导读：本文是美国NASA格林研究中心的专家撰文回顾了航天飞行六十年来推进剂管理装置的发展历程。系统梳理了航天发展史上推进剂管理装置(propellant management devices, PMD)的技术背景与演进历程。该装置的核心功能是：在任意重力/热力学环境下，实现推进剂贮箱内气液两相分离，并向发动机或接收贮罐输送无气泡推进剂。研究详细阐述了各类PMD的设计理念、流体力学原理及工作机制，重点对比分析了三种毛细力主导型装置：导流板式、多孔海绵式及筛网通道式液体获取装置。针对可贮存推进剂与低温推进剂两类应用场景，全面汇总了各类PMD在空间实验任务及实际航天器中的工程应用案例。最后探讨了未来空间低温推进剂管理领域的技术需求与前沿发展，特别是面向未来深空探测的在轨服务与在轨加注应用场景。
星舰在轨加注概念图
空间推进贮箱焊接加工
猎户座飞船欧洲服务模块的双组元推进剂贮箱
在交付NASA格伦研究中心前双推进剂贮箱已集成到猎户座飞船的结构试验件上
推进剂贮箱的超声检测（无损检测）
推进剂贮箱热组件
贮箱功能测试与推进剂管理装置安装
以上为翻译者配图非原文图片。
整理：刘金鑫@XJTU，全文1.7万字，
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1. 引言
重力作用深刻影响着太空中的诸多过程，例如推进剂贮箱内液相与气相的分层状态。从热力学角度而言，贮箱内液体/蒸汽（L/V）界面的最终分布位置取决于系统所能达到的最低势能态。在地球标准重力场中，流体密度是决定性因素，即密度较大的液体沉降于底部，较轻的蒸汽则聚集于顶部。但在太空微重力环境下，表面张力转而成为相分离的主导机制：液体倾向于润湿贮箱壁面，从而在中央形成气态核心。为满足空间低温发动机与低温燃料加注站对无蒸汽输送的严苛要求，往往需要在贮箱内部配置某种形式的推进剂管理装置（PMD）。
图1直观展示了液体获取装置（liquid acquisition devices, LAD）对发动机稳定工作的必要性（注：本文中LAD与PMD术语等效）。在地面测试或发射阶段，由于运载火箭的推力及高过载环境能够维持推进剂相分离，通常无需启用LAD。但在微重力条件下，若未通过机动调姿使液体定位至理想位置，缺乏LAD时将无法确保贮箱输出单相液体。经过足够长时间的失稳状态后，气液两相会充分混合，最终可能导致两相混合物覆盖出口。轻则引发发动机燃烧不稳定现象，重则造成推进系统完全失效。
图1液体获取装置必要性的原理示意图（上图显示在地面和在发射过程中由于重力或超重作用，气体在上面，液体在下面；下图显示在低重力情况下液体倾向于润湿贮箱壁面，从而在中央形成气态核心，导致两相混合物覆盖出口，轻则引发发动机燃烧不稳定现象，重则造成推进系统完全失效，采用液体获取装置可以保证向发动机泵送的全部是液体）
推进剂管理装置（PMD）的核心功能是：在任意重力/热力学环境下，实现推进剂贮箱内气液两相分离，并将无蒸汽推进剂从存储贮箱输送至传输管路，最终供给两类终端用户：发动机或接收贮罐（空间加注站应用）。图2展示了推进剂输送的通用系统架构。完整的推进剂输送过程可分为四个阶段：1）从存储贮箱提取无蒸汽液体；2）传输管路预冷；3）接收系统预冷；4）接收系统加注。由此可见，PMD是推进剂输送流程的首要环节。
图2 典型推进剂供应与接收系统架构（终端用户可为发动机或接收贮罐）
推进剂管理装置(PMD)的研发初衷是实现微重力环境下的发动机重复启动。其设计必须确保两个核心功能：始终维持装置与贮箱内液体的接触，并在任务全周期保证贮箱出口被液体充分覆盖。在地球1g重力场中，液体输送极为简易，这是由于气液界面自动分层（高密度液体沉底、低密度蒸汽上浮），仅需在贮箱底部开设简单孔洞即可。在中等微重力环境(10^-2~10^-4g)下，当液位较高时，可通过机动调姿使液体覆盖出口；低液位状态下，则可采用气泡捕获器或集液槽结构来避免蒸汽进入传输管路，从而排尽残余推进剂。
然而在空间微重力环境（邦德数Bo<<1，其定义为Bo=ρgLc^2/γ，其中ρ为液体密度，Lc为系统特征长度，γ为气液界面张力），单相液体提取面临严峻挑战：表面张力成为相分离与液体流动的主导因素。液体倾向于沿贮箱壁面分布，形成中央气相核心区。此时往往需要配置多组PMD协同工作，以抵消微重力影响确保出口液体覆盖。全连通型PMD（即始终维持液体-PMD-贮箱出口三者连通的装置）成为微重力系统的标配，从而实现贮箱全域推进剂获取。对于低温推进剂输送，由于表面张力更低且易受寄生热流影响，其微重力流体控制难度显著高于可贮存推进剂。
现有PMD具有多种设计构型，根据任务需求（可贮存/低温推进剂）往往需要组合使用。这些装置已广泛应用于化学推进系统，甚至在电推进系统中也有应用案例。PMD性能主要由三大指标决定：系统质量、需求质量流量及排出效率(EE=残余液体体积/贮箱总容积)。当前航天任务最常用的是全连通式柔性毛细驱动PMD，其中导流板式、多孔海绵式与筛网通道式液体获取装置构成三大主流技术路线，此外历史上还存在多种非毛细力驱动方案。
2. 非毛细型推进剂管理装置
在低液位工况下若不产生涡流，最简单的PMD结构仅为贮箱底部的开孔。当加速度足够大或处于中等微重力环境(10^-2~10^-4g)时，可能无需特殊PMD装置。若任务条件允许，现有多种非毛细力驱动的PMD方案可用于单相液体推进剂的调控与提取。
工程实践中，大量任务采用带正排装置的贮箱（非毛细型），典型结构包括活塞式、隔膜式和囊式。这类装置通过物理隔离层维持增压气体与推进剂的界面。其突出优势在于可在地面完成全工况性能测试。早期曾采用活塞式PMD分隔气液两相，但因密封泄漏和排出效率(EE)低下而被淘汰。
囊式PMD作为活塞结构的替代方案，其工作原理类似气球——推进剂被包裹在弹性膜内，通过狭窄通道连接贮箱出口(见图3)。由于需包裹全部推进剂，其质量大于隔膜式结构，且同样受限于贮箱尺寸。值得注意的是，增压气体可能导致膜材褶皱，需加装支撑结构以维持排出效率。但相比需要全周界焊接的隔膜式，囊式结构的密封面积更小，装拆维护更为便捷。该技术曾成功应用于水星计划和双子星计划。
图3 球形囊式装置紧贴贮箱内壁的布局示意图（Spherical bladder: 球形膀胱；Gas inlet: 气体入口；Liquid: 液体；Gas: 气体；Liquid discharge: 液体排放；Bladder (inward expulsion): 膀胱（向内排出））
隔膜式PMD与囊式的本质区别在于：其采用柔性薄膜分隔增压气体与液体推进剂。如图4所示，该结构通过弹性材料屏障实现气液分离。与囊式类似，隔膜式在需要抑制液体晃动、避免增压气体与推进剂反应的系统中具有优势。但由于需要横贯整个贮箱，隔膜质量可能与箱体壁厚相当，导致该方案不适用于大型贮箱。此外，弹性材料在长寿命任务中易出现性能退化。需特别说明的是，虽然这类装置能有效抑制晃动，但其阻尼特性难以精确预测。更重要的是，系统质心位置的不确定性使其难以满足高精度姿态控制任务的需求。
图4 膜片组件示意图（这张图片展示了两个半球体，其中一个通过保持环与隔膜连接，用于推进剂的储存和增压：Diaphragm - 隔膜；Pressurant Hemisphere - 增压半球；Retaining Ring - 保持环；Propellant Hemisphere - 推进剂半球）
3．部分连通式毛细管推进剂管理装置
陷阱、槽道、挡板和涡流抑制器属于毛细管型推进剂管理装置（PMD），它们作为简易控制装置而非全连通装置使用。陷阱结构采用多孔元件（如筛网）将气体阻隔在外，同时允许液体流经陷阱排出贮箱。多孔陷阱还能使PMD在强加速度环境下保持推进剂。这类装置通常可靠性高，可采用轻质材料制造。但由于多数陷阱无法在微重力环境下被动重新获取推进剂，主要应用于单次机动场景（如发射或轨道保持机动）。阿波罗服务舱曾采用定制陷阱PMD，用于在RCS系统产生异常加速度时保持液体推进剂。这种毛细驱动式陷阱既能确保贮箱出口持续覆盖液体，又可防止大气泡进入发动机供应管路。
槽道是高可靠性控制型PMD，主要利用静水压维持液体控制（部分设计也可通过表面张力实现再填充）。阿里安5号上面级贮箱曾考虑采用槽道装置支持发动机重启。如图5所示，槽道与陷阱的核心区别在于具备被动再填充能力。该装置能为超出海绵型PMD能力范围的高加速度机动提供大量推进剂。但由于需要完全包裹所存液体且必须采用金属实体结构，其空间占用和金属质量大于海绵型装置，在低加速度环境下效率较低。不过就结构刚性而言，海绵型装置可能不及槽道耐负载。
图5 槽道结构示意图
挡板是主要用于抑制晃动的控制型PMD。其形态多样（如图6所示），核心功能均为限制推进剂位移。某推进剂贮箱内部焊接的两道挡板采用扁平环状设计，沿贮箱直径延伸并设有中心孔洞。
图6 焊接于推进剂贮箱内部的挡板结构
涡流抑制器则用于削弱高流量工况下贮箱出口产生的涡流，保障系统在高流速下的稳定运行。近地小行星交会任务（NEAR）的氧化剂贮箱即配备了此类装置（如图7所示三维模型），其中环形截面代表贮箱出口与输送管。
图7 涡流抑制器三维结构示意图（圆形截面为贮箱出口及输送管）
4．导流板式装置
在三种全连通式毛细驱动PMD（导流板、多孔海绵结构及筛网通道式LAD）中，导流板是最简单可靠的装置。相较于筛网通道LAD，这种开放式获取型PMD设计更为简洁，但代价是无法维持或供应更高流量。导流板在可贮存推进系统中拥有丰富飞行经验，但尚未应用于低温系统。
4.1. 设计原理、基础流动物理特性与工作机制
如图8所示，导流板通常设计为垂直于贮箱壁安装的金属薄板，与箱壁形成特定夹角。等高度导流板通过微弱毛细泵送力，可在无重力环境下将液体从贮箱中部或尾端输送至出口。如图所示，金属板可从贮箱中心向出口逐渐收窄，这种锥形设计在维持推进剂输运能力的同时降低了PMD质量。导流板尺寸与数量由流量需求与工程参数共同决定。
图8 带中心柱的全连通式导流板结构
导流板需确保推进剂贮池与板体间持续连通。如图8所示，中心柱可作为液体向出口蠕动的附加流道。导流板可采用与贮箱壁相同的金属材料，实现极简轻量化设计。为增强可靠性，可采用双导流板或带状导流板以增大流通面积，从而提升贮箱输出流量。
导流板的基础物理特性与工作原理如下：在飞行系统中，导流板紧密贴合贮箱壁面轮廓。微重力环境下无加速度作用时，液体自然附着于导流板与箱壁。推进剂润湿板面后，表面张力使液体在夹角处形成圆角弯液面，从而推动液体沿弯液面向出口传输。毛细力将液体从导流板一端输送至贮箱极区附近出口端，位于出口对向极区的液体则通过中心柱（未图示）以类似弱毛细力实现跨贮箱输送。图9中内部箭头示意了这些流径。
图9 微重力环境下导流板流态示意图
译者配图（非原文图）：微重力环境下导流板式装置在贮箱内安装示意图
由于导流板属于开放式PMD，无法阻止气体混入出口。当推进剂经出口消耗时，微弱毛细泵送力仅能维持出口区域的液体覆盖。这使得独立导流板仅适用于高表面张力推进剂在极低加速度环境下的液体补给。为解决该问题，导流板常与安装在贮箱出口的小型控制装置联用，构成高鲁棒性PMD系统。存在临界流量阈值，超过该值时导流板在持续流出工况下将无法维持液体供应——针对小型液氢贮箱的该阈值已在文献中量化研究。
4.2. 优势与局限性
导流板相较于海绵结构或筛网通道LAD的最大优势在于结构简洁。通常采用极薄金属板制成，在推进剂贮箱中的制造、成型与安装都极为便利。满足实验要求的最简设计方案即为最优解，因此导流板常成为首选。其次，其质量远低于海绵结构与廊道式结构——例如采用钛合金贮箱的贮存式推进系统可直接安装薄钛板导流板。第三，简洁设计使得制造成本显著低于另两类PMD。最后，导流板具有极高可靠性，开放式流道设计使其在气体侵入出口前即可实现极高排空效率。
导流板PMD存在两大局限：一是受限于较弱毛细泵送力（相对海绵/廊道结构），既无法满足中高流量需求，也不能在中高强度逆向加速度下维持纯液态流动。这使其仅适用于低重力环境与小流量需求系统。对于未来低温发动机及低温燃料在轨贮存任务，现有导流板难以通过简单放大满足更高流量需求。
4.3. 贮存式推进剂应用实例
导流板在贮存式推进系统中拥有丰富飞行经验，涵盖空间实验及多型航天任务。其对需定期轨道保持的卫星系统尤为适用——长周期任务中仅需间歇性获取推进剂的特点，与导流板特性完美契合。轻量化优势还能有效减小卫星系统体积。典型导流板设计案例可参阅相关技术文献。
4.3.1空间实验
历史上两项著名空间实验采用导流板PMD：流体获取补给实验-II（FARE-II）在STS-57航天飞机任务中，以导流板LAD作为主PMD、海绵结构为备用PMD，使用模拟流体测试了逆向加速度下最大排空效率等性能边界。图10展示了贮箱残液10%时的实验状态，该任务成功获取了宝贵微重力数据。通风贮箱补给实验（VTRE）在STS-77任务中，于透明缩比贮箱内安装24片导流板（内外各12片），采用制冷剂113开展流出试验。此外，天空实验室任务原计划也配置了导流板PMD。
图10 FARE-II实验中残液10%状态的导流板与海绵结构
译者配图（非原文图）：导流板与多孔海绵混合结构及其在贮箱内安装示意图
4.3.2 飞行器与任务应用
多种改进型导流板已广泛应用于可贮存推进系统的航天任务。1975年，美国无线电公司发射的通信卫星群采用导流板PMD贮箱，为轨道入轨、常规位置保持及微重力滑行段推进剂供应提供保障。四片锥形导流板从贮箱出口延伸至另一侧半球，实现双极区接触。1987年研制的HS 601 Block I卫星作为商业卫星，其贮箱组件虽配置多种PMD，但导流板仍是微重力段向海绵-陷阱组合体补给推进剂的核心系统。该卫星仅需小型轨道保持机动，完全契合导流板性能特点。1997年完成的Block II型号在主贮箱沿用四臂导流板设计，仅因圆柱形贮箱加长而调整了导流板尺寸及陷阱组件复杂度。
在轨道通信卫星领域，导流板被用于处理非实时性低数据传输任务，支持双向通信、定位、应急警报及字符消息传输。这类碟形卫星配备可展开太阳能板与天线，导流板主要服务于低推力轨道保持。
地球同步卫星同样广泛采用导流板技术：2000年初某商业卫星采用半球形导流板设计，通过中心柱替代壁面连接Star-2系统双组元推进装置选用导流板，以实现极高排空效率与极低残余量。波音601卫星采用经典导流板PMD架构。
2007年发射的近场红外实验卫星通过导流板供应轨道保持推进剂，该卫星搭载导弹追踪传感器与激光通信终端（用于与德国TerraSar-X卫星进行激光通信测试）。此外，铱星星座、INSAT系列卫星及阿拉伯通信卫星等均存在导流板应用案例。
5．多孔海绵结构装置
作为第二类全连通式毛细驱动PMD，多孔海绵结构定义为能在贮箱出口维持并补充推进剂的开放式装置。在可贮存推进剂管理系统中，其飞行经验远超另两类PMD。相较于导流板，海绵结构质量更大且成本略高；相比筛网通道LAD则具有显著结构简化优势。与导流板类似，该技术尚未应用于低温推进系统。
5.1设计理念、基础流动物理特性与工作原理
与导流板类似，海绵结构由超薄轻质金属翅片或平板阵列构成。其与导流板的核心区别在于：海绵结构的翅片/平板从贮箱中心出口区域向外辐射延伸，而导流板则沿贮箱壁面安装。基于此特征，文献中许多所谓的"导流板"实际应归类为海绵结构。海绵结构的另一独特优势在于可同步控制贮箱内液相与气相分布——虽然带中心柱的壁挂式导流板也能实现双相定位，但效率远低于海绵结构。由于海绵结构位于贮箱中心区并能强制液体聚集于中心区域，特别适用于需要精确控制航天器质心的应用场景。作为开放式PMD，海绵结构不采用多孔元件或封闭结构（如收集器或筛网通道LAD）。
海绵结构可通过多种方式设计，通常由与贮箱出口接触的穿孔斜置平板组成。其独特设计能优化气相气泡定位——通过特定角度设置的平板甚至可将气泡驱离出口并导向贮箱尾端。图11展示的辐射式海绵结构中，液体被"吸收"至平板间隙后，由毛细力驱动流向出口。导流板的多数基础流动原理同样适用于海绵结构。
图11 小型全连通式多孔海绵结构
译者配图（非原文图）：全连通式多孔海绵结构及其在贮箱内安装示意图
平板尺寸与数量取决于目标流量、推进剂量、当前/预期加速度水平以及是否需要接触气相区。为减重常采用穿孔设计，但会降低设备效率。穿孔尺寸与数量不当会显著削弱推进剂获取能力，导致气体混入问题。因此设计时需在结构质量与性能之间权衡，以确定最优方案。
海绵结构最常用于发动机点火重启或短时机动所需的小流量推进剂补给。针对这些场景，其尺寸设计需确保出口始终被液体覆盖以完成重启/燃烧操作，后续则由飞行器加速度维持液体覆盖。尽管属于开放式PMD，海绵结构也常作为控制装置使用，能在发动机间歇期间通过稳定液体位置来应对轻微晃动或逆向加速度，为下次点火储备推进剂。
译者配图（非原文图）：10%燃料填充率下的横向加速度及185微克模拟加速度（横向加速是一种地面模拟试验方法）
5.2. 优势与局限性
相较于导流板，海绵结构的主要优势在于鲁棒性。其不仅能处理同等低流量工况，还可同步控制贮箱内气液两相分布。其次，通过增加平板数量缩小间隙尺寸，海绵结构能在较高逆向加速度下维持液体定位，性能优于导流板。相比筛网通道廊道结构，海绵结构具有重量更轻、加工简易、可靠性更高的特点——开放式PMD的简洁设计是其高可靠性的根源。采用轻质铝或钛合金板材制造也使其具备成本优势。
相较于导流板，海绵结构的劣势在于系统质量更大。在相同工程参数要求下，导流板始终是更轻量化的解决方案。而与廊道结构相比，海绵结构存在三大局限：首先也是最突出的缺陷是性能上限较低，既无法满足中高流量需求，也不能在稳态流动或重启工况的中高强度逆向加速度下控制液体定位，且推进剂存储量有限；其次，随着推进剂贮箱尺寸增大，海绵结构PMD的体积与质量会接近箱体壁面，导致其难以适配大型贮箱；第三，海绵结构与导流板均无法通过地面试验验证性能，设计完全依赖理论分析。
5.3. 可贮存推进剂的历史应用案例
海绵结构在可贮存推进系统中拥有丰富的飞行实验传承，并成功应用于多种航天器与任务中。该技术在需要燃料补加或高频次轨控的任务中表现尤为突出。相关文献记载了多种典型海绵结构设计方案。
5.3.1 空间实验
海绵结构曾作为次要推进剂管理装置（PMD）参与FARE-II与VTRE两次航天飞机实验。图12展示了VTRE燃料箱中央的海绵装置，该装置成功达成微重力环境下燃料箱排气且不损失液态燃料的 mission 目标。
图12 VTRE实验燃料箱内的海绵式导流板结构
2007年执行的"轨道快车"任务同样选用海绵结构作为PMD核心组件。这项示范性任务旨在验证微重力环境下卫星推进剂补加技术。该装置由16块钛合金板组成，呈放射状环绕中央收集组件。
5.3.2 航天器与任务应用
海绵结构是首个获得可贮存推进剂飞行验证的PMD技术。1959年首飞的阿金纳上面级火箭采用半球形金属鳍片阵列构成简易海绵结构，配合筛网式收集器工作。装置特设排气管路，实现蒸气后向排放与液体前向输送的同步进行。该火箭累计完成361次成功发射，成为史上最成功的上面级发动机之一。
在采用液态铯推进剂的离子推进系统中，海绵结构被用于辅助轨控推力器的燃料输送。该供应系统通过表面张力PMD将液态铯从储箱输送至蒸发面，其中120片鳍片组成的紧凑型海绵负责燃料收集，多孔棒结构则完成后续传输。
1975年发射的"维京1号"与"维京2号"火星探测器标志着海绵结构首次应用于行星际任务。为确保探测器在火星轨道维持精确控制，系统选用巨型海绵装置维持燃料质心稳定（如图13所示）。该装置高度经过特殊设计，始终将液态燃料约束在燃料箱几何中心附近。两组轨道器均远超510天的设计寿命，其中维京1号更持续运行1700天。
图13 火星"维京号"推进剂管理装置（图中翻译，Tank: 罐；Pressurization/Vent Tube: 加压/通风管；Shell: 外壳；Central Baffle Assembly: 中央挡板组件；Communication Channel: 联系通道；Mounting Cap Assembly: 安装盖组件；Outlet Port: 出口端口）
英国宇航公司的欧洲星（EUROSTAR）通信卫星系统采用了独特的海绵式推进剂管理装置。这套由洛克希德·马丁设计的卫星系统整合了导流板、海绵结构、防晃隔板和收集器，其中海绵装置作为核心组件。导流板负责在巡航阶段为海绵结构补充推进剂，直至下次机动需求来临。该系统的创新之处在于：燃料箱内的海绵结构偏离卫星轴线安装，径向朝外布置。当卫星在轨旋转时，这种设计能确保收集器入口始终浸没在推进剂中，从而显著降低燃料残留量。
1996年发射的火星全球勘测者号（MGS）延续了此前火星观察者号的任务目标。与前代相比，MGS体积更小、重量更轻且成本更低。其两个对称燃料箱均配置了大型海绵结构与防晃隔板组成的复合管理系统。为抑制旋转时的燃料晃动，工程师在箱体中段内壁加装了环形隔板。八片式海绵结构不仅能精确控制燃料质心位置，还能在姿态机动等极端工况下确保推进剂始终覆盖箱体出口。
在1997年启程的卡西尼-惠更斯土星探测任务中，海绵结构再次被选为推进管理核心方案。该探测器最初旨在研究土星环系与卫星泰坦的地表特征，后续还获取了土星系统内多个天体的宝贵数据。主燃料箱采用八片式大型海绵装置，主要功能包括：在微重力环境下维持推进剂与气腔位置稳定，并为推力控制提供基础保障。
1999年升空的钱德拉X射线望远镜采用了兼顾气液双相管理的海绵系统。这台运行在1-14万公里地球轨道的天文设备，需要持续获取深空无遮挡观测数据。虽然其推进系统同时配置了中心柱、隔板和收集器，但八片式海绵结构仍是核心组件——三角形面板兼具双重功能：半数用于剥离气泡，半数延伸至隔板区维持液体捕获。
2010年发射的太阳动力学天文台（SDO）作为探索者级任务，携带了占整星质量近半的推进剂。该卫星选用海绵式管理装置，主要解决两大难题：维持推进剂质心稳定与抑制液体晃动。2011年执行水星探测的信使号探测器同样延续了这一技术路线。即将部署的詹姆斯·韦伯太空望远镜（JWST）也将采用海绵装置，这个由多国联合研制的深空观测平台，计划在地日L2点开展星系演化与恒星形成研究。
除科学任务外，海绵技术在同步轨道卫星领域也有广泛应用。1988年某火星探测器氧化剂箱的海绵装置经改造后，成功应用于军用卫星平台。劳拉公司1300系列卫星平台采用简易海绵结构，先后服务于国际通信卫星V号、地球静止环境业务卫星（GOES）及直播电视卫星（DIRECTV）等任务。波音公司1995年的601HP平台与2009年的702HP平台均采用海绵管理双组元推进剂，后续702MP平台虽改用化学/电推进混合系统，但其化学推进段仍保留海绵装置。
军用领域同样不乏经典案例：2007年美国国防高级研究计划局（DARPA）开展的"微卫星技术实验"（MiTEx）中，上面级推进箱采用小型海绵配合轴向/径向双隔板系统。如图14所示，该装置通过多面板汇聚中心柱的紧凑设计，实现了推进剂运动轨迹的精确控制。
图14 微卫星技术实验中采用的海绵结构示意图
6. 筛网通道式液体获取装置
第三种全通式毛细驱动推进剂管理装置（PMD）是筛网通道液体获取装置，也称收集臂。其结构定义为三面实体壁与一面多孔壁构成的封闭通道。与导流板和海绵结构类似，筛网通道同样利用毛细泵送力原理，但能在更严苛的热力学与重力条件下提供更可靠的液体获取方案。核心区别在于：该通道构建了从燃料箱内部到出口的封闭流道，通过筛网结构实现更高流量输送与更强抗气体侵入能力，代价是设计复杂度与成本显著提升。这类装置不仅拥有可贮存推进系统的飞行履历，更是目前唯一经过低温推进系统验证的PMD类型。
6.1. 设计概念、基础流动物理与工作原理
航天任务中的筛网通道设计分为两大类。第一类是启动篮结构，包括启动篮、集液槽、收集器、启动箱及褶皱管等小型装置，其功能是在发动机启动阶段将足量推进剂约束在出口上方，直至飞行器加速度足以维持大流量输送需求。如图15所示，启动篮通过精确尺寸设计确保液体覆盖出口，同时作为最后一道气体阻隔屏障——当气体接触筛网时，既能允许液体通过，又可阻止蒸汽侵入，形成液态介质保护层。这类装置适用于加速度剧烈变化且需短时高流量输送的系统，其设计复杂度远低于全通式装置。图15示例中的集液槽还可为顶部混合泵提供燃料，实现箱内分层液体的再循环。
图15 筛网通道启动篮/集液槽结构示例
第二类是全通式装置，如图16所示，全通式筛网通道LAD（即收集臂）沿燃料箱全长布置，需确保任务全周期内推进剂与出口的连通性。这类装置采用多样化构型、尺寸与几何布局，通常为矩形截面通道，包括分配器、箱内衬套等变体，适用于加速度变化平缓且需长期稳定低流量输送的系统。
图16 全通式筛网通道液体获取装置示例
全通式筛网通道液体获取装置（LADs）的基本流体物理原理与工作流程如下：在类飞行系统中，这些装置通常紧贴推进剂贮箱壁面轮廓布置，可呈现不同截面几何形状（常见为三角形或矩形）。通道面向箱壁的一侧覆盖着致密编织的精细金属丝网，其孔隙直径极小（10-100微米），其余三面均为实体金属壁。由于微重力环境下推进剂会自然向贮箱壁面聚集，筛网面通常朝向箱壁布置。无论在稳态或瞬态流动环境中，该筛网均实现三大功能：
☆确保任务全周期内贮箱出口与推进剂保持连通。当液体接触多孔筛网时，筛网允许液体进入通道
☆实现气液分离与相态控制。当增压气体或蒸汽接触筛网时，筛网孔隙内的液体表面张力会阻隔气体进入
☆通过毛细作用使液体沿筛网迁移，可重新润湿因接触热增压气体而干燥的网面区域
所有通道最终汇流至贮箱出口处，确保任务期间推进剂与出口始终保持连通。随着液体从贮箱排出，当蒸汽接触筛网时，表面张力会阻止气体进入通道，同时允许液体自由通过。只要筛网两侧压差不超过泡点压力，筛网通道LADs就能有效防止气体吸入。
6.2. 筛网与金属类型
特定任务中筛网的选择取决于任务需求，包括重力/热环境参数及目标流量要求。LADs筛网按几何特征、孔隙尺寸、孔隙数量和制造工艺分类，这些参数可综合表述为筛网编织方式。图17展示了常用200×1400荷兰斜纹筛网的扫描电镜图像，该规格表示每平方英寸含200根粗经线和1400根细纬线（图17中经线不可见）。
图17 200×1400荷兰斜纹筛网的扫描电镜图像
筛网编织方式是影响筛网通道LADs选型的最关键参数，因为特定编织工艺能产生更精细的孔隙。例如，更细密的筛网可增强抗蒸汽吸入能力，但会导致推进剂流出时产生较大液压损失。此外，较小孔隙也使得细密筛网更容易被推进剂中的杂质堵塞。
按复杂度递增排序，筛网通道LADs可选用的编织类型包括：平纹方孔、斜纹方孔、平纹荷兰式、反荷兰式及荷兰斜纹。图18展示了斜纹方孔、平纹荷兰式和荷兰斜纹的三维模型。每种编织类型的粗经线与细纬线（相互垂直排布）具有不同交织方式。平纹方孔结构最简单，其经/纬线直径相同，以方形网格方式上下交错编织，这种网型通常孔隙较大。
图18 a)斜纹方孔 b)平纹荷兰式 c)荷兰斜纹编织方式的三维模型
斜纹方孔编织是第二复杂的网型结构：其经线与纬线直径相同，但每根纬线会先跨越两根经线，再穿入下两根经线，如此循环往复。平纹荷兰织法的排布方式与普通平纹相同，但采用直径更大的经线搭配较细的纬线，从而形成更小的孔隙。反荷兰织法则与之相反，纬线直径大于经线。最复杂的荷兰斜纹编织综合了平纹荷兰织与斜纹方孔的特点：既保持斜纹方孔的编织规律，又像平纹荷兰织那样采用粗经线配细纬线。其纬线每次先跨越一根经线，再穿入后续两根经线。荷兰斜纹织法能形成最小的孔隙直径和最曲折的气体吸入路径，因此特别适合低表面张力的低温液体收集系统。
金属材质同样影响筛网选择，进而决定液体收集装置通道的设计与质量。较粗网孔可采用钛、铝等多种金属，而精细网孔通常仅限不锈钢等较重金属。与导流板及海绵式推进剂管理装置类似，筛网通道设计者往往需要在性能与系统质量间权衡。
编织筛网的液体毛细渗透能力使其优于多孔板。虽然通过激光钻孔或机械加工能在金属板上实现10微米以下的超微孔隙，但对于柔性液体收集系统而言，孔隙数量与尺寸同等重要。编织筛网的孔隙数量与经纬线数量的乘积成正比。多孔板虽比编织筛网结构稳定，但因开孔数量较少导致流阻更高。更重要的是多孔板无法通过毛细作用向蒸发干燥区域补充液体，因此不建议作为未来低温推进系统的主要管理装置。
褶皱筛网能通过增加表面积来降低穿网压力损失。虽然弯曲会使泡点压力轻微降低，但其刚性远高于平面筛网，特别适合高流量系统。
6.3 优势与劣势
液体收集筛网始终直接接触燃料，几乎能在所有工况下获取推进剂。这意味着无论旋转状态、方向或加速度如何变化，筛网通道装置都能维持液体接触并持续向出口输送。这种特性使其成为适应各类任务需求的最灵活方案。不同于贮液器、海绵或导流板等装置，筛网通道能在更高加速度下持续供应无蒸气液体，并凭借快速再捕获能力维持高流量。只要穿网压差不超过泡点压力，就能持续输出无气泡推进剂。这些优势使筛网通道成为高流量飞行任务的最佳选择。其适应性强、鲁棒性高，既能维持从低到高的各级流量，又能在极端反向加速度下保持液体获取能力，综合性能远超导流板与海绵式装置。
但筛网通道也存在明显缺陷。如前所述，当达到泡点压力时，润湿筛网的表面张力将失效并导致蒸气吸入。精细网纱的脆弱性也会降低可靠性。相比导流板等装置，其支臂质量与体积也处于劣势——例如精细筛网只能采用较重的不锈钢制造。最后，筛网通道是各类推进剂管理装置中造价最高、工艺最复杂的，需要大量材料制备，还需测试不同网型的泡点压力，制造难度大。因此其高性能是以更高成本、更大质量、更复杂结构和较低可靠性为代价换取的。
6.4. 可贮存推进剂的历史应用案例
筛网通道式液体收集装置在可贮存推进剂领域拥有丰富的飞行履历，既应用于太空实验也见于飞行器。这类装置的设计原理已在可贮存推进剂系统中得到充分验证。其通道结构尤其适合航天飞机等需要灵活供液的任务需求。
6.4.1 太空实验
筛网通道装置早在1950年代中期就应用于首批高空试验。X-15航天器虽未突破近地轨道，但作为火箭动力太空飞机验证了未来载人飞行可行性。该飞行器从改装B-52轰炸机高空发射后持续加速爬升，开展高空再入机动测试。其推进剂贮箱内壁整体铺设筛网，形成全通讯通道式收集装置，确保全高度测试期间的推进剂获取。图19展示了这种独特装置，该设计后来还应用于航天飞机搭载的太空实验室实验。如图所示，这种通道结构更近似于密集排列的导流板组。
图19 太空实验室采用的球形褶皱筛网衬层
波音和平卫士任务也采用了通道装置。这款最初作为洲际弹道导弹开发的运载器，后被改造成国际空间站专用一次性补给飞船。其第四级采用通道支臂供应姿态控制推进剂，并配备环形挡板抑制晃荡。测试涵盖地面常重力和KC-135微重力飞机实验：常重力测试重点评估推进剂管理装置的加注排放效率，测量筛网压降以计算发动机启动时的泡点压力；微重力实验则验证晃荡控制效果。
采用筛网通道装置最具代表性的可贮存推进剂太空实验是STS-53任务搭载的FARE-I项目。如图20所示，该实验通过透明贮箱测试四支臂筛网通道组件的加注与排放性能，实现了98%的排放效率。与FARE-II类似，FARE-I任务对理解微重力流体行为及推进剂管理装置性能具有重要价值。
图20 FARE-I通道支臂结构
6.4.2 飞行器与任务应用
1959年发射的阿金纳上面级火箭于1964年首次采用筛网式启动篮装置，其设计初衷是实现发动机多次重启。该装置在贮箱底部集成了筛网锥体结构，既确保贮液池的再填充能力，又能维持流向出口的无气泡流动。
地球静止环境业务卫星（GOES）系列采用200×1400目筛网通道LAD。自1974年首射以来，这些气象观测卫星通过轨道维持系统每月执行多次机动，其推进管理装置采用筛网通道设计以实现同步轨道定位。
通信卫星领域同样广泛应用筛网通道LAD。国际通信卫星VI/VIIA系列采用四臂筛网式收集器与液体捕集装置组合设计，燃料箱使用200×1400目筛网，氧化剂箱配置165×800目筛网。日本超鸟卫星自1992年起采用筛网通道推进管理装置，为亚洲地区提供稳定通信服务。基于波音702MP平台的702B型通信卫星最新改进型也采用同类设计。军用通信卫星系统则使用30×160目筛网通道LAD。值得注意的是，火星观测者号任务曾因推进系统故障导致失败，但其继承者火星全球勘测者号取得了显著成功。
最著名的筛网通道LAD应用案例当属1981-2011年间服役的航天飞机运输系统（STS）。作为NASA主力运载工具，航天飞机共执行135次任务，其推进管理装置始终保持100%可靠性。该系统配备14台反作用控制系统（RCS）推力器和轨道机动系统（OMS），均采用四氧化二氮/甲基肼推进剂。RCS贮箱配置325×2300目全通式筛网通道LAD（见图21a），多段视窗式筛网结构可适应不同加速度环境，底部设有贮液池；OMS系统则采用气体阻隔器与收集臂组合设计（见图21b）。尽管曾考虑升级为低温推进剂方案，但最终出于安全考量未予实施。
图21 航天飞机筛网通道液体获取装置：a) 反作用控制系统，b) 轨道机动系统推进剂贮箱内的布置示意图，图片中的文字信息翻译如下：
BULKHEAD: 舱壁
COMMUNICATION SCREEN: 通信屏蔽
FWD PROBE: 前探头
GALLERY AND AFT COMPARTMENT VENT LINES: 走廊和尾部舱室通风管道
UPPER SENSE POINT: 上感应点
LOWER SENSE POINT: 下感应点
GALLERY LEGS: 走廊支柱
COLLECTOR MANIFOLD: 收集歧管
GAS ARRESTOR: 气体阻火器
BAND SCREEN: 带式筛网
DISCHARGE PORT: 排放口
COLLECTOR ASSEMBLY: 收集器组件
6.5. 低温推进剂历史应用案例
在各类推进剂管理装置中，筛网通道式液体获取装置（LAD）是唯一具有低温液体实际飞行经验的类型。首次在飞行器低温推进剂贮箱中应用LAD的尝试出现在著名的"半人马座"上面级。短期任务（<6小时）的上面级通常利用沉降推力机动产生的加速度将推进剂导向贮箱出口。但由于需要多次发动机点火来调整推进剂位置，且存在蒸气混入风险，这种沉降系统被认为不适用于多脉冲点火任务。为此，工程师为液氧和液氢贮箱设计了启动篮装置，这些装置甚至包含被动过冷系统以进一步降低传输管路中的蒸气混入风险。虽然启动篮比原有沉降系统更重，但其更快的发动机准备时间和更少的点火次数使其成为长期更优的选择。尽管改进型一次性运载火箭仍在使用"半人马座"上面级，但启动篮最终并未实际安装。
第二次在飞行器低温推进剂贮箱中使用筛网通道式LAD的尝试出现在苏联"暴风雪"号航天飞机上。这款与美国航天飞机设计高度相似的飞行器，主要任务是通过可重复使用运载器将宇航员和货物送入近地轨道。凭借超大载荷能力，"暴风雪"也被开发用于潜在军事用途（具体军事性能仍属机密）。两型航天飞机的主要区别在于："暴风雪"采用低温液氧/液氢推进系统进行轨道机动，而美国航天飞机使用可储存推进剂作为RCS和OMS系统燃料。此外，"暴风雪"的发射级由四台液氧/煤油发动机组成，而美国航天飞机采用固体助推器与液氧/液氢主发动机组合方案。1988年11月，"暴风雪"从拜科努尔航天发射场完成了唯一一次无人飞行，在206分钟的处女航中实现入轨、完成两圈近地轨道飞行并成功返回。该航天飞机开创了全自动发射、轨道机动、再入与着陆的里程碑。其LAD系统采用管式筛网结构，用于在轨道机动、下降和再入阶段获取液体，但除首飞外从未进行过其他测试。
第三次获得低温液体LAD飞行经验的成功案例是1991年6月STS-57任务中进行的超流氦在轨转移（SHOOT）小规模实验。该实验旨在验证微重力环境下超流氦（SFHe）在贮箱间的自主转移、精确质量测量、筛网通道式LAD运行以及超流氦与普通氦的相分离。具有零熵和零粘度特性的超流氦，在量子溶剂、光谱学和低温冷却领域具有特殊应用价值。SHOOT采用325×2300规格的筛网通道式LAD来获取超低表面张力的超流氦，相关技术细节已充分记录在案。虽然氦属于惰性物质，但SHOOT通过其简单的演示任务推动了低温推进系统技术的重大进步。尽管通过"土星IV-B"、"半人马座"和"大力神"等飞行试验已开展过液体定位、推进剂晃动、设备预冷等基础实验，但获取液氧/液氢等低温推进剂在微重力环境下的性能数据，仍是航天领域最优先的研究目标之一。
7. 推进剂管理装置的组合应用
需要特别说明的是，许多推进剂管理装置实际由多个子系统组合而成。通过集成多种PMD，设计师能有效克服各独立系统的固有缺陷。例如在补加任务中，常将多孔材料、挡板与简单导流板组合使用（见图22a）。导流板臂可持续从贮箱液池中获取推进剂补充多孔材料，而多孔材料能为下次点火储备推进剂。同时，系列挡板能有效抑制多孔材料面板内的液体迁移，提升其保持推进剂的效能。
图22 组合式推进剂管理装置示意图：a)配置四片高导流板、小型多孔材料及内置挡板的结构；b)配置四片短导流板、中心柱、收集槽与导流槽的结构。
图22b展示了另一种典型组合方案——导流板+收集槽+导流槽系统。高效导流板与中心柱协同工作，可从贮箱壁面（包括出口侧与增压气体侧）可靠收集推进剂。推进剂流经导流板与中心柱后，通过收集槽/导流槽组件顶部的微型孔道汇聚。出口处设置的双层多孔筛网可有效抑制气体混入，而导流槽利用流体静力学原理能在贮箱旋转时维持大量推进剂聚集在出口区域。文献中还可找到更多组合式推进剂管理装置的创新设计案例。
8. 当前与未来技术需求
8.1 从可贮存推进到低温推进系统
基于NASA长期太空探索规划，低温推进系统研发始终处于航天技术发展的核心地位。低温推进技术不仅能支撑未来高性能空间发动机，还可应用于轨道燃料贮存站、生命支持系统、燃料电池、空间资源利用系统以及冷却/液化装置，堪称载人/无人深空探索任务的关键使能技术。虽然推进剂管理装置在可贮存推进系统中已有丰富应用经验，但低温推进系统（尤其是液氢系统）的实际飞行案例仍极为有限。
近年来，高毒性可贮存推进剂的应用呈现下降趋势：首先，出于安全环保考量，无毒的低温推进剂正成为轨道推进系统的理想选择；其次，为支持长期太空任务（如液氧/液化甲烷组合），新型燃料与推进剂组合的研究需求日益增长；再者，液氧/液氢系统已通过土星五号（S-IV、S-IVB、S-II级）、半人马座/德尔塔IV上面级及航天飞机等任务验证了可靠性；更重要的是，低温推进系统的性能指标远超可贮存推进剂——在最佳混合比条件下，除核热推进系统外，没有任何已知纯化学推进剂组合能超越液氧/液氢的比冲性能（添加氟元素仅能略微提升）。但低温流体特性（如极低沸点与表面张力）也为推进剂管理装置设计带来特殊挑战。
未来主要存在两类需求场景：首先，空间低温发动机需在复杂热力学环境下，实现毫重力/微重力条件的大流量无气泡输送；其次，轨道燃料贮存站需开发高效的液氢/液氧微重力转注技术。为满足NASA发展需求，必须研发具备多环境适应能力的通用化推进剂管理装置——这类装置应能兼容多种航天器构型、低表面张力低温推进剂、宽流量工况及复杂力热环境。
8.2 空间低温发动机应用
以载人登月任务为例说明低温推进剂管理装置的全任务周期需求（参考探索系统架构研究）：两枚重型液氧/液氢运载火箭分时发射，分别运送载人飞船（CEV）与地月转移级（EDS）+月球着陆上升组合体（LSAM）。任务流程包括：双箭间隔一周发射→近地轨道交会对接→4天地月转移→近月轨道分离→月面着陆→6个月驻留→上升级返回近月轨道对接→载人舱返地。在此过程中，各阶段均依赖可靠的低温推进剂供应系统。
任务架构研究表明，低温推进系统将贯穿任务全周期：地球发射段、地月转移级（EDS）及月球着陆下降级（LSAM）采用液氧/液氢系统；而着陆上升级（LSAM）选用液氧/液化甲烷组合，利用甲烷在六个月月面驻留期间比氢更强的寄生热泄漏吸收能力。发射段因火箭推力与1g加速度足以维持出口液位，无需推进剂管理装置；但地月转移级需配置先进装置——既要确保两系统在近地轨道微重力环境下对接时的推进剂覆盖，又要保障转移至近月轨道过程中的稳定输送。鉴于近月轨道同样存在微重力环境，轨道驻留段与下降级均需高性能管理装置。即便在月面1/6重力条件下，液氧/甲烷贮箱点火时仍需基础装置保证出口液位覆盖，同时反作用控制系统（RCS）在近月轨道至近地轨道再入的全程机动也依赖此类装置。
8.3 轨道低温燃料贮存站应用
推进剂管理装置最具前景的应用场景当属轨道低温燃料贮存站。载人深空探测任务需依赖大型化学/核推进系统，传统"携带全周期燃料"模式严重制约有效载荷比与地球逃逸速度。燃料贮存站作为地球轨道上的永久性低温推进剂仓库，可实现"太空加油站"功能：航天器仅携带突破地球引力阱的燃料，后续通过轨道加注完成深空任务。该模式通过将大部分燃料质量转移至贮存站，显著提升轨道干质量占比，结合高性能低温发动机可实现更高逃逸速度与更长任务周期。
现代全尺寸贮存站设计呈现三大特征：规模扩大化（服务运载火箭加注与卫星延寿）、功能模块化（兼容月球/火星任务架构）、技术前沿化（融合新型低温存储技术）。这些轨道设施需在微重力环境下持续运行数月乃至永久驻留，因此必须配备特殊管理装置——既要控制贮箱出流稳定性，又要实现客户飞行器贮箱的高液位精确加注。与发动机系统不同，贮存站在推进剂转移前往往无法通过常规沉降方式保证出口液位，而微重力环境下低表面张力低温流体的无气泡输送需求，恰恰凸显了推进剂管理装置的技术优势。
8.4 任务需求分析
对比三种主流毛细驱动式推进剂管理装置的特性，多孔材料与导流板结构可能难以满足未来燃料贮存站或空间发动机的高流量需求。多孔材料无法适配贮存站巨型贮箱的规模要求，而导流板相对于筛网通道装置的流量供给能力也显不足，且会形成低温推进剂的直接热泄漏路径。但若工程可实现，导流板仍因结构简单成为首选方案。筛网通道装置则展现出更强的扩展性与适应性——既能适应航天器变加速度与多方向机动，又可覆盖从发动机重启到持续工作的宽流量工况，同时满足燃料电池、生命支持及燃料贮存站的流体传输需求。基于成熟的地面研发体系、可贮存/低温推进剂飞行经验，以及相较于导流板和多孔材料的更高性能与鲁棒性，筛网通道装置或将成为未来空间低温系统的优选技术路线。
以下四种典型任务场景需依赖筛网通道装置实现微重力条件下的低温推进剂提取：
1）上面级或发动机在弱重力环境的主发动机点火（如月球上升级）
2）反作用控制系统的姿控推力器工作
3）贮箱内热力学排气系统或混合泵的流体循环
4）轨道燃料贮存站向航天器的推进剂转移
主发动机点火工况：虽然推力加速度可使推进剂沉降覆盖出口，但在弱重力环境中仍需配置简化版筛网通道集液器确保初始液位。此时装置需满足：高加速度下维持大流量输送、控制压降幅度、避免溶解增压气体空化或液体汽化导致的失效。
姿控推力器工况：推力虽能促进推进剂沉降，但仍需集液器保障出口覆盖。该场景特点为：相同大加速度下流量需求较小，装置需具备抗逆向加速度能力，其筛网结构还需承受发动机瞬态重启载荷。
贮箱热管理工况：无论气液界面初始位置如何，装置必须实现弱重力环境的小流量稳定输送，要求具备高气泡点压力特性。
轨道加注工况：贮存站贮箱面临复杂加速度环境与变流量需求，装置需兼具抗气体混入能力与低筛网压损特性。这四种场景共同勾勒出理想筛网通道装置的技术特征图谱。
8.5 低温推进剂液体获取装置技术发展计划
针对可储存常温推进剂设计的液体获取装置（LAD）工具集在低温推进剂应用中存在显著不足，这源于低温流体与常温流体在热物理特性上的本质差异、低温导致的材料收缩效应以及仅存在于低温环境下的特殊传热传质现象。过去十年间，针对筛网通道式低温液体获取装置的研究在实验与理论层面均取得重大突破。
概念验证阶段，研究人员先后在液氢、液氮、液氧以及液态甲烷环境中对325×2300规格金属筛网进行了系统测试。随后开展了涵盖液氢、液氮、液氧和液态甲烷的静态气泡点压力地面试验，重点考察了筛网目数、液体介质、液体温度压力参数、增压气体种类及温度等变量的影响规律。试验数据覆盖200×1400、325×2300、450×2750和510×3600四种筛网规格，测试工况包含饱和与过冷两种液体状态，采用常温/低温增压气体，温度压力参数覆盖典型低温工程应用范围。为建立基础模型，同步开展了常温液体接触角测量等对比实验。在验证基础上，研究人员构建了全尺寸液氧贮箱出流试验系统，并针对液氢环境特别设计了两套325×2300筛网通道装置，其中一套配置穿孔板与内部热交换器以模拟在轨热力学环境。
理论建模方面，基于近四十年实验数据建立了经实验验证的低温气泡点压力预测模型。该模型创新性地考虑了低温筛网孔隙收缩效应、气液界面增压气体种类、液体过冷度以及气体加热等多重因素的耦合影响。在Jaekle稳态分析框架基础上，先后发展了一维简化压降模型和考虑多孔壁面任意吸注条件的二维Navier-Stokes方程全解算方法，后者通过液氧/液氢通道试验数据验证具有优异预测精度。后续改进中进一步解除了低雷诺数流动下的通道死端无滑移边界条件限制。针对筛网通道性能的辅助影响因素，同步建立了过网压降、毛细爬升速率及筛网柔顺性等专项模型。液氢燃料库伦的筛网选型优化逻辑已形成完整方法论体系，液态甲烷环境的热力学分析则量化了相变传热与流动特征的关联规律。此外，针对再密封压力极值、最大气泡点压力等特殊工况也建立了专用预测模型。目前液氢/液氧环境液体获取装置技术成熟度已达5级，下一步关键技术验证将聚焦近地轨道微重力条件下的低温推进剂在轨转移演示任务。
9. 结论
本文系统回顾了航天飞行六十年来推进剂管理装置的发展历程。作为低重力环境下推进剂获取的有效解决方案，推进剂管理装置（PMD）展现出独特的技术韧性与工程价值。研究通过对比不同PMD的工作原理与设计特性，深入剖析了各类装置在流体力学性能与结构设计方面的优势与局限。尽管该技术已成功应用于科研、工业、政府及军事领域的多项太空任务，但要实现配备PMD的深空低温推进系统仍存在技术挑战。
值得关注的是，通过系统的低温液体获取装置技术研发计划，目前已建立起完备的设计与尺寸计算工具链。这些工具与既有工程经验相结合，完全具备研制符合飞行标准的低温推进剂管理装置的能力。当前技术储备为未来开展低温推进剂在轨储存与传输任务奠定了坚实基础。
（全文完）
整理：西安交通大学，刘金鑫
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