利用氣動減速的國外深空探測器熱控設計特點分析

蘇生 向艷超

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

1 引言

深空探測任務的探測器總質量受到嚴格限制,這是設計師需要面對的問題。火箭的運載能力決定了探測器的最大質量,探測器質量可以簡單分為平臺質量、有效載荷質量和燃料質量。探測器的平臺質量是基本確定的,因此,可以說火箭的運載能力限定了探測器的有效載荷與燃料的總質量。對于任何一次飛行任務而言,足量的有效載荷是圓滿完成科學探測任務的基本保障;探測器自身攜帶足夠的燃料,是探測器順利進入使命軌道并進行適當軌道維持使其處于一個合理姿態的必要條件。氣動減速技術的應用能最大限度地降低所需燃料的質量,探測器也能承載更多的有效載荷,完成更多的科學探測任務;或者在有效載荷質量不變的情況下減輕探測器總質量,降低對火箭運載能力的要求,節省發射成本。

氣動減速技術可以廣泛用于針對帶有大氣層的星體的探測任務。在太陽系里,除了水星以外的其它行星都有大氣層,因此,至少在太陽系范圍內的深空探測中,氣動減速技術都是很有實際意義的。到目前為止,國外已經幾次成功地在深空探測中運用了氣動減速技術。

2 氣動減速技術簡介

深空探測中的氣動減速,指的是當探測器從雙曲線軌道被目標天體捕獲而進入大橢圓軌道之后,探測器在軌道近拱點進行適量機動以進入大氣層,通過大氣層中氣體分子與探測器表面發生碰撞,對探測器形成阻力,使其飛行速度緩慢降低,經過若干次穿越目標天體的大氣層之后,間接地使探測器進入使命軌道。與使用大氣再入技術的返回式衛星不同,采用氣動減速技術的探測器主要是為真空狀態設計的,沒有為進入大氣而設計隔熱瓦等熱防護措施,這類探測器只能承受很有限的氣動加熱。

氣動減速僅限于針對目標天體的使命軌道捕獲階段,此階段探測器軌道制動除了采用氣動減速方式外,也可以采用直接推力器制動和一次性大氣捕獲的方式。直接推力器制動包括各種形式的單脈沖、雙脈沖制動等,目前廣泛用于地球衛星的軌道機動中,由于直接推力器制動需要大量消耗探測器攜帶的燃料,所以在深空探測中較少使用。一次性大氣捕獲同氣動減速一樣,也是利用大氣對探測器阻力來降低其速度,與氣動減速的區別之處,在于探測器進入大氣層深度不同。氣動減速過程中探測器只進入到大氣層中大氣密度較低的上層,與一次性大氣捕獲相比,其優勢在于這種情況下探測器受到的氣動熱較小,相應的熱控技術更容易實現。

圖1 三種不同方式進入使命軌道過程Fig.1 Three w ays for entering mission orbit

圖1是NASA噴氣推進實驗室(JPL)在“火星采樣返回”(Mars Sample Return)任務中給出的通過上述三種方式進入某使命軌道的過程[1]。他們對具有4臺890N 發動機的地球返回艙(ERV)采用直接推力器制動、一次性大氣捕獲、多次氣動減速三種環火星軌道入軌方式進行了研究。結論是直接推力器制動方式需要開啟發動機51min;一次性大氣捕獲方式需要開啟發動機21min;而多次氣動減速方式只需開啟發動機不到2min。氣動減速消耗的燃料少,在深空探測飛行中優勢明顯。

3 氣動減速技術應用實例

氣動減速技術在對金星和火星的探測中已有多個成功案例。對于三軸穩定的探測器而言,最早的是麥哲倫號(M agellan)金星探測器,此后三個火星探測器:火星全球勘測者(Mars Global Surveyor,MGS)、火星奧德賽號(M ars Odyssey)以及火星勘測軌道器(M ars Reconnaissance Orbiter,M RO)都成功地進行了氣動減速。

3.1 麥哲倫號

麥哲倫號金星探測器于1989年5月4日發射。在280km/8 500km 的大橢圓軌道花費70 天時間進行了730圈氣動減速,探測器近金星點速度降低了約1 300m/s,最終達到197km/541km 的軌道[2-4]。

圖2所示是麥哲倫號結構圖。在氣動減速過程中,以太陽翼背面、高增益天線背面、探測器本體底部(主推力器一面)為迎風面。這樣的飛行姿態能減小氣動熱對太陽電池陣和探測器探測設備的溫度影響。

圖2 麥哲倫號探測器結構圖Fig.2 Configuration of Magellan spacecraf t

在探測器主體和高增益天線背面包覆多層隔熱組件防止高溫。太陽翼背面未包覆多層隔熱組件。在太陽翼正面,太陽電池陣布片率為65%,剩下35%的區域作為散熱面,以保證太陽翼能正常散熱。

為了控制近金星點高度,避免進入密度太高的大氣之中,確保探測器和太陽翼受到的氣動熱在可承受范圍內,麥哲倫號根據布置在太陽翼上的熱敏電阻溫度數據來制定并實施氣動減速策略。在正式進行氣動減速前,試驗性地控制探測器進入大氣層外層邊緣,并將實際的熱、力環境與預示值進行了比對,用以指導后續的氣動減速。麥哲倫號在這一階段至少損壞了5只熱敏電阻,盡管如此,麥哲倫號在這種指導思想下最終成功地進行了氣動減速。

3.2 火星全球勘測者

火星運行在繞日的大橢圓軌道上,火星周圍大氣壓力約為地球大氣壓力的0.7%。火星附近的太陽輻射強度大約是地球附近太陽輻射強度的42%,平均約有589W/m2,一個火星年中,太陽輻射強度變化約±19%;火星的反照率在赤道附近約為0.25～0.28,隨著緯度增加,反照率增大。對于軌道高度為0.1個火星半徑的圓軌道而言,太陽處于探測器軌道面內時,火星附近的參考球近日點光照區最高溫度11℃,陰影區最低溫度-162℃;遠日點光照區最高溫度-16℃,陰影區最低溫度-163℃。

從上述火星環境可以看出,火星是一個極其適宜使用氣動減速技術的星體。探測器在火星軌道上受到的太陽輻照強度與火星反照不太高,會具有較低的溫度水平。而且火星表面具有不太濃密的大氣層,在具有較低初始溫度的情況下進行氣動減速,使探測器在受氣動熱時就能具有較大的溫度余量,這對控制氣動減速是有利的。

火星全球勘測者于1996年11月7日發射,通過氣動減速將軌道從運行周期為45h 的橢圓軌道成功降到380km 圓軌道,其結構如圖3所示[5]。

圖3 火星全球勘測者結構圖Fig.3 Configuration of MGS spacecraft

探測器在氣動減速階段采用底部在前的迎風方式,這樣可以保護背風面上的設備,使其只受到很小的氣動熱影響。太陽翼的指向能使自由分子流擊打在太陽翼背面,用以保護太陽電池陣。

氣動減速時,太陽翼是探測器上最接近溫度極限的部件。太陽翼迎風面覆蓋了25μm 厚的滲碳膜,以降低最高溫度。在太陽翼面板端部使用了白漆和聚酰亞胺膜,可以保護太陽翼不被正、反面非對稱熱流損壞。此外,火星全球勘測者使用了一個一維模型,這個模型以太陽翼上的熱敏電阻溫度數據為輸入條件,來擬合太陽翼在此前減速軌道上所受的熱流,并用于預測未來減速軌道中的太陽翼溫度。

高增益天線也受到較強的氣動加熱。在反射面背面和邊緣包覆多層隔熱材料,在正面使用了50μm鍍鍺膜來防止天線在氣動減速時過熱。這一系列措施將天線組件溫度控制在150℃的安全范圍內。

3.3 火星奧德賽號

火星奧德賽號于2001年4月7日發射,探測器通過氣動減速從環火星18.5h 橢圓軌道降到400km 太陽同步圓軌道,其結構如圖4所示[6-8]。

圖4 火星奧德賽號結構圖Fig.4 Configuration of Odyssey spacecraft

奧德賽號太陽翼由三塊基板組成,氣動減速過程中,天線收攏于探測器本體,探測器本體藏于太陽翼中板后面。太陽翼背面為迎風面。

為了保護太陽翼免受氣動熱損害,在太陽翼背面包覆了72μm 厚的多層隔熱組件,并收邊于太陽電池陣一側。多層隔熱組件在太陽電池陣一側的寬度在50～148mm 之間。

奧德賽號在氣動減速任務操作過程中,首次使用了詳細三維有限元熱模型來預測未來軌道溫度[8]。這個三維模型能夠對前期的氣動減速過程溫度數據進行擬合,提供詳細的太陽翼三維溫度分布圖、瞬態的材料最高溫度圖以及瞬態的熱敏感器溫度圖。它還具有能力辨識太陽翼上的最熱點,也能算出基于熱流或者大氣密度的熱極限。

3.4 火星勘測軌道器

火星勘測軌道器于2005年8月12日發射,在2006年3月10日被火星捕獲后,利用氣動減速技術將軌道遠火星點從4 500km 降到了486km。與單純靠直接推力制動進入預定軌道相比,采用氣動減速技術共節省了約600kg 燃料。剩余的燃料使之足夠運行到2014年,使得探測器能夠繼續運行在火星軌道并為后續火星表面巡視器提供各種中繼服務。圖5給出了火星勘測軌道器號的結構圖[9-12]。

氣動減速過程中,探測器底部朝向飛行方向,太陽翼與高增益天線完全伸展,整個探測器處于迎風面面積最大狀態。太陽翼背面、高增益天線背面和探測器底部是探測器主要迎風面。

圖5 火星勘測軌道器結構圖Fig.5 Configuration of M RO spacecraf t

為了減小氣動加熱的影響,在迎風面采取的熱控措施包括:太陽翼背面包覆聚酰亞胺膜;高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,反射面覆蓋鍍鍺膜;探測器主體安裝多層隔熱組件。

火星軌道勘測器與奧德賽號都是由噴氣推進實驗室(JPL)研制,火星軌道勘測器充分繼承了奧德賽號的熱控策略。在氣動減速過程中,以布置在太陽翼典型位置上的溫度傳感器數據為依據,通過熱分析模型,對氣動減速熱環境進行預示。

3.5 熱控設計對比

根據上述4個探測器的經驗,在氣動減速過程中,一般以太陽翼、高增益天線等面積較大的部件為迎風面,從而獲取適當的氣動阻力。針對氣動熱的影響,需要對迎風面進行重點熱設計。

麥哲倫號是第一個使用氣動減速技術的深空探測器,與火星全球勘測者、火星奧德賽號和火星勘測軌道器不同的是,它的使命軌道離太陽很近,軌道外熱流要大得多,因此在太陽翼正面設置了散熱面,用于太陽翼散熱。

以火星為對象的3個探測器的使命軌道外熱流相對較小,為了應對氣動減速過程中的氣動熱影響,它們都在太陽翼背面采取了防熱措施。在高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,在天線反射面包覆鍍鍺聚酰亞胺膜,確保天線溫度滿足指標。

3個火星探測器的熱控措施基本一樣。不同的是,隨著計算機性能的提高,地面預示模型不斷得到改進。在火星全球勘測者任務中,使用的是一維熱模型;在后兩個任務中,使用了功能更強大的三維熱模型。隨著地面預示模型的發展,地面人員對氣動減速過程的把握更準確。

4 氣動減速中的熱控技術特點分析

處于氣動減速過程中的探測器,由于受到自由分子流的作用,這使得其所處的力學環境與熱環境都與一般探測器有所不同,其熱控設計有如下幾個特點:

1)與直接推力器制動相比,氣動減速會使探測器經受較大的氣動熱負荷,探測器需要有特定的迎風面設計來承受相應的熱負荷。探測器氣動減速過程中,在迎風面產生的氣動熱熱流峰值遠高于外部輻射熱流,火星全球勘測者號和火星奧德賽號在減速階段的平均氣動熱熱流分別為1 600W/m2和700W/m2,而火星的平均太陽常數為589W/m2,因此采用氣動減速的探測器受到的熱負荷顯著增加[6]。

2)熱控設計具有抗氣動力沖擊的特點。在基本熱控技術方面,與普通探測器不同之處在于,需要針對受到強烈氣動加熱的迎風面進行考慮氣動力情況下的熱控措施。

3)熱控設計與探測器總體設計緊密結合。從已有的幾個成功實例來看,太陽翼是氣動力的主要承受者,探測器上的溫度瓶頸往往出現在太陽翼上。在氣動減速過程中,通過控制探測器姿態,將太陽翼背面作為迎風面。對于具有兩翼太陽翼的探測器,將探測器底部作為迎風面;對于只有一個翼的探測器,則可以將探測器主體藏于太陽翼之后。若有體積較大的高增益天線暴露于來流之中,則將天線反射面背面作為迎風面。通過姿態控制來定向選擇迎風面的做法,體現了將熱控設計與探測器總體設計緊密結合在一起的特點。

4)探測器要具有根據氣動熱流進行自主控制的能力。目標天體大氣層中的大氣密度隨時間、空間的不同會有變化,使得探測器受到的氣動熱也不斷變化,進行準確預測與合理干預往往能帶來較好的效果。因此,需要設計熱控策略,為自主控制提供熱控信息,強化探測器基于氣動熱流的自主控制能力。

5 啟示與建議

根據上述分析,結合我國的衛星平臺技術發展水平,針對利用氣動減速技術的深空探測器熱控設計,特提出如下建議供參考。

1)合理選擇迎風面。迎風面的作用是為探測器提供足夠的氣動阻力,以實現在不消耗燃料的情況下降低探測器速度,最終將探測器軌道調整到目標值。深空探測器的太陽翼與高增益天線都可以作為良好的迎風面。太陽翼面積大,很容易產生較大的阻力,是必選的迎風面。高增益天線口徑大,一方面可以產生氣動阻力;另一方面高增益天線反射面背面包覆多層隔熱組件,在氣動減速時將高增益天線收攏于星表,并以高增益天線反射面背面迎風,則可以為星表溫度敏感器件提供防護。

2)做好迎風面防熱設計。氣動熱是探測器氣動減速的最大約束條件,它具有峰值大、作用時間短的特點。由于太陽翼在單位面積迎風面所對應的熱容很小,在具有大峰值的氣動熱作用下,太陽翼溫度會快速升高,這使得太陽翼通常成為在氣動加熱條件下的探測器瓶頸。考慮到氣動熱具有作用時間短的特點,可將重點放在對太陽翼短期高溫的防護。對太陽翼的熱設計要兼顧兩方面內容:一是安裝具有一定熱容量的設施短期吸收氣動熱,增大太陽翼本體對氣動熱的熱慣性,延緩短時間、大峰值氣動熱產生的熱沖擊,從而實現在氣動減速過程中具有良好的防高溫能力;二是在全壽命周期內為太陽翼提供良好的散熱通道,使太陽翼具有適應外熱流大幅度變化的能力。

3)做好迎風面承力設計。針對迎風面承受氣動力作用的特點,需要對迎風面做好材料選擇與固定策略設計。高速自由分子流對迎風面材料造成物理化學影響。從化學上看,大氣中一般都含有氧化劑,在低氣壓與高速條件下很容易氧化有機材料。從物理上看,自由分子流的沖擊對迎風面材料形成剪切應力,可能在物理結構上破壞迎風面材料。因此,迎風面材料應選擇具有一定抗氧化能力與抗剪切能力的材料。此外,為了防止氣動力使迎風面材料從星體脫落,需要對其進行固定。

4)建立完善的熱控策略。由于探測器與地球距離遙遠,星地通信延遲嚴重,而氣動減速過程中,產生較大氣動熱流的時間一般在10min 左右,因此,對氣動減速過程不可能進行實時地面控制。需要建立合理的地面快速響應模型,根據探測器在氣動減速之前發回的火星大氣及探測器自身特性數據,對預定減速軌道上的探測器外熱流環境進行預測,為探測器自主控制提供參考。應用快速響應模型對每次進入大氣進行氣動減速時探測器及其組件熱響應的準確預測,需要將熱分析與飛行動力學、氣動熱力學和大氣分析緊密聯系在一起,這是氣動減速帶來的一大挑戰。

6 結束語

與普通的空間飛行相比,氣動減速過程中探測器受到氣動力的沖擊,并在迎風面產生相當大的氣動熱負荷。通過從總體上設計探測器的飛行姿態,并采用適當的熱控措施,可以將探測器溫度控制在安全范圍內。如此,在保證完成科學探測任務的前提下,氣動減速技術的運用可以大大地節省探測器降軌階段所需的燃料,探測器質量隨之下降,能有效降低對運載火箭的要求并削減發射成本,也能在相同火箭運載能力下延長探測器的在軌運行時間。

References)

[1]Percy T K,Bright E,Torres AO.Assessing the relative risk of aerocapture using probabilistic risk assessment[R].AIAA-2005-4107,2005

[2]Neuman J C,Buescher J A,Esterl G J.Magellan spacecraft thermal control system design and performance[R].AIAA-93-2844,1993

[3]Hass B L,Schmitt D A.Simulated rarefied aerodynamics of the Magellan spacecraf t during aerobraking[R].AIAA-93-3676,1993

[4]Carpenter AS.The Magellan aerobraking experiment:attitude control simulation and preliminary flight results[R].AIAA-93-3830,1993

[5]Beerer J,Brooks R,Esposito P,et al,Aerobraking at Mars:the MGS mission[R].AIAA-96-0334,1996

[6]Smith J C,Bell J L.2001 Mars Odyssey aerobraking[R].AIAA-2002-4532,2002

[7]NASA.2001 mars Odyssey [EB/OL].[2006-03-22].http://mars.jpl.nasa.gov/missions/present/odyssey.html

[8]Dec J A,Amundsen R M.Athermal analysis approach for the M ars Odyssey spacecraft' s solar array[R].AIAA-2003-3764,2003

[9]Johnston M D,Graf J E,Zurek R W,et al.The Mars Reconnaissance Orbiter mission:f rom launch to the primary science orbit[R].IEEEAC-2006-1237,2006

[10]Dec J A,Gasbarre J F,Amundsen R M.Thermal modeling of the Mars Reconnaissance Orbiter`s solar panel and instruments during aerobraking [R].07ICES-64,2007

[11]Liechty D S.Aeroheating analysis for the Mars Reconnaissance Orbiter with comparison to flight data[R].AIAA-2006-3890,2006

[12]Prince J L H ,Striepe S A.NASALangley trajectory simulation and analysis capabilities for Mars Reconnaissance Orbiter[R].AAS 05-217,2005