劉 杰，王安良

（北京航空航天大學(xué) 宇航學(xué)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(qiáng)腐蝕性的云層等特殊而苛刻的環(huán)境條件，金星探測(cè)尤其是著陸探測(cè)任務(wù)更具挑戰(zhàn)性。自1961年開始發(fā)射金星探測(cè)器以來(lái)，人類已發(fā)射了專用探測(cè)器31個(gè)，其中成功22個(gè)，失敗9個(gè)，加上各種路過(guò)的探測(cè)器其總數(shù)已超過(guò)40個(gè)［1］。在眾多金星探測(cè)器中，以前蘇聯(lián)的金星系列最著名，其中金星-7號(hào)于1970年首次實(shí)現(xiàn)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(huán)境，該探測(cè)器在金星地表僅工作了57min。事實(shí)上，在過(guò)去10次金星成功著陸中（前蘇聯(lián)9次），金星-13號(hào)作為壽命最長(zhǎng)的著陸器也僅工作了117min，主要原因是著陸器在高溫環(huán)境中耐受能力有限。近年來(lái)，以美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室、國(guó)家航空航天局（NASA）的格倫研究中心為首的研究機(jī)構(gòu)針對(duì)金星著陸器的熱控系統(tǒng)進(jìn)行了深入研究［2］。目前國(guó)內(nèi)對(duì)金星探測(cè)的研究較少，文獻(xiàn)［3-4］提出了金星探測(cè)方案的設(shè)想，其中涉及釋放小型著陸器的探測(cè)方案，但未對(duì)著陸器的熱控提出解決措施?；诮鉀Q熱控問(wèn)題在金星著陸探測(cè)中的重要性。本文對(duì)著陸器核心熱控單元載荷艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)，并根據(jù)其特點(diǎn)研究了實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)壽命工作的熱控系統(tǒng)方案。

1 著陸器載荷艙熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

由于金星的環(huán)境特殊，與其他深空探測(cè)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(huán)境中的任務(wù)執(zhí)行能力。借鑒目前已成功發(fā)射的深空探測(cè)器，載荷艙分系統(tǒng)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(yán)格的熱控制措施。該階段也是本文熱控系統(tǒng)外環(huán)境邊界條件。

載荷艙熱控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主要約束條件有：載荷艙經(jīng)歷的熱環(huán)境，本文主要針對(duì)著陸器到達(dá)金星表面至任務(wù)結(jié)束期間經(jīng)歷的高溫階段；載荷艙內(nèi)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(tǒng)。因此，著陸器載荷艙熱控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)應(yīng)考慮以下內(nèi)容：

a）根據(jù)擬定的著陸器探測(cè)任務(wù)，分析載荷艙內(nèi)的熱載荷；

b）依據(jù)設(shè)計(jì)的載荷艙結(jié)構(gòu)和環(huán)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(guó)外金星探測(cè)器載荷艙的有效數(shù)據(jù)信息，為使設(shè)計(jì)的載荷艙熱控分系統(tǒng)方案更具針對(duì)性，本文根據(jù)公開的文獻(xiàn)，擬定以下著陸器基本任務(wù)為對(duì)地表土壤取樣；大氣和土壤成分分析；長(zhǎng)壽命的工作要求。由此初步確定載荷艙結(jié)構(gòu)。

1.1 熱載荷分析

依據(jù)擬定的基本任務(wù)，載荷艙中與熱控設(shè)計(jì)密切相關(guān)的熱載荷主要有實(shí)現(xiàn)土壤取樣和進(jìn)行成分分析的兩種儀器。無(wú)人操作的自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)主要有挖取式自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)、鉗取式自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)、研磨式自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)、鉆取式自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)和其他新型自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)［5］。其中鉆取式自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)是迄今適用范圍最廣的一種深空探測(cè)自動(dòng)采樣機(jī)構(gòu)。鉆壤儀將取得的樣本通過(guò)氣閥傳送到載荷艙內(nèi)，用光譜儀進(jìn)行分析。根據(jù)國(guó)內(nèi)外對(duì)上述兩種儀器的研究和應(yīng)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(jié)構(gòu)與隔熱

文獻(xiàn)［6］將優(yōu)化后的載荷艙結(jié)構(gòu)和美國(guó)先驅(qū)者－金星號(hào)金星探測(cè)器的載荷艙結(jié)構(gòu)進(jìn)行了對(duì)比。為在477℃，911.925kPa的金星地表環(huán)境中工作，科學(xué)設(shè)備必須封裝在具有優(yōu)良隔熱性能的承壓艙中，本文從承壓、質(zhì)量和隔熱三個(gè)方面對(duì)如圖1所示的載荷艙設(shè)計(jì)方案進(jìn)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(guó)先驅(qū)者－金星探測(cè)器的載荷艙設(shè)計(jì)思路，其著陸器的儀器設(shè)備依賴于較厚的球形鈦合金外殼和絕熱層［6］。根據(jù)有效載荷尺寸，設(shè)包裹儀器設(shè)備的球形內(nèi)腔直徑Din為300mm，環(huán)球型絕熱層厚度tinsual為50mm，承壓外殼內(nèi)徑Dout為400mm。外殼鈦合金材料的物性參數(shù)為彈性模量116GPa，導(dǎo) 熱 系 數(shù) 15.24W／（m·K），熔 點(diǎn)1 725℃，泊松比0.31，密度4 510kg／m3，屈服應(yīng)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(qiáng)臨界值pcr的計(jì)算公式

可知，鈦合金外殼厚度t為5.6mm，外殼質(zhì)量13.1kg［6］。此處：φ為制造缺陷因子，一般取0.3，為確?？煽啃?，NASA則定0.14作為安全系數(shù)；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(xiàn)［6］的部分設(shè)計(jì)，將科學(xué)儀器裝載在一由高強(qiáng)度、輕質(zhì)量的聚合物基復(fù)合材料（PMC）制作的容器中，不同的是PMC容器外圍為由一環(huán)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(fù)合隔熱組件，相變層是由低熔點(diǎn)、高導(dǎo)熱和高融化潛熱的LiNO3·3H2O組成。PMC物性參數(shù)為密度1 450kg／m3，彈 性 模 量 127GPa，屈 服 應(yīng) 力280MPa，泊松比0.29MPa。LiNO3·3H2O（溫度253～353K）的物性參數(shù)見表1［7］。表中：T為溫度。假定2h內(nèi)科學(xué)設(shè)備的散熱完全被相變材料吸收，可初步設(shè)定相變層厚度5mm。預(yù)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(huán)境壓強(qiáng)。隔熱組件外側(cè)是較薄的只需承受內(nèi)部壓力的鈦合金外殼，內(nèi)側(cè)即是外承壓聚合物基復(fù)合材料內(nèi)腔。方案二復(fù)合隔熱組件的幾何參數(shù)與同方案一的絕熱層相同。

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

由公式

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

方案二中PMC外承壓內(nèi)殼體的壁厚4mm，質(zhì)量為方案一鈦合金外殼質(zhì)量20%。絕熱層中所充氬氣體積0.02m3，其質(zhì)量為方案一鈦合金金屬外殼質(zhì)量的14%。計(jì)算比較可知方案二載荷艙的質(zhì)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(jù)熱載荷可靠工作的環(huán)境要求假定，設(shè)載荷艙內(nèi)環(huán)境溫度范圍為－20～50℃。為保證設(shè)計(jì)余量，本文假定外界環(huán)境溫度500℃。由球體的導(dǎo)熱公式

和串聯(lián)熱阻疊加的原則可知：穩(wěn)態(tài)工況下，方案一中外界環(huán)境進(jìn)入載荷艙的熱量88.2～101.9W，方案二進(jìn)入載荷艙的熱量92.2～106.6W（因相變層的加入使隔熱層的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)增大以致漏熱稍增）。此處：λ為導(dǎo)熱系數(shù)；Tout為球殼外壁溫度；Tin為球殼內(nèi)壁溫度；Dout為球殼外徑；Din為球殼內(nèi)徑；Qin為載荷艙的漏熱量。Fluent仿真計(jì)算結(jié)果表明：在主動(dòng)制冷失效情況下，含相變層的隔熱較單純絕熱層更能延長(zhǎng)其科學(xué)設(shè)備的工作壽命。實(shí)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(jí)［8］。

由于電子設(shè)備的散熱必須被及時(shí)排散出，在電子設(shè)備與艙壁間可加入高性能的熱管或其他高導(dǎo)熱性能的組件，確保載荷艙內(nèi)的電子設(shè)備的散熱能及時(shí)擴(kuò)散到相變材料層。對(duì)艙內(nèi)儀器的伸出機(jī)構(gòu)（如鉆壤探頭、線纜），須保證伸出機(jī)構(gòu)和艙壁安裝的無(wú)縫性，伸出機(jī)構(gòu)艙外部分可選擇耐高溫材料，并專門進(jìn)行熱防護(hù)設(shè)計(jì)，以減小外環(huán)境通過(guò)伸出機(jī)構(gòu)對(duì)艙內(nèi)儀器設(shè)備導(dǎo)熱的影響。初步估算發(fā)現(xiàn)，伸出機(jī)構(gòu)漏熱量最大不超過(guò)5W，可暫時(shí)忽略不計(jì)。

2 制冷方案設(shè)計(jì)及分析

20世紀(jì)六十至八十年代，美國(guó)和前蘇聯(lián)發(fā)射的金星著陸器載荷艙的熱防護(hù)主要依賴于較厚的鈦合金外殼和絕熱層，這種被動(dòng)熱防護(hù)存在時(shí)間限制，其中適應(yīng)能力最強(qiáng)的金星著陸器金星13號(hào)也僅工作了約2h。為實(shí)現(xiàn)著陸器的長(zhǎng)工作壽命，本文將制冷方案由單純的被動(dòng)制冷優(yōu)化為主動(dòng)制冷（含相變隔熱層＋斯特林制冷），在制冷系統(tǒng)運(yùn)轉(zhuǎn)良好的條件下可持續(xù)將載荷艙內(nèi)的廢熱排到外界環(huán)境中，使載荷艙內(nèi)溫度保持在儀器穩(wěn)定工作的范圍，達(dá)到著陸器長(zhǎng)工作壽命的目的，并提高了其可靠性。

制冷方案設(shè)計(jì)首先需明確載荷艙內(nèi)所需的工作溫度、金星外環(huán)境溫度和需從載荷艙內(nèi)帶走的熱量（即制冷量Qrefrigerate）。制冷機(jī)散熱端的溫度應(yīng)高于金星地表環(huán)境溫度，在此設(shè)定為500℃。載荷艙體所需排出的熱包括：金星表面的熱環(huán)境進(jìn)入載荷艙的漏熱量Qin和由載荷艙內(nèi)的電子元器件工作散熱帶來(lái)的熱量Qele。本設(shè)計(jì)中電子設(shè)備包括鉆壤儀和X熒光光譜分析儀各1個(gè)。設(shè)鉆壤儀的無(wú)用功比例10%，由此可知Qele為80W，進(jìn)一步可得Qrefrigerate為172.2～186.6W。參考文獻(xiàn)［9］，設(shè)本文中斯特林制冷機(jī)的制冷系數(shù)為0.4，由此要求制冷機(jī)的實(shí)際輸入軸功430.5～466.5W，對(duì)斯特林制冷機(jī)性能為：內(nèi)腔溫度50℃，環(huán)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(shù)0.4，機(jī)械效率85%，質(zhì)量估計(jì)1.6kg，工質(zhì)為氦氣（預(yù)充壓力4.6MPa）0.2g，制冷機(jī)膨脹腔容積7cm3，制冷機(jī)壓縮腔容積20cm3，制冷機(jī)回?zé)崞魅莘e21cm3，氦氣定容比熱容3.1kJ／（kg·K）。

因金星表面的環(huán)境溫度在一定范圍內(nèi)的變動(dòng)會(huì)導(dǎo)致制冷機(jī)所需輸入軸功的變化，故應(yīng)對(duì)斯特林制冷機(jī)軸功需求量進(jìn)行分析。根據(jù)金星表面實(shí)際環(huán)境，將載荷艙外部溫度設(shè)定在450～500℃范圍內(nèi)變動(dòng)，假定艙內(nèi)環(huán)境溫度保持300K恒定。另外，為考量不同制冷能力制冷機(jī)隨外界溫度變動(dòng)所帶來(lái)的功需差距，對(duì)制冷系數(shù)ε分別為0.2，0.3，0.4時(shí)制冷機(jī)的分析結(jié)果如圖2所示。由圖可知：隨著隔熱腔外界環(huán)境溫度的不斷升高，制冷機(jī)所需軸功值呈線性增加；低制冷系數(shù)（圖2中對(duì)應(yīng)直線斜率大）的制冷機(jī)所需輸入軸功受外界環(huán)境溫度變化產(chǎn)生的波動(dòng)大，且其所需軸功值明顯大于高制冷系數(shù)制冷機(jī)；無(wú)論外界環(huán)境溫度如何變化，各種制冷系數(shù)的制冷機(jī)所需軸功值一定大于制冷機(jī)處于理想卡諾循環(huán)下的所需值。

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

當(dāng)假定載荷艙外界環(huán)境溫度保持500℃恒定時(shí)，載荷艙內(nèi)部溫度也會(huì)因電子設(shè)備功耗等影響其恒定，致使制冷機(jī)所需輸入軸功值的變動(dòng)。設(shè)載荷艙內(nèi)部環(huán)境溫度在－20～50℃范圍內(nèi)變動(dòng)，不同溫度下制冷機(jī)所需軸功如圖3所示。由圖可知：隨著載荷艙內(nèi)部環(huán)境溫度的不斷升高，制冷機(jī)所需軸功值呈線性減小；低制冷系數(shù)（圖3中對(duì)應(yīng)直線斜率大）的制冷機(jī)所需輸入軸功受內(nèi)部環(huán)境溫度變化產(chǎn)生的波動(dòng)大，且其所需軸功值明顯大于高制冷系數(shù)制冷機(jī)所需值；無(wú)論載荷艙內(nèi)腔環(huán)境溫度如何變化，各種制冷系數(shù)的制冷機(jī)所需軸功值一定大于制冷機(jī)處于理想卡諾循環(huán)下的所需值。

綜合圖2、3，制冷機(jī)的制冷系數(shù)越小（即制冷能力越弱），其所承受的波動(dòng)越大，即適應(yīng)能力更弱，同時(shí)制冷機(jī)所需軸功值一定大于理想卡諾循環(huán)狀態(tài)下的所需值。后續(xù)熱機(jī)設(shè)計(jì)中，只需將輸出給制冷機(jī)的軸功值滿足大于至高點(diǎn)值（圖2、3中對(duì)應(yīng)制冷系數(shù)線與縱坐標(biāo)交點(diǎn)的最大值），制冷機(jī)便能承受外部、內(nèi)部環(huán)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(jī)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(tǒng)的正常運(yùn)轉(zhuǎn)，本文選擇放射性同位素?zé)嵩矗≒uO2）和斯特林熱機(jī)（動(dòng)力、β型）作為能源的供給和轉(zhuǎn)化裝置，同時(shí)采用磁懸浮開關(guān)磁阻發(fā)電機(jī)和硫化鈉電池作為有效載荷的直接供電設(shè)備［10－12］。為減輕載荷艙的熱載荷，將熱機(jī)、制冷機(jī)、電池、發(fā)電機(jī)等能單獨(dú)承受金星環(huán)境惡劣條件的設(shè)備置于載荷艙腔體外。圖4中的球狀結(jié)構(gòu)即為載荷艙。

圖4 著陸器概念設(shè)計(jì)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(jì)算，整個(gè)著陸器的能量流動(dòng)如圖5所示。斯特林熱機(jī)從熱源Thot吸收熱能2 400W，熱機(jī)熱效率25%；輸出軸功600W（Wout）用于發(fā)電機(jī)產(chǎn)出電能E或制冷機(jī)制冷。星載設(shè)備額定總功率Ptot為350W小于輸入電能368.5W，斯特林制冷機(jī)所需最多軸功466.5W（Win）小于輸入軸功600W。當(dāng)制冷機(jī)和發(fā)電機(jī)需求滿足時(shí)，斯特林熱機(jī)輸出的多余能量將儲(chǔ)存到硫化鈉充放電池中，熱控系統(tǒng)各部分功耗需求見表2。

由于星載設(shè)備功率的波動(dòng)，因此要求發(fā)電機(jī)供電E大于Ptot波動(dòng)峰值，同時(shí)因功率變化所導(dǎo)致的制冷量的變動(dòng)而要求制冷機(jī)輸入軸功Win須大于所需軸功的波動(dòng)峰值（本設(shè)計(jì)中所需軸功波動(dòng)峰值小于500W，見圖2、3），確保儀器設(shè)備工作環(huán)境溫度的穩(wěn)定。由于提高制冷系數(shù)相對(duì)較難，故熱機(jī)的設(shè)計(jì)在滿足設(shè)備正常工作時(shí)采用了輸出軸功預(yù)留富余值的方案。本文中，保持載荷艙內(nèi)工作溫度50℃，額定工況下制冷機(jī)所需軸功430.5W，熱機(jī)輸出軸功600W，其中169.5W即為預(yù)留的。

表2 熱控系統(tǒng)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(dòng)Fig.5 Energy flow

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)金星著陸器載荷艙的熱控分系統(tǒng)進(jìn)行了初步研究。與依據(jù)先驅(qū)者－金星設(shè)計(jì)的傳統(tǒng)方案相比，采用承壓結(jié)構(gòu)質(zhì)量減小了50%的輕型載荷艙優(yōu)化設(shè)計(jì)，不僅能保證環(huán)境壓強(qiáng)對(duì)載荷艙結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求，而且能確保其穩(wěn)態(tài)隔熱性能變化較??；當(dāng)主動(dòng)制冷失效時(shí)，加入的相變材料層能有效吸收環(huán)境漏熱和電子設(shè)備散熱，減緩載荷艙內(nèi)電子設(shè)備的溫升速率，延長(zhǎng)被動(dòng)被動(dòng)熱控系統(tǒng)壽命；適當(dāng)?shù)馗淖兿嘧儗雍穸取⒉牧虾徒M成，僅被動(dòng)熱控系統(tǒng)就實(shí)現(xiàn)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(shù)）斯特林制冷機(jī)受載荷艙體內(nèi)、外環(huán)境溫度變化的影響小；由斯特林熱機(jī)軸功輸入的保證，制冷機(jī)對(duì)載荷艙的溫度波動(dòng)（－20～50℃）在理論上可控；含相變隔熱層＋斯特林主動(dòng)制冷和熱機(jī)技術(shù)的聯(lián)合應(yīng)用能確保477℃高溫外環(huán)境中著陸器載荷艙內(nèi)的溫度符合指標(biāo)要求。熱平衡分析表明本熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案能滿足載荷艙在金星表面長(zhǎng)期探測(cè)任務(wù)的需求。本文對(duì)金星著陸器載荷艙的熱控分系統(tǒng)僅是初步研究，就我國(guó)目前技術(shù)發(fā)展來(lái)看，滿足工程應(yīng)用還有多個(gè)關(guān)鍵技術(shù)有待突破，其中斯特林機(jī)的研制尤為重要。

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