载人月面着陆器贮箱热控方案分析

2021-09-01李志杰张有为

载人航天 2021年4期

齐岳，李志杰，张有为，曾豪

(中国空间技术研究院空间飞行器总体设计部，北京 100094)

1 引言

为成功实现载人月球探测任务，载人月面着陆器不可或缺。载人月球探测任务所需速度增量大，任务规模大，因此需要携带大量推进剂，储存于大容量贮箱中。月球表面没有大气，昼夜温度变化范围非常大，推进剂贮箱在载人月球探测任务周期内需要经受非常恶劣的热环境。因此，在载人月面着陆器月面工作期间，需要通过热控方案设计，使贮箱温度保持在允许的范围内。

目前国内外对载人航天器在月球表面工作阶段热分析方面的研究较少，只有美国阿波罗载人月面着陆器成功完成了载人登月任务。阿波罗登月舱前期采用可展开式辐射器方案，但在后续设计中，认为需要航天员出舱辅助进行展开的辐射器展开式设计过于复杂，提高了研制难度和任务危险性，同时为了尽快完成载人月球探测任务，最终放弃了辐射器散热的方案，而是采用水升华器作为散热方式。阿波罗登月任务在着陆位置太阳高度角较低的时刻开展，月表环境温度较低，整体热环境相对并不恶劣，所以水升华器只控制密封舱内环境与一些电子设备的温度水平，推进剂贮箱采用纯被动的控温方式，即通过多层隔热减少推进剂与外部的热交换，在任务时间内保证温度范围满足要求[1－3]。

本文对载人月面着陆器月面停留和空间深冷5 种不同热环境下的3 种贮箱热控方案进行分析，得到相对最优热控方案。

2 热控方案设计

由于月球表面没有大气，温度受太阳光高度角直接影响，月夜低温和月昼高温是月球表面热环境的显著特征[4]。同时由于月球表面没有大气层对太阳光进行衰减，载人月面着陆器会受到太阳光直接照射，受晒侧和阴影侧热环境区别很大，这些都是热控方案设计中需要考虑的问题。

载人月面着陆器贮箱热控设计环境分为低温环境和高温环境两部分:低温环境主要为空间深冷环境与太阳高度角较低时阴影侧贮箱所处的热环境；高温环境则为太阳高度角较高的热环境以及受晒侧贮箱所处的热环境。

航天器贮箱的热控设计方案分为主动热控与被动热控方案。主动热控通过在贮箱内部布置加热电阻丝满足贮箱的加热需求，通过在贮箱外部包覆流体回路收集废热，最终通过辐射器将废热散出，满足贮箱的散热需求。但主动热控方案需要航天器提供加热设备工作和驱动流体回路所需的能源与设备，不可避免地增加了整个系统的复杂程度与资源代价。被动热控通过在贮箱外部及整个航天器外表面包覆多层隔热材料，减少多层隔热材料内外的热量交换。在航天器设计上，为节约资源与避免增加系统的复杂程度，一般优先使用被动热控方案。因此，载人月面着陆器贮箱的热控方案设计需要对月球表面热环境进行分析，明确不同时刻月球表面温度、太阳高度角等热控方案设计输入，并对载人月面着陆器质量与体积包络约束进行分析。本文以在月球赤道区域着陆执行探测任务为例，对太阳高度角δ＝1°、15°、45°、90°四种工况对应的月球表面热环境下不同热控方案进行计算与对比分析，并对载人月面着陆器地月转移阶段对日飞行姿态下贮箱的热环境进行分析，得出相对最优方案。计算中使用西门子公司的NX 软件进行建模与仿真计算。

2.1 月球表面热环境分析

月球表面没有大气，无法对太阳光起到衰减作用，太阳光强度取近日点q＝1414 W/m2。月球表面的太阳反照比很低[5]，太阳吸收率ρ＝0.93。月球表面辐射为灰体辐射，红外辐射率ε＝0.9。月球热惯性很低[6]，月表温度随太阳高度角实时变化，则有式(1):

式中，δ为太阳高度角，任务开始时刻太阳高度角δ＝15°，则有式(2):

计算可得太阳高度角δ＝1°时，月面温度为－127.5 ℃左右；太阳高度角δ＝15°时，月面温度为12.6 ℃左右；太阳高度角δ＝30°时，月面温度为63.8 ℃左右；太阳高度角δ＝45°时，月面温度为94.3 ℃左右；太阳高度角δ＝90°时，月面温度为127.1 ℃左右。整个月球白昼阶段，月表温度如图1 所示。

图1 月球白昼月表温度变化Fig.1 Temperature variation in the lunar daytime

2.2 载人月面着陆器初步结构设计

载人月面着陆器在整个任务周期中，要求贮箱内推进剂温度保持在0～35 ℃，综合考虑任务期间热环境与载人月面着陆器质量与体积外包络约束，初步建立载人月面着陆器模型如图2 所示。

图2 载人月面着陆器模型Fig.2 Manned Lunar lander module

计算中，对接机构、辐射器与贮箱之间不设置热交换，设备板设置为恒温20 ℃，密封舱壁设置为恒温25 ℃，隔热多层1、2 和推进剂贮箱之间有一定距离。由于月球表面没有大气，支撑结构1、设备板、隔热多层1、密封舱侧壁、支撑结构2、隔热多层2 和推进剂贮箱均通过辐射进行热交换。建模中将月球表面近似为平面，载人月面着陆器隔热多层底面与月球表面距离为1.1 m，为减少计算量，着陆腿省略未建模，x轴正方向为日出方向。

2.3 热控方案设计

载人月面着陆器整器采用主动热控与被动热控相结合的方式，主动热控方案为通过加热电阻丝在低温环境下对设备进行加热，通过流体回路平衡各部位设备的温度并带走废热；被动热控方案通过在载人月面着陆器侧壁外表面包覆隔热多层，维持整个载人月面着陆器温度稳定，减少内部设备与外部环境之间的热量交换。

针对载人月面着陆器的推进剂贮箱，低温环境采用在贮箱内部预埋加热电阻丝的方式补充推进剂贮箱的漏热。由于载人月面着陆器的热负荷位于密封舱内与设备板上，通过在密封舱与设备板预埋流体回路，可以搜集废热并通过辐射器排散。设计中，密封舱设置为恒温25 ℃，设备板设置为恒温20 ℃，设备板、密封舱和贮箱尽可能紧凑布局，通过热辐射间接控制贮箱的温度水平，并在此基础上分析密封舱与贮箱表面使用不同热控涂层和隔热材料的效果。图3 为贮箱与密封舱结构示意图，计算中密封舱壁面设置为25 ℃恒温。

图3 贮箱与密封舱结构示意图Fig.3 Structure diagram of the tank and airtight cabin

对密封舱和贮箱设置了以下3 种热控方案，如表1 所示。计算中使用的各种材料物性参数如表2 所示。

表1 三种热控方案Table 1 Description of thermal control scheme

表2 各项材料物性参数Table 2 Physical property parameters of various materials

3 结果

3.1 月表热环境下仿真计算结果

对4 种太阳高度角下设置的3 种方案进行了仿真计算，对不同工况下贮箱的热平衡结果进行对比分析。图4 为太阳高度角为90 ℃下，贮箱热控方案三的温度云图。

图4 δ ＝90 ℃下，方案三温度云图Fig.4 Temperature nephogram of scheme 3 with δ ＝90 ℃

由图4 可以看出，月表温度约为130 ℃，与图1 理论计算结果相符。由于载人月面着陆器遮挡了太阳光，下方温度较低，最低处只有20 ℃左右；载人月面着陆器侧壁面温度在55 ℃左右；接近底部位置温度较高，达到80 ℃左右，均满足隔热多层的温度要求范围。

对不同工况不同热控方案下载人月面着陆器侧壁内外表面的平均温度情况进行分析，计算结果如表3、表4 所示。表中可以看出，同种工况同种热控方案下，温度较高时，外表面温度明显高于内表面；温度较低时，外表面温度明显低于内表面，这说明隔热多层效果明显。同时由于密封舱和设备板为25 ℃与20 ℃恒温源，侧壁整体温度越接近20～25 ℃，则内外表面温差越小。

表3 载人月面着陆器侧壁外表面平均温度Table 3 Average temperature of outer surface of side wall /℃

表4 载人月面着陆器侧壁内表面平均温度Table 4 Average temperature of inner surface of side wall /℃

太阳高度角δ＝90°的热环境为月午，是月球表面极端高温环境，载人月面着陆器侧壁内外表面温度差在15～22 ℃。从方案一到方案三，侧壁内外表面平均温度差逐渐降低，这是由于方案一密封舱与贮箱均不包裹隔热多层，方案二贮箱包覆隔热多层，方案三密封舱与贮箱均包覆隔热多层，使得方案一中设备板、密封舱、贮箱和侧壁内表面之间的热量交换最充分，方案二次之，方案三最差。

太阳高度角δ＝45°的月表环境也为高温环境，月表温度为94.3 ℃左右，比太阳高度角δ＝90°的环境下低30 ℃，相差不大，同时受晒侧侧壁外表面受到太阳光45°照射，太阳光照射和月表红外辐射的同时作用使受晒侧侧壁温度高于太阳高度角δ＝90°的环境下同侧侧壁温度。 3 种方案下，受晒侧载人月面着陆器外表面温度差的变化规律与太阳高度角δ＝90°的环境下一致，由于阴影侧侧壁温度在20～25 ℃之间，内外表面温度差几乎可以忽略。

太阳高度角δ＝15°的月表环境下，月表温度仅为12.6 ℃左右，载人月面着陆器侧壁受晒侧与阴影侧温度差别很大。受晒侧外表面受到太阳光15°照射，温度在32.8 ℃左右，3 种方案下内表面温度变化较小，但内外表面温度差变化规律仍与太阳高度角δ＝90°和太阳高度角δ＝45°下受晒侧一致。阴影侧温度较低，3 种方案下载人月面着陆器侧壁外表面温度为－23.5 ℃、－30.3 ℃和－31.0 ℃，内表面温度则分别为11.3 ℃、－1.1 ℃和－4.5 ℃，设备板、密封舱、贮箱与侧壁内表面之间热交换越充分，内表面温度越高，外表面温度也随之提高。

太阳高度角δ＝1°的月表环境为相对典型的特殊热环境，月面温度为－127.5 ℃左右，可以认为是月球的日出时刻，月表温度为月夜最低温，太阳光平行于月表照射载人月面着陆器。在这种环境下，太阳光几乎直射受晒侧，但由于月表温度过低，载人月面着陆器漏热较大，3 种热控方案下，均只有受晒侧外表面平均温度在0 ℃以上，阴影侧和底面外表面平均温度均较低，同时仍能看出3 种方案设备板、密封舱、贮箱和侧壁内表面之间的热量交换充分性逐渐下降。

同一热控方案下，随太阳高度角升高，侧壁内外表面温度也随之升高，这是由于太阳高度角升高直接导致载人月面着陆器所处月表热环境温度升高。太阳高度角δ＝45°的月表环境下，侧壁受晒侧温度高于太阳高度角δ＝90°的热环境下同侧侧壁温度，说明太阳光45°照射和月球表面红外辐射的同时作用下，外热流高于太阳高度角δ＝90°的热环境下同侧侧壁受到的月表红外辐射。

3.2 月表环境计算结果对比分析

表5 和图5 为不同热控方案下，载人月面着陆器两侧贮箱平均温度及其变化趋势。

图5 载人着陆器贮箱平均温度变化趋势Fig.5 Variation trend of average tank temperature in manned lunar lander

表5 载人月面着陆器贮箱平均温度Table 5 Average temperature of both side tanks of manned lunar lander /℃

可以看出，不同太阳高度角下，不同方案贮箱温度的变化趋势与侧壁内外表面温度变化趋势一致。以密封舱与设备板为恒温冷源/热源，从方案一到方案三，设备板、密封舱、贮箱和侧壁内表面之间的热量交换充分性逐渐下降，所以方案一中贮箱温度最接近密封舱与设备板的恒定温度，并且不同太阳高度角下贮箱温度变化相对最平缓，更能维持相对恒定的温度。

同一贮箱热控方案下，受晒侧贮箱温度高于阴影侧贮箱温度，贮箱温度随太阳高度角升高而升高，最高温度超过40 ℃。太阳高度角δ＝45°的环境下，受晒侧受到的月表红外辐射与太阳光照射强度均较高，所以贮箱温度高于太阳高度角δ＝90°的环境下同侧贮箱温度。

3.3 深冷环境计算结果对比分析

地月转移阶段热环境为整个任务周期中的最低温环境，这个阶段载人月面着陆器的飞行姿态为辐射器对日定向，使阳光垂直照射载人月面着陆器顶部辐射器。在这种环境下，3 种方案贮箱平均温度如表6 所示。

表6 宇宙深冷环境同热控方案两侧贮箱平均温度Table 6 Average temperature of both side tanks in space cryogenic environment /℃

可以看出，方案一两侧贮箱温度均满足0 ℃以上的要求，正常情况下不需要额外进行主动加热。由于载人月面着陆器正面有舱门结构，背面则为壁体结构，结构的不同导致两侧贮箱温度也有一些差距。

4 讨论

综合对比不同太阳高度角下不同的贮箱热控方案，可以发现采用方案一时，从月球日出时刻到月午热环境最恶劣的高温环境，两侧贮箱温度均保持在0～35 ℃之间，通过被动热控方案可以使贮箱温度满足要求，认为是相对最优热控方案。

整体来看，随太阳高度角的升高，月球表面温度迅速升高，载人月面着陆器侧壁与贮箱温度也随之升高。这是由于载人月面着陆器在月球环境下主要外热流为来自月球表面的红外辐射与太阳光的照射，其中来自月球表面的红外辐射作用更为明显。

相同太阳高度角下，载人月面着陆器受晒侧侧壁和贮箱温度明显高于阴影侧，这是由于载人月面着陆器受晒侧与阴影侧一起受到月球表面红外辐射之外，还受到太阳光不同角度的照射。载人月面着陆器内部以密封舱壁和设备板为25 ℃与20 ℃的恒温热源/冷源，从计算结果对比中可知，方案一贮箱与密封舱外表面均采用红外发射率较大的热控黑漆，没有包覆隔热多层，使载人月面着陆器内部各部分之间可以进行充分的热交换，温度均匀性最好，所以贮箱与内壁面温度最接近20～25 ℃。

当太阳高度角δ＝45°时，月表温度为94.3 ℃左右，相对较高。同时载人月面着陆器一侧受到太阳光45°照射，在月表热辐射和太阳光照射的同时作用下，载人月面着陆器受晒侧外热流超过月午热环境下同侧外热流，侧壁和贮箱温度超过月午热环境同侧侧壁与贮箱温度。地月转移阶段是整个月球探测任务中的最低温环境，在这种环境下，方案一中贮箱温度仍能保持在0 ℃以上。

在整个月球探测任务周期中，最高温环境为月午时刻热环境，最低温环境为地月转移阶段深冷环境。在密封舱舱壁保持25 ℃，设备板保持20 ℃恒温的情况下，采用方案一可以在整个任务周期中，使贮箱温度维持0～35 ℃之间，只通过被动热控方案满足任务中对贮箱的温度需求，而不需使用加热电阻和在贮箱侧壁布置热控回路等主动热控方案，减少对能源与重量的需求。