着陆器顶板羽流导向设计及验证技术

张萃 王刚 刘峰 董彦芝

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

着陆器顶板羽流导向设计及验证技术

张萃 王刚 刘峰 董彦芝

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

开展深空探测，对着陆器进行羽流导向设计，引导羽流扩散、降低其力/热作用是减小发动机羽流对地外星体表面起飞影响的技术途径。文章首先通过对平板、球面及圆锥三种不同形式导流装置的导流分析，确定了着陆器顶板导流装置的基本构型与工作环境，完成了导流装置结构设计和材料筛选，最后进行了温度场、抗压强度、高低温热应力分析及相关试验验证。研究结果表明，圆锥形导流装置对上升器底板的力/热效应最弱、羽流导向效果最优，其表面承受着分布不均的气动力/热载荷，结构形式及防热材料能够满足承载防热及轻量化要求，导流装置及上升器支架在验证试验过程中未出现开裂失效现象，试验结果与分析结论吻合。文章研究结论及方法对后续深空探测的羽流导向设计具有借鉴意义。

着陆器 导向装置 羽流分析 防热结构 试验验证 深空探测

0 引言

随着人类探索太空的步伐不断前进，地外星体与地球之间的载荷往返运输将趋于常态化。要想将地外星体物质带回地球，就必须实现地外星体进入及表面起飞。目前，国际上主要是将上升器与着陆器以组合体的形式完成地外星体进入、减速、着陆；然后上升器以着陆器为平台、携带物品载荷实现地外星体表面起飞，最终返回地球。其中上升器是整个系统的关键组成部分之一，上升器能否安全稳定起飞直接关系到整个任务的成败[1-3]。

上升器在点火起飞时，发动机会产生强烈的羽流喷焰。发动机羽流经着陆器表面反射回流后会对上升器产生强烈的力/热效应，力/热作用会影响上升器的起飞稳定性及表面温度，严重时甚至会导致上升器起飞任务失败。因此，合理设计羽流导向装置（下文简称导流装置），有效引导羽流扩散，降低力/热作用影响是确保上升器安全稳定起飞的关键因素之一。

从公开文献来看，国际上只有美国进行了航天器地外星体表面起飞羽流导向研究[4-5]。国内关于羽流导向研究主要聚焦在运载火箭和导弹领域，研究内容主要侧重在羽流力/热效应数值分析方法及试验上[6-12]，尚未有专门针对深空探测领域的研究，更没有从工作环境、导流结构、材料选择、分析验证等方面系统地开展羽流导向设计的研究报道。

因此，本文以某深空探测表面起飞为例，首先通过发动机羽流仿真分析确定导流装置基本构型及其工作环境，然后根据分析结果进行导流装置结构设计和材料筛选，最后开展温度场及烧蚀量、热应力、稳定性等分析与相关试验验证工作。本文研究内容对后续羽流导向设计与验证具有借鉴意义。

1 导流装置基本构型及工作环境分析

导流装置安装在着陆器与上升器之间的顶板上，如图1所示。根据发动机羽流真空特性分别对平板、球面及圆锥3种不同形式的导流装置进行了羽流导流分析，通过分析比较发现：圆锥形导流装置对上升器底板的力/热效应最弱，能较好地降低羽流对上升器底板的反喷，从而减小上升器底板的受力，如图2所示，因此导流装置基本构型确定为圆锥形。

图1 着陆器/上升器组合体构型示意Fig.1 Lander/ascender assembly configuration schematic

图2 不同构型导流装置羽流流场Fig.2 Flow field of different configurations plume guiding device

通过羽流分析，提取了作用在圆锥形导流装置上N、M、P三个关键点处的热流密度值，如图3所示。通过分析可知：热流密度峰值Qmax出现在P点处，且随时间变化、峰值波动不大；中心点N处的热流密度随发动机点火时间的增加而减小，最后趋于平稳；锥面点M处的热流密度随发动机点火时间的增加而增加，如图4所示。图5为发动机羽流作用在圆锥形导流装置上压强分布图，图中XYZ为坐标系方向。从图上看出：压力环境非均匀分布；在Φ=500～700mm区域以内，羽流压力最大，达到20kPa；其他区域，羽流压力迅速降低至6kPa以下。

图3 关键点位置示意Fig.3 Diagram of the key points

图4 热流密度随时间变化曲线Fig.4 Heat flux versus time curve

图5 导流作用下压强分布Fig.5 Pressure distribution under plume guiding

通过以上分析可见，发动机在点火过程中，导流装置除了引导羽流扩散外，自身还要经历分布不均的冲击压力及高热流密度等载荷环境，因此导流装置自身要具备承载防热功能。另外，为节约系统资源，导流装置还要轻量化设计。

2 导流装置设计

2.1 材料选择

根据图4，导流装置所受热流密度范围在0.1～1.3MW/m2之间，因此导流装置应选用适应宽幅突变热流环境的酚醛材料[13-14]。另外，为降低材料密度、满足轻量化需求，考虑在酚醛材料基体中添加能耐受制备过程中成型压力的轻质空心微球填料来降低材料密度。

图6、图7分别为材料制备过程中轻质空心微球填料和酚醛预浸料在扫描电子显微镜（SEM）下的微观照，从图中看出，轻质空心微球填料在成型压力作用下无破损、外形饱满，在酚醛基体中分布均匀，满足材料制备要求。

通过对材料筛选及制备，最终制备出密度低、烧蚀性能满足导流装置热环境要求的防热材料（代号SPQ9）。

图6 选用的微球SEM照片Fig.6 SEM photograph of selected microspheres

图7 预浸料SEM照片Fig.7 SEM photograph of prepared

2.2 结构设计

为适应轴向非均匀压力环境，圆锥导流装置采用隔框加蒙皮的结构形式，如图8所示，其中隔框起到径向支撑作用。为减轻质量，整个导流装置全使用SPQ9材料，即SPQ9材料既起到烧蚀防热作用又能进行承载。

图8 导流装置示意图Fig.8 Schematic of plume guiding device

蒙皮采用SPQ9一体成型，顶部设计加强块。为实现导流装置与着陆器顶板的连接，在蒙皮底部均匀布置16个连接座。连接座预先加工成型，然后将其放入蒙皮背面底部合适位置，并在每个连接座周围再铺覆一定厚度的SPQ9材料，与蒙皮共固化，保证连接座与蒙皮成为连接牢固的一体结构。

蒙皮内部设计3个隔框，隔框整体模具成型，隔框的截面为“∏”型，如图9所示。蒙皮与内部隔框之间采用常温固化胶接，胶接后组合加工导流装置底面，保证底面的平面度。

图9 隔框结构剖视图Fig.9 Cutaway view of the bulkhead structure

3 导流装置分析与验证

根据在轨工作环境，导流装置需要经历发动机羽流力/热作用及高低温外界环境变化，因此需要对导流装置进行温度场、烧蚀分析及应力分析。

3.1 温度场及烧蚀量分析

根据图4发动机工作时羽流最大热流密度和工作时间，进行了导流装置温度场及烧蚀量分析，分析结果如表1所示。

表1 导流装置壁面P点在特征时刻的烧蚀及温度响应Tab.1 Properties of ablation and temperature response at characteristic time of P point

通过上述数据可知，由于加热时间很短，表面受到的羽流加热不能充分传递，SPQ9结构背壁温升很小，SPQ9基本不烧蚀。可见导流装置能够承受上升器发动机点火时的气动热环境。

3.2 力学性能分析

导流装置在羽流压力作用下的应力、胶层剪切力及稳定性分析如图10所示，通过分析可知：在羽流压力作用下，导流装置最大应力为 10.6MPa，满足材料强度要求；隔框与蒙皮间胶层剪切力最大为1.37MPa，满足胶接强度要求；导流装置稳定性系数为2.6，满足稳定性要求。可见导流装置能够承受上升器发动机点火时的气动力环境，不会出现失效。

图10 导流作用下力学分析Fig.10 Mechanical analysis under diversion effect

3.3 热应力分析

由于直接暴露在宇宙环境中，导流装置除了要承受发动机羽流产生的气动力/热作用外，还要承受阳照区和阴影区变化引起的高低温交变环境，因此需要对导流装置进行高低温环境下热应力分析。

低温环境下的热应力和胶层剪切力如图11（a）、（b）所示，导流装置热应力最大为0.66MPa，胶层剪切力最大为0.03MPa；高温环境下的热应力和胶层剪切力如图11（c）、（d）所示，导流装置热应力最大为7.66MPa，胶层剪切力最大为0.32MPa，均能满足材料强度要求，不会出现结构失效。

3.4 试验验证

对导流装置进行了烧蚀试验、常压热循环试验和静力试验[15-18]，其中常压热循环试验和静力试验后，导流装置内外表面状态良好，未出现开裂失效，试验结果与分析结论吻合。

烧蚀试验主要包括材料级烧蚀试验和局部结构烧蚀试验[16-18]。SPQ9材料级烧蚀试验结果表明：SPQ9材料在规定时间内没有烧蚀和热解，只有熏黑痕迹，可以认为整个蒙皮厚度均能承受冲击力的作用。局部结构烧蚀试验结果表明，导流装置局部发生炭化，形成围绕导流锥中部的带状区域，炭化区域均无烧蚀后退现象，其余位置表面状态与试验前一致；上升器支架在下接头位置局部区域表面发黄，其余位置表面状态与试验前一致，如图12所示。

图12 导流装置局部结构烧蚀试验Fig.12 Local structural ablation experiment of plume guiding device

4 结束语

本文分析了着陆器顶板导流装置的基本构型、工作环境、结构形式、材料类型及其抗环境能力，并进行了试验验证，得出以下结论：

1）与平板、球面外形相比，圆锥形导流装置的羽流导向效果最优；

2）在发动机羽流作用下，圆锥形导流装置表面承受着分布不均的冲击压力及高热流密度载荷；

3）圆锥形导流装置的结构形式及防热材料能够满足承载、防热及轻量化要求；

4）通过烧蚀试验、常压热循环试验和静力试验验证，导流装置及上升器支架未出现开裂失效现象，试验结果与分析结论吻合。

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Design and Verification Technology of Plume Guiding Device on Lander Roof

ZHANG Cui WANG Gang LIU Feng DONG Yanzhi

（Institute of Spacecraft System Engineering CAST, Beijing 100094, China）

For carrying out deep space exploration, conducting plume oriented design, guiding plume diffusion and reducing its force and thermal effect are the technological approaches to reduce the impact of engine plume on taking off from a celestial body surface. Firstly, through the diversion analysis of three different forms of flat, sphere and cone plume guide device, this paper defines basic configuration and working environment of lander plume guiding device, and completes structural design and materials selection of the plume guiding device. Finally, it analyzes the temperature field, compressive strength and thermal stress of the guiding device in plume condition and gives the test verification results. The results show that the effect of the cone plume guiding device is the best for reducing the force/thermal effect on the bottom plat of the ascender and plume guiding, and the cone device bears uneven aerodynamic load. The structure and thermal protection material of the plume guiding device can fulfill the heat, weight and load requirements. The plume guiding device and the ascender bracket does not crack or fail during the experiments; the analysis results are consistent with the experimental data. The research may provide a reference for further explorations of the plume guiding device design in the future.

lander; plume guiding device; plume analysis; thermal protection structure; experimental verification; deep space exploration

V423.6

: A

: 1009-8518(2016)02-0034-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.02.005

张萃，女，1985年生，2009年获北京航空航天大学固体力学硕士学位，主要研究方向为航天器防热结构设计。Email：zhangcuihqcast@sina.com。

（编辑：陈艳霞）

2015-11-04

国家中长期科技发展规划重大专项资助项目