陳江平，黃家榮，范宇峰，豐茂龍

（北京空間飛行器總體設計部，北京100094）

1 引言

進入新世紀，各個航天大國先后發(fā)表了本國的載人深空探測規(guī)劃。載人深空探測航天器作為載人深空探測規(guī)劃的重要組成部分，其研制任務已成為各國航天器研制機構工作的重心之一。隨著我國經(jīng)濟的快速發(fā)展，綜合國力的增強，以進行載人深空探測為目的的航天工程也將在不久的將來啟動。而“阿波羅”登月飛行器是目前唯一實現(xiàn)脫離地球軌道飛行的載人深空探測航天器，其熱控系統(tǒng)設計方案和實施措施可為我國開展載人深空探測航天器熱控系統(tǒng)研制所借鑒。

2 “阿波羅”登月飛行器概述

從20世紀60年代初開始，至1972年12月第6次登月成功結束[1]。美國組織并實施了“阿波羅”這一世界航天史上具有劃時代意義的偉大工程，其目標是實現(xiàn)載人登月飛行和人類對月球的實地考察。“阿波羅”登月飛行器包括飛船（包括指令艙和服務艙）和登月艙3個部分組成[2]。在發(fā)射階段，指令艙和服務艙是連接在一起的，如圖1所示。

圖1 “阿波羅”登月任務發(fā)射構型

指令艙是航天員在飛行中生活和工作的座艙，也是全飛船的控制中心。指令艙為圓錐形，高3.2m，最大直徑3.9m，重（包括航天員）約6t[3]。

服務艙前端與指令艙對接，它為航天員提供電、氧氣和其它的生保功能，以及發(fā)動機所需的推進劑，后端為推進系統(tǒng)主發(fā)動機噴管。艙體為圓柱形，高7.4m，直徑4m，重約25t[3]。服務艙后端為登月艙。

登月艙包括兩個艙段，分別稱為上升級和下降級。登月艙的最大高度約為7m，它的四只支腳延伸時的直徑約為9.5m，航天員可住容積約4.5m3，登月艙的地面起飛質量14.7t（含火箭燃料），干質量4.1t[4]。

3 指令艙與服務艙熱控方案

“阿波羅”飛船（指令艙與服務艙）熱控系統(tǒng)采用以流體回路和通風系統(tǒng)為核心，流體管路輻射器作為其熱排散手段，并使用消耗性相變熱排散系統(tǒng)進行輔助散熱的設計方案。

“阿波羅”登月飛船熱控系統(tǒng)在水星和“雙子星”飛船熱控系統(tǒng)設計的基礎上進行研制，其使用的多層隔熱材料、高溫隔熱屏、電加熱控溫系統(tǒng)及通風系統(tǒng)等技術已較為成熟。我國經(jīng)過神舟飛船的研制，以上所述技術也已掌握[5]，并發(fā)展形成以主動熱控為主，被動熱控為輔的熱控系統(tǒng)設計特點，通過多次更改和飛行驗證，在模塊化和通用性上均取得長足的進步。相對于“水星”、“雙子星”飛船和神舟飛船的熱控系統(tǒng)設計，“阿波羅”獨特的以停滯式輻射器為熱排散系統(tǒng)的流體回路系統(tǒng)減少了系統(tǒng)在低溫工況所需的補償功率，擴展了單相流體回路的適應性；指令艙涂層設計方案減少了指令艙同外部空間的熱交換，降低了指令艙和服務艙熱控系統(tǒng)設計的難度；消耗性相變熱排散系統(tǒng)為流體回路系統(tǒng)提供了輔助散熱的手段，可在輻射器散熱能力不足時對流體回路進行輔助散熱。

3.1 流體回路系統(tǒng)

圖2 “阿波羅”指令艙/服務艙選擇停滯式輻射器流體回路系統(tǒng)圖

以“阿波羅”15指令艙和服務艙為例，其使用如圖2所示的以單相流體回路為核心的熱控方案，工質為乙二醇水溶液，流量為90.8kg/hr，使用停滯式輻射器[6]。輻射器安裝在服務艙的后部，由2塊弧度為130°的流體管路輻射器平板組成。每塊輻射器平板在下游和一個小的輻射器平板串聯(lián)起來。其工作原理是系統(tǒng)在低溫工況時允許輻射器部分流體管路凍住，在高溫工況時通過未凍住的流體管路把熱量通過輻射器面板傳導給凍住的流體管路實現(xiàn)快速解凍。通過選擇合適的材料和管壁厚度，流體管路的承壓能力大大增強，能承受解凍時乙二醇水溶液工質膨脹帶來的巨大的局部壓力的影響，這種設計方案使得輻射器有效輻射面積減少到初始面積的一部分，極大地減少了系統(tǒng)向外太空排散的熱量。高溫工況時散熱能力不夠通過乙二醇蒸發(fā)器進行蒸發(fā)提供輔助熱排散手段，其輻射器入口流體溫度最大可達到42℃；輻射器面板上的涂層為Z93白漆，其太陽吸收率為0.17，紅外發(fā)射率為0.92；飛船通過多孔式冷凝換熱器進行除濕，由于除濕能力不夠強，難免在艙壁產(chǎn)生液滴，壁面除水工作需要航天員手動完成。

“阿波羅”指令艙與服務艙輻射器流體回路系統(tǒng)構型如圖3所示[7]。流體回路包括主回路和次回路。主回路通過比例閥分為兩路，并在進入大輻射器面板前分為5條并聯(lián)管路，流過輻射器面板后合并成單管，與其后的小輻射器面板串聯(lián)起來。次回路為單管路結構，將大輻射器面板和小輻射器面板串聯(lián)起來。在高溫工況時，回路系統(tǒng)正常運行，主路輻射器出口溫度若存在差異，則通過比例閥增大輻射器出口溫度更低的那一路的流量。低溫工況時，使用旁路閥調(diào)節(jié)旁路的流量，并在輻射器出口溫度降到-26℃時自動打開加熱器。若還不能滿足控溫要求，則大輻射器平行的五條流體管路中的距次回路流體管路較遠的外側三條流體管路依次發(fā)生凍結，使輻射器有效輻射面積減少。當系統(tǒng)轉到高溫工況時，通過導熱方式將未凍住的流體管路的熱量傳遞到凍住的流體管路進行解凍。

圖3 “阿波羅”飛船流體回路構型圖

圖4 “阿波羅”指令艙流體回路布局圖

次回路是主回路的備份，不采用停滯式輻射器的熱控系統(tǒng)設計，其在大輻射器上位于主回路不發(fā)生凍結的兩條管路的中間，低溫時使用加熱器進行控溫。所以，當次回路不工作時也不會發(fā)生工質凍結。高溫工況散熱能力不足時使用消耗性相變熱排散系統(tǒng)器進行輔助散熱[8]。

“阿波羅”登月飛行器的指令艙和登月艙沒有水和氧氣等物質的再生能力。一部分水來源于燃料電池工作的副產(chǎn)品，通過脫氫后可作為飲用水、冷卻水使用，同時可為消耗性相變熱排散系統(tǒng)提供工質。這種設計減少了儲水罐初始儲水量。另外，航天員代謝產(chǎn)水一部分通過冷凝換熱器（CHX）收集到廢液儲箱或者通過艙段二氧化碳移除系統(tǒng)（由氫氧化鋰和活性炭組成）進行排除。尿液也收集到廢液儲箱，同其它廢水相混合后可作為冷卻工質使用或排出到艙外[9]。

從二者差異性的分析來看，地圖制圖數(shù)據(jù)更具豐富的數(shù)據(jù)表達形式，空間數(shù)據(jù)則對數(shù)據(jù)的內(nèi)部質量有著更為廣泛和嚴密的要求，因此，可通過地圖符號化的方法將地圖制圖數(shù)據(jù)分解為空間數(shù)據(jù)與符號化信息，并在生產(chǎn)地圖制圖數(shù)據(jù)過程中強化數(shù)據(jù)內(nèi)部質量即可得到空間數(shù)據(jù)。

圖4給出了指令艙熱控系統(tǒng)流體回路聯(lián)合消耗性相變熱排散系統(tǒng)的方案設計。

3.2 指令艙涂層

“阿波羅”登月飛行器在轉移軌道飛行或遭遇月影期間，外熱流極低；而在環(huán)月軌道飛行時，月球紅外熱流極大。因此，“阿波羅”飛船研制了一種新型的涂層系統(tǒng)。通過在指令艙表面包覆聚酯膜，同時讓飛船翻滾達到飛船各個表面均勻受照的熱控設計方案，減少飛船同環(huán)境熱流的交換并使涂層表面溫度滿足要求。包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛船外形圖如圖5所示。包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛船指令艙的外形如圖6所示。由于飛船外表面包覆聚酯膜，所以看起來非常光亮[10]。

圖5 包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛行器的外形圖

圖6 包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛行器指令艙的外形圖

進一步文獻調(diào)研得到“阿波羅”飛船指令艙與服務艙外表面涂層的太陽吸收率為0.1左右，紅外發(fā)射率為0.1左右，具有很好的隔熱效果[11]。

3.3 蒸發(fā)器

“阿波羅”指令艙與服務艙的流體回路在使用升華器的基礎上還耦合了一個蒸發(fā)器進行輔助散熱，蒸發(fā)器通過壁面換熱的形式對乙二醇溶液流體回路進行冷卻，其工質為水。內(nèi)部采用的是平板翅片夾層構型，流道為叉流布置方式。其內(nèi)核由焊接的帶鰭乙二醇流道簇單元，每一層的外表面焊接帶鰭蒸汽流道組成。其外部構型如圖7所示，內(nèi)部核構型如圖8所示[8]。當輻射器出口溫度超過9.5℃時自動打開蒸發(fā)器。蒸發(fā)器涉及系統(tǒng)集成存在三方面的考慮：第一，涉及航天器質量和能量平衡需要進行水管理，乙二醇蒸發(fā)器需要能多次運行，并能保證出口蒸汽中蒸汽含量接近100%。第二，對航天器制導導航設備，尤其是IMU需要進行精確和恒定的溫度控制，這需要控制蒸發(fā)過程開始時的壓力來控制冷卻工質的溫度，通過一個背壓閥，耦合到蒸發(fā)器的蒸汽出口槽道，使蒸發(fā)器保持在濕的環(huán)境，在輻射器出口溫度上升時蒸發(fā)器就能立即工作。第三，涉及蒸發(fā)器連接太空真空環(huán)境的蒸汽槽道，最終的設計構型是長約為2.4m，直徑為0.05m，三次折成90°的彎管。

圖7 蒸發(fā)器外部構型圖

圖8 蒸發(fā)器核構型

蒸發(fā)器工作需要消耗水，系統(tǒng)的水源主要是燃料電池發(fā)電產(chǎn)水，燃料電池每產(chǎn)生1kWh的電能生成350g的水，水存儲系統(tǒng)由一個16.3kg容量的可移動水箱和一個25.4kg容量的廢水儲箱組成。密封艙艙內(nèi)過量的水蒸汽或航天服回路氣體通過航天服換熱器內(nèi)的水分離器收集并通過循環(huán)壓縮機輸送到廢水儲箱作為消耗性冷卻工質使用。燃料電池產(chǎn)水直接輸送到可移動水箱作為飲用水和食物復原用。當移動水箱滿了，水回路自動將燃料電池產(chǎn)水輸送到廢水儲箱，當兩個水儲箱都滿了，直接將水排除到艙外。

4 登月艙熱控方案

4.1 登月艙早期熱控方案

“阿波羅”登月艙最初的熱控方案采用水沸騰器和可展開式輻射器聯(lián)合工作的熱控方案，其熱控系統(tǒng)原理圖如圖 9所示[12]。由于輻射器在落月之前不工作，需要使用水沸騰器進行落月前及上升級與下降級分離后的溫度控制，該熱控方案使用三通閥進行散熱方式的切換，并可以使用三通閥調(diào)節(jié)流量，進行兩種散熱方式的聯(lián)合工作，圖中有兩個切換閥，其中一個作為備份，備份三通閥可進行手動控制。

圖9 “阿波羅”登月艙流體回路方案

登月艙使用的輻射器為可展開式輻射器。輻射器構型及展開過程如圖10所示，其中登月艙總體構型及布局如圖中（a）所示，輻射器位于著陸腿的上方。輻射器構型如圖中（b）所示，共有三塊輻射器面板，在落月前，輻射器處于折疊狀態(tài)，三塊輻射器面板折疊在一起，輻射器面板間通過平板旋轉接頭連接輻射器間的流體管路，折疊的三塊輻射器與艙內(nèi)流體回路通過主旋轉接頭進行流體管路的連接。其展開過程如圖10 c、d所示。航天員出艙通過輻射器上安裝的繩索將輻射器面板打開并把輻射器面板固定在登月艙下降級的著陸腿上。

4.2 登月艙最終熱控方案

“阿波羅”最終的熱控方案設計采用水升華器作為散熱途徑，并采用氟利昂閃蒸器作為輔助散熱手段。其熱控系統(tǒng)方案如圖11所示[9]。

圖11中給出的是航天員通過航天服連接登月艙進行補給的情況。補給過程主要包括補充氧氣、水等生保用品、及進行預冷等熱控操作。登月艙流體回路冷卻系統(tǒng)使用的工質為乙二醇水溶液（65%/35%），流量為113.5kg/hr，用于收集艙內(nèi)熱量傳輸?shù)缴A器排散出去，系統(tǒng)還通過氟利昂沸騰器為流體回路提供輔助冷卻。航天員出艙需要使用獨立的或連接上便攜式生保系統(tǒng)的航天服。

圖10 登月艙可展開式輻射器構型及展開過程圖

圖11 “阿波羅”登月艙熱控方案示意圖

4.3 方案比較分析

“阿波羅”登月艙直到1962年7月才確定采用軌道對接方案，即由登月艙下降落月，上升級返回與指揮艙對接的飛行方案。而且最初對月球環(huán)境了解極少，甚至認為月塵太厚，會淹沒航天器。直到1966年Surveyor1在月面軟著陸成功才對月面環(huán)境有所了解，但前期一些錯誤認識的影響在后來的設計中沒有時間進行修改。

“阿波羅”登月艙前期采用可展開式輻射器的方案，但在后來的設計中發(fā)現(xiàn)輻射器展開過程復雜，且需要航天員出艙進行展開，研制難度和任務危險性均較大，同時受美蘇競賽的影響，最終放棄了輻射器散熱的方案。

隨著載人深空探測任務的發(fā)展，以探月為目的的任務對月面停留時間、登月人數(shù)、出艙活動次數(shù)及時間都有了更高的要求。由于月面存在長時間大紅外熱流，則長期探月任務航天器其熱控系統(tǒng)不能采用消耗型熱排散系統(tǒng)。目前國外月球基地熱控方案設計一般采用熱泵系統(tǒng)；“牽牛星”月面著陸器由于月面任務時間較長，方案設計采用了以輻射器為熱排散系統(tǒng)的設計。在目前的技術水平下，長期載人探月任務基本仍需配置可展開式輻射器，但其研制難度大，展開過程復雜，危險性較大。而升華器、蒸發(fā)器等消耗型相變熱排散系統(tǒng)研制難度相對要小，可靠性更高，可滿足短期任務的需要。我國在載人深空探測上，尤其在載人探月方面需要對使用輻射器作為熱排散手段和使用消耗型相變熱排散系統(tǒng)作為熱排散手段進行權衡。

4.4 升華器

“阿波羅”登月艙熱控分系統(tǒng)研制遇到的最大的難題就是水升華器的研制。登月艙用水升華器構型及內(nèi)部結構如圖 12、圖13所示[13]。

登月艙使用的水升華器首先遇到難題就是多孔平板的銅焊問題，獲得的早期多孔平板單元存在性能隨時間退化的問題，而且性能也不能滿足要求。隨后采用更高滲透率的多孔平板，同時提高制造技術，包括對多孔平板焊接上翅片來減小銅焊的問題。而提高性能則采取提高冷卻流道翅片密度的方法。另外，為了滿足性能的要求，需要控制多孔平板的安裝位置使得毛細孔質量更好的部分朝向蒸汽排放流道。

圖12 水升華器剖面圖

圖13 水升華器內(nèi)部結構圖

升華器用工質水需添加微生物抑制劑，其微生物抑制劑的選擇存在問題。最初采用將氯氣作為微生物抑制劑加入到儲存水中，但氯化后的水對水升華器產(chǎn)生的影響是不可接受的，其原因是該方法會導致氯基殘留在蒸汽流道引起工質冰點的下降，出現(xiàn)液態(tài)水的泄露。后改為碘作為微生物抑制劑，測試結果表明微生物抑制效果好且其他性能不出現(xiàn)明顯下降。

升華器最重要的參數(shù)是可執(zhí)行任務時間及升華表面單位面積的用水量。升華器平板和組件在制造過程和測試過程盡可能儲存在干燥氮氣的環(huán)境下以減小性能退化。

升華器的性能退化數(shù)據(jù)取自“土星”火箭電子設備單元冷卻用升華器。研究發(fā)現(xiàn)存儲過程性能退化是腐蝕性產(chǎn)物緩慢累積的結果。運行過程性能退化和單位面積累積升華的水的量相關，其因為是水的腐蝕以及水中微粒阻塞毛細孔導致了升華器性能的退化。

最終登月艙飛行數(shù)據(jù)表明水升華器運行穩(wěn)定，性能滿足要求，同最初的預測相符。

5 總結

本文結合“水星”、“雙子星”、神舟飛船熱控系統(tǒng)調(diào)研得到“阿波羅”登月飛行器熱控設計的關鍵技術為：指令艙與服務艙獨特的停滯式輻射器流體回路系統(tǒng)，獨特的指令艙熱控涂層系統(tǒng)，消耗型相變熱排散系統(tǒng)。并進一步研究了其熱控實施過程、設計和制造存在的難點和解決措施。為我國載人深空探測飛行器熱控設計提供了新的思路。

通過對登月艙早期熱控系統(tǒng)設計方案及最終的熱控系統(tǒng)設計方案的對比，得到兩種方案的優(yōu)缺點。進一步結合探月任務的需要，比較了長期探月任務同短期探月任務熱控系統(tǒng)設計的差別。

綜上所述，可以了解“阿波羅”登月飛行器熱控的設計特點為：

（1）主動熱控為主，被動熱控為輔；

（2）系統(tǒng)設計冗余備份較少，可靠性、安全性較低。例如流體回路系統(tǒng)主回路失效后，次回路僅能維持飛船低負荷運行需要；

（3）方案設計技術儲備嚴重不足，熱控系統(tǒng)方案前期和后期變化較大。 ◇

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