX和LH?的储存状态进行了评估[24]。结果表明，由于热量侵入导致的蒸发，在地面储存阶段最多有28%的LOX和12%的LH?被浪费，在加注阶段分别损失最多6%的LOX和13%的LH?。如图3所示，对火星探测项目的评估表明，通过减少低温蒸发，使用低温推进剂的运载火箭总质量可以大幅降低，外部任务质量最多可节省40%[25, 26, 27]。因此，低温推进剂应用中最关键的问题之一就是减少或消除热量侵入。

图3. 不同方法的归一化质量节省。

自20世纪中叶以来，关于不需要额外冷却能量输入的被动热防护技术的广泛研究已经开展，旨在改善低温流体的储存条件并延长储存时间。关键方法包括多层绝热（MLI）、蒸气冷却屏蔽层（VCS）和热力学通风系统（TVS）。为实现低温无损储存，已发表大量同行评审研究来验证这些技术的基本原理，研究结构构型、运行参数与热性能之间的关系，并利用单目标或多目标优化算法优化绝热效果[28, 29, 30, 31, 32]。

例如，变密度多层绝热构型[33]和多层绝热与中空玻璃微球结合的混合绝热方案[34]已被提出，以减少外部热边界到低温罐的热量辐射；仲氢-正氢转化在VCS应用中已被探索用于提高蒸发气的冷能效率[35]；喷雾冷却技术已被广泛应用于TVS设计中[28]。上述研究代表了人类实现低温无损储存的早期努力。然而，尽管针对低温液体实施了各种方法和优化，真正的无损储存仍然无法实现，使用上述方法仅能实现减少蒸发的储存状态。对于月球和火星任务以及更深入的深空探索，实现无损低温储存仍然是低温运载火箭发展中最关键的目标。

针对这一迫切需求，零蒸发（ZBO）技术在过去的二十年中被提出并进行了广泛研究。在早期阶段，受限于低温器件的有限发展，研究人员主要关注不需要外部冷能输入的被动ZBO方法。建立了环境热量侵入与低温推进剂汽化潜热之间的关联，以在理论和数值上预测ZBO储存条件[36, 37]。Plachta等人[38]回顾了NASA ZBO技术的发展，并分析了ZBO条件下低温推进剂的储存行为。该综述得出结论：在零蒸发状态下储存的低温流体呈现完全混合和去分层的状态。基于这一观察，提出了一些包含自驱动混合组件的方案，以促进液体均质化和去分层，从而实现被动ZBO储存[39]。然而，由于这些被动方法依赖于高度理想化的假设，其实际可行性仍不确定。随着制冷机技术的进步，利用制冷机补充冷却的主动冷却ZBO系统应运而生，成为实现稳定、长期和无损低温储存的一种有前景且技术可行的解决方案。基于主动冷却ZBO技术，提出并研究了一系列系统构型，包括第一代ZBO方案（低温罐直接连接制冷机和侵入式换热器[40]，如图4(a)所示）；第二代ZBO方案（在第一代系统基础上集成混合器或喷杆换热器[41]，如图4(b)所示）；以及第三代ZBO方案（以外部宽面积冷却和封闭流体循环回路为特征[42, 43]，如图4(c)所示）。

图4. 基于制冷机的主动冷却ZBO技术的发展。

(a) 第一代主动冷却ZBO方案示意图

(b) 第二代主动冷却ZBO方案示意图

(c) 第三代主动冷却ZBO方案示意图

与第一代和第二代ZBO技术相比，第三代ZBO方案具有明显优势，包括更低的寄生热量侵入、无侵入式组件和更好的运行稳定性，使其成为最有前景的基于制冷机的ZBO方法[44]。该方案可分为两种构型：热力学循环方案和热量移除方案。在热力学循环方案中，围绕低温罐的宽面积冷却（BAC）管网或屏蔽层被集成到逆向热力学循环中，包括回热器、透平膨胀机、压缩机，通常采用逆向透平Brayton循环（RTBC）。因此，外部环境向BAC的热量侵入被视为逆向循环的热输入，使剩余系统组件能够在环境温度下运行，从而消除了对先进低温器件的依赖。然而，该方案引入了具有多个运动部件的复杂储存系统，从而增加了低温罐的总质量和体积。热量移除方案由制冷机、冷头换热器、低温气体循环装置以及BAC管网或屏蔽层组成。

尽管热排除方案在机械结构上更为简单，但它依赖于一种可靠且低功耗的低温循环器和一台大容量空间级制冷机的可用性。以容积为182.6 m3的液氧储罐为例，Plachta等人[45]评估了运载火箭各种绝热策略的成本与性能权衡，并确定了推进剂损失与主动冷却效益之间的盈亏平衡点，如图5所示。结果表明，对于时长短于八天的任务，被动绝热可将额外系统质量对航天器总重量的影响降至最低。然而，对于超过八天的任务，主动冷却ZBO技术可提供大量推进剂节省，并带来净性能收益，且随着任务时长的增加，收益越来越大。

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图5. 被动与主动热防护技术的质量盈亏平衡。

综上所述，由于低温推进剂具有高比冲和低环境影响的优势，它们被广泛认为是未来可重复使用运载火箭（RLVs）的最佳选择。因此，实现稳定且长时间低温存储对于更广泛的应用至关重要。过去几十年间，人们提出了大量热防护技术和系统构型，并通过实验或数值方法进行了验证，大量努力致力于减少或消除热侵入。然而，仍然缺乏一篇全面综述来总结其构型、发展历程、关键技术组件及剩余挑战。因此，本研究概述了热侵入引起的挑战以及热防护技术的发展历程。本研究重点关注基于制冷机的主动冷却ZBO技术，并评估其关键挑战与前景。本综述分为六个部分：第I节介绍低温推进剂的潜力、优势和局限性；第II节概述热侵入如何影响其热力学行为，并强调最小化热侵入的重要性；第III节回顾被动热防护技术的进展；第IV节讨论基于制冷机的主动冷却ZBO技术的演变，并评估不同方案的构型、性能、优点和缺点；第V节总结主动冷却ZBO系统中关键低温组件的进展；第VI节总结当前技术壁垒以及实施主动ZBO技术的未来方向。本综述旨在为未来基于制冷机的主动冷却ZBO技术的研究和实际应用提供有价值的指导。

2. 低温液体存储行为

热分层和自增压是低温储罐中由持续热侵入引起的固有热力学现象[46]。已有若干综合综述总结了其内在机制、特征行为及低温推进剂存储方面的最新进展。详细讨论可参见文献[47-52]。在低温储罐中，储存的液体因热环境通过热侵入向罐内传热而蒸发，从而导致储存压力逐渐升高。一旦压力超过储罐的最大允许极限，就必须进行排放，这不可避免地导致低温推进剂的质量损失[53]。值得注意的是，最剧烈的热分层发生在气液相界面处的微层内，且随着充注比的增加和储存时长的延长而加剧[52,54]。一个特别的担忧是翻滚事件的发生——由强烈的热分层触发的剧烈混合事件——这对低温存储稳定性构成严重威胁[55]。因此，减轻热侵入的影响对于长时间低温存储至关重要[28,56]。

迄今为止，在地球重力（1-g）条件下，包括热分层、自增压、气液界面演化以及相变传热在内的存储行为已被广泛研究。然而，地面低温液体存储与在轨低温推进剂存储之间存在根本差异，这表明低温推进剂存储特征会因重力水平变化而发生显著改变[11]。因此，在微重力条件下展示低温存储行为并评估其对低温热防护技术的影响，对于未来的空间应用至关重要。

由于轨道实验成本高昂且机会有限，人们投入了大量精力开发能够再现代表性微重力现象的地面方法。在这些方法中，落塔和抛物线飞行仍然是短期微重力实验中最广泛采用的方法。Guo等人[57]和Yu等人[58]以液氧和低温氦气为工作流体，研究了减重力条件下的低温液体再分布和气液界面演化。他们的结果表明，在减重力条件下，流体输运机制发生了根本性改变：浮力驱动的对流被显著抑制，而毛细力和表面张力变得更加主导，导致压力演化和传热特性与正常重力下的情况显著不同。除直接低温流体实验外，室温模拟流体也被广泛用于通过相似性分析研究重力依赖的存储行为。Govindan等人[59]在布列伦落塔的补偿重力条件下使用HFE-7500进行了排放充注实验，而Li等人[60]基于中国微重力科学中心的落塔设施研究了FC-72储罐中的液体重新定向。通过匹配邦德数和韦伯数等关键无量纲参数，这些模拟实验再现了重力依赖的液体再分布、毛细驱动流动和界面演化的基本特征，同时提供了优异的光学可及性并降低了实验复杂度。尽管热物性差异使模拟流体无法完全再现真实低温推进剂的耦合传热传质过程，但它们仍然是揭示基本输运机制所不可或缺的低温实验补充手段。

为克服常规减重力设施持续时间有限的问题，磁重力补偿技术近年来作为一种有前景的长时距抗磁性低温流体研究手段而崭露头角。Xiao等人[61,62]开发了一种磁补偿微重力系统，能够补偿作用在液氧上的重力，从而在实验室条件下实现准微重力实验。他们在不同有效重力水平下进行的液氧池沸腾实验表明，相变传热逐渐从浮力主导转变为表面张力主导，重力降至0.033 g时，壁面热通量出现突变。尽管磁补偿由于磁力空间变化而无法完美再现太空中遇到的均匀重力场，但该技术显著延长了实验时间，并为研究低温相变机制和验证未来热防护技术的多物理场模型提供了有价值的方法。

根据已公开出版的微重力实验文献，主要区别总结如下：

1) 不同重力水平下的流体行为和界面变化差异。在地面重力下，气液界面近似水平。然而，在微重力下，该界面会变得变形、不均匀且高度不规则[63,64]，如图6所示。

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图6. SpaceX CRS-5发射期间液氧气液相界面的变化。

2) 使用液氮（LN2）或其他室温流体作为替代流体引入的实验不确定性。尽管LN2常被用于实验室研究中替代液氧，且相关结果通常被认为足够准确，但其热物性与LCH4和LH2存在显著差异[16,65]，如图7所示。因此，将地面实验方法和结论直接外推至在轨低温存储可能导致显著不准确，甚至产生误导性的设计指导。

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图7. 不同低温流体热物性对比。

近年来，数值模拟已成为研究微重力条件下低温推进剂热力学行为的优选工具——作为实验测试的补充手段。它在成本、安全性和操作灵活性方面具有显著优势[66]。从历史上看，用于模拟低温流体存储的数值方法可分为三类：降阶模型、节点模型和计算流体力学（CFD）模型[67-72]。随着计算能力的提升，降阶模型因其精度和适用性有限而被取代。目前，节点模型和CFD模型是分析低温推进剂行为的主要方法。低温推进剂储罐是密封容器，可视为非等压系统。除了界面蒸发外，储罐内的热物性还会发生快速且动态的变化。由于这些变化的速率显著快于物理时间中的热扩散速率，在低温推进剂存储过程中可以观察到诸如更剧烈的热分层、液相中更强的浮力诱导对流、界面能量不平衡以及再分布的热侵入剖面等复杂现象[73]。然而，大多数节点模型假设低温液相表现为具有均匀性质的单一均质体，从而在非等压过程中忽略了这些瞬态特性[74,75]。尽管对于地面重力下低充注比的低温储罐，简化带来的误差可以忽略不计，但在微重力条件下高充注比储罐中，由于显著低估了热行为，热防护技术的设计和优化可能会受到误导[51]。

因此，基于CFD的方法已成为评估微重力环境下低温推进剂存储行为和共轭传热特性的主要工具[76]。Zhang等人[77]同时采用欧拉-欧拉方法和流体体积（VOF）方法研究了重力对低温储罐中热分层和自增压的影响。他们的结果表明，在微重力下，显著的Marangoni效应驱动了一个不规则的准球形气液相界面，该界面在自增压过程中发生垂直振荡。该界面形态与地面条件下观察到的水平气液界面形成鲜明对比，导致垂直热分层的消失和径向分层模式的出现。为捕捉空间中的气液相界面演化，Fu等人[78]开发了一种耦合水平集和VOF方法的储罐模型，该模型考虑了接触角效应、界面蒸发和表面张力动力学的影响。他们的模拟表明，在相同条件下，微重力下的自增压速率高于地面，且该速率随表面张力和接触角的增加而增大。这种加速源于液体沿罐壁爬升，增加了液-固和气-液的接触面积。大量研究表明，在微重力中存储的低温推进剂经历从垂直到径向热分层的转变、储存压力积聚增加、表面张力增强以及热侵入剖面的显著改变[77,79]。这些发现表明，微重力中的低温推进剂存储与地面条件存在显著差异，突出了在空间应用中需要仔细考虑蒸发抑制和热防护技术的重要性。

3. 减少蒸发损失

3.1. 多层绝热

目前，主流的不依赖外部制冷运行的低温推进剂热防护技术主要包括多层绝热（MLI）、蒸气冷却屏蔽（VCS）和热力学排放系统（TVS）。其中，MLI——由交替排列的高发射率反射膜和低导热间隔丝组成（图8）——是最成熟的低温存储被动热绝热技术之一。主流MLI构型的发展及其性能总结于表2中。表2总结了不同MLI构型的层密度、面密度、缺陷及优势。MLI的热绝热性能强烈依赖于真空度、构型以及反射膜与间隔丝之间的协同作用。低发射率反射膜主要抑制辐射传热，而间隔丝材料在减少固体导热和层密度方面起着主导作用。Huang等人[80]和Yu等人[81]对均匀密度多层绝热（UD-MLI）的热性能进行了详细的理论和实验研究，证明了其在高真空下的优异绝热能力和减少蒸发损失的有效性。在UD-MLI的基础上，最近的研究广泛集中于材料选择和构型优化[30,82]。Wang等人[82]使用逐层建模方法[83]分析了不同层排列和间隔丝材料的变密度多层绝热（VD-MLI）的热性能。他们的结果表明，通过在热边界附近布置更多反射膜、在冷边界附近布置更多间隔丝层，可以显著减少热侵入。通过优化，性能进一步提高了45.5%。此外，一些研究者还探索了具有新型间隔丝材料的多层绝热热绝热性能，如绝缘玻璃微球[84,85]。另一方面，由于推进剂在地面经历大气存储条件而在飞行中处于高真空环境，大多数低温太空任务都采用了将MLI与泡沫材料结合结合的绝热方案[86]。Wang等人[34]提出了一种将VD-MLI与玻璃微球相结合的复合绝热方案。

他们评估了热边界条件对绝热性能的影响。与传统的泡沫-多层绝热（MLI）配置相比，所提出的方案将热流入降低了11.97%，或在相同热流入条件下将系统质量降低了9.91%。

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图8. 真空水平与多层绝热系统绝热性能之间的对应关系[87]。

表2. 所开发多层绝热系统的汇总。

| 配置 | 有效热导率（W/m·K） | 层密度（层/cm） | 面密度（kg/m2） | 适用性（空间环境） | 性能 |
|---|---|---|---|---|---|
| 双铝化Mylar + Dacron隔层 | 1×10?? ~ 1×10?? | 10-30 | 0.005-0.02 | 航天器低温贮箱的经典配置 | 通过减少层间点接触来最小化固体导热 |
| 铝化聚酯 + 玻璃纤维网隔层 | 1×10?? ~ 5×10?? | 10-30 | 0.005-0.02 | 优异的辐射耐受性和不燃性 | 大结构间距、耐高温，导热与纤维取向相关 |
| 铝化Kapton + 玻璃薄纸隔层 | 1×10?? ~ 1×10?? | 15-40 | 0.008-0.03 | 适用于可重复使用航天器及高温任务 | 优异的耐高温和抗原子氧性能 |
| 镀金Kapton + Dacron隔层 | 约10??量级 | 17-20 | 0.01-0.03 | 适用于高端低温系统 | NASA确定的最优可重复使用MLI配置 |
| 铝化薄膜 + 尼龙网隔层 | 10?? ~ 10?? | 10-25 | 0.005-0.02 | 轻质柔性特性 | 固体导热低，但辐射传热相对较高 |
| 铝化薄膜 + 丝绸网隔层 | 10?? ~ 10?? | 约20 | 未知 | 相比其他隔层材料机械耐久性较低 | 导热低，但机械强度相比其他隔层材料较弱 |
| 不锈钢箔 + 聚合物网隔层 | 约10??量级 | 未知 | 0.015-0.06 | 适用于恶劣机械环境 | 机械耐久性好，但相比铝化反射层的辐射传热较高 |

现有报告指出，优化的VD-MLI可实现约10??–10?? W/(m·K)量级的有效热导率。值得注意的是，仅靠MLI无法实现低温推进剂的无损储存，因为即使使用过多的反射层和隔层，残余热流入仍然存在[[88], [89], [90]]。相反，如果忽视MLI而依赖其他被动技术或外部冷源输入，则会带来不可接受的系统质量和功耗需求。综上所述，凭借其优异的绝热特性，MLI仍然是所有低温隔热方案和储存策略不可或缺的基础。

MLI的绝热性能在真空环境中明显优于泡沫材料。此外，由于残余空气的影响可以忽略不计，有效热导率随真空水平的提高而降低。

**3.2 蒸气冷却屏蔽（VCS）**

VCS技术最早由Bobrick于1901年提出[91]，其原理是利用从低温贮箱排放出的闪蒸气体的冷能来减少热流入并冷却与贮箱连接的管路系统（图9）。在早期的太空任务中，VCS主要用于为高精度空间仪器提供热保护。随着低温双组分推进剂越来越多地被选为可重复使用运载器（RLVs）的主要推进剂，大量实验和数值研究已被开展以增强闪蒸气体冷却能力的回收和利用效率，从而提升为大型低温推进剂储存所设计的VCS的热保护性能[[92], [93], [94], [95]]。为延长低温推进剂的储存时间，Scott[96]首次提出了一种将MLI与VCS相结合的绝热配置以减少热流入。结果证实，采用VCS后热流入的降低幅度超过了仅使用MLI所能达到的效果。Jiang等[35]开发了一种将MLI与VCS相结合的实验装置，以评估采用VCS后热保护性能的改善。研究发现，VCS的使用使液氢（LH?）贮箱的热流入降低了64.0%，液氧（LOX）贮箱的热流入降低了54.8%。在后续工作中，他们开发了一种复合绝热系统的优化模型，并量化了VCS对液氧和液态甲烷（LCH?）贮箱的热保护性能[93]，报告的最小热流入降低分别为22.7%和20.3%。

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图9. 蒸气冷却屏蔽示意图。

特别是对于LH?储存，近期研究强调了另一种增强机制——与仲氢到正氢催化转化相关的冷却效应，这可以显著提高闪蒸氢气的利用效率[92,[97], [98], [99]]。Bliesner等[97]通过实验证明，安装催化转化器后，液氢闪蒸气体的冷却能力提高了约50%。考虑催化冷却效应后，Shi等[99]使用热力学模型研究了VCS的最佳使用数量。其计算表明，与不带催化转化的VCS相比，VCS与催化转化器耦合后，来自相同热边界的热流入降低了11.6%。他们进一步报告称，采用多级VCS可以延长低温储存时间，尽管超过三级屏蔽后的边际效益变得微乎其微。Meng等[94]提出了一种配置，在其中仲氢到正氢的催化转化器与VCS串联安装，并检验了这种改进对最优VCS位置的影响。结果表明，当引入催化转化器时，最优VCS位置向冷边界移动，在系统质量增加可以忽略不计的情况下，热流入降低了约10%。

目前，最先进地将MLI和VCS相结合的复合绝热方案可以将低温推进剂贮箱的热流入降低到0.1 W/m2以下[95,100]。然而，VCS所需的冷能本质上与排放气体相关联，由于微重力环境下气液分离的困难，这不可避免地导致额外的液体消耗。此外，越来越多的证据表明，VCS的性能与充满率密切相关，对于高充满率的贮箱其隔热效果更佳，而在低充满率下其性能则会下降[101]。

**3.3 热力学排气系统（TVS）**

自从1967年NASA马歇尔太空飞行中心开发出第一个TVS原型[102]以来，研究人员对利用贮箱内过冷低温液体冷却过热闪蒸气体寄予了厚望[31,103]。典型的TVS由过冷液体采集管路、喷射杆换热器和焦耳-汤姆逊（JT）节流阀组成。在工作过程中，从贮箱中抽取过冷低温液体并通过JT阀膨胀。膨胀后的液体进入喷射杆换热器的冷侧，喷射出来冷却热侧上过热的闪蒸气体。膨胀液体吸收热量后汽化并排放[104]。这种机制可以有效减缓低温贮箱内的热分层现象，并防止太空微重力环境下由于不规则相分布而导致的液体损失[31,103]。根据是否采用低温液体泵，TVS一般分为两类：被动式TVS（图10(a)）和主动式TVS（图10(b)）[[105], [106], [107]]。被动式TVS仅由喷射杆、节流阀和液体采集管路组成，液体抽取完全依靠低温贮箱内部储存压力与外部环境之间的压差驱动。Bae等[108]通过实验和数值方法检验了为储存压力在120至140 kPa范围内的低温推进剂贮箱所设计的被动式TVS的性能。结果表明，测试系统的基线热流入约为6.5 W，而被动式TVS提供的平均散热能力至少为9 W。Zhang等[107]构建了一个小型飞行级原型，并研究了被动式TVS的散热性能与液氮（LN?）储存压力之间的关系。研究发现，在高压贮箱中排放过程中发生了闪蒸蒸发，降低了被动式TVS的性能。为缓解这一问题，他们建议增加与液相接触的换热面积会有益处。

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图10. 热力学排气系统示意图。
（a）被动式TVS
（b）主动式TVS

随着TVS研究的不断进步，现已显而易见的是，如果不消耗能量，就无法实现太空中的无损低温储存。因此，研究焦点已逐渐转向主动式TVS技术。主动式TVS配备了流体驱动装置以促进过冷液体的膨胀和冷却。针对LN?储存，Qin等[109]通过实验比较了被动式和主动式TVS模式。其结果表明，虽然被动式TVS在储存的LN?保持过冷状态下优于主动式TVS，但一旦液体达到饱和温度，被动式TVS便不再有效。相比之下，主动式TVS在该状态下更有效地抑制了闪蒸气体温度的升高。Zheng等[110]对配备主动式TVS的LH?贮箱进行了数值研究。他们优化了系统，并根据日闪蒸率评估了LH?的最大储存时间。结果表明，喷射杆长度和喷嘴数量是影响主动式TVS性能的主要因素。他们发现，即使在优化参数条件下，90%充满率贮箱的日闪蒸率仍保持在1%以上。总之，目前的TVS技术仍存在高度争议，讨论主要集中在热保护性能、系统质量、功耗以及由附加部件引入的复杂性之间的权衡取舍上。

基于上述总结，可以得出结论：MLI、VCS和TVS技术的最显著特征是它们能够在不依赖额外外部冷却系统的情况下减少热流入，从而有效缓解低温推进剂贮箱中的自增压和热分层问题。然而，需要强调的是，这些技术中没有任何一种能够消除空间热辐射对低温储存行为的影响。因此，在包括火箭发射、轨道飞行和长期在轨储存等关键任务阶段，低温推进剂的闪蒸损失以及相关的有害气体泄漏风险仍然不可避免[22,23]。由于本综述的范围超出了MLI、VCS和TVS技术，建议读者参阅其他公开发表的综述文献以获得更全面的见解[[111], [112], [113], [114]]。

**4. 基于制冷机的主动冷却零闪蒸技术**

零闪蒸（ZBO）技术已被提出以消除低温推进剂储存过程中热流入的影响。在研究的早期阶段，一些研究曾持有一种过于乐观的信念，认为ZBO概念可以在没有任何外部电力或能量输入的情况下实现无损低温储存[36,37]。随着对太空任务中低温储存需求的理解不断深入，这些概念最终被认定为不切实际。因此，基于制冷机的主动冷却已成为未来ZBO技术发展最具前景的方法。现有文献已对基于制冷机的主动冷却ZBO技术的好处进行了综述[38,115]。除了消除热流入和翻滚风险之外，它还增强了低温储存的稳定性、液体采集的可靠性，并显著提高了ISRU（原位资源利用）的效率[55,116]。Valenzuela[117]以LN?作为模拟流体，实验研究了低温推进剂的液化和加注过程，并比较了两种与ISRU相关的方法：(1) 仅使用储存LN?的冷能进行液化；以及(2) 一种混合方法，即先使用基于制冷机的主动冷却ZBO系统进行预冷，再利用LN?进行液化。其结果表明，ZBO辅助方法加速了氮的液化过程，并在加注过程中稳定了贮箱压力。Zhang等[118]开发了一套小型LOX和LCH?储存系统，以评估主动冷却ZBO系统对氧气和甲烷液化及加注的影响。结果证实，ZBO系统提供了可观的预冷能力，使液化和加注速率提高了至少131%。

这些研究表明，成熟可靠的基于制冷机的主动冷却ZBO技术将在ISRU过程中发挥关键作用，从而实现在月球、火星和泰坦星等天体上的长期人类活动。如引言中所述，现有的基于制冷机的ZBO方法可分为三代。本节将回顾其历史发展、所开发系统的配置以及相关的研究成果。

**4.1 第一代方案设计**

第一代ZBO方案采用制冷机直接耦合于低温贮箱以及侵入式内部换热器的配置，如图4(a)所示。自1999年起，Plachta[40]使用一个1.42 m3的LH?储存贮箱对此类方案的热性能进行了实验研究。如图11所示，该系统集成了一台两级Gifford-McMahon（GM）制冷机、冷凝器、铜101冷却叶片以及34层MLI。GM制冷机在第一级提供35 K时的20 W冷量，在第二级提供18 K时的17.5 W冷量。

一级冷头连接到铜片上，以减少来自上部热边界的漏热，而二级冷头连接到位于液体填充高度 97% 处的冷凝器，以重新冷凝蒸发气。在 295 K 的热边界条件下，基线漏热为 14.5 W，对应的质量损失速率为 0.12 kg/h。基于该方案，实现了长达 8 小时的无损液氢储存，压力和温度分别以 0.55 kPa/h 和 0.017 K/h 的速率下降。然而，Plachta 指出，制冷机的选择和冷凝器的位置都不适合微重力条件，因为忽略了制冷机驱动系统的热负荷以及太空中预期的不规则相分布。因此，该方案在实际太空飞行条件下的性能可能会比地面测试结果下降。此外，Plachta 指出，为了容纳侵入式制冷机 - 冷凝器组件而所需的额外顶部法兰引入了危险的低温气体泄漏风险，这构成了严重的安全隐患。
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图 11. Plachta 等人提出的第一代基于制冷机的 ZBO 储存方案。

Notardonato 等人 [119, 120, 121] 和 Swanger 等人 [122, 123] 为 125 m3 液氢储存罐开发了一套 ZBO 系统，并进行了广泛的液化、正交氢催化转化、致密化以及无损储存和传输实验。该具有 335 W 基线漏热的规模化测试台如图 12(a) 所示。ZBO 系统包括 RTBC 制冷机、浸没盘管换热器和闭式低温氦循环回路。浸没盘管换热器由直径为 1 英寸的供回管以及 40 个并行的线圈组成，每个线圈直径为 1/4 英寸。这种配置有效地改善了罐内的温度均匀性 [119]，如图 12(b) 所示。RTBC 制冷机提供了两种运行模式：标准运行模式下 20 K 时 390 W，以及带 LN2 预冷情况下 20 K 时 880 W（图 13）。输送给液氢罐的冷却能力通过调节进入线圈的氦气流供给温度来调节。他们的实验结果表明，当氦气质量流量为 22 g/s 且工作压力为 16,555 kPa 时，ZBO 系统消除了从热端到液氢罐的漏热。在这些条件下，罐内温度和压力分别稳定保持在 20 K 和 18 psia（图 14(a)）。他们还考察了 ZBO 系统周期性运行的影响。如图 14(b) 所示，对于填充率为 33% 的液氢罐，当 ZBO 系统处于待机状态时，观察到压力上升速率为 0.2 psia/h，而当系统运行时，观察到压力下降速率为 0.57 psia/h。这些发现证实，当 ZBO 系统以 1:1 的占空比间歇运行时，可以实现液氢的无损储存。
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图 12. Notardonato 等人 [119, 120, 121] 开发的第二代基于制冷机的 ZBO 储存方案。
(a) 实验装置
(b) 浸没盘管换热器
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图 13. Notardonato 等人 和 Swanger 等人 [119, 120, 121] 使用的 RTBC 制冷机。
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图 14. 无损储存过程中大型液氢罐内的温度变化。
(a) 净零蒸发储存过程
(b) 随占空比变化的储存状态

Mahony 等人 [124] 使用有限体积法 (FVM) 对 Notardonato 等人开发的 ZBO 系统进行了数值模拟，并考察了不同填充率下储存压力和温度的变化。对于 100% 和 67% 的液氢填充率，预测的稳态储存压力分别为 124 kPa 和 117 kPa，而罐内液相区和气相区之间的最大温差分别保持在 19 K 和 13 K。模拟的温度场和速度场揭示，浸没的换热线圈显著增强了线圈周围的局部自然对流，并通过重新分配制冷机提供的冷却能力来减轻热分层。基于 Notardonato 等人 和 Swanger 等人 提出的 ZBO 系统，Fesmire 等人 [125] 为 4732 m3 球形液氢储存罐设计了一套 ZBO 系统。他们的配置包含 RTBC 制冷机、闭式氦循环回路以及包含两个冷却线圈的侵入式换热器，如图 15 所示。由于这些系统之间的结构相似性以及球形液氢罐详细实验结果的有限性，此处省略了深入的比较讨论。
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图 15. Fesmire 等人使用的冷却线圈换热器。

4.2. 第二代方案开发

第一代 ZBO 储存系统面临几个持续存在的技术挑战，包括低温推进剂泄漏、大量寄生漏热以及由不规则气液相分布引起的冷能利用效率低。为了提高储存的低温流体与罐内冷凝器之间的利用效率和对流换热，通过引入混合器 [126] 开发了第二代 ZBO 储存系统。Kittel [127] 提出了一种替代 ZBO 方法，将过热气态推进剂提取到制冷循环中，随后将其重新液化。尽管这种方法简化了系统架构，但由于两相流的存在，给压缩机和膨胀机引入了不可避免的运行风险。如图 16(a) 所示，Plachta 等人 [41] 开发了一套第二代 ZBO 系统，由空间设计的两级脉冲管制冷机、浸没泵、充有 225 psi 高纯度氮气的热虹吸以及翅片式冷凝器组成。该系统旨在在直径为 1.4 m 且填充率为 99% 的球形罐中实现液氮的无损储存。热虹吸将制冷机与罐体解耦，从而最大限度地减少了从制冷机到罐体的传导漏热。制冷机重量仅为 4 kg，在 95 K 下提供 10 W 的冷却能力，输入功率为 140 W。浸没泵在功耗 10 W 下提供 33 L/min 的流量。实验结果表明，与第一代系统相比，改进显著缓解了制冷机引起的寄生漏热的影响，并减少了热分层。对于罐体，仅需 3.5 W 的泵输入功率即可实现有效的去分层。此外，制冷机在待机模式下引入的额外寄生热负荷仅占总漏热的 10%。然而，尽管去分层能力有所提高，但在热边界温度高于 230 K 的情况下，系统无法实现真正的 ZBO 储存。根据他们的结果，系统的最大除热能力仅限于 7.8 W，而从 295 K 边界来的总漏热达到了 9.4 W。Hastings 等人 [128] 使用集成了两级 GM 制冷机、泵混合器、喷淋杆和侵入式冷头换热器的 18.09 m3 罐体进行了液氢储存实验，如图 16(b) 所示。制冷机在 20 K 下提供 30 W 的冷却能力，输入功率为 350 W。在他们的实验中，液氢通过泵混合器从罐底提取，在冷头换热器中过冷，然后通过喷淋杆的 180 个喷嘴（每个直径 0.17 cm）注入。由于喷淋杆同时与液相和气相相互作用，实现了优异的温度均匀性和压力变化仅为±0.003 kPa 的真正无损储存。在稳态 ZBO 运行期间，确定的最佳液氢流量为 38 L/min。与参考文献 [119, 120, 121] 中报告的结论相反，Hastings 等人表明，泵混合器的连续运行对于长期稳定的无损储存至关重要。泵的间歇运行导致制冷机性能下降，从而显著加剧了热分层并提高了自增压速率。
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图 16. 第二代基于制冷机的 ZBO 储存方案。
(a) Plachta 等人提出的方案
(b) Hastings 等人提出的方案

Ho 等人 [129, 130, 131] 通过整合热管原理与射流冷却概念，为低温推进剂罐开发了一种基于制冷机的 ZBO 储存方案。基于有限元方法 (FEM)，他们评估了射流冷却性能及其对减轻热分层的影响。在他们的方案中，制冷机和外部换热器位于罐外，而热管和多个喷嘴安装在罐内。如图 17(a) 所示，蒸发气在外部换热器中冷凝，产生的低温液体重新注入罐中，从而抑制自增压并减少热分层。数值结果表明，该方案实现了约 1 W/m2 的除热能力。基于 Ho 的设计，Liu 等人 [132] 引入了一根导流管，将剩余再冷凝液体的冷能引导至罐底部的液层，如图 17(b) 所示。基于 FVM 的模拟表明，与 Ho 等人 提出的原始配置相比，最大储存温度降低了 34.79%。随后，Zuo 等人 [39] 通过使用可旋转喷嘴头替换固定喷嘴头进一步改进了该概念，增强了温度均匀性并减少了 ZBO 系统的总质量，如图 17(c) 所示。他们建立了一个三维 FVM 模型，并研究了射流入口速度、喷嘴旋转速度和喷嘴臂长对储存行为的影响。他们的结果表明，与 Ho 等人 和 Liu 等人 提出的早期方案相比，可以减至少 70% 的喷淋杆载荷。由于可旋转喷嘴设计，去分层能力和温度均匀性得到了显著改善，如图 18 所示。
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图 17. 带喷嘴的零蒸发储存概念。
(a) Ho 等人提出的方案
(b) Liu 等人提出的方案
(c) Zuo 等人提出的方案
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图 18. 零蒸发罐内的温度分布 [39]。

4.3. 第三代方案开发

尽管第二代 ZBO 方案取得了优异的热均匀性，但它们仍然面临由集成 ZBO 组件引入的大量寄生漏热问题。研究表明，第二代 ZBO 系统产生的额外漏热约占总漏热的 35% [133]，这是相当大的。此外，侵入式组件引起的加剧的气泡破碎和湍流增加了稳定低温推进剂储存相关的风险 [39, 106, 127]。
为了减少寄生漏热并缓解危险气体泄漏风险，第三代基于制冷机的主动冷却 ZBO 方案——具有外部大面积冷却 (BAC) 和非侵入式组件——已成为三代方案中有前景的方法之一 [134]。由于第三代方案消除了所有侵入式设备，ZBO 系统在热上和物理上与低温罐解耦，从而防止低温推进剂泄漏，并在系统处于待机模式时消除了从 ZBO 系统到罐体的导热。因此，第三代概念也被称为分布式 ZBO 方案。Zheng 等人 [29] 提出了一种基于冷能分级利用的分布式 ZBO 储存配置，并优化了斯特林型脉冲管制冷机的输入功率。他们的设计包含 50 层密度为 12.5 层/cm 的 MLI、一台制冷机和多个冷屏。如图 19(a) 所示，制冷机的高温级为冷屏提供冷能以抑制漏热，而低温级则专门用于冷凝蒸发氢气。使用热力学模型，他们研究了制冷机、冷屏和 MLI 之间的匹配特性。结果表明，当冷屏位置适当且液氢以高压储存时，制冷机的输入功率可减少至少 69.5%，如图 19(b) 所示。当使用两个冷屏时，制冷机的输入功率减少了 74.4%。
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图 19.

# 基于冷能分级利用的零 boil-off 储存方案

（a）Zheng等人提出的基于制冷机的ZBO系统示意图。（b）制冷机输入功率与屏蔽位置之间的对应关系[29]。

鉴于航天级制冷机和低温气体循环器方面面临的技术瓶颈，第三代ZBO技术的发展沿两条主要路径演进：热力学循环方案和取热方案。在热力学循环方案中，BAC的吸热过程被直接纳入一个闭式制冷循环，使整个ZBO系统作为一台制冷机运行。相比之下，取热方案则依靠一个独立的闭式循环系统循环低温工质，将热量从热端提取并输送至BAC。由于航天制冷机和低温气体循环器在性能和可靠性方面的局限性，热力学循环方案已成为当前第三代ZBO技术的主流发展方向。

在这些热力学循环方案中，基于RTBC的方案最具代表性。Liu[135]设计了一种基于RTBC的ZBO系统，用于减缓从太空进入一个同时储存LOX和LCH4的公共隔舱罐中的热量侵入，展示了未来无损原位资源利用的强大潜力。基于RTBC，Plachta等人开发了一种主动冷却ZBO系统，并成功在美国国家航空航天局（NASA）格伦研究中心的"小型多用途研究设施"（SMiRF）中演示了LN2的无损储存。他们的研究报告《液态氮零 boil-off 测试》和《零 boil-off 系统测试》[43,45]仍然是RTBC型ZBO技术最全面的参考资料。在他们的实验装置中，储存压力为82 psia的LN2被用作LOX的模拟流体，储存在一个容积为1900 L的罐中。两层MLI隔热层共38层Mylar?（总计75层反射层）提供被动热绝缘，以减少来自放置在真空腔中热边界屏蔽的热量侵入，如图20(a)所示。在该基于RTBC的主动冷却ZBO系统中，氖气作为工质在分布式BAC管网络中循环，以去除罐体的热量侵入。该网络由十根均匀分布的0.25英寸304不锈钢管（五根供气管和五根回气管）以及两个0.5英寸歧管组成，用于分配和收集氖气，如图20(b)所示。通过这些配置，由正常运行温度下的常规压缩机、两个回热器和一个涡轮发电机组成的RTBC在90 K时可提供最大30 W的制冷量（图20(c)）。他们进行了十项不同的实验，全面分析了热量侵入的来源，评估了ZBO系统存在与不存在时LN2的自增压、热分层及其他储存行为，获取了实现净零 boil-off 储存所需的ZBO系统运行参数，并演示了制冷量过多或不足对储存行为的影响。热量侵入分析表明，仅有被动隔热时，220 K边界条件下，填充率90%的LN2罐热量侵入为4.29 W。在这些条件下，罐内最大温差达到11.2 K，自增压速率为0.39 psia/h，如图21(a)所示。当基于RTBC的ZBO系统启动时——氖气质量流量为1.70 g/s，冷量输送为8.52 W，制冷机输入功率为145 W——实现了净零 boil-off 储存。在净零 boil-off 储存期间，罐内最大温差降至3.5 K，自增压速率骤降至0.001 psia/h（图21(b)）。

图20. Plachta等人建立的第三代ZBO储存装置。（a）多层隔热（b）分布式冷却环路（c）逆向布雷顿循环。

图21. 不同储存过程中罐内温度和压力变化。（a）仅有被动隔热（MLI）（b）净零 boil-off 储存过程。

大量研究表明，减少 boil-off 技术（如VCS和TVS）的隔热性能对低温推进剂储罐的具体储存参数非常敏感。例如，VCS的热保护能力随推进剂填充比的降低而恶化[93,100]。相比之下，这些参数对制冷机型主动冷却ZBO技术的运行影响较小，尤其是基于RTBC的方案[43,45]。Plachta等人的实验结果表明，对于填充率为27%的罐，在制冷量为8.55 W、氖气质量流量为1.70 g/s、输入功率为145.9 W的条件下，可实现净零 boil-off 储存。储存期间，罐内最大温差为3.4 K，自增压速率为?0.003 psia/h。基于RTBC的系统运行参数和罐内储存状态与90%填充比时所需参数几乎相同，表明与减少 boil-off 技术相比，基于RTBC的ZBO系统具有优越的鲁棒性和适用性。

另一方面，近年来随着航天低温设备的进步，取热方案也受到了越来越多的关注。在其早期发展阶段，许多核心组件在低温环境下运行面临重大挑战。为使用常规设备实现该方案，Feller等人[136]在一个由制冷机、BAC屏蔽罩和运行在常温下的循环器组成的取热ZBO系统中引入回热器。这一改进有效地将循环器与低温条件隔离开来，从而克服了常规循环器的运行限制。然而，系统工质在每个循环中必须从常温冷却至低温。工质的反复加热和冷却对制冷机造成了巨大的热负荷，显著降低了系统的整体能源利用效率。Christie等人[137]提出了一种将制冷机、循环器和连接LOX及LH2储罐的串联管网整合的ZBO储存概念。在他们的设想中，输送至LOX储罐的部分冷量由温度更低的储存LH2提供。这种方法为减轻LH2储罐的热负荷提供了一种可行策略，同时避免了LOX的 boil-off 损失。

Haberbusch等人[138,139]开发了一种取热ZBO方案，集成了Sierra Lobo循环鼓风机、两级脉管制冷机和充满冷氦气的11毫米直径BAC管网，如图22所示。实验旨在表征过冷致密化LH2的储存行为，并确定实现无损储存所需的制冷机输入功率及ZBO系统的质量。对于10 kg的LH2，测量得到1.8 W的基准热量侵入（无主动冷却）。使用超导低热侵入电机，循环鼓风机在23.4 K下产生了质量流量为0.11 g/s的低温氦气流。制冷机提供了4.3 W的制冷量，其中3.5 W通过BAC管网输送至储罐。他们的实验成功实现了LH2的无损储存，冷能利用效率为81.40%。Valenzuela[117]设计了一种取热ZBO系统，由带有并联管道的BAC屏蔽罩、制冷机和CryoFan循环器（由CryoZone Noordenwind制造）组成，用于研究1.37 m3 LN2的储存行为。系统中，氖气作为工质。ZBO系统的制冷量与其寄生热量侵入之间的热平衡，以及屏蔽罩上的冷能分布得到了深入分析。制冷机在90 K时可提供最大120 W的制冷量。实验结果表明，在100%液位和295 K环境温度下，基准热量侵入为10.5 W。使用200 psia的氖气并将循环器运行在15,000 rpm时，实现了无损储存，此时罐内储存压力以0.13 psia/h的速率下降。值得注意的是，液体填充比对ZBO系统的运行没有明显影响，且系统保持了超过67%的高能源利用效率。

图22. Haberbusch等人设计的第三代ZBO储存方案。

Zhang等人[140,141]提出了一种将MLI与主动冷却ZBO技术相结合的LOX和LCH4集成储存解决方案。在他们的设计中，由制冷机、低温循环器和BAC屏蔽罩组成的低温氦气循环环路构成了主动冷却系统的核心。基于小型低温储存实验装置，他们评估了储存在4.25 L低温公共隔舱罐中的LOX和LCH4的储存行为，并确定了主动冷却系统运行参数与LOX和LCH4无损储存之间的对应关系。

此外，他们[142]还对该储存方案进行了多目标优化，如图23所示。基于改进的NSGA-III算法，对通过MLI的热穿透量、能源利用效率和主动冷却ZBO系统引入的寄生热量侵入进行了优化。结果表明，该装置的基准热量侵入为3.18 W，在氦气压力为3 bar、质量流量为9.0 SLPM的条件下，实现了LOX和LCH4的净零 boil-off 储存——最大温度波动低于0.5 K。此外，他们的研究证实取热方案也可以在占空比循环下运行，表明其在降低功耗方面具有显著潜力。运行结果表明，制冷机的制冷量和开关循环是影响LOX和LCH4无损储存行为的主导因素。

图23. Zhang等人[142]设计的第三代ZBO储存方案。

对于ISRU，Kinefuchi等人[143]引入了一种取热ZBO方案，用于减轻从热端向6.4米直径球形LH2储罐的热量侵入。该ZBO方案集成了MLI、循环风扇、制冷机、嵌入罐壁的主动冷却管网以及利用 boil-off 气体冷能的辅助管网。他们建立了节点热模型和三维热模型来优化其方案的热保护性能。优化结果表明，在160 K热边界条件下可维持LH2的无损储存。此外，考虑到 boil-off 损失、系统质量和功耗之间的权衡，日 boil-off 率为0.00609%/天的储存条件被确定为最优方案，对应的氦气质量流量为0.1 g/s、供气温度为100.0 K、输入功率为209.5 W、系统质量为59.82 kg。

基于上述讨论，大量研究评估了用于低温推进剂储存的热力学循环和取热ZBO方案，并阐明了各自的优势和局限性。总结来说，热力学循环方案的优势在于相对较高的TRL，因为它不需要低温机械装置。然而，与取热方案相比，它通常涉及更多的运动部件，并且体积和质量更大。因此，随着低温气体循环技术的不断进步，以结构简单、运行稳定性高和冷能利用效率高为特征的取热方案，更有可能成为未来低温推进剂航天热保护系统的更理想选择。

## 4.4 零 boil-off 技术的太空应用

迄今为止，已开展了大量地面低温ZBO技术的测试和试验。然而，由于成本、TRL和安全方面的限制，在轨验证仍然极为有限。Bradford等人[144]使用数值模拟和NSGA-II优化算法评估了一种预期的可重复使用LOX/LCH4月球着陆器，其中集成了减少 boil-off 和主动冷却ZBO技术。他们的研究结果表明，当前ZBO技术仍不足以应对长期太空任务，尤其是在载荷需求和功耗方面。

目前，仅有两套已报告的用于低温推进剂储存的在轨实验装置：零 boil-off 储罐[27,133,[145], [146], [147], [148]]和机器人再燃料任务3号（RRM3）[149,150]，均在国际空间站上进行。零 boil-off 储罐装置配备了一个4英寸直径的储罐，带有观察窗口和真空夹套。全氟戊烷（C5F12）作为模拟流体，其标准大气压下的沸点为298 K，并使用条状加热器模拟环境热量侵入，如图24所示。

在轨结果表明，即使是最小的热渗入，在地面上不足以引起沸腾，在太空也可能导致明显更强的液气相变行为，从而在微重力下导致低温储罐内压力加速上升。RRM3 代表了在太空成功演示无损耗低温推进剂存储的首例，如图 25 所示。该系统采用了一个 50 升液态甲烷（LCH4）供应罐（源杜瓦瓶）、一个预抽真空至 < 0.1 psia 的 10 升接收罐（接收杜瓦瓶）、多层隔热（MLI）和两台 Sunpower 低温制冷机。两根热耦合条用于将冷能从制冷机传递到储罐，实现了地面上六个月和在轨四个月的无损耗存储。结果突出了地球表面和微重力条件之间的显著差异。在微重力下，由于不规则的液气分布和糟糕的单点热接触，热耦合条的热导率降低，这复杂化了液态甲烷的温度调节。这些发现表明，第一代零蒸发（ZBO）技术对于太空应用既不够高效也不够稳定。

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图 24. NASA 进行的零蒸发储罐实验。
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图 25. 机器人补液任务 3 中使用的实验装置。

Plachta 等人 [151] 使用热力学循环零蒸发方案，对液氢（LH2）和液氧（LOX）存储进行了联合实验和数值研究，检查了不同真空水平和近地轨道热条件的影响。成功消除了液氧蒸发损失，液氢的蒸发损失在微重力下减少了 60%。这些结果证明了热力学循环零蒸发方案在航天任务中的前景。为了进一步分析微重力存储挑战，他们使用 SINDA/FLUINT [152] 开发了第三代零蒸发系统的数值模型。模拟显示，在微重力下，浮力驱动的对流对低温流体和罐壁之间的传热影响更强，减缓了存储推进剂对零蒸发系统的热力学响应。值得注意的是，只需适度增加制冷能力即可补偿这种影响。总体而言，这些结果表明，第三代零蒸发系统是未来太空应用中最有前景的热管理策略之一。为了全面了解主动冷却零蒸发技术的最新进展，表 3 总结了过去三十年开发的不同零蒸发系统的关键配置和性能指标。

表 3. 已开发的主动零蒸发存储方案摘要。

| 年份 | 方法 | 零蒸发系统组件 | 存储液体 | 零蒸发系统工作流体 | 质量流量 | 热边界 | 基准热渗入 |
| :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- |
| 1999 [40] | 地面实验 | 两级 GM 制冷机
冷凝器 | 1.42 m3 液氢 | N/A | N/A | 295 K | 14.5 W |
| 2001 [127] | 数值计算 | 商用 GM 制冷机
回热换热器
膨胀机换热器 | 18 m3 液氢
1.4 m3 液氮 | 气态推进剂 | N/A | 300 K | 5.8 W |
| 2004 [90] | 低温系统设计工具 | 多级制冷机
主动冷却屏蔽层 | 250 kg 液氢 | 4000 kg 液氢 | N/A | N/A | 25.1 W |
| 2004 [41] | 地面实验 | HEC 脉管制冷机
浸没泵
热虹吸
带翅片冷凝器 | 1.42 m3 液氮 | 液氮 | 33 L/min | 230 K | 9.4 W |
| 2008 [129,130] | 模拟 (FEM) | 制冷机
换热器
泵
喷嘴头
热管 | 15.3 m3 液氢 | 液氢 | 0.01-0.05 m/s (喷嘴处流体速度) | 300 K | 30.7 W |
| 2009 [136] | 概念 | 大容量脉管制冷机
暖气循环器
回热器
接口换热器
BAC 网络 | 液氢 | 氦气 | 5-35 mg/s | 未知 | 未知 |
| 2009 [138] | 地面实验 | 两级脉管制冷机
罐管循环回路
超导鼓风机 | 10 kg 液氢 | 氦气 | 0.11 g/s | 300 K | 1.8 W |
| 2010 [128] | 地面实验 | 两级 GM 制冷机
循环泵
集成换热器
喷淋杆 | 18.1 m3 液氢 | 液氢 | 38 L/min | 80-320 K | 9.4 W |
| 2011 [137] | 概念和综述 | 制冷机
循环器 (气/液/两相)
接口换热器
管网络 | 液氧和液氢 | 氦气 | N/A | N/A | N/A |
| 2014 [119,120] | 地面实验 | RTBC 制冷机
浸没线圈换热器 | 125 m3 液氢 | 氦气 | 22 g/s | 300 K | 335 W |
| 2014 [151] | 地面实验 | RTBC 制冷机
BAC 屏蔽层 (管在屏蔽层上) | 1.37 m3 液氧 | 氖气 | N/A | 220 K | 4.3 W |
| 2016 [132] | 模拟 (FVM) | 制冷机
换热器
泵
喷嘴头
热管
导管 | 15.3 m3 液氢 | 液氢 | 0.0017-0.0083 m/s (喷嘴处流体速度) | 300 K | 30.7 W |
| 2016 [43,45] | 地面实验 | RTBC 制冷机
BAC 管道网络 | 1.9 m3 液氮 | 氖气 | 1.70 g/s | 220 K | 4.29 W |
| 2018 [27,[145], [146], [147], [148],153,154] | 太空实验与模拟 (FVM/VOF/LES/Thermal Desktop) | 混合喷嘴
热耦合条 | 0.83 L C5F12 | C5F12 | 4-25 cm/s 射流速度 | 311.15 K | 0.2-0.8 W |
| 2019 [39] | 模拟 (FVM) | 制冷机
换热器
泵
可旋转喷嘴头
热管
导管
轴承 | 15.3 m3 液氢 | H2 | 0-1 m/s | 300 K | 30.7 W |
| 2020 [29] | 热力学模型 | 斯特林型脉管制冷机
冷屏蔽层 | 1.33 m3 液氢 | N/A | N/A | 293 K | 未知 |
| 2021 [117] | 地面实验 | 制冷机
换热器
冷风扇
罐管回路 | 1.37 m3 液氮 | 氖气 | 0.931 kg/h | 295 K | 10 W |
| 2021 [125] | 地面实验 | RTBC 制冷机
浸没线圈换热器 | 4732 m3 液氢 | 氦气 | 未知 | 300 K | 未知 |
| 2022 [143] | 概念与模拟 (节点模型和 Thermal Desktop) | 制冷机
循环风扇
罐管回路
蒸发气冷却管 | 9600 kg 液氢 | 氦气 | 0.1 g/s | 160 K | 33.72 W |
| 2024 [141] | 地面实验 | 制冷机
循环器
BAC 屏蔽层 | 2.25 L 液氧 & 2 L 液态甲烷 | 氦气 | 9.05 SLPM | 300 K | 3.17 W |
| 2025 [124] | 模拟 (FVM) | RTBC 制冷机
浸没线圈换热器 | 液氢 | 氦气 | 22 g/s | 300 K | 335 W |
| 2025 [155] | 模拟 (FEM) | 制冷机
循环器
BAC 屏蔽层 | 液氮 | 氦气 | 9.05 SLPM | 300 K | 3.17 W |

除了上述讨论的三代技术外，此前还提出了几种替代的零蒸发方案。例如，Ha 等人 [156] 开发了一个集成氢液化、自动压力控制和液氢（LH2）零蒸发存储的实验系统。实验装置如图 26 所示。Narasaki 等人 [157] 和 Tanaka 等人 [158] 设计了采用两级制冷机、辐射屏蔽和冷氦气循环回路的零蒸发存储系统，如图 27 所示。他们的系统在移动磁脑电图设备中成功消除了至少 12 升/天的蒸发率。然而，需要注意的是，由于这些系统并非旨在用于太空应用，因此这些研究中没有考虑这些零蒸发方案的质量和功耗，以及其在变重力条件下的可行性。因此，这些解决方案无法解决太空低温推进剂存储相关的挑战，所以不纳入本综述的范围。

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图 26. Ha 等人 [156] 提出的地面零蒸发存储方案。
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图 27. Narasaki 等人 [157] 提出的地面零蒸发存储方案。

5. 基于低温制冷机的零蒸发系统的关键组件
5.1. 低温制冷机

如第 4 节所述，低温制冷机和低温气体循环设备是低温制冷机基于的主动冷却零蒸发存储技术的核心组件，仍然是其发展中的主要技术瓶颈。目前航空航天领域已有几款成熟可靠的低温制冷机可用。根据工作原理，低温制冷机可分为脉管式、斯特林式和 RTBC 型等 [159,160]。Shen 等人 [161] 开发了一种新型 JT 制冷机用于液氢零蒸发存储，并对其性能进行了实验评估。其实验装置的基准热渗入为 10.7 瓦。当使用 GM 制冷机预冷时，JT 制冷机成功将液氢维持在零蒸发状态，温度波动限制在±0.05 K 以内。为了实现 125 立方米液氢的无损耗存储，Luo 等人 [162] 使用 SAGE 软件比较了双自由活塞斯特林制冷机和热声热驱动脉管制冷机，如图 28、图 29 所示。自由活塞斯特林制冷机在 20 K 时提供 300 瓦的制冷能力，对应的火用效率为 30.3%，略高于热声脉管制冷机实现的 23.4%。斯特林制冷机还表现出优越的功率密度，而热声热驱动脉管制冷机具有无运动部件和极佳运行稳定性的优势，使其成为长期太空任务的有前景候选者。Zagarola 等人 [163,164] 评估了哈勃太空望远镜上使用的基于单级 RTBC 的 NICMOS 制冷机，该制冷机以氖气为工作流体，在 70 K 时提供 7 瓦的制冷能力。值得注意的是，该制冷机连续运行了超过 3.5 年，没有可测量的性能下降。基于 NICMOS 制冷机设计，他们进一步开发并优化了两级 RTBC 制冷机，如图 30 所示。该制冷机分别提供了一级在 65 K 时 1.8 瓦和二级在 100 K 时 12.6 瓦的最小制冷能力。该设备的飞行认证版本质量约为 21 公斤，需要 1.2 千瓦的直流输入功率。LeBar 等人 [165] 开发了另一种源自 NICMOS 设计的双级 RTBC 制冷机，以氦气为工作流体，在 22 K 和 95 K 时分别实现了 10 瓦和 80 瓦的制冷能力。然而，其巨大的电力需求（1.5 千瓦）、大质量（60–85 公斤）和相当可观的体积（~0.2 立方米）限制了其在太空任务中的应用。Plachta 等人 [43] 在他们的热力学循环零蒸发存储系统中使用了一种 RTBC 制冷机，该制冷机重 18 公斤，在 90 K 时提供 8.5 瓦的制冷能力。该制冷机表现出 17 W/W 的比功耗和 2.1 kg/W 的飞行比质量。机械部件表现出卓越的在轨可靠性，运行超过 14 年，超过 10,000 次启停循环。Deserranno 等人 [44] 对基于 RTBC 的主动冷却零蒸发系统的主要组件进行了全面优化。优化后的设计实现了 88 公斤的飞行质量，61 W/W 的比功率，23% 的热效率，并在 20 K 时提供 20 瓦的制冷能力。

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图 28. Luo 等人 [162] 设计的双工自由活塞斯特林制冷机。
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图 29. Luo 等人 [162] 设计的热声热驱动脉管制冷机。
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图 30. Zagarola 等人 [163,164] 修改的黄铜板两级 RTBC 制冷机。

表 4 总结了现有的为太空应用设计的低温制冷机及其相应性能。如表 4 所示，脉管式和 JT 制冷机均无运动部件运行，导致系统结构简单，对太空环境扰动具有高容忍度。然而，其相对较低的制冷能力和适度的热力学效率限制了其适用于大容量低温推进剂存储。相比之下，斯特林制冷机提供更高的热力学效率和更大的制冷能力，同时保持低噪声和振动水平。尽管如此，位移器必须在显著的温度梯度下运行，这给维持气缸和位移器之间的有效间隙密封带来了挑战，这是太空应用中长期可靠性的关键问题。在现有技术中，RTBC 制冷机提供了最高的可实现制冷能力，以及极低的振动，并易于集成到基于热力学循环的零蒸发存储方案中。尽管有这些优势，但其复杂的系统配置、过大的质量以及与运动机械部件相关的可靠性问题带来了明显的局限性。

表 4. 已开发的太空低温制冷机摘要。

| 制造商，国家（型号） | 类型 | 制冷能力 | 质量 | 输入功率 | TRL |
| :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- |
| Sunpower, USA (CryoTel GT) | 斯特林制冷机 | 16 W @ 77 K | 3.1 kg | 240 W | 9 |
| Northrop Grumman, USA (CCE) [166,167] | 单级脉管制冷机 | 10 W @ 95 K | 4.0 kg | 180 W | 9 |
| Northrop Grumman, USA (HCC) [168] | 两级脉管制冷机 | 2.1 W @ 35 K
14.1 W @ 85 K | 14.3 kg | 500 W | 9 |
| 中国科学院上海技术物理研究所 (SITP), 中国 | 斯特林制冷机 | 1.5 W @ 45 K | 7.6 kg | 未知 | 9 |
| SITP, 中国 | 脉管制冷机 | 12 W @ 85 K | 8.5 kg | 210 W | 9 |
| SITP, 中国 | 斯特林制冷机 | 20 W @ 80 K | 4.5 kg | 230 W | 9 |
| Creare, USA (Flight-like unit) | RTBC 制冷机 | 8.5 W @ 93 K | 49.2 kg | 145 W | 7 |
| TRW, USA [169] | 脉管制冷机 | 10 W @ 95 K | 4.6 kg | 126 W | 7 |
| Lockheed Martin, USA | 脉管制冷机 | 20 W @ 70 K | 7.0 kg | 600 W | 6 |
| Ball Aerospace, USA (SB235 E) [170] | 两级斯特林制冷机 | 3 W @ 35 K
10 W @ 85 K | 14.4 kg | 255 W | 6 |
| Sunpower, USA | 斯特林制冷机 | 32 W @ 77 K | 6.4 kg | 480 W | 6 |
| Creare, USA [43,44] | RTBC 制冷机 | 32 W @ 20 K | 88.0 kg | 1215 W | 6 |
| 浙江大学，中国 [161] | JT 制冷机 | 10.06 W @ 20.7 K | 未知 | 未知 | 3 |

总体而言，尽管许多现有的低温制冷技术已被设计和用于太空任务，但为了满足更大容量无损耗低温推进剂存储的严格要求，仍需进一步改进，这需要优化的解决方案。因此，未来的发展应优先考虑紧凑轻便且能够在太空环境约束下管理大量热渗入的低温制冷机。关于商用或已在以前太空任务中部署的低温制冷机的更多概述，请参阅参考文献 [38,171]。

5.2. 低温气体循环设备

低温气体循环设备是热移除方案的关键组件，因为它能够在存储系统内实现冷能的远程传输。典型设备包括循环器、风扇、泵和压缩机。由于低温存储的严格温度要求以及主动冷却零蒸发系统中需要最小化寄生热渗入，这些设备必须在低温下可靠运行，同时保持低功耗、降低热耗散和轻量化结构。几个机构和研究小组开发了采用液态或气液两相工作流体的低温循环器 [137]。然而，微重力条件下两相流行为的内在复杂性使得此类设备不太适合集成到基于低温制冷机的主动冷却零蒸发存储系统中；因此，本综述未详细讨论它们。表 5 总结了据报道具有相对较高技术成熟度（TRL）的低温气体循环设备及其运行稳定性。如表 5 所示，能够在低温环境下运行的循环设备数量仍然有限，且缺乏全面的性能评估。考虑到热移除方案中使用的低温气体循环器只需要维持连续的气流，而不需要提供压力头或压缩，未来用于大容量低温推进剂长期在轨零蒸发存储的循环设备发展应侧重于提高能源利用、降低功耗、最小化系统质量和增强质量流量输送能力。

表 5. 低温气体循环设备摘要。

| 类型，国家 | 工作温度 | 质量流量 | 工作流体 | 重量 | 输入功率 | 温度变化 | TRL |
| :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- | :--- |
| Creare NICMOS 循环器，USA | 80 K | 0.75 g/s | 氖气 | 1.0 kg | 0.89 W | 0.80 K | 9 |
| Sierra Lobo 超导鼓风机，USA | 20 K | 0.11 g/s | 氦气 | 未知 | 4.3 W | 3.50 K | 6 |
| Stirling CryoFans, USA | 77 K | 0.26 g/s | 氦气 | 未知 | 80 W | 未知 | 5 |
| CryoZone Noordenwind CryoFan, USA | 85 K | 0.6 g/s | 氦气 | 未知 | 未知 | 0.09 K | 5 |
| Aerojet 循环器，USA | 150 K | 0.8 g/s | 氦气 | 3.5 kg | 2.8 W | 0.51 K | 5 |
| Sierra Lobo 鼓风机，USA | 85 K | 0.57 g/s | 氦气 | 1.0 kg | 0.28 W | 0.05 K | 4 |

6. 结论

本研究彻底检查了延长低温推进剂存储时长的努力。总结了长期在轨低温存储的热保护方法，特别关注了基于低温制冷机的主动冷却零蒸发技术，并对此进行了全面讨论。此外，本文回顾了实现无损耗存储所需的关键低温组件的进展，并提供了关于其未来发展以支持延长在轨任务的建议。主要结论如下：
1) 多层隔热在真空环境中表现出卓越的热性能，无论是在地面还是微重力条件下，都是所有当前低温热保护系统的基础。

然而，仅依赖多层隔热对于未来的深空间探索任务来说是不切实际的，因为即使使用过多的反射器和间隔器，也无法消除热量侵入。因此，有必要将多层隔热与互补技术相结合。

2）除多层隔热外，人们提出并改进了各种被动热保护技术，以减少低温储存期间的热量侵入。尽管进行了大量研究，但已经很清楚，虽然这些方法减少了热量泄漏，却无法完全防止推进剂质量损失。相比之下，基于制冷器的主动冷却零沸腾技术有望消除热量侵入并延长低温储存时间。

3）在基于制冷器的主动冷却零沸腾技术的三代方案中，热力学循环方案和散热方案（均属于第三代零沸腾技术）尤为令人瞩目，因为它们具有较低的寄生热负荷和高能效。热力学循环方案的技术就绪度更高，因为它不需要低温部件。然而，与散热方案相比，它涉及更多的机械运动部件，结构更为复杂，体积和质量也更大。

4）散热方案的开发目前受到制冷器和低温气体循环装置成熟度的制约。虽然已有几种制冷器可供使用，但适用于在轨环境的低温气体循环设备仍然缺失。鉴于此类设备仅需维持连续的低温气体流动，无需能量输入或压缩，未来设计应优先考虑高能效、低功耗、轻量化和高质量流量能力。一旦这些挑战得到解决，散热方案有望成为长期低温推进剂储存应用中最可行且最高效的解决方案。

CRediT作者贡献声明
Wujie Zhang：概念构思、数据整理、调查研究、验证、撰写初稿。Yonghua Huang：概念构思、资金获取、项目管理、监督指导、撰写审阅与编辑。

Wujie Zhang | Yonghua Huang
上海交通大学制冷与低温研究所，上海，200240，中国