低温贮箱隔热设计

6.1 漏热从哪里来

低温贮箱漏热有三条途径：固体传导（支撑、管路、吊带）、残余气体导热（取决于夹层真空度）、辐射（由多层反射屏层层削减）。中国载人航天工程官网刊载的组合绝热试验研究给出两条重要规律：泡沫＋多层绝热（MLI）组合方案中，MLI 层数增加总热流先减小后增大（层间接触导热加剧），预紧力增大热流增加——MLI 并非层数越多越好、捆扎越紧越好。

6.2 组合绝热实测性能

6.3 变密度多层绝热与蒸汽冷却屏

VD-MLI（变密度多层绝热）沿厚度方向改变反射层／间隔层密度，在保持低导热的同时降低重量与体积，是 NASA 液氢贮箱大型地面试验（Martin & Hastings 2001 带泡沫基底的 VD-MLI 液氢试验）验证过的成熟方向。VCS（蒸汽冷却屏）把贮箱蒸发出的冷蒸气引入屏体盘管，化“漏热”为“冷量回收”——蒸气带走屏体漏热后再排出，与 VD-MLI 组合使用；综述归纳 VCS 在贮箱上有三类布置位置，需与 VD-MLI 协同设计。

6.4 从低蒸发到零蒸发：ZBO

任务周期决定技术路线（《真空与低温》2025 综述）：短周期（6 个月以内）高性能被动绝热即可；中周期（6 个月~1 年）要求月均蒸发率低于 0.6%，需优化被动绝热并引入 VCS；长周期（1 年以上）单一被动方案难以胜任，必须走“被动绝热＋主动制冷”复合路线。ZBO（零蒸发）概念由 NASA 的 Plachta 于 1999 年提出；其 VD-MLI＋大面积冷屏方案已实现液氧零蒸发；PODS 多功能绝热支撑采用 6 点 12 杆构型，支撑漏热仅 0.2 W，较常规降低一个数量级。主动制冷硬件方面，脉管制冷机已达 95 K@10 W、整机质量小于 4 kg 的水平，经热管／导热带／换热器与贮箱耦合。

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