月面探测器喷气除尘系统设计及试验研究

任德鹏 周晓舟 张伍 叶青

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

月面探测器喷气除尘系统设计及试验研究

任德鹏 周晓舟 张伍 叶青

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

月球表面广泛分布着尘埃颗粒，月面探测器设计过程中需要考虑月尘的影响作用。文章提出了一套利用探测器推进系统剩余气体实现探测器器表除尘的方案，分析了喷嘴内气流的引射特性，并开展了除尘系统的原理验证试验。结果表明，喷气除尘系统构造简单、方案可行、除尘效果明显，具有较好的应用前景。

月尘；除尘系统；喷嘴；引射特性

1 引言

月尘是月面特殊环境因素之一［1-2］，月尘能够影响月面探测器的正常工作，造成设备失效甚至任务失败［3-6］，月球表面探测器的研制过程中需要考虑月尘等月面环境对探测器的影响。有效清除设备表面上吸附的月尘是月球表面探测器设计的目标之一，至今为止人们都在持续着该领域的研究工作。当前已有的除尘技术，按其原理大致可以分为以下几类:①薄膜遮挡替换除尘法［7］，主要应用于光学镜头的除尘，即镜头前粘贴一层虹膜用于吸附污染物，当污染物累积至一定程度后人工或者机械替换新的虹膜继续对镜头进行污染防护；②电帘除尘法［8-11］，即在除尘对象表面按一定规律排列平行电极，通过施加一定频率电场，利用静电力实现除尘；③机械刷除尘法［9，12］，即使用软质毛刷清扫保护面实现除尘；④喷淋除尘方法［9］，采用特殊液体冲刷保护面进行除尘；⑤喷气除尘法［13-14］，利用气流冲刷表面进行除尘。

上述主动除尘方案中，或需要人工操作，或需要设计专门的执行机构或高压电源装置，难以应用于月面探测器上。例如，20世纪美国阿波罗登月工程中，虽然登月舱设计有一套机械除尘系统，但实际其工作效果不佳，最终只能依靠宇航员手动除尘［12］；而苏联的月面探测器上则均未考虑除尘系统。

本文完成了一种月面探测器除尘系统的方案设计，基本不需要探测器的专门资源，质量轻、功耗小，且经试验验证其除尘效果明显，具有较好的应用前景。

2 方案设计分析

在有限的资源条件下，需要结合我国月面探测器的设计特点及其除尘需求，完成除尘系统的总体设计。

2.1 除尘系统设计要求分析

能够应用于月球表面探测器上的除尘系统必须同时具备以下特点:①具备有效的除尘能力，由于月尘颗粒平均粒径仅为70μm，其颗粒密度相对较大、硬度高，除尘系统须克服月尘与探测器表面的附着力，能够清除探测器较大表面上微小的、吸附性强的月尘；②必须有较小的资源依赖性，发射至月球表面的探测器需要消耗大量的推进剂，探测器的质量资源尤为宝贵，在保证有效除尘的前提下，整套系统的质量、功耗均需降至最低；③需具有高效工作能力，探测器在月球表面执行任务的能力要受测控链路、月表地形、环境温度等因素的综合影响，因此月面工作程序编排得比较紧密，除尘系统必须在较短的时间内完成任务，以避免对探测器正常工作时序产生影响。

2.2 除尘系统的组成及原理

本文设计了一套喷气除尘系统，同时满足2.1节的要求。其设计方案是利用着陆后探测器气瓶内残余的高压气体，将其通过管路引至探测器需要除尘的部位；同时设计一套喷嘴将气体引射外掠除尘表面，在高速气流的吹除作用下，月尘颗粒脱离被吸附表面，实现对探测器表面的除尘。

整套除尘系统的组成如图1所示。除尘系统与推进系统通过一个电爆阀连通（电爆阀是防止管路泄漏而影响推进系统的工作，提高可靠性）；电爆阀下游是导气管路，在靠近除尘面附近安装了一个自锁阀，控制管路的通断；导气管出口与喷嘴连接，最终气流通过喷嘴引射至除尘面。探测器落月后，电爆阀起爆，实现导气管气体填充，需要时将自锁阀打开气体喷射而出，完成除尘任务。

图1 除尘系统组成原理示意图Fig.1 Configuration and principle of dust removal system

图2 导气管内径与气体质量流量的对应图Fig.2 Relationship between internal diameter and mass flow rate of gas

2.3 除尘系统基本参数确定

除尘系统的设计必须要与推进系统气体的剩余量相匹配，某月球表面探测器推进系统冷流试验中测得月面着陆后，气瓶内氦气剩余量约为1.5 kg，经减压后仍保证2 MPa的恒定压力可供除尘系统使用。

除尘系统拟采用等截面的圆管作为导气管，并拟定配置6～8个喷嘴以满足探测器大面积、多部位除尘的需求，为提高除尘的工作效率初步确定单次喷气除尘时间为2 s。在初步确定上述系统设计参数后，假设导气管内气体流动为一维定常流动，满足绝热等熵条件，则导气管内径与管内气体的质量流量对应关系如图2所示。

可见，6 mm内径的导气管对应气体的质量流量约为0.06 kg/s，能够支持8个喷嘴同时喷气2 s，因此初步选用该尺寸的导气管可满足与除尘气源的匹配。

方案设计初考虑并投产了3种不同形状的喷嘴，分别为直喷嘴、扩张喷嘴和渐缩-扩张喷嘴，如图3所示。不同喷嘴的特点描述如下:

（1）直喷嘴，喷嘴截面内气流流场分布均匀，出口流速不超过当地音速；

（2）扩张喷嘴，能够扩大喷嘴出口气流扩散角，出口流速不超过当地音速；

（3）渐缩-扩张喷嘴，能够扩大喷嘴出口气流扩散角，可以使出口流速超过当地音速。

图3 3种喷嘴构型示意图Fig.3 Types of nozzle configuration

3 数值分析及试验验证

在确定探测器基本除尘方案后，需要对系统工作的匹配性及其除尘作用进行验证。为降低方案设计的难度，在系统试验验证之前需要对系统的除尘效果进行仿真验证。

3.1 喷嘴引射特性分析

方案的除尘效果数值仿真需要模拟喷嘴内外气流的流动，并需要建立气流与月尘颗粒的相互作用模型，是一个气固两相耦合求解过程，计算分析工作量大。为降低仿真难度，本文在数值分析中不求解颗粒的固相方程，仅研究喷嘴内外气体的流动特性，后续通过除尘试验相配合，综合进行系统除尘效果的评估完善方案设计。

采用FLUENT商业软件对3种喷嘴的气流场进行了仿真分析:选用k-ω两方程模型计算喷嘴的湍流流动，Courant数设置为1，通量格式使用AUSM格式。忽略导气管内气体流动压降，计算条件如下:喷嘴入口总压为2 MPa；喷嘴入口静压1.88 MPa；喷嘴入口总温300 K；喷嘴入口静温294 K；环境背压0.01 Pa。

考虑对称性，沿喷管纵向进行切面，计算结果以二维平面坐标进行显示。图4为不同喷嘴引射气流的静压分布图，坐标系表示几何尺寸（单位为m），图中采用不同的颜色表示气流的静压值（单位为Pa），闭合的曲线表示等压力线。由图可见，被喷嘴引射后气流的静压分布受喷嘴形状的影响较明显，其中渐缩-扩张喷嘴引射气流的压力梯度最大，气流在较小的范围内（x向小于0.3 m、y向小于±0.1 m）静压迅速降为环境背压；而扩张喷嘴引射气流的压力梯度最小，在喷嘴后0.5m处气流静压仍能保持在400 Pa左右；直喷嘴引射气流的压力梯度介于前述两种喷嘴之间，引射气流的静压场主要在x向小于0.4 m、y向小于0.2 m的范围内。

图4 喷嘴引射气流的静压分布云图Fig.4 Static pressure distribution of ejecting flow from the nozzle

图5为不同喷嘴引射气流的密流分布图（气体密度与流动速度标量的乘积，表示单位面积内气流的质量流量）。由图可见，被喷嘴引射后气流密流分布受喷嘴形状的影响较明显，其中直喷嘴对引射气流的径向扩散作用最明显，但也导致轴线方向密流梯度最大，在x=0.4 m处密流降为30 kg/（m2·s）；渐缩-扩张喷嘴对引射气流的径向扩散作用最差，但轴线方向密流梯度最小，在x=0.4 m处密流仍能保持70 kg/（m2·s）；而扩张喷嘴的作用介于前述两种喷嘴之间。

图5 喷嘴引射气流的密流分布云图Fig.5 Mass flux distribution of ejecting flow from nozzle

经仿真计算后可以对不同喷嘴的引射特性做以下总结:①直喷嘴的径向扩散作用最好，但轴向密流衰减最大，可适用于除尘宽度较大的部位；②渐缩-扩张喷嘴能够在较小的范围内实现引射气流的加速，其轴向密流最大，可适用于除尘长度较大的部位；③扩张喷嘴的综合性能介于上述两种喷嘴之间。

3.2 除尘验证试验

基于对喷嘴内外气体流动分析的基础上，开展了除尘作用的系统试验验证。

1）试验系统组成

整套试验系统由真空舱、除尘管路系统、试件、模拟月尘及测量设备组成，如图6所示。

图6 除尘验证试验系统示意图Fig.6 Schematic diagram of test and verification system of dust removal

真空舱为直径1.2 m、高2.0 m的立式空间模拟器，试验初始背压可降至0.01 Pa，该背压环境对于月尘颗粒而言，气流的曳力相对颗粒的重力已经可以忽略，满足试验要求；气源采用20 MPa的15 L标准高压氦气瓶，气体被减压后压力降至2 MPa，与探测器推进系统的供气压力一致；导气管内径6 mm、总长度3 m；试验件为4件铝合金平板，单件尺寸为240 mm×200 mm，4块平板拼接成480 mm× 400 mm表面，其表面共粘贴240片铈玻璃镀银表面二次镜（OSR）片（单片尺寸40 mm×20 mm），以模拟探测器散热面的设计状态，如图7所示。

图7 试件表面状态Fig.7 Surface condition of test-piece

2）试验过程概述

试验前将喷嘴按设计要求安装在真空舱内；随后在试件表面上铺设模拟月尘，该月尘曾在我国月面探测器研制过程被使用，颗粒级配与力学参数满足试验要求，完成铺设后采用激光位移测量仪扫描保证铺设均匀，模拟月尘的铺设厚度为400μm，以充分模拟探测器表面月尘的沉积；将试件放置在真空舱内，关闭舱门抽真空；舱内背压满足试验要求后，接通气路进行除尘，过程中测量气流的参数和试验影像；喷气完毕后，真空舱缓慢充气至环境压力，随后打开舱门重新测量试件表面的模拟月尘分布状态并对除尘效果进行评估。

3）试验结果

通过试验，对3种喷嘴的除尘效果进行了比对分析，如图8所示。

图8 不同喷嘴除尘效果示意图Fig.8 Dust removal results of various types of nozzle

根据试验中高速摄像影像记录判断，直喷嘴的除尘时间（即喷气起始时刻至试件表面月尘稳定所需的时间）为0.62 s、扩张喷嘴的除尘时间为1.24 s、减缩-扩张喷嘴的除尘时间为1.47 s；各种喷嘴均不能将试件表面的月尘完全清除，有效除尘范围为喷嘴前的一个喇叭状区域；直喷嘴对试件的除尘面积比（定义为试验后月尘厚度为0的面积占试验件表面总面积的百分比）最大，为43%，而扩张喷嘴与减缩-扩张喷嘴的除尘面积分别为37%和36%。

总结试验结果，并与3.1节进行比对，可以获得以下认识:①3种喷嘴均能实现对试件局部区域的有效除尘，在保证除尘时间的条件下，直喷嘴的除尘效果优于其他两种喷嘴，且直喷嘴构型简单故被优先采用；②有效除尘区域基本与喷嘴气流仿真分析中气体的密流场分布一致，在未进行气固两相耦合分析时可以用气体的密流场大致代表最终的除尘区域，并可以通过改变喷嘴的相对位置、调整其有效除尘区域以满足任务需求；③单个喷嘴最大除尘面积为0.083 m2，2 s工作时间内能够完成除尘任务，整个系统配置的多喷嘴除尘面积可超过0.6 m2，气体消耗量小于1 kg，除尘系统工作参数设计匹配。

4 结论

在基于月球表面探测器除尘需求及其设计特点分析的基础上，本文提出了一种喷气除尘系统，开展了数值分析及除尘试验验证工作，最终完成了具体设计工作。通过除尘方案的设计工作，得到了以下结论:

（1）对高压除尘方案设计而言，由于月尘颗粒细小，被气流的携带作用明显，除尘效果仿真分析中气体的密流场基本反映了除尘区域，可以避免气固两相流耦合计算，降低设计难度；

（2）喷嘴的有效除尘范围主要集中在其正前方的主流区域，具体方案设计中通过调整喷嘴的数量和布局，能够实现除尘需求区域的全覆盖；

（3）利用探测器剩余气体实现器表的除尘方案具有轻小、灵活的特点，其除尘效果明显，有望被月面探测器所采用，也可为未来我国火星表面探测器的除尘设计提供参考。

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（编辑：张小琳）

Study on Design and Test of Dust Removal for Lunar Lander

REN Depeng ZHOU Xiaozhou ZHANG Wu YE Qing
（Beijing Institute of Spacecraft System Engineering，Beijing 100094，China）

The lunar surface is almost completely covered by lunar dust particles.The effect of lunar dust must be considered in the design of lunar lander.This paper presents a dust removal scheme which takes advantage of the remaining gas in the propulsion system of the probe.The characteristics of the ejecting flow inside the nozzle are analyzed，and the principle verification test of the dust removal system is performed.The results of test indicate that the dust removal system applying gas ejection is effective，simple，feasible，and has good application prospect.

lunar dust；dust removal system；nozzle；characteristics of ejection flow

V476.3

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.02.021

2014-07-31；

2015-03-11

国家重大科技专项工程

任德鹏，男，高级工程师，从事月球探测器总体设计工作。Email：rdpsd@163.com。