嫦娥五号探测器热平衡试验方案设计与实现

宁献文，蒋凡，陈阳，张栋，王玉莹，薛淑艳

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

1 引言

嫦娥五号(CE-5)探测器由轨道器、返回器、着陆器与上升器组成，任务工作模式复杂、关键环节技术难度大且系统资源受限，4器之间既有各自独立的功能，又有很多复用功能。热控设计中使用了轻量化泵驱单相流体回路热总线、高温水升华器与异构式环路热管等新型技术，设计方案复杂度高，技术难度大[1]，使得探测器热平衡试验验证方面也面临很大的挑战。

航天器热平衡试验的首要目的是验证热设计的正确性，最常用的做法是在试验中尽量真实模拟试验对象在轨的空间外热流、工作模式及与航天器其他部分的遮挡关系等状态，从而获得试验航天器在轨的预期温度[2-5]。理论上只要航天器以在轨状态参加热平衡试验，工作模式及与航天器其他部分的遮挡关系等状态是很容易实现的，但要实现准确模拟外热流则非常困难[6-9]。目前国内航天器热平衡试验中基本都采用红外热流模拟方式，并尽量准确、真实[5]。

CE-5探测器组合体状态多，构型布局复杂，如何准确模拟外热流以及针对不同组合状态如何安排典型试验工况与试验技术流程设计都成为亟需解决的难题。鉴于此，在调研以往国内外航天器热平衡试验技术现状的基础上，根据既能满足设计验证的要求、又可以简化研制流程的原则，从顶层进行构建，提出一套热平衡试验技术与方法，解决了CE-5探测器热平衡试验中面临的难题。

2 探测器热控概述

CE-5探测器热控系统由轨道器热控子系统、返回器热控子系统、着陆器热控子系统以及上升器热控子系统组成(见图1)，共同完成地月转移、环月飞行、月面软着陆、月面无人自动采样、月面起飞上升、月球轨道交会对接、月地转移、地球再入等过程中各器的温度控制功能。

图1 探测器热控系统组成Fig.1 Thermal control system of Chang’e-5 probe

针对面临的热控困难，在充分调研国内外相关技术研究现状的基础上，结合月面采样短期任务特征，构建出一套热控体制非常复杂的热控方案[1](见图2)，基于探测器工作模式与组合状态，轨返组合体与着陆上升组合体各自构建热控系统，其中返回器与轨道器热控子系统之间各自独立，无复用设计，着陆上升组合体之间则采用一体化热管理设计。

图2 CE-5探测器热控系统示意Fig.2 Schematic diagram of Chang’e-5 probe thermal control system

轨道器采用被动热控为主、电加热主动热控为辅的传统热控方案，返回器利用异构式环路热管作为“热开关”解决不同阶段的热排散需求[10]，着陆上升组合体则采用轻量化泵驱单相流体回路热总线实现能量综合管理[11]，有效解决了月球无人自动采样返回任务中的热控难题。

3 探测器热平衡试验方案

中国航天器热平衡试验可以划分为初样(研制)热平衡试验和正样(验收)热平衡试验[5]。国内航天器热平衡试验目的一般都以验证热设计为主[5]，验证热分析模型为辅。

热平衡试验中基本上都采用红外热流模拟(吸收热流模拟)技术，具体实现方式主要包括红外加热笼法、航天器表面粘贴加热器法与红外灯阵法，或以上3种方法的组合。从技术原理上分析，红外热流模拟技术具有一个明显的不足，即当航天器构型非常复杂时，难以准确模拟它吸收的外热流，需要针对自身构型寻求适合自己特点的红外热流模拟途径[6-9]。

美军标MIL-STD-1540D中规定热平衡试验分为研制热平衡试验和鉴定热平衡试验[12]，与国内航天器研制情况基本一致。但国外航天器热平衡试验中更加重视验证热分析模型， MIL-STD-1540D要求热分析模型与试验结果的相关性一般应在±3℃以内，欧洲航天局标准ECSS-E-10-03A也将热分析模型相关性作为一个重要准则[13]。

对于CE-5探测器热平衡试验来说，主要需要讨论并确定以下3个问题：

1)针对复杂探测器构型，采用何种方式模拟外热流，能够更为准确、真实地实现空间环境模拟；

2)针对不同组合状态，如何安排典型试验工况，使得热平衡试验能够有效验证探测器热设计；

3)如何安排试验技术流程，合理安排各个状态热平衡试验的先后顺序，使得整个探测器热试验技术流程最为优化。

下面针对以上3个问题分别进行讨论分析。

3.1 外热流模拟方式设计

参考GB/T 34515—2017《航天器热平衡试验方法》要求以及国内型号首发航天器研制经验，考虑到CE-5研制时中国尚无大型太阳模拟器，外热流模拟采用中国使用最为广泛的红外热流模拟(吸收热流模拟)技术，具体实现方式为“红外加热笼+加热器”。

在采用红外热流模拟方式的前提下，一般认为加热片能够更准确地模拟复杂构型航天器的外热流，特别是瞬态外热流。考虑到这个因素，CE-5探测器在初样热平衡试验中更多地采用这种实现方式，尤其是散热面区域。针对正样热平衡试验中散热面不可能使用加热片模拟外热流的情况，还在初样热平衡试验中专门安排了红外加热笼与加热片2种模拟方式的对比修正工况，提前为探测器正样热平衡试验提供数据与方法支撑。

此外，初样热平衡试验月面工况中，着陆器7 500 N下方月面对发动机及隔热屏的辐射影响未能准确模拟，针对这一不足，正样热平衡试验中提出一种定温板方式进行等效辐射模拟的方法(见图3)，定温板面向探测器一面发黑处理，定温板在月面工况施加控温(不超过120℃)，其他工况中要求定温板温度低于-80℃，尽量降低附加红外热流对探测器热平衡试验的影响。

图3 等效月面辐射边界模拟方法Fig.3 Equivalent lunar radiation boundary simulation method

3.2 典型试验工况设计

根据飞行程序设计结果，CE-5探测器共有4器组合、着陆上升组合体、轨返组合体、交会对接组合体4种组合体状态，以及上升器单器环月飞行与返回器单器再入返回2种独立状态。单纯从试验验证考虑，理论上只要在轨出现的状态均应开展热平衡试验进行验证。但从提高热平衡试验技术、优化试验流程、减少试验工况、降低研制时间与经费角度来说，在能充分验证热控设计的前提下，还需要对探测器试验状态进行讨论分析。

依据验证充分、有效与全面的原则，根据设计结果，探测器仅需要开展着陆上升组合体、轨返组合体以及上升器单器3种状态的热平衡试验，4器及其他组合体状态则可以通过分析或者等效验证的方法进行考核。

交会对接组合体属于短期瞬态工况，可以通过轨返组合体与上升器单器状态试验时利用等效外热流方法进行模拟验证，不需要开展对接组合体状态的热平衡试验。而再入返回过程无法模拟快速气动加热过程，参照返回式卫星与载人航天研制经验，主要依靠热分析验证，也可以取消此状态的热平衡试验。

而探测器取消4器真实状态热平衡试验则主要基于技术流程优化考虑，其可行性与对策如下：

1)4器飞行状态是各器热控子系统中设计余量较大的一个状态，属于低温工况，并且此时探测器能源充足，可以通过电加热在很大程度上弥补低温风险；

2)尽管取消了4器真实状态的热平衡试验，但可以在轨返组合体、着陆上升组合体2器状态下，以文献[6]所提供的等效验证方法开展4器状态的热平衡试验工况验证，且边界条件设计时可以更为恶劣，以便保证热控设计验证的有效性。

综上所述，探测器取消4器真实状态的热平衡试验是完全可行的，且对策充分。对于着陆上升组合体、轨返组合体以及上升器单器3个独立构型状态的试验工况，结合外部环境(外热流)与航天器工作模式(内热耗)，分析得出相应的高低温试验工况，这里不再详述。

此外，CE-5探测器更加注重验证热分析模型，初样热平衡试验中还专门设计了热分析模型修正工况，并在试验后构建了含有红外笼、支架、真空罐等试验设施的相关性修正模型(见图4)，开展了热分析模型相关性验证工作。

图4 热平衡试验相关性修正热分析模型Fig.4 Modified thermal analysis model of thermal balance correlation

3.3 试验技术流程设计及优化

对于热平衡试验研制技术流程的设计与优化，针对初样与正样的不同任务需求，采用了两种不同的技术流程，汇总如下：

1)初样阶段结合热控器与结构器两线并行特点，将3个构型热平衡试验按照上升器→着陆上升组合体→轨返组合体顺序串行开展，且设计的典型试验工况更多、更全面，使热控设计验证更加充分、到位。技术流程优点是短期内能够集中研制团队全部技术与人力资源开展工作，有效规避了研制队伍中大多数未曾有过大型热试验经历所带来的技术风险，还在一定程度上缓解了研制团队人力资源紧张的局面。

2)正样阶段在试验顺序上，则考虑到正样研制需求再加上热控设计师能力的进步，试验技术流程从初样阶段的串行改为着陆上升组合体与轨返组合体两支线并行开展，并在典型试验工况设置上进行了大幅优化减少，同时结合探测器热真空试验同步进行，很大程度上优化了探测器研制技术流程，节省了研制经费与时间。

4 试验结果及分析

结合中国技术现状，构建出一整套完整的CE-5探测器热平衡试验方案，其中空间外热流采用专门设计的红外吸收式外热流模拟装置，工况设置上取消了4器真实状态的热平衡试验，结合初样与正样不同任务特点，提出一种优化的探测器热平衡试验技术流程，并在探测器初样、正样热平衡试验中得到了有效验证。

表1给出了热平衡试验主要项目实现效果，再结合热平衡试验结果以及在轨飞行数据可以得到如下结论：

1)针对CE-5探测器专门设计的红外吸收式外热流模拟装置能够有效完成热平衡试验任务，试验模拟条件有效、过程受控、试验数据可信，通过上升器单器、着陆上升组合体及轨返组合体3种状态的热平衡试验能够有效验证探测器热控设计的正确性，专用红外吸收式外热流模拟装置偏差造成的组合体温度影响不超过2℃，红外笼与加热片2种模拟方式之间最大差异小于3℃。实测飞行数据表明,设备温度水平均处于热平衡试验高低温工况的包络之中，进一步验证了热平衡试验方案的正确性与合理性。

2)针对不同研制阶段的需求和特点，构建出的热平衡试验技术流程优化、合理，考虑到验证的有效性、全面性与合理性，初样热平衡试验工况设置为7个阶段、28个大工况(包括热分析模型相关性修正工况)，正样热平衡试验工况则缩减至5个阶段、13个大工况，真空容器内实际试验工况时间从初样阶段的55 d缩减为正样阶段的23 d，并行时间约10 d。

3)初样热平衡试验中专门开展了热分析模型的相关性验证工作，结果表明，在CE-5探测器复杂构型前提下，绝大部分工况中85%以上的温度测点热分析模型与试验结果的相关性能在±3℃以内，修正后的热分析模型准确、可信，有力支撑了在轨飞控任务。

表1 热平衡试验主要项目实现结果

尽管CE-5探测器热平衡试验方案合理、可行，取得了良好的验证效果，但也存在以下不足：

1)传统红外热流模拟方式对航天器复杂构型的适应能力不足。无论是加热器还是红外笼，传统红外热流模拟手段都很难准确模拟复杂几何形状吸收的外热流，CE-5探测器采用的解决方案是器外形状复杂设备尽量不参与热平衡试验，借鉴文献[6]所提供的等效验证方法开展等效验证。但该方法一方面会在正样阶段面临难于兼顾总体希望更多设备参与热真空试验的需求，另一方面会存在一个事先认为外热流等效统计方法足够准确的前提，尽管这个方法文献[6-9]已经开展过相关工作，认为是可行的。

2)热分析模型与试验结果相关性精度不够。尽管专门开展了热分析模型的相关性验证工作，但是经过修正后的热分析模型相关性仍未达到国外同类航天器的水平[14]。主要原因是受制于红外热流模拟手段自身的不足，器外复杂构型设备很难准确模拟在轨外热流，再加上为施加红外热流手段(特别是红外笼)会额外带来很多安装支架设施，当航天器构型复杂时，相应的配套设施也会非常复杂，使得建立的试验相关性修正模型过于复杂，引入的影响因素与变量增多，修正起来非常困难。

3)外热流模拟手段不够丰富。中国热平衡试验基本都采用红外吸收热流模拟技术开展，国外则有很多航天器使用太阳模拟器[15]。对于复杂构型航天器来说，太阳模拟器与红外模拟相比，有着更高的空间热流模拟精度，也更容易开展热分析模型的相关性验证。

5 结论

针对CE-5探测器热控系统使用新技术多、难度大，以及探测器组合状态多、任务模式与构型布局复杂等任务特点、难点，在调研分析国内外航天器热平衡试验技术现状的基础上，结合中国技术现状，提出一套CE-5探测器热平衡试验方案、方法与技术流程，地面验证结合在轨飞行结果表明：

1)取消4器真实状态验证工况的热平衡试验方案合理、可行，特殊设计的红外吸收式外热流模拟方式能够有效完成热平衡试验任务，验证探测器热控设计的正确性，试验结果可信；

2)结合探测器初样、正样阶段研制的不同需求，设计的热平衡技术流程优化、合理，在验证有效性、全面性得到保证的前提下，节省了探测器研制经费与时间；

3)初样热平衡试验中专门设置了热分析模型相关性修正与外热流方式对比工况，热分析模型相关性修正工作使得热分析模型更加准确、可信，外热流方式对比工作为正样热平衡试验外热流模拟方法提供了依据。

但是，随着航天技术的不断进步，热平衡试验技术也需要不断提高，后续可针对外热流模拟方式、手段，重点开展复杂构型航天器的红外热流模拟技术研究，拓展应用太阳模拟器技术。进一步强化热分析模型相关性验证目的，将中国航天器热平衡试验从以验证热设计正确性为主、热分析模型相关性为辅变为两者并重，甚至以热分析模型相关性为主，从而能够更加优化我国航天器研制技术流程。