金星著陸器載荷艙熱控系統設計研究

劉 杰，王安良

（北京航空航天大學 宇航學院，北京 100191）

0 引言

與月球、火星等星體不同，因金星約477℃的高溫、911.925kPa的氣壓和較強腐蝕性的云層等特殊而苛刻的環境條件，金星探測尤其是著陸探測任務更具挑戰性。自1961年開始發射金星探測器以來，人類已發射了專用探測器31個，其中成功22個，失敗9個，加上各種路過的探測器其總數已超過40個［1］。在眾多金星探測器中，以前蘇聯的金星系列最著名，其中金星-7號于1970年首次實現了在金星的軟著陸并向地球傳回了金星表面情況，因高溫、高壓的環境，該探測器在金星地表僅工作了57min。事實上，在過去10次金星成功著陸中（前蘇聯9次），金星-13號作為壽命最長的著陸器也僅工作了117min，主要原因是著陸器在高溫環境中耐受能力有限。近年來，以美國噴氣推進實驗室、國家航空航天局（NASA）的格倫研究中心為首的研究機構針對金星著陸器的熱控系統進行了深入研究［2］。目前國內對金星探測的研究較少，文獻［3-4］提出了金星探測方案的設想，其中涉及釋放小型著陸器的探測方案，但未對著陸器的熱控提出解決措施。基于解決熱控問題在金星著陸探測中的重要性。本文對著陸器核心熱控單元載荷艙結構進行了初步設計，并根據其特點研究了實現長壽命工作的熱控系統方案。

1 著陸器載荷艙熱控系統設計

由于金星的環境特殊，與其他深空探測器最大的不同是，著陸器研制除考慮在低溫真空中的生存外，還需考慮在高溫高壓環境中的任務執行能力。借鑒目前已成功發射的深空探測器，載荷艙分系統在低溫真空中的生存能得到有效保障，而后者則需采用條件限制更嚴格的熱控制措施。該階段也是本文熱控系統外環境邊界條件。

載荷艙熱控分系統設計的主要約束條件有：載荷艙經歷的熱環境，本文主要針對著陸器到達金星表面至任務結束期間經歷的高溫階段；載荷艙內熱載荷的溫度要求，包括工作溫度和貯存溫度；著陸器的能源系統。因此，著陸器載荷艙熱控分系統設計應考慮以下內容：

a）根據擬定的著陸器探測任務，分析載荷艙內的熱載荷；

b）依據設計的載荷艙結構和環境條件，制定載荷艙制冷方案；

c）載荷艙的熱平衡分析。

因不能充分獲得國外金星探測器載荷艙的有效數據信息，為使設計的載荷艙熱控分系統方案更具針對性，本文根據公開的文獻，擬定以下著陸器基本任務為對地表土壤取樣；大氣和土壤成分分析；長壽命的工作要求。由此初步確定載荷艙結構。

1.1 熱載荷分析

依據擬定的基本任務，載荷艙中與熱控設計密切相關的熱載荷主要有實現土壤取樣和進行成分分析的兩種儀器。無人操作的自動采樣機構主要有挖取式自動采樣機構、鉗取式自動采樣機構、研磨式自動采樣機構、鉆取式自動采樣機構和其他新型自動采樣機構［5］。其中鉆取式自動采樣機構是迄今適用范圍最廣的一種深空探測自動采樣機構。鉆壤儀將取得的樣本通過氣閥傳送到載荷艙內，用光譜儀進行分析。根據國內外對上述兩種儀器的研究和應用，本載荷艙選配的鉆壤儀功率消耗約300W，尺寸110mm×110mm×250mm；X熒光光譜儀功率約50W，尺寸為100mm×100mm×100mm。本文假定兩種儀器的工作溫度范圍均為－20～50℃。

1.2 載荷艙結構與隔熱

文獻［6］將優化后的載荷艙結構和美國先驅者－金星號金星探測器的載荷艙結構進行了對比。為在477℃，911.925kPa的金星地表環境中工作，科學設備必須封裝在具有優良隔熱性能的承壓艙中，本文從承壓、質量和隔熱三個方面對如圖1所示的載荷艙設計方案進行了分析。

圖1 兩種載荷艙原理Fig.1 Two principle schemes of load cabin

方案一是美國先驅者－金星探測器的載荷艙設計思路，其著陸器的儀器設備依賴于較厚的球形鈦合金外殼和絕熱層［6］。根據有效載荷尺寸，設包裹儀器設備的球形內腔直徑Din為300mm，環球型絕熱層厚度tinsual為50mm，承壓外殼內徑Dout為400mm。外殼鈦合金材料的物性參數為彈性模量116GPa，導 熱 系 數 15.24W／（m·K），熔 點1 725℃，泊松比0.31，密度4 510kg／m3，屈服應力910MPa；絕熱層選擇納米微孔高溫絕熱材料［6］。

由材料的屈服壓強臨界值pcr的計算公式

可知，鈦合金外殼厚度t為5.6mm，外殼質量13.1kg［6］。此處：φ為制造缺陷因子，一般取0.3，為確保可靠性，NASA則定0.14作為安全系數；E為材料的彈性模量；r為外殼半徑；ν為材料的泊松比。

方案二是含相變材料的輕型耐壓載荷艙。采用了文獻［6］的部分設計，將科學儀器裝載在一由高強度、輕質量的聚合物基復合材料（PMC）制作的容器中，不同的是PMC容器外圍為由一環狀的相變層和高性能的絕熱層（絕熱材料同方案一）組成的復合隔熱組件，相變層是由低熔點、高導熱和高融化潛熱的LiNO3·3H2O組成。PMC物性參數為密度1 450kg／m3，彈 性 模 量 127GPa，屈 服 應 力280MPa，泊松比0.29MPa。LiNO3·3H2O（溫度253～353K）的物性參數見表1［7］。表中：T為溫度。假定2h內科學設備的散熱完全被相變材料吸收，可初步設定相變層厚度5mm。預先在隔熱組件中充氬氣加壓至101.325kPa，略大于外部金星表面環境壓強。隔熱組件外側是較薄的只需承受內部壓力的鈦合金外殼，內側即是外承壓聚合物基復合材料內腔。方案二復合隔熱組件的幾何參數與同方案一的絕熱層相同。

表1 LiNO3·3H2O的熱物理性質Tab.1 Thermophysical properties of LiNO3·3H2O

由公式

可知內承壓鈦合金外殼壁厚1.1mm，其質量為方案一中鈦合金外殼的20%。此處：f為安全系數，取1.5；pF為兩層承壓殼體間氬氣的壓力；FTY為材料屈服應力［6］。

方案二中PMC外承壓內殼體的壁厚4mm，質量為方案一鈦合金外殼質量20%。絕熱層中所充氬氣體積0.02m3，其質量為方案一鈦合金金屬外殼質量的14%。計算比較可知方案二載荷艙的質量（除隔熱層外）僅為方案一的46%。

為分析載荷艙的隔熱性能，根據熱載荷可靠工作的環境要求假定，設載荷艙內環境溫度范圍為－20～50℃。為保證設計余量，本文假定外界環境溫度500℃。由球體的導熱公式

和串聯熱阻疊加的原則可知：穩態工況下，方案一中外界環境進入載荷艙的熱量88.2～101.9W，方案二進入載荷艙的熱量92.2～106.6W（因相變層的加入使隔熱層的當量導熱系數增大以致漏熱稍增）。此處：λ為導熱系數；Tout為球殼外壁溫度；Tin為球殼內壁溫度；Dout為球殼外徑；Din為球殼內徑；Qin為載荷艙的漏熱量。Fluent仿真計算結果表明：在主動制冷失效情況下，含相變層的隔熱較單純絕熱層更能延長其科學設備的工作壽命。實際工程中使用的多層隔熱組件，其隔熱性能高于納米微孔高溫絕熱材料，一般為10－4W／（m·K）量級［8］。

由于電子設備的散熱必須被及時排散出，在電子設備與艙壁間可加入高性能的熱管或其他高導熱性能的組件，確保載荷艙內的電子設備的散熱能及時擴散到相變材料層。對艙內儀器的伸出機構（如鉆壤探頭、線纜），須保證伸出機構和艙壁安裝的無縫性，伸出機構艙外部分可選擇耐高溫材料，并專門進行熱防護設計，以減小外環境通過伸出機構對艙內儀器設備導熱的影響。初步估算發現，伸出機構漏熱量最大不超過5W，可暫時忽略不計。

2 制冷方案設計及分析

20世紀六十至八十年代，美國和前蘇聯發射的金星著陸器載荷艙的熱防護主要依賴于較厚的鈦合金外殼和絕熱層，這種被動熱防護存在時間限制，其中適應能力最強的金星著陸器金星13號也僅工作了約2h。為實現著陸器的長工作壽命，本文將制冷方案由單純的被動制冷優化為主動制冷（含相變隔熱層＋斯特林制冷），在制冷系統運轉良好的條件下可持續將載荷艙內的廢熱排到外界環境中，使載荷艙內溫度保持在儀器穩定工作的范圍，達到著陸器長工作壽命的目的，并提高了其可靠性。

制冷方案設計首先需明確載荷艙內所需的工作溫度、金星外環境溫度和需從載荷艙內帶走的熱量（即制冷量Qrefrigerate）。制冷機散熱端的溫度應高于金星地表環境溫度，在此設定為500℃。載荷艙體所需排出的熱包括：金星表面的熱環境進入載荷艙的漏熱量Qin和由載荷艙內的電子元器件工作散熱帶來的熱量Qele。本設計中電子設備包括鉆壤儀和X熒光光譜分析儀各1個。設鉆壤儀的無用功比例10%，由此可知Qele為80W，進一步可得Qrefrigerate為172.2～186.6W。參考文獻［9］，設本文中斯特林制冷機的制冷系數為0.4，由此要求制冷機的實際輸入軸功430.5～466.5W，對斯特林制冷機性能為：內腔溫度50℃，環境溫度500℃，制冷量172.2W，總排熱量602.7W，輸入軸功430.5W，制冷系數0.4，機械效率85%，質量估計1.6kg，工質為氦氣（預充壓力4.6MPa）0.2g，制冷機膨脹腔容積7cm3，制冷機壓縮腔容積20cm3，制冷機回熱器容積21cm3，氦氣定容比熱容3.1kJ／（kg·K）。

因金星表面的環境溫度在一定范圍內的變動會導致制冷機所需輸入軸功的變化，故應對斯特林制冷機軸功需求量進行分析。根據金星表面實際環境，將載荷艙外部溫度設定在450～500℃范圍內變動，假定艙內環境溫度保持300K恒定。另外，為考量不同制冷能力制冷機隨外界溫度變動所帶來的功需差距，對制冷系數ε分別為0.2，0.3，0.4時制冷機的分析結果如圖2所示。由圖可知：隨著隔熱腔外界環境溫度的不斷升高，制冷機所需軸功值呈線性增加；低制冷系數（圖2中對應直線斜率大）的制冷機所需輸入軸功受外界環境溫度變化產生的波動大，且其所需軸功值明顯大于高制冷系數制冷機；無論外界環境溫度如何變化，各種制冷系數的制冷機所需軸功值一定大于制冷機處于理想卡諾循環下的所需值。

圖2 不同外界環境溫度下制冷機所需軸功Fig.2 Refrigerator shaft work required under various external environmental temperature

當假定載荷艙外界環境溫度保持500℃恒定時，載荷艙內部溫度也會因電子設備功耗等影響其恒定，致使制冷機所需輸入軸功值的變動。設載荷艙內部環境溫度在－20～50℃范圍內變動，不同溫度下制冷機所需軸功如圖3所示。由圖可知：隨著載荷艙內部環境溫度的不斷升高，制冷機所需軸功值呈線性減小；低制冷系數（圖3中對應直線斜率大）的制冷機所需輸入軸功受內部環境溫度變化產生的波動大，且其所需軸功值明顯大于高制冷系數制冷機所需值；無論載荷艙內腔環境溫度如何變化，各種制冷系數的制冷機所需軸功值一定大于制冷機處于理想卡諾循環下的所需值。

綜合圖2、3，制冷機的制冷系數越小（即制冷能力越弱），其所承受的波動越大，即適應能力更弱，同時制冷機所需軸功值一定大于理想卡諾循環狀態下的所需值。后續熱機設計中，只需將輸出給制冷機的軸功值滿足大于至高點值（圖2、3中對應制冷系數線與縱坐標交點的最大值），制冷機便能承受外部、內部環境溫度的變化，滿足制冷需求。

圖3 不同載荷艙溫度下制冷機所需軸功Fig.3 Refrigerator shaft work required under various load cabin temperature

3 載荷艙整體熱平衡分析

為保證熱控系統的正常運轉，本文選擇放射性同位素熱源（PuO2）和斯特林熱機（動力、β型）作為能源的供給和轉化裝置，同時采用磁懸浮開關磁阻發電機和硫化鈉電池作為有效載荷的直接供電設備［10－12］。為減輕載荷艙的熱載荷，將熱機、制冷機、電池、發電機等能單獨承受金星環境惡劣條件的設備置于載荷艙腔體外。圖4中的球狀結構即為載荷艙。

圖4 著陸器概念設計Fig.4 Conceptual design of lander

從熱平衡角度分析本文著陸器載荷艙的熱計算，整個著陸器的能量流動如圖5所示。斯特林熱機從熱源Thot吸收熱能2 400W，熱機熱效率25%；輸出軸功600W（Wout）用于發電機產出電能E或制冷機制冷。星載設備額定總功率Ptot為350W小于輸入電能368.5W，斯特林制冷機所需最多軸功466.5W（Win）小于輸入軸功600W。當制冷機和發電機需求滿足時，斯特林熱機輸出的多余能量將儲存到硫化鈉充放電池中，熱控系統各部分功耗需求見表2。

由于星載設備功率的波動，因此要求發電機供電E大于Ptot波動峰值，同時因功率變化所導致的制冷量的變動而要求制冷機輸入軸功Win須大于所需軸功的波動峰值（本設計中所需軸功波動峰值小于500W，見圖2、3），確保儀器設備工作環境溫度的穩定。由于提高制冷系數相對較難，故熱機的設計在滿足設備正常工作時采用了輸出軸功預留富余值的方案。本文中，保持載荷艙內工作溫度50℃，額定工況下制冷機所需軸功430.5W，熱機輸出軸功600W，其中169.5W即為預留的。

表2 熱控系統各部份功耗需求Tab.2 Power requirements of each part of thermal control system

圖5 著陸器能量流動Fig.5 Energy flow

4 結束語

本文對金星著陸器載荷艙的熱控分系統進行了初步研究。與依據先驅者－金星設計的傳統方案相比，采用承壓結構質量減小了50%的輕型載荷艙優化設計，不僅能保證環境壓強對載荷艙結構強度的要求，而且能確保其穩態隔熱性能變化較小；當主動制冷失效時，加入的相變材料層能有效吸收環境漏熱和電子設備散熱，減緩載荷艙內電子設備的溫升速率，延長被動被動熱控系統壽命；適當地改變相變層厚度、材料和組成，僅被動熱控系統就實現載荷艙至少2h以上的壽命要求［13］。定量分析表明高制冷能力（高制冷系數）斯特林制冷機受載荷艙體內、外環境溫度變化的影響小；由斯特林熱機軸功輸入的保證，制冷機對載荷艙的溫度波動（－20～50℃）在理論上可控；含相變隔熱層＋斯特林主動制冷和熱機技術的聯合應用能確保477℃高溫外環境中著陸器載荷艙內的溫度符合指標要求。熱平衡分析表明本熱控系統設計方案能滿足載荷艙在金星表面長期探測任務的需求。本文對金星著陸器載荷艙的熱控分系統僅是初步研究，就我國目前技術發展來看，滿足工程應用還有多個關鍵技術有待突破，其中斯特林機的研制尤為重要。

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