真空多層絕熱的性能好壞直接影響到低溫貯箱的安全性。根據修正的Lockheed 模型，計算冷邊界溫度、熱邊界溫度、層密度等對均勻層密度多層絕熱性能影響，并對三區域變密度的多層絕熱性能進行分析，最后針對在軌、地面狀態時對低溫貯箱漏熱方面的要求提出采用復合多層絕熱的概念，得出復合多層絕熱具有優良的隔熱性能。

引言

　　隨著科技的快速發展和低溫技術的普及，液氧、液氮、液氫等低溫液體在航天技術中的應用越來越廣泛，從作為推進劑的燃料、宇航員呼吸用的氧和氮，以及其他用途的氬、甲烷等，都可以低溫液體的形式貯存。

　　低溫液體的存儲溫度很低，外界環境的漏熱導致貯箱內低溫液體蒸發，縮短了存儲周期，同時增加了低溫貯箱的破壞性風險。為了解決上述問題，國內外研究學者提出采用主動制冷和被動絕熱的方法以降低蒸發損失。其中，被動絕熱中多層絕熱技術作為其關鍵技術之一，有必要研究這種絕熱方法。常規的多層絕熱材料由防輻射屏和間隔材料交替組合而成，其中防輻射屏一般為鋁箔或者雙層鍍鋁的聚氨酯薄膜，而間隔材料通常采用熱導率較低的尼龍網或填碳紙等。在真空環境下，氣體導熱和熱對流的影響很小，防輻射屏可有效降低輻射帶來的熱流，因此采用多層絕熱可大大降低低溫貯箱的漏熱。

　　國內關于多層絕熱方面的研究人員較多，大多都采用Layer-by-layer 模型進行仿真計算，隨著研究的逐步深入，國外研究學者提出了幾種Lock⁃heed模型，此模型計算方便，引入層密度的概念，可進行多種區域模型計算。馬歇爾空間飛行中心的Steven G. Sutherlin[6]通過對液態甲烷做了多層絕熱方面的試驗得出了一種修正的Lockheed模型，此種模型更接近實際。B. A. E. Auburn 大學在肯尼迪空間中心采用蒸發量熱法測試了多種多層絕熱系統性能。采用現有的幾種Lockheed計算方法得出的MLI性能基本與試驗結果相吻合。Hastings等進行了變密度多層絕熱方面的研究，并針對處于地面和空間環境下的低溫貯箱系統提出了泡沫塑料與變密度多層絕熱相結合的復合多層絕熱概念，但國內還未見相關文獻的模擬計算。

　　采用修正的Lockheed模型計算不同的絕熱層厚度、層密度對總漏熱的影響效果，研究三區域層密度分布隨各參數的變化情況，最后提出復合多層絕熱的概念，并進行了相關對比計算，從理論上驗證了采用此種方法的可行性，實驗驗證工作將在后續展開。

1、理論模型

　　目前提出了兩種多層絕熱模型：Layer-by-Layer模型和Lockheed模型。兩者都假設多層絕熱內傳熱為一維傳熱，并且兩者建模都是基于3種傳熱機理：兩輻射屏之間的輻射換熱、氣體導熱和固體導熱。Layer-by-Layer模型基于傳統的分析方法，以每一層為結點，分析每一層的3種傳熱，最后得出總的傳熱，而Lockheed模型引入了總層數，層密度的分析，成為國外研究人員的研究熱點。文章重點討論根據修正的Lockheed模型采用不同冷邊界溫度時多層絕熱性能變化情況。

　　對于多層絕熱中的固體導熱，采用公式(1)計算熱流密度：

　　式中：A為經驗常數；N* 為層密度；Tm為冷熱邊界平均溫度，Tm=(Th+Tc)/2；Th為熱邊界溫度；Tc為冷邊界溫度；Ns為輻射屏數。

　　在分子流作用下(克努曾數Kn>10)氣體導熱表達式：

　　式中：P 為氣體壓力，Pa；m 為分子質量；γ 為比熱率；β 為經驗常數。

　　打孔的輻射屏之間輻射換熱表達式：

　　式中：ε 為輻射屏發射率；B為經驗常數。

　　通過調研大量的文獻，得出通過絕熱層總熱流密度的三種表達式分別為：

　　式中：Cs=2.4e-4；Cr=4.944e-10；Cg=14 600。上述三式都可以較好的預測多層絕熱層總熱流，但是當間隔材料采用尼龍網時，公式(4)和(5)在計算方面出現了偏差[7]，因此采用公式(6)修正的Lockheed模型計算多層絕熱性能參數。

2、結論

　　采用修正的Lockheed模型主要對應用于低溫存儲系統的多層絕熱性能進行理論分析，主要得出以下結論：

　　(1)采用均勻層密度時，隨多層絕熱厚度增加，熱流密度逐漸降低，降低幅度逐漸減小；當層密度從5~25層/cm時存在一個最佳層密度使得熱流密度最小；

　　(2)上述主要是針對均勻層密度來講，根據前期的計算，提出三區域模型計算各區域采用不同層密度時漏熱變化(即變密度多層絕熱：VD-MLI)，得出選用層密度3時熱流密度最小，并分析了冷邊界溫度、層間壓力不同時總熱流變化情況，得出壓力小于0.01 Pa大于100 Pa時熱流密度趨于平緩；

　　(3)最后根據在地面和空間中遇到的實際情況，提出了復合多層絕熱的概念：SOFI/VD-MLI，并從理論上證明了采用此種方法的有效性，將在后期的試驗中得到驗證。