氢气在环境温度和压力下具有极低的体积能量密度。如果一架波音777-200ER飞机所携带的航空煤油能量以环境温度和压力下的氢气形式储存，所需的体积将相当于约500架该飞机的机身。为了减少所需体积，可以将氢气压缩成气体或冷却成液体。如果氢气被压缩到700 bar，体积将减少到仅需一架波音777-200ER的机身大小。如果是液态，则只需该体积的一半。这些计算并未考虑为适应重量和燃料体积变化而重新设计飞机，但它们给出了所需体积的概念。
用于储存压缩气体或低温液氢的专用储罐会导致额外的重量。评估储罐储存效率的一个重要性能指标是质量效率（也称为质量分数），定义为如下公式（1）：
其中，WH2 是储罐所能容纳的氢气重量，Wtank 是空储罐的重量。
质量效率是储罐系统装满燃料时燃料重量所占的比例——该值越高越好。虽然该储罐指标不代表体积效率，但它量化了使用特定氢气储存方案所带来的重量代价。航空煤油箱的质量效率为100%，因为它们与翼盒结构是一体的，因此不会产生额外重量。
储罐质量效率显著影响着氢动力飞机的设计权衡和效益。储罐质量效率解释了为什么一些研究人员说氢气仅适用于短程和中程飞机，而另一些人则说随着航程的增加，氢气的优势会越来越大。下图1展示了在不同储罐质量效率和任务航程下，氢动力飞机的燃料能量使用量与航空煤油飞机的比较。
图1：根据油箱的重量效率，氢燃料可能只适用于中短程，或者随着使命航程的增加而有所改进。这些相反趋势之间的临界点是罐重量效率约为55%。
对于低质量效率的情况，相对于航空煤油飞机，氢动力飞机的性能随着航程的增加而恶化。假设较低的储罐质量效率，就是为什么有人说氢气只适用于短程和中程飞机的原因。然而，当储罐质量效率较高时，则观察到相反的趋势：随着航程的增加，氢动力飞机相对于传统航空煤油飞机的性能得到改善。无论任务航程如何，这种趋势发生翻转的临界点大约在储罐质量效率为55%左右。这些趋势与Mukhopadhaya和Rutherford、Verstraete以及Brewer和Morris发表的概念中的能量使用情况相符。
下图2展示了一系列现有和拟议的氢储罐，说明了它们的质量效率与氢气储存密度之间的关系。图中的理想点是尽可能高且靠右（质量效率为100%，氢气密度尽可能高），因为这意味着更低的储罐重量和更小的机载储存空间。乍一看，液氢（LH2）似乎是显而易见的解决方案。其质量效率要高得多，储存密度几乎是压缩氢气的两倍。对于燃料质量占比高的大型航空航天飞行器来说，这个结论通常是正确的，因为它们往往对重量高度敏感。然而，储存液氢增加了复杂性，对于较小的飞机来说可能并不值得。
图2：建议设计和现有储罐的重力效率（如公式（1）所定义）。液氢储罐的实际重力效率仍不确定;预计渐进性改进为25%-40%，革命性改进为70%或更高。
在上图2中，存在一些潜在的趋势可以解释某些储罐的差异。例如，航天飞机消耗其燃料的速度比波音的Phantom Eye快几个数量级，而且航天飞机的液氢储罐要大得多。这些效应使其能够实现更高的质量效率（所需隔热更少，且尺寸效应有利于航天飞机）。然而，航天飞机的储罐由于其高蒸发率和一次性使用的特性，永远无法用于飞机。因此，该图仅提供了对某些储存类型所能达到性能的一个概念。
氢气储存的另一个挑战是氢脆和渗透。氢脆会显著降低材料的屈服应力和延展性。特别是金属材料，在拉伸应力和氢气暴露下会变脆。渗透的发生是因为氢分子非常小，其中一些会穿过罐壁。为了给出合理的渗透率概念，运载火箭的液氢储罐在上升和入轨期间允许相对较高的渗透损失，约为储罐体积的0.25%。氢脆和渗透是压缩和低温储存面临的挑战。
一、压缩储存 (Compressed)
将氢气压缩到高压是提高机载储存氢气密度的一种方法。压缩气态氢（GH2）储罐在环境温度下运行，这比液氢（LH2）所需的主动管理要少得多。GH2储罐可以长时间放置而无需排放或重新加注。这些因素降低了飞机燃料管理的复杂性。
压缩氢气的缺点是需要沉重的压力容器储罐来安全地承受高压。如上图2所示，这些储罐的质量效率较低。大多数储罐的效率在1%–10%之间，尽管通过先进的设计和制造技术可能达到10%–20%。此外，压缩GH2储存的空间效率低于LH2储存。
下表1列出了用于压缩GH2储存的五类压力容器。IV型和V型复合材料储罐（碳纤维或玻璃纤维增强）提供了最佳的质量效率，重量仅为钢的五分之一，铝的一半。
表1：压力容器类型的材料和近似重量效率。最有希望减轻重量的复合材料是碳纤维或玻璃纤维增强的
Universal Hydrogen是一家为现有飞机开发氢储罐和改装套件的初创公司，它正试图通过从碳纤维结构中去除树脂来进一步减轻重量 ，如下图3所示；据报道，使用该技术质量效率可达17%（该公司现在似乎更专注于液氢储存的开发）。为了表征IV型储罐聚合物内衬的渗透性及其相关失效模式而进行的建模和实验研究正在进行中。
图3：Universal Hydrogen通过去除树脂减轻了其复合材料GH2储罐的重量（Universal Hydrogen图像）。
另一个重要的重量考虑因素是辅助系统（balance of plant）的重量，它指的是除储罐本身之外必要的辅助储罐部件。该系统包括压力调节器和阀门。轻质且可靠的辅助系统部件对于质量效率高的储罐至关重要。轻质复合材料储罐的缺点是成本；复合材料层占总储罐成本的40%–80%。
当考虑将金属用作压缩GH2储罐的材料时，必须考虑氢脆。金属在高拉伸应力和接触高压氢气时容易发生氢脆。在接近或略低于室温的温度下，氢脆的风险尤其高。这些温度是客机经常经历的温度，这进一步增加了金属氢储罐所需的安全系数。
这些储罐的设计几乎总是圆柱形的，因为圆形截面提高了支撑压力载荷的结构效率。圆柱体的端盖通常是半球形、准球形或椭圆形的。半球形是理论上的理想形状，但制造成本高昂，因为将金属平板成型为半球形具有挑战性。因此，准球形和椭圆形端盖最为常见。使用复合材料时，制造半球形端盖可能更容易。
McLaughlan等人对复合材料缠绕压力容器（COPV）进行了定性概述，它们相对于其他GH2储存方案是轻质的。Colozza提出了一种用于确定GH2储罐壁厚的简化分析方法。网格分析法（Netting analysis）是一种用于纤维增强复合材料分析的解析技术，它忽略聚合物基体并假设纤维承受所有载荷。该技术非常适用于一阶压力容器分析。与Colozza的技术相比，它在分析纤维方向和层数方面具有更高的保真度，但仍然足够简单，可以手动完成或快速在程序中实现。这些储罐设计的安全系数因应用而异，但2.25是常见的系数。
确定压缩GH2储罐的最佳压力对于在给定应用中获得最佳性能至关重要。更高的压力可实现更高的能量密度；350 bar和700 bar是常见的设计压力。然而，更高的压力需要更重的储罐来承受压力，并导致更高的成本。下图4显示了随着压力增加，密度增加和质量效率降低的相反影响。它还显示了更大体积下质量效率的增加，但具有收益递减效应。该图中的质量效率假设储罐的长径比为3:1且具有半球形端盖。壁厚尺寸采用简单的网格分析法乘以一个经验系数，以考虑内衬、阀门、调节器和其他部件。对于能量密度至关重要的应用，更高的压力可能值得付出增加的成本、复杂性和重量。尽管如此，即使是类似的应用，所选的设计压力也存在差异。Universal Hydrogen为其复合材料储罐选择了高达850 bar的压力，而ZeroAvia为其测试平台飞机选择了350 bar（生产型号可能会改变）。
图4：对于压缩GH2存储，在重量和储存密度之间有一个折衷，这取决于储存压力。上图显示的是环境温度为15摄氏度时的GH2密度下图显示了罐重量效率相对于储存压力和储存的氢气质量的近似趋势。重量效率取决于罐的设计和预期的应用。
尽管压缩GH2储存存在缺点，但对于重量不太敏感的应用，如小型支线飞机，它仍然具有引人注目的优势。压缩GH2可以被动地在环境温度下长期储存，从而实现更简单的运输和系统设计。它还避免了处理低温燃料，简化了机载燃料系统和加油操作。对于较小的飞机，这些因素可能导致GH2储存的成本低于LH2。
二、低温液体储存 (Cryogenic liquid)
低温液氢（LH2）储存相对于压缩气体储存有两个主要优势：首先，氢气的密度提高了2到3倍；其次，氢气可以在接近环境压力（1到3 bar）下储存。这两个优势使得质量效率可以超过50%，如上图2所示。显著的缺点是氢气的沸点为20 K，这需要大量的隔热和精心的燃料系统设计。如上图1所示，大型商用运输机对重量极其敏感，因此需要更高的质量效率才能使这些任务使用氢气。空客计划在其ZEROe项目中为所有未来的氢动力飞机使用LH2。几乎所有旨在取代当前涡扇动力商用飞机的氢动力飞机研究都提议使用LH2储存。
在低温下储存氢气带来了新的设计挑战并增加了复杂性。储罐形状应具有低的表面积体积比，以减少进入燃料的热量。为了进一步减少蒸发损失，储罐需要隔热。储罐结构需要耐受低温。这意味着材料应在低温下保持足够的强度。此外，当使用不同材料分层时，它们的热膨胀系数应兼容，以便在冷却和加热过程中产生的应力不会使储罐破裂。LH2的温度低到足以凝固几乎所有气体和液体，因此必须特别注意避免冻结其他部件以及在飞机内外结霜。
蒸发的气态氢气上升到LH2储罐的气态上部区域，称为气相空间（ullage）。随着氢气蒸发，气相空间压力增加，如果压力达到储罐极限，则必须排放。确定适当的蒸发损失量是减少隔热重量和满足所有操作约束之间的平衡。一个常被引用的数值，用于说明氢动力飞机可接受的蒸发损失率量级，是每小时氢气重量的0.1%。Silberhorn等人提出的短程和中程商用运输机概念在执行任务期间蒸发了约2%的总燃料。
在实践中，足够的蒸发损失量由操作约束决定，例如在不排放的情况下过夜停放。对于高空长航时飞机，Millis等人发现，储罐隔热要求最苛刻的时刻是飞机在炎热沙漠中满载停放准备起飞时，环境温度可达51°C。在该场景下，环境炎热，且气相空间很小，留给蒸发气体的空间很少。此外，流出储罐的燃料质量流量很低或为零，因此无法通过增加气相空间体积来释放压力。可接受的蒸发损失率还取决于任务时长、飞机尺寸、储罐排放压力和其他因素。
1、隔热 (Insulation)
最常考虑的隔热类型是泡沫，有时称为喷涂泡沫隔热（SOFI）、真空隔热或两者的组合。也考虑过使用主动制冷来避免蒸发损失，但Brewer和 Millis等人都发现这会增加复杂性，并且增加的重量远远超过节省的燃料重量。
SOFI在航天应用中有悠久的历史，包括航天飞机的外部储罐，如:下图5所示。然而，它不太适合氢动力飞机。最主要的障碍是其无法承受反复的热循环。为了便于飞机维护或储存，储罐必须在低温操作条件和环境温度之间循环而不损坏。SOFI容易开裂或从储罐结构壁上剥离。它可能还需要定期维护以确保足够的隔热性能。因此，它仅适用于一次性运载火箭。运输机预计每天飞行多次，并在维护检查之间运行数周或数月。要满足这些标准，需要泡沫隔热技术的重大突破。
图5：航天飞机的外部燃料箱储存了液氢和氧气，其外层是喷涂泡沫，以隔离低温燃料（NASA图片）。
尽管SOFI存在寿命和维护性问题，Brewer和 Verstraete等人仍然提议将其用于运输机LH2储罐，如下图6所示。这部分是因为他们估计这将实现更高的储罐质量效率。为了规避SOFI不耐热循环的问题，他们建议除了重大维护检查期间外，始终在储罐中保留一些LH2以保持低温。波音的Phantom Eye飞机是另一个例外，它使用SOFI来隔热其LH2储罐。当时，SOFI是唯一满足任务要求且技术成熟度可接受的技术。如果时间和预算限制不那么严格，本可以开发额外的隔热技术。
图6：一种可能的泡沫隔热结构，它使用了一个封闭单元的内层（因为它的导热性低）和一个开放单元的泡沫外层（随着内层的生长和热膨胀而收缩而变形）
真空隔热的漏热量远低于泡沫隔热。基于真空的隔热方法也比基于泡沫的系统更可靠。空客似乎已为其LH2储罐选择了真空隔热。在储罐的真空间隙中，辐射成为漏热的重要组成部分。在间隙中放置多层高反射箔片可以减少辐射。这些层称为多层隔热材料（MLI），与泡沫隔热相比，其热导率降低了两个数量级。
真空隔热储罐的一个缺点是它们需要两层壁来支撑真空，导致储罐较重。以现有技术，质量效率达到60%左右似乎是可能的。有几种方法可以减少真空壁的重量。在壁上加工肋状图案以增加结构刚度是一种有前景的技术。Sullivan等人发现铝合金是储罐壁的竞争性材料，但纳米粘土增强的石墨-环氧树脂外罐会更轻。
使用复合材料带来了新的挑战，例如氢渗透以及纤维和基体热膨胀系数的失配。如果应用需要储存氢气数小时至数天，真空隔热的LH2储存系统总体上可能比泡沫隔热的系统更轻。这是因为真空隔热较低的热导率导致较少的蒸发损失，这意味着最初需要装载的燃料更少，储罐也可以更小。
真空隔热储罐的一个常见担忧是真空可能失效，导致蒸发损失率急剧增加。这个问题可以通过设计排放系统来处理此类情况来解决，如CGA S–1.2所规定。失效时，蒸发损失率很高。储罐的外壁急剧冷却，导致空气中的气体冻结在储罐表面。这提供了临时隔热，降低了蒸发损失率。此外，包含一层薄薄的泡沫隔热层来减少真空失效情况下的蒸发损失可能是合理的。
2、储罐材料 (Tank materials)
理想的储罐壁结构材料应具有高强度重量比、在低温下保持强度且成本低。铝合金、复合材料、不锈钢和钛合金是常见的候选材料。不锈钢通常对飞机来说太重，并且在某些条件下可能会发生氢脆。钛具有合适的材料特性，但成本高一个数量级。铝合金和复合材料是最常被提议用于飞机低温氢储罐的材料。铝合金具有高强度、低氢脆敏感性和低成本，使其适用于低温储罐壁。复合材料在进一步减重方面也有广阔前景。当前的挑战是与铝合金相比成本更高以及复杂的失效模式。工程师在这些低温条件下使用复合材料的经验也有限。材料挑战包括树脂和纤维不同热膨胀系数引起的冷却应力、开裂以及潜在的氢渗透性。渗透问题可以通过使用内衬来解决，但无内衬设计也可能是可行的。Silberhorn等人和 Brewer使用2倍的安全系数来考虑这些未知因素，尽管这可能偏保守。Mital等人注意到规定的安全系数在1.4到2之间。综合考虑所有因素，铝合金目前似乎是最佳材料，但进一步的研究和开发可能使复合材料在某些应用中具有优势。
3、整体式与非整体式储罐 (Integral versus non-integral tanks)
确定储罐尺寸时的另一个考虑因素是决定储罐结构是否与飞机结构集成。下图7显示了整体式和非整体式储罐的示意图。整体式储罐在设计研究中通常被选择，因为它们可以实现飞机重量节省，这是通过使用储罐壁来承担多种承载功能实现的。在筒翼构型中，整体式储罐延伸了机身，并具有相同的横截面形状。与必须安装在机身结构内部的非整体式储罐相比，整体式储罐可以利用整个机身横截面。这可能允许形状更接近球形，具有更低的表面积体积比，因为储罐在纵向可以更短。
图7：整体油箱的结构与机体成一体并承受外部结构载荷，而非整体油箱只承受与燃油有关的载荷
真空隔热储罐具有厚的外壁，可能使其非常适合整体式储罐构型。泡沫隔热储罐可能更难做成整体式，因为它们的结构壁通常位于泡沫隔热层之下。尽管如此，整体式泡沫隔热储罐设计已被提出。
非整体式储罐的优势在于它们可以放置在飞机上的任何位置。它们也更容易建模，因为不需要考虑支撑飞机结构载荷。由于在概念设计阶段进行详细的有限元模型分析不可行，将飞机结构载荷纳入设计整体式储罐的最常用方法是使用安全系数。Onorato等人发现，飞机越大，整体式储罐相对于非整体式储罐的优势越大，因为质量节省更多。
表达整体式和非整体式储罐的质量效率引起了一个项目记录难题。与非整体式储罐的壁相比，整体式储罐壁必须更坚固以承受额外的机身载荷。更厚的壁可能使整体式储罐看起来质量效率更差，尽管飞机重量更低。更公平的储罐质量效率计算应排除整体式储罐中用于承载机身载荷的部分。这至少应包括部分机身蒙皮，但确定具体包括多少需要详细分析。
4、储罐形状 (Tank shape)
低的储罐表面积体积比可降低蒸发损失率。进入LH2的热量与储存罐的表面积成正比。蒸发损失率大致与进入LH2的热量成正比。可储存的氢气量与储罐体积成正比。这有两个后果。首先，对于给定的体积，应尽可能减少储罐表面积以降低蒸发损失率（从蒸发损失的角度看，球形是最佳的）。需要降低表面积体积比，这就是为什么像储存航空煤油那样在翼盒中储存LH2效果不佳。第二个后果是，从蒸发损失的角度看，更大的储罐具有优势，因为表面积随特征尺寸的平方缩放，而体积随特征尺寸的立方缩放。下图8说明了这些趋势。
图8：表面积与体积比随着容器体积的增加而减小，这有利于减少热漏。容器形状越接近球形，表面积与体积比也越小。AR是长度与直径比。
LH2储罐必须能够承受几个大气压的压力。它们通常被设计成能有效承载这些载荷的形状，类似于前面讨论的GH2储罐。然而，由于压力只有几个大气压，而不是GH2所需的几百个大气压，设计LH2储罐以符合机身可用空间的形状（共形）可能是可行的。共形储罐设计会带来重量代价，因为它们使用了次优的压力容器形状。然而，改进的空气动力学或将储罐集成到机身中可能抵消这种重量代价。
NASA研究了用于单级入轨（SSTO）飞行器的共形储罐。NASA的X-33 SSTO验证机（如下图9所示）是最早使用共形LH2储罐的概念之一。
图9：NASA X-33项目设计并试验了保形液氢贮箱
这些储罐是超前的；它们与机身结构集成，由纤维增强复合材料制成，且无内衬。不幸的是，它们在测试中失败了，该项目最终被取消。NASA继续研究共形和整体式复合材料储罐，通过应用从X-33测试中吸取的经验教训（例如使用防渗透内衬），最终获得了成功。共形储罐重新引起了兴趣；柯林斯宇航公司（Collins Aerospace）提出了一种采用热塑性复合材料制造的可变几何形状盒式LH2储罐。
5、操作压力 (Operating pressure)
与GH2一样，储罐的设计操作压力——也称为最大预期操作压力（MEOP）或排放压力（venting pressure）——必须在储罐结构尺寸确定时考虑。这些值以绝对压力而非表压指定，因为如果储罐压力随着飞机爬升到高空而降低，随着储罐内液态和气态氢气达到平衡，将有大量的氢气蒸发。基于同样的考虑，储罐壁结构尺寸必须设计成能承受设计压力与飞机飞行最低大气压之间的压差。
虽然从结构尺寸确定的角度看，较低的设计压力会导致更轻的储罐壁，但有两个因素要求更高的设计压力。储罐压力必须始终大于大气（和客舱）压力，以防止空气泄漏进入并形成可燃混合物。其次，更高的排放压力允许更多的LH2蒸发后才需要排放。
这两个因素导致典型的操作压力下限约为1.2 bar，排放压力在1.5至3 bar之间。例如，Millis等人发现，对于其高空长航时飞机的8.5英尺直径LH2储罐，2 bar是最佳操作压力。在他们的案例中，进一步降低操作压力不会减轻重量，因为储罐内壁已经达到其最小可制造厚度。较小的储罐往往具有较高的排放压力，因为它们由于更大的表面积体积比，每单位LH2需要更多的隔热。更高的排放压力可以减轻隔热重量，因为需要排放前可以允许更多的氢气蒸发。相反，较大的储罐往往具有较低的排放压力。储罐不会填充超过95%–98%的液体，以避免在几乎装满时太快达到排放压力。如果储罐填充超过这个水平，气相空间将非常小，以至于压力上升过快。在确定这个填充水平时，必须考虑储罐从环境温度冷却到低温时的收缩。
6、蒸发建模 (Modeling boil-off)
鉴于蒸发损失的复杂约束，必须对LH2蒸发进行建模。该模型可以分为两个必要的组成部分。第一个是进入储罐热量的模型。第二个是漏热如何影响蒸发损失率和气相空间压力上升的模型。
为了估算漏热，Verstraete开发了一个热路模型。他假设了强制对流、储罐表面的辐射、通过储罐壁的传导以及储罐内部的自然对流。Verstraete等人增加了一个30%的经验系数来考虑通过支撑件、连接件和管道的热传递。
由于热传递、相变、流体性质随温度和压力的变化、以及气相空间和液体中的热分层和对流等复杂的耦合物理现象，准确估算气相空间的蒸发损失率和压力上升具有挑战性。Mendez Ramos回顾了现有方法，并提出了一种改进的概念设计模型。传统上用于概念设计的较简单模型，即Verstraete和Onorato使用的均质模型，可能会有两倍的误差。尽管如此，它们在概念设计阶段仍可能提供有价值的见解。通过将储罐分成控制体积并结合经验关系，Estey等人和 Mendez Ramos（基于Ring的工作）开发了中等保真度的模型，这些模型能更好地捕捉储罐行为，同时仍保持概念设计可管理的复杂度。
三、其他储存方法 (Other storage methods)
替代的氢气储存方法包括金属氢化物、化学键合氢、低温压缩氢和浆状氢。总体而言，这些其他储存方法太重，对飞机无用。金属氢化物按重量储存1%到5%的氢气，并且需要很长时间来重新充氢 。化学键合氢可以按重量储存5%到15%的氢气，但需要额外的能量和复杂性来分离氢气。低温压缩氢是储存在高压低温氢储罐（通常几百巴）中的加压LH2。如前所述，更高的排放压力允许在需要排放前有更多的蒸发损失（这对于长时间放置的氢汽车可能是需要的），但需要更厚的罐壁，这使得储罐很重。浆状氢（其中一部分氢气是固态的）的密度和热容略高于LH2。其缺点是生产能耗高，因为需要大量的冷却，这导致更高的生产成本（8%–17%）。Brewer认为高超音速飞机是一个例外，其中浆状氢可能有益。
