月球无人采样返回探测器一体化热管理方案

宁献文，蒋凡，张栋，王玉莹，陈阳，薛淑艳，周晓伶，徐侃



月球无人采样返回探测器一体化热管理方案

宁献文，蒋凡，张栋，王玉莹，陈阳，薛淑艳，周晓伶，徐侃

（北京空间飞行器总体设计部；空间热控技术北京市重点实验室：北京 100094）

针对我国首个月球无人采样返回探测器“嫦娥五号”所面临的散热难题，在调研国外月球采样返回探测器热控方案的基础上，通过论证提出一种“泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器”的一体化热管理方案。该方案能够实现“嫦娥五号”着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用；同时在国内首次将高适应能力主动热控体系结构应用到深空探测航天器中，推动了我国深空探测航天器热控技术的跨越式发展。

嫦娥五号；热控；热管理；流体回路；水升华器

0 引言

作为我国首个月球无人采样返回探测器，“嫦娥五号”由着陆器、上升器、轨道器和返回器4部分组成，发射进入月球轨道后将分离为2个组合体，轨道器和返回器（轨返组合体）在环月轨道上运行，着陆器和上升器（着陆上升组合体）降落在月球预定区域。在完成月球表面自动采样后，上升器携带样品从月面起飞，并与轨返组合体对接，将上升器里的样品转移到返回器上，之后再把上升器分离掉，由轨返组合体携带月球样品返回地球[1]。

根据“嫦娥五号”任务特点，其轨返组合体不落月，两器之间采用分舱隔热设计，轨道器充分继承“嫦娥一号”“嫦娥二号”环月探测器热控设计的成功经验，返回器则完全继承月地高速再入返回器的热设计状态[2]，本文不再详述。而着陆上升组合体两器之间采用一体化复用设计，使得着陆器自身不再具备完整的独立功能。这种情况下，从总体角度考虑，各分系统也应采用一体化设计以便节省对探测器的资源需求。此外，着陆上升组合体整体采用“太阳电池阵+蓄电池”的能源体系设计方案，为保证月面任务实施时的能源供给，总体希望尽量在月昼正午开展探测活动以保证太阳电池阵的发电量较大，从而节省蓄电池容量。但月昼正午时月面温度可达90℃以上，且采样任务期间以及月面起飞前进行标定工作时，着陆上升组合体的内热耗较大，而设备温度指标要求在55℃以下，这就面临月面高温下短期较大热耗的散热难题。

鉴于此，本文针对“嫦娥五号”着陆上升组合体所面临的热控设计难题，基于月面任务“复杂性+短期性（月昼正午累计约48h）”的特点，在调研国外月球采样返回探测器热控方案的基础上，兼顾总体约束，对“嫦娥五号”着陆上升组合体热控方案进行了细致的论证工作，并最终提出一体化热管理方案。

1 国外月球采样返回探测器热控方案概述

目前成功完成过月球采样返回任务的仅有美国的“Apollo”系列与苏联的“Lunar”系列探测器，本节重点回顾它们的热控设计思路，为着陆上升组合体热控设计提供参照。

1.1 “Apollo”系列探测器

“Apollo”登月飞行器是目前为止唯一完成脱离地球轨道飞行的载人月球探测器，由指令舱、服务舱和登月舱3部分组成，采用月球轨道交会对接方案，整体思路与“嫦娥五号”任务较为类似[3-4]。

“Apollo”探测器指令舱与服务舱的热控系统以流体回路和对流通风系统为核心，流体回路固定辐射器作为主要热排散手段。当辐射器散热能力不足时，通过耦合在流体回路中的水蒸发器作为辅助热沉。

登月舱热控包括舱内热控及航天员热控2个子系统，通过泵驱单相流体回路集成，实现散热耦合。登月舱热控方案采用水升华器作为主热沉，并通过氟利昂闪蒸器作为辅助热沉，可有效规避月尘对辐射器的不确定性影响。

对于“Apollo”探测器热控设计方案，可以总结如下：采用泵驱单相流体回路系统作为统一、可控的热量传输通道；指令/服务舱采用辐射器作为主热沉，可同时适应高温散热及低温补偿2种任务需求，采用氟利昂闪蒸器作为辅助热沉，保证环月光照区散热需求，同时能有效利用燃料电池及人体产水；登月舱取消固定散热面，采用水升华器作为主热沉，可有效规避月尘对散热面的不利影响，同时简化对构型布局的约束。

此外，“Apollo”探测器登月舱采用蓄电池能源体系，因此在任务规划时可不考虑光照条件约束。为缓解热控压力，提高整个任务的安全裕度，“Apollo”任务前3次月面工作期间的太阳高度角最大为27.3°[4]，充分规避了太阳高度角对热控系统设计的不利影响。

1.2 “Lunar”系列探测器

20世纪70年代，苏联“Lunar-16/20/24”探测器在月球无人采样返回任务中取得了成功。“Lunar”系列探测器采用月面垂直起飞直接返回地球的轨道方案。虽然其轨道方案设计与“嫦娥五号”的有一定差异，但作为唯一成功实现月球无人采样返回的探测器，其热控设计也具有重要参考价值。

“Lunar”系列探测器主要由轨道着陆平台、起飞火箭和下降器构成，仪器设备主要安装在起飞火箭仪表舱及着陆平台环形仪表舱中。与苏联大多数采用密封舱结构的航天器一样，“Lunar”系列探测器的热控设计也采用对流通风为核心的热控方案。在航天器运行的所有任务阶段，利用风扇维持环形仪表舱内的闭式循环，并通过辐射器热沉与水蒸发器热沉将热量排散到外部空间。

“Lunar”系列探测器的登月舱也采用蓄电池能源体系，与“Apollo”探测器登月舱类似，且为提高整个任务的安全裕度，“Lunar”系列任务主要选择在月夜期间开展工作。

1.3 小结

综合总结美国及苏联月球采样返回探测器热控方案的成功经验有：

1）热控系统方案在采用成熟被动热控设计的同时，使用主动热控手段，增强热控系统的适应能力与调节能力，以减小月尘等不确定因素的影响。

2）苏联月球无人采样返回探测器多采用密封舱结构，核心热控手段为“对流通风+水蒸发器”，而美国载人登月任务则采用“泵驱单相流体回路+水升华器”；针对特定月面短期任务，苏联和美国都采用消耗型相变散热技术解决短期大热耗散热难题。

3）月球探测器热控方案设计已融入到探测器总体设计之中，特别是能源供给体系的设计及使用方式对热控设计具有极大影响。比如“Apollo”计划与“Lunar”计划的登月舱部分不约而同地采用了蓄电池供电方案，可以有效规避太阳电池阵供电方案对太阳方位的约束，将热控系统设计与能源系统设计解耦。

2 “嫦娥五号”着陆上升组合体热控任务需求分析

与国外月球采样返回探测器登月舱采用基于蓄电池的能源体系不同，我国“嫦娥”系列月面探测器均采用“太阳电池阵+蓄电池”的能源供给体系，对热控设计提出了不同的要求。“嫦娥三号”探测器作为我国第一个成功实现月球软着陆和月面生存的航天器[5]，由着陆器和巡视器组成，月面着陆后两器分离，分别开展各自的探测任务。其中“嫦娥三号”着陆器与“嫦娥五号”着陆上升组合体的任务形式相对更为接近，其热控设计经验更加值得“嫦娥五号”借鉴。表1列出了两者的任务对比，从中可以看出：

1）从任务周期来看，相对于“嫦娥三号”着陆器的长期探测任务，“嫦娥五号”着陆上升组合体必须在约48h内完成月面采样任务，属于短期特定任务模式；

2）从空间热环境角度分析，除月夜极低温环境外，“嫦娥五号”着陆上升组合体与“嫦娥三号”着陆器经历的空间轨道环境、绕落月环境与月面环境均类似，2次任务的落月区纬度非常接近，月昼正午太阳高度角均略小于50°，“嫦娥五号”的稍高；

3）从探测器月面工作模式分析，“嫦娥五号”着陆上升组合体月面采样时要求太阳高度角不小于30°，总体希望能在45°以上执行任务，此时组合体热耗可达500W左右，且不能像“嫦娥三号”着陆器那样在月昼正午选择小热耗工作模式。

表1 “嫦娥五号”着陆上升组合体与“嫦娥三号”着陆器任务对比

根据“嫦娥三号”热控研制经验[5]与外热流分析结果，探测器月面工作时只有“朝天”布置的散热面能尽量减小月面高温对其散热能力的影响，具有较高的散热效率。“嫦娥五号”着陆上升组合体中上升器位于着陆器正上方，且尺度较大，遮挡了着陆器顶面绝大部分可用于布置散热面的区域，使得着陆器在月面工作时自身缺乏有效散热通道，而两器之间很难再采用独立分舱隔热设计。此外，根据热分析结果，月昼正午条件下，仅靠上升器顶面的固定散热面不能有效排散着陆上升组合体短期任务模式下约500W的热耗。

综上所述，对于着陆上升组合体来说，热控设计面临的主要困难为：

1）如何在组合体状态下，将着陆器自身的热耗排散出去；

2）如何在组合体自身固定散热面积不足的限制下，将月面特定短期任务模式下约500W的热耗排散出去。

3 “嫦娥五号”着陆上升组合体热控方案

3.1 热控总体方案选择

根据文献[6]，理想热控体系一般采用模块化设计，并利用热总线将各模块耦合起来（如图1所示）。该体系能够解决“嫦娥五号”着陆上升组合体所面临的困难，可以利用热总线将着陆器与上升器两器热耗统一管理起来，输运到指定的辐射散热模块/消耗型散热模块排散出去，并利用消耗型热沉模块解决短期大热耗散热问题。

3.2 等温热总线方案论证

等温热总线一般有常规热管网络型、对流通风型、环路热管型以及泵驱单相/两相流体回路型4种[6]。对于“嫦娥五号”着陆上升组合体来说：常规热管网络型热总线的结构灵活度较差，且不能适应重力变化，也不能解决着陆器、上升器两舱耦合与快速分离难题，故此无法应用。对流通风型热总线的优点在于热控设计非常简单，通过配置不同模块舱大小、风扇数目、百叶窗面积等即可快速实现热控系统设计；不足之处在于对核心热控组件风扇与百叶窗的可靠性要求高，系统质量较大，且只能用于密封舱结构，而“嫦娥”系列探测器均采用非密封结构，因此也无法应用。环路热管型热总线是一种新型热总线体系结构，一般需要与常规热管网络耦合使用，主要用于构型布局相对简单的小型航天器；对于尺度较大、构型布局复杂的航天器，环路热管的热量收集能力不足[6]，因此也不适用。

泵驱单相/两相流体回路作为主动热控技术的典型代表，具有极强的灵活性、调控性与适应能力，是一种优良的热总线方案。但泵驱两相流体回路目前国内仅成功应用于AMS-02解决多点分布式热源高精度控温难题，技术成熟度有一定欠缺，直接作为“嫦娥五号”着陆上升组合体的热总线存在一定的技术风险，且着陆上升组合体的热耗仅在几百W量级，采用泵驱两相流体回路技术并无重量优势[7]。而泵驱单相流体回路具有结构简单、鲁棒性强、可继承性好以及技术比较成熟等优点，可单独通过流体回路管网实现等温化设计，也可通过热管网络结合流体回路管网共同实现，且已在我国“神舟号”系列飞船上成功应用，技术储备较完善[8]。

综上所述，考虑各方面因素，“嫦娥五号”着陆上升组合体选择泵驱单相流体回路作为等温热总线的首选方案。

3.3 热沉方案论证

航天器在空间真空环境下散热，最终只能通过2种途径来实现：一种是采用辐射散热方式；另一种是通过消耗型介质排出过程中的相变吸热。

辐射器是最简单、成熟、有效的航天器热沉选择[9]，其设计主要取决于内热耗、外热流条件以及涂层表面特性。对于着陆上升组合体来说，受限于构型布局，体装辐射器面积不能满足月面短期大热耗散热需求，需要寻求新的辅助热沉。

可展开式辐射器受构型布局约束强，折叠展开过程复杂、可靠性低，且散热效率受月尘影响较大。而“嫦娥五号”着陆上升组合体需要完成月面采样任务，构型布局复杂，布置可展开式辐射器非常困难。因此，可展开式辐射器不适合作为着陆上升组合体的辅助热沉。

水升华器作为一种消耗型热控热沉，具有干质量小、体积小、效率高、耗费少、可靠性高等优点，且能适应不同重力场，曾在航天器热控及生保系统中得到多次成功应用[10]，其作为短期消耗型辅助热沉手段，还可有效规避月尘等不确定因素对热控设计的影响，特别适合“嫦娥五号”着陆上升组合体任务需求。

综上所述，着陆上升组合体可以采用固定辐射器主热沉+水升华器辅助热沉的组合式热沉方案，辐射器主热沉解决着陆上升组合体奔月、环月长期散热需求，水升华器辅助热沉解决月面短期大热耗散热难题。

3.4 一体化热管理方案

根据以上分析，“嫦娥五号”着陆上升组合体采用以泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器为核心的一体化热管理方案（图2）。将组合体大部分舱内设备热耗耦合至泵驱小型单相流体回路热总线上，着陆器辅助散热面+上升器主散热面为主散热通道，再结合水升华器辅助热沉，共同完成组合体的热收集、热传输与热排散功能。

具体工作模式为：通过泵驱小型单相流体回路热总线实现组合体内部等温化，可在组合体小热耗工作模式时利用总线上部分开机设备提升不开机设备的温度水平；在组合体月面大热耗工作模式时，采用固定辐射器+水升华器联合对整个组合体设备进行降温，最终实现着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用。

本方案可兼顾着陆上升组合体奔月、环月与月面工作等不同飞行阶段的热控任务需求变化，有效解决着陆上升组合体热控设计难题。其中泵驱小型单相流体回路可以很好地适应地球1、月面(1/6)与空间微重力等环境条件，水升华器辅助热沉可以有效规避月尘等月面环境对散热面的不确定性影响，使得热控方案具有较强的灵活性与鲁棒性。

4 试验验证

经过热平衡试验验证，着陆上升组合体一体化热管理方案热控系统工作正常，工作特性与预期一致，泵驱小型单相流体回路管路沿程温差最大不超过7℃，热总线等温性良好；水升华器辅助热沉在月面试验工况中共运行7次，全部正常启动成功，未出现肉眼可见喷冰现象。试验结果表明：所有工况中着陆上升组合体温度水平均优于指标要求，即使在月昼正午采样、GNC标定期间，通过水升华器辅助热沉降温，设备最高温度也不超过45℃。

5 结束语

在调研国外月球采样返回探测器热控方案的基础上，针对我国首个月球无人采样返回探测器短期大热耗的任务特点，结合我国热控技术现状，提出采用泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器的消耗型热控路线，设计出着陆上升组合体一体化热管理方案。该方案具有良好的内部等温性、复杂环境适应性与调节能力，还能利用水升华器辅助热沉大大提高热控方案应对不确定环境因素的能力。

此外，着陆上升组合体一体化热管理方案实现了着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用，有效解决了着陆器自身缺乏有效散热通道以及组合体月昼正午短期大热耗工作模式散热等技术难题，在国内首次将高适应能力主动热控体系结构应用到深空探测航天器上，为我国第一次月球无人采样返回任务实施打下了良好的基础，推动了我国深空探测航天器热控技术的跨越式发展。

[1] 四个“首次”三个“全新”——嫦娥五号将取回第一抔中国月壤[EB/OL]. (2016-03-04)[2017-08-06]. http:// news.xinhuanet.com

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（编辑：张艳艳）

An integrated thermal management scheme for lunar robotic sampling and return probe

NING Xianwen, JIANG Fan, ZHANG Dong, WANG Yuying, CHEN Yang,XUE Shuyan, ZHOU Xiaoling, XU Kan

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering; Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology (ISSE): Beijing 100094, China)

Based on a review of the thermal control schemes of the foreign lunar sampling and return probe, a thermal control scheme for theChang’e-5probe is proposed, as an integrated thermal management scheme, including the single-phase fluid loop and the sublimator. The scheme can realize the comprehensive management and utilization of the heat and the heat sink, and can effectively be used in the thermal control design for the Chang’e-5 lunar landing-ascending assembly probe. For the first time in China, the high adaptive capability and the active thermal control system structure are applied to the deep space exploration spacecraft, as a great leap forward development of the spacecraft thermal control technology.

Chang’e-5; thermal control; thermal management; fluid loop; water sublimator

V476.3; V444.3+6

A

1673-1379(2017)06-0598-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.06.005

宁献文（1976—），男，博士学位，研究员，研究方向为航天器模块化、自适应热控技术与消耗型热控技术等。E-mail: ningxianwen@163.com。

2017-09-25；

2017-11-17

国家重大科技专项工程；国家自然科学基金项目（编号：11472040）