嫦娥四号着陆器月夜热电联供系统设计与验证

宋馨 陈向东 雷英俊 王录 柏江 李海飞 张丽丽 王珊

(1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)(2 北京卫星环境工程研究所，北京 100094)

嫦娥四号探测器由着陆器和巡视器组成。2018年12月8日，探测器在西昌卫星发射中心发射，2019年1月3日成功软着陆月面，顺利实现巡视器与着陆器分离，开展巡视探测和就位探测。目前，探测器已成功度过多个月昼月夜，成为国际首个成功实现月球背面软着陆和月面生存的航天器。

嫦娥四号着陆器需要在月夜阶段完成月球表面温度采集任务。月夜为长期无太阳光照的深低温环境，着陆器整器进入休眠，因此，为了实现月夜阶段的温度采集和记录，需要同位素热源提供的热量同时完成舱内设备控温和为月夜温度采集器供电的功能。为此，本文设计了一套月夜热电联供系统，能实现长达14个地球日、月表-195 ℃深低温环境下的舱内设备控温和月夜温度采集器供电，从而保证月夜阶段温度采集任务的顺利完成。

1 设计方案

1.1 设计约束

太阳辐射热流是地月转移段主要的外热流，在环月段主要是太阳辐射热流、月面反照热流和月面红外辐射热流。由于地月距离相对日地距离很小，近似认为日地距离和日月距离相同(即1天文单位)，因此嫦娥四号探测器各飞行阶段的太阳辐射强度与地球轨道航天器处理方式相同，即平均日地距离处为1个太阳常数，不同季节根据日地距离的变化进行修正。月面红外辐射热流大小与探测器相对月面日下点的距离、位置有关，其中日下点月面温度最高约400 K，月影区月面温度最低约80 K，变化剧烈[1-5]。月面温度相对日下点的分布如图1所示。

图1 月面温度分布模型

月面阶段分为14个地球日的月昼和14个地球日的月夜。月昼阶段太阳“东升西落”，“正午”时月面温度达到最高；月夜阶段则完全没有外热流。忽略月球表面差异，假设月表物质具有相同的热物性，则月面温度仅取决于月壤的热惯性(热惯性是物质对热量变化引起的温度反应的一种量度，与物质的热导率、密度、比热容相关)。一个月球日的赤道表面温度变化曲线如图2所示，昼夜温差最大超过300 K。因此，嫦娥四号着陆器不同阶段经历的外热流等环境条件变化很大，要求设计方案具有很强的适应能力。

图2 月球赤道表面在一个月球日的温度变化

着陆月面时，嫦娥四号探测器4套着陆缓冲装置触月，由于着陆点可能存在石块、坑洼等地形，着陆后探测器可能出现倾斜，并且这种倾斜在实际着陆前无法预计。另外，由于着陆控制系统存在控制误差，探测器还可能出现绕其对天轴旋转的情况。着陆后探测器可能的倾斜、旋转情况为：①相对于当地水平面的最大倾斜偏差为15°；②绕着陆器对天轴的最大旋转偏差为15°。着陆器姿态对方案设计的影响反映在重力条件上，不同的着陆姿态下，会对两相流体回路内流动工质的工作情况造成影响。在地月转移段、环月段为微重力条件，着陆后为月面重力条件，平均重力加速度为1.62 m/s2(约1/6gn)。发射前地面试验、测试阶段，两相流体回路经历地面重力条件，平均重力加速度为1gn。发射段、变轨段、动力下降段由于探测器速度变化引起的加速度，持续时间较短，对两相流体回路工作性能影响较小，但两相流体回路经历上述阶段后要能恢复正常状态。因此，两相流体回路布局等方面需要考虑适应各个阶段的重力条件差别。

此外，月球表面月尘沉降在热控涂层上，会导致热控散热面性能下降甚至失效，因此在系统设计及热控散热面设计时，还需要考虑月尘的影响[6-7]。

1.2 设计方案

嫦娥四号探测器月夜热电联供系统是国内研制的首个能够长期在80 K深低温环境下同时具备供热供电能力的系统，国外类似系统有苏联研制的月球车1号和月球车2号。它们的月夜热电联供系统由同位素温差电池、风扇组成；系统工作时，同位素温差电池产生电能，电能驱动风扇转动带动气体流动，把同位素温差电池的废热传输到舱内。其主要缺点是系统工作时需要运动部件，使用寿命不长，因此月球车1号和月球车2号分别度过了10.5个和5.0个月球日。

嫦娥四号探测器月夜热电联供系统无运动部件，由同位素温差电池(RTG)和两相流体回路组成。在月夜阶段,RTG利用核热源的热量产生电能,输出到月夜温度采集器；两相流体回路把RTG发电废热收集并传输到舱内，用于月夜低温阶段舱内设备控温。因此，舱内设备为月夜阶段被控温的对象,RTG和两相流体回路组成的系统共同实现了月夜阶段的热电联供。系统原理及三维模型见图3和图4。

图3 热电联供系统原理

图4 热电联供系统三维模型

1.2.1 RTG

RTG包括核热源、温差电换能器和外壳3个部件。核热源包括放射性物质和包壳等，用于产生热能。其中，放射性物质产生热能，包壳提供核热源的机械接口和热接口并防止放射性物质泄漏。放射性物质采用Pu-238，热功率为120～130 W，由于RTG输出电功率最小值为2.5 W、最大值为5 W，因此RTG的输出热功率为115～127.5 W。温差电换能器包括温差电部件、导热部件、电连接件和隔热部件等，用于将热能转换为电能。其中，温差电部件进行热电能量转换，采用PbTe基材料的分立的温差电单体，以电串联的方式连接；导热部件实现导热、支撑和定位，电连接件连接温差电部件和电输出端子，隔热部件减少漏热损失。外壳包括电池壳体、电输出端子和热控部件等，用于封装并提供电池的机械接口、电接口和热接口。其中，电池壳体实现封装并提供电池的机械接口和热接口，电输出端子提供电池的电接口，热控部件实现电池壳体的控温和热能输出[8-9]。

为实现RTG废热的高效收集利用，RTG采用端面热量收集模式，即把RTG的废热尽可能传输到RTG圆柱体结构的一个端面上，而另一个端面和圆柱体侧面均采用隔热设计。这样既提高了RTG自身的发电效率，又实现了废热的高效收集。

为满足RTG和月夜温度采集器温度指标要求，对RTG和月夜温度采集器进行了热控设计，主要设计内容包括：①同时考虑月昼高温情况下的散热和月夜阶段RTG温度过低，RTG局部喷热控白漆、局部包覆多层隔热组件，如图5所示。②月夜温度采集器与两相流体回路冷凝器导热安装连接，月夜阶段两相流体回路冷凝器温度较高，可保证月夜温度采集器满足工作温度指标。月昼阶段两相流体回路为关闭状态，月夜温度采集器与舱内设备温度接近，能够满足高温情况下的温度指标。

图5 RTG喷涂热控涂层

1.2.2 两相流体回路

两相流体回路用于实现月夜期间舱内设备的温度控制，包括平板式蒸发器、冷凝器、储液器、控制阀、管路以及工质，组成如图6所示[10]。

图6 两相流体回路组成

两相流体回路运行时，控制阀处于打开状态，由于储液器和蒸发器存在一定的高度差，在月表重力的驱动下，液体工质氨流经平板式蒸发器从RTG吸收热量，相变后变为气态或气液两相流到蒸汽汇流器中，然后沿蒸汽管路流到冷凝器管路中冷凝并释放热量，冷却后的液态氨流入储液器中，工质氨流出储液器后经过控制阀、液体管路、液体分流器，最终回流到平板式蒸发器中，形成循环回路，完成热量传递的功能。两相流体回路停止运行时，控制阀处于关闭状态，两相流体回路内的工质不会把RTG的热量传递到舱内，实现热量隔离的功能。

在运载火箭发射段、地月转移段、环月及动力下降段、两器分离段和月昼工作段，控制阀处于关闭状态，两相流体回路不运行。在月夜、昼夜转换、两器分离(部分时段)及月昼(早晚时段)，制阀处于打开状态，两相流体回路运行。

为实现热量的高效收集，两相流体回路采用平板式蒸发器，它与RTG的接口为RTG端面，该端面为RTG温差发电器所在位置。平板式蒸发器与RTG端面之间导热安装,并通过螺钉紧固,这样同位素核热源的热量经过温差发电器后，几乎全部都被平板式蒸发器收集。

2 设计验证

月夜热电联供系统的验证包括地面验证和在轨验证两个方面。

2.1 地面验证

地面验证主要包括系统电性能验证和热设计方案验证。电性能验证在整器电测过程中进行，同位素温差电池在室温下发电量大于2.5 W，满足要求。热设计方案通过月夜热平衡试验进行验证。着陆器月夜阶段热平衡试验在空间环境模拟器内进行，着陆器放置在试验支架上。参试的热控部件主要包括两相流体回路、多层隔热组件和热管。试验中，分别在两相流体回路平板式蒸发器、RTG壳体白漆散热面区域和RTG壳体多层隔热组件包覆区域布设测温点，如图7所示。RTG壳体温度见表1，可以看到，各工况中RTG各处测温点均满足不低于0 ℃的温度指标要求。RTG壳体上温度分布规律为多层包覆区域最高，平板式蒸发器安装面次之，白漆散热面区域最低，温度分布符合预期。

图7 RTG测温点位置示意

表1 RTG壳体温度数据

在月夜工况稳定后，通过试验对RTG蒸发器安装面换热量进行标定，标定结果为75.4 W，RTG自身散热量为43.7 W，热量分配比例正常，符合预期。根据RTG端面测温点可计算得到同位素热源产生的120 W热量中有114.8 W通过了温差发电器，实现了95%以上同位素核热源热量用于温差发电器产生电能；并且收集了114.8 W中的75.4 W(占比为65%)的发电废热，用于舱内平台设备控温。试验过程中，两相流体回路在月夜工况打开，两相流体回路启动、断开工作正常，温度分布正确，运行稳定。

2.2 在轨验证

2018年12月8日嫦娥四号探测器从西昌卫星发射中心发射，经历了地月转移段、环月段后于2019年1月3日成功实现月面软着陆；1月12月整器进行休眠状态；1月30日着陆器自主唤醒，并开始下传月夜阶段采集的温度数据。这是国际首次完成月球背面月夜阶段月球表面温度的测量。根据在轨两相流体回路平板式蒸发器的测温点，可推算得到同位素热源产生的121 W热量中有112.7 W通过了温差发电器，实现了93%以上同位素核热源的热量用于温差发电器产生电能；并且收集了112.7 W中的75.8 W(占比为67%)的发电废热用于舱内平台设备控温，实现了月夜阶段热电联供的功能。

3 结束语

本文介绍了嫦娥四号着陆器月夜热电联供系统的设计约束、设计方案、工作原理、系统组成，以及地面试验试验和在轨验证情况。该月夜热电联供系统由两相流体回路和同位素温差电池组成，并通过同位素温差电池在端面集中热量排散，以及采用平板式蒸发器收集同位素温差电池废热的设计，实现了同位素温差电池废热的高效收集和利用。在轨验证情况表明，在长达14个地球日、月表80 K深低温环境下，实现了93%以上同位素核热源的热量用于温差发电器产生电能，并且收集了67%的发电废热用于舱内平台设备控温。在月夜热电联供系统的支持下，嫦娥四号着陆器已完成国际首次月球背面月夜阶段月球表面温度采集任务，可为后续深空探测热、电方案设计提供参考。