金星着陆器载荷舱热控系统设计研究

刘 杰，王安良

（北京航空航天大学 宇航学院，北京 100191）

0 引言

与月球、火星等星体不同，因金星约477℃的高温、911.925kPa的气压和较强腐蚀性的云层等特殊而苛刻的环境条件，金星探测尤其是着陆探测任务更具挑战性。自1961年开始发射金星探测器以来，人类已发射了专用探测器31个，其中成功22个，失败9个，加上各种路过的探测器其总数已超过40个［1］。在众多金星探测器中，以前苏联的金星系列最著名，其中金星-7号于1970年首次实现了在金星的软着陆并向地球传回了金星表面情况，因高温、高压的环境，该探测器在金星地表仅工作了57min。事实上，在过去10次金星成功着陆中（前苏联9次），金星-13号作为寿命最长的着陆器也仅工作了117min，主要原因是着陆器在高温环境中耐受能力有限。近年来，以美国喷气推进实验室、国家航空航天局（NASA）的格伦研究中心为首的研究机构针对金星着陆器的热控系统进行了深入研究［2］。目前国内对金星探测的研究较少，文献［3-4］提出了金星探测方案的设想，其中涉及释放小型着陆器的探测方案，但未对着陆器的热控提出解决措施。基于解决热控问题在金星着陆探测中的重要性。本文对着陆器核心热控单元载荷舱结构进行了初步设计，并根据其特点研究了实现长寿命工作的热控系统方案。

1 着陆器载荷舱热控系统设计

由于金星的环境特殊，与其他深空探测器最大的不同是，着陆器研制除考虑在低温真空中的生存外，还需考虑在高温高压环境中的任务执行能力。借鉴目前已成功发射的深空探测器，载荷舱分系统在低温真空中的生存能得到有效保障，而后者则需采用条件限制更严格的热控制措施。该阶段也是本文热控系统外环境边界条件。

载荷舱热控分系统设计的主要约束条件有：载荷舱经历的热环境，本文主要针对着陆器到达金星表面至任务结束期间经历的高温阶段；载荷舱内热载荷的温度要求，包括工作温度和贮存温度；着陆器的能源系统。因此，着陆器载荷舱热控分系统设计应考虑以下内容：

a）根据拟定的着陆器探测任务，分析载荷舱内的热载荷；

b）依据设计的载荷舱结构和环境条件，制定载荷舱制冷方案；

c）载荷舱的热平衡分析。

因不能充分获得国外金星探测器载荷舱的有效数据信息，为使设计的载荷舱热控分系统方案更具针对性，本文根据公开的文献，拟定以下着陆器基本任务为对地表土壤取样；大气和土壤成分分析；长寿命的工作要求。由此初步确定载荷舱结构。

1.1 热载荷分析

依据拟定的基本任务，载荷舱中与热控设计密切相关的热载荷主要有实现土壤取样和进行成分分析的两种仪器。无人操作的自动采样机构主要有挖取式自动采样机构、钳取式自动采样机构、研磨式自动采样机构、钻取式自动采样机构和其他新型自动采样机构［5］。其中钻取式自动采样机构是迄今适用范围最广的一种深空探测自动采样机构。钻壤仪将取得的样本通过气阀传送到载荷舱内，用光谱仪进行分析。根据国内外对上述两种仪器的研究和应用，本载荷舱选配的钻壤仪功率消耗约300W，尺寸110mm×110mm×250mm；X荧光光谱仪功率约50W，尺寸为100mm×100mm×100mm。本文假定两种仪器的工作温度范围均为－20～50℃。

1.2 载荷舱结构与隔热

文献［6］将优化后的载荷舱结构和美国先驱者－金星号金星探测器的载荷舱结构进行了对比。为在477℃，911.925kPa的金星地表环境中工作，科学设备必须封装在具有优良隔热性能的承压舱中，本文从承压、质量和隔热三个方面对如图1所示的载荷舱设计方案进行了分析。

图1 两种载荷舱原理Fig.1 Two principle schemes of load cabin

方案一是美国先驱者－金星探测器的载荷舱设计思路，其着陆器的仪器设备依赖于较厚的球形钛合金外壳和绝热层［6］。根据有效载荷尺寸，设包裹仪器设备的球形内腔直径Din为300mm，环球型绝热层厚度tinsual为50mm，承压外壳内径Dout为400mm。外壳钛合金材料的物性参数为弹性模量116GPa，导 热 系 数 15.24W／（m·K），熔 点1 725℃，泊松比0.31，密度4 510kg／m3，屈服应力910MPa；绝热层选择纳米微孔高温绝热材料［6］。

由材料的屈服压强临界值pcr的计算公式

可知，钛合金外壳厚度t为5.6mm，外壳质量13.1kg［6］。此处：φ为制造缺陷因子，一般取0.3，为确保可靠性，NASA则定0.14作为安全系数；E为材料的弹性模量；r为外壳半径；ν为材料的泊松比。

方案二是含相变材料的轻型耐压载荷舱。采用了文献［6］的部分设计，将科学仪器装载在一由高强度、轻质量的聚合物基复合材料（PMC）制作的容器中，不同的是PMC容器外围为由一环状的相变层和高性能的绝热层（绝热材料同方案一）组成的复合隔热组件，相变层是由低熔点、高导热和高融化潜热的LiNO3·3H2O组成。PMC物性参数为密度1 450kg／m3，弹 性 模 量 127GPa，屈 服 应 力280MPa，泊松比0.29MPa。LiNO3·3H2O（温度253～353K）的物性参数见表1［7］。表中：T为温度。假定2h内科学设备的散热完全被相变材料吸收，可初步设定相变层厚度5mm。预先在隔热组件中充氩气加压至101.325kPa，略大于外部金星表面环境压强。隔热组件外侧是较薄的只需承受内部压力的钛合金外壳，内侧即是外承压聚合物基复合材料内腔。方案二复合隔热组件的几何参数与同方案一的绝热层相同。

表1 LiNO3·3H2O的热物理性质Tab.1 Thermophysical properties of LiNO3·3H2O

由公式

可知内承压钛合金外壳壁厚1.1mm，其质量为方案一中钛合金外壳的20%。此处：f为安全系数，取1.5；pF为两层承压壳体间氩气的压力；FTY为材料屈服应力［6］。

方案二中PMC外承压内壳体的壁厚4mm，质量为方案一钛合金外壳质量20%。绝热层中所充氩气体积0.02m3，其质量为方案一钛合金金属外壳质量的14%。计算比较可知方案二载荷舱的质量（除隔热层外）仅为方案一的46%。

为分析载荷舱的隔热性能，根据热载荷可靠工作的环境要求假定，设载荷舱内环境温度范围为－20～50℃。为保证设计余量，本文假定外界环境温度500℃。由球体的导热公式

和串联热阻叠加的原则可知：稳态工况下，方案一中外界环境进入载荷舱的热量88.2～101.9W，方案二进入载荷舱的热量92.2～106.6W（因相变层的加入使隔热层的当量导热系数增大以致漏热稍增）。此处：λ为导热系数；Tout为球壳外壁温度；Tin为球壳内壁温度；Dout为球壳外径；Din为球壳内径；Qin为载荷舱的漏热量。Fluent仿真计算结果表明：在主动制冷失效情况下，含相变层的隔热较单纯绝热层更能延长其科学设备的工作寿命。实际工程中使用的多层隔热组件，其隔热性能高于纳米微孔高温绝热材料，一般为10－4W／（m·K）量级［8］。

由于电子设备的散热必须被及时排散出，在电子设备与舱壁间可加入高性能的热管或其他高导热性能的组件，确保载荷舱内的电子设备的散热能及时扩散到相变材料层。对舱内仪器的伸出机构（如钻壤探头、线缆），须保证伸出机构和舱壁安装的无缝性，伸出机构舱外部分可选择耐高温材料，并专门进行热防护设计，以减小外环境通过伸出机构对舱内仪器设备导热的影响。初步估算发现，伸出机构漏热量最大不超过5W，可暂时忽略不计。

2 制冷方案设计及分析

20世纪六十至八十年代，美国和前苏联发射的金星着陆器载荷舱的热防护主要依赖于较厚的钛合金外壳和绝热层，这种被动热防护存在时间限制，其中适应能力最强的金星着陆器金星13号也仅工作了约2h。为实现着陆器的长工作寿命，本文将制冷方案由单纯的被动制冷优化为主动制冷（含相变隔热层＋斯特林制冷），在制冷系统运转良好的条件下可持续将载荷舱内的废热排到外界环境中，使载荷舱内温度保持在仪器稳定工作的范围，达到着陆器长工作寿命的目的，并提高了其可靠性。

制冷方案设计首先需明确载荷舱内所需的工作温度、金星外环境温度和需从载荷舱内带走的热量（即制冷量Qrefrigerate）。制冷机散热端的温度应高于金星地表环境温度，在此设定为500℃。载荷舱体所需排出的热包括：金星表面的热环境进入载荷舱的漏热量Qin和由载荷舱内的电子元器件工作散热带来的热量Qele。本设计中电子设备包括钻壤仪和X荧光光谱分析仪各1个。设钻壤仪的无用功比例10%，由此可知Qele为80W，进一步可得Qrefrigerate为172.2～186.6W。参考文献［9］，设本文中斯特林制冷机的制冷系数为0.4，由此要求制冷机的实际输入轴功430.5～466.5W，对斯特林制冷机性能为：内腔温度50℃，环境温度500℃，制冷量172.2W，总排热量602.7W，输入轴功430.5W，制冷系数0.4，机械效率85%，质量估计1.6kg，工质为氦气（预充压力4.6MPa）0.2g，制冷机膨胀腔容积7cm3，制冷机压缩腔容积20cm3，制冷机回热器容积21cm3，氦气定容比热容3.1kJ／（kg·K）。

因金星表面的环境温度在一定范围内的变动会导致制冷机所需输入轴功的变化，故应对斯特林制冷机轴功需求量进行分析。根据金星表面实际环境，将载荷舱外部温度设定在450～500℃范围内变动，假定舱内环境温度保持300K恒定。另外，为考量不同制冷能力制冷机随外界温度变动所带来的功需差距，对制冷系数ε分别为0.2，0.3，0.4时制冷机的分析结果如图2所示。由图可知：随着隔热腔外界环境温度的不断升高，制冷机所需轴功值呈线性增加；低制冷系数（图2中对应直线斜率大）的制冷机所需输入轴功受外界环境温度变化产生的波动大，且其所需轴功值明显大于高制冷系数制冷机；无论外界环境温度如何变化，各种制冷系数的制冷机所需轴功值一定大于制冷机处于理想卡诺循环下的所需值。

图2 不同外界环境温度下制冷机所需轴功Fig.2 Refrigerator shaft work required under various external environmental temperature

当假定载荷舱外界环境温度保持500℃恒定时，载荷舱内部温度也会因电子设备功耗等影响其恒定，致使制冷机所需输入轴功值的变动。设载荷舱内部环境温度在－20～50℃范围内变动，不同温度下制冷机所需轴功如图3所示。由图可知：随着载荷舱内部环境温度的不断升高，制冷机所需轴功值呈线性减小；低制冷系数（图3中对应直线斜率大）的制冷机所需输入轴功受内部环境温度变化产生的波动大，且其所需轴功值明显大于高制冷系数制冷机所需值；无论载荷舱内腔环境温度如何变化，各种制冷系数的制冷机所需轴功值一定大于制冷机处于理想卡诺循环下的所需值。

综合图2、3，制冷机的制冷系数越小（即制冷能力越弱），其所承受的波动越大，即适应能力更弱，同时制冷机所需轴功值一定大于理想卡诺循环状态下的所需值。后续热机设计中，只需将输出给制冷机的轴功值满足大于至高点值（图2、3中对应制冷系数线与纵坐标交点的最大值），制冷机便能承受外部、内部环境温度的变化，满足制冷需求。

图3 不同载荷舱温度下制冷机所需轴功Fig.3 Refrigerator shaft work required under various load cabin temperature

3 载荷舱整体热平衡分析

为保证热控系统的正常运转，本文选择放射性同位素热源（PuO2）和斯特林热机（动力、β型）作为能源的供给和转化装置，同时采用磁悬浮开关磁阻发电机和硫化钠电池作为有效载荷的直接供电设备［10－12］。为减轻载荷舱的热载荷，将热机、制冷机、电池、发电机等能单独承受金星环境恶劣条件的设备置于载荷舱腔体外。图4中的球状结构即为载荷舱。

图4 着陆器概念设计Fig.4 Conceptual design of lander

从热平衡角度分析本文着陆器载荷舱的热计算，整个着陆器的能量流动如图5所示。斯特林热机从热源Thot吸收热能2 400W，热机热效率25%；输出轴功600W（Wout）用于发电机产出电能E或制冷机制冷。星载设备额定总功率Ptot为350W小于输入电能368.5W，斯特林制冷机所需最多轴功466.5W（Win）小于输入轴功600W。当制冷机和发电机需求满足时，斯特林热机输出的多余能量将储存到硫化钠充放电池中，热控系统各部分功耗需求见表2。

由于星载设备功率的波动，因此要求发电机供电E大于Ptot波动峰值，同时因功率变化所导致的制冷量的变动而要求制冷机输入轴功Win须大于所需轴功的波动峰值（本设计中所需轴功波动峰值小于500W，见图2、3），确保仪器设备工作环境温度的稳定。由于提高制冷系数相对较难，故热机的设计在满足设备正常工作时采用了输出轴功预留富余值的方案。本文中，保持载荷舱内工作温度50℃，额定工况下制冷机所需轴功430.5W，热机输出轴功600W，其中169.5W即为预留的。

表2 热控系统各部份功耗需求Tab.2 Power requirements of each part of thermal control system

图5 着陆器能量流动Fig.5 Energy flow

4 结束语

本文对金星着陆器载荷舱的热控分系统进行了初步研究。与依据先驱者－金星设计的传统方案相比，采用承压结构质量减小了50%的轻型载荷舱优化设计，不仅能保证环境压强对载荷舱结构强度的要求，而且能确保其稳态隔热性能变化较小；当主动制冷失效时，加入的相变材料层能有效吸收环境漏热和电子设备散热，减缓载荷舱内电子设备的温升速率，延长被动被动热控系统寿命；适当地改变相变层厚度、材料和组成，仅被动热控系统就实现载荷舱至少2h以上的寿命要求［13］。定量分析表明高制冷能力（高制冷系数）斯特林制冷机受载荷舱体内、外环境温度变化的影响小；由斯特林热机轴功输入的保证，制冷机对载荷舱的温度波动（－20～50℃）在理论上可控；含相变隔热层＋斯特林主动制冷和热机技术的联合应用能确保477℃高温外环境中着陆器载荷舱内的温度符合指标要求。热平衡分析表明本热控系统设计方案能满足载荷舱在金星表面长期探测任务的需求。本文对金星着陆器载荷舱的热控分系统仅是初步研究，就我国目前技术发展来看，满足工程应用还有多个关键技术有待突破，其中斯特林机的研制尤为重要。

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