著陸器頂板羽流導向設計及驗證技術

張萃 王剛 劉峰 董彥芝

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

著陸器頂板羽流導向設計及驗證技術

張萃 王剛 劉峰 董彥芝

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

開展深空探測，對著陸器進行羽流導向設計，引導羽流擴散、降低其力/熱作用是減小發動機羽流對地外星體表面起飛影響的技術途徑。文章首先通過對平板、球面及圓錐三種不同形式導流裝置的導流分析，確定了著陸器頂板導流裝置的基本構型與工作環境，完成了導流裝置結構設計和材料篩選，最后進行了溫度場、抗壓強度、高低溫熱應力分析及相關試驗驗證。研究結果表明，圓錐形導流裝置對上升器底板的力/熱效應最弱、羽流導向效果最優，其表面承受著分布不均的氣動力/熱載荷，結構形式及防熱材料能夠滿足承載防熱及輕量化要求，導流裝置及上升器支架在驗證試驗過程中未出現開裂失效現象，試驗結果與分析結論吻合。文章研究結論及方法對后續深空探測的羽流導向設計具有借鑒意義。

著陸器 導向裝置 羽流分析 防熱結構 試驗驗證 深空探測

0 引言

隨著人類探索太空的步伐不斷前進，地外星體與地球之間的載荷往返運輸將趨于常態化。要想將地外星體物質帶回地球，就必須實現地外星體進入及表面起飛。目前，國際上主要是將上升器與著陸器以組合體的形式完成地外星體進入、減速、著陸；然后上升器以著陸器為平臺、攜帶物品載荷實現地外星體表面起飛，最終返回地球。其中上升器是整個系統的關鍵組成部分之一，上升器能否安全穩定起飛直接關系到整個任務的成敗[1-3]。

上升器在點火起飛時，發動機會產生強烈的羽流噴焰。發動機羽流經著陸器表面反射回流后會對上升器產生強烈的力/熱效應，力/熱作用會影響上升器的起飛穩定性及表面溫度，嚴重時甚至會導致上升器起飛任務失敗。因此，合理設計羽流導向裝置（下文簡稱導流裝置），有效引導羽流擴散，降低力/熱作用影響是確保上升器安全穩定起飛的關鍵因素之一。

從公開文獻來看，國際上只有美國進行了航天器地外星體表面起飛羽流導向研究[4-5]。國內關于羽流導向研究主要聚焦在運載火箭和導彈領域，研究內容主要側重在羽流力/熱效應數值分析方法及試驗上[6-12]，尚未有專門針對深空探測領域的研究，更沒有從工作環境、導流結構、材料選擇、分析驗證等方面系統地開展羽流導向設計的研究報道。

因此，本文以某深空探測表面起飛為例，首先通過發動機羽流仿真分析確定導流裝置基本構型及其工作環境，然后根據分析結果進行導流裝置結構設計和材料篩選，最后開展溫度場及燒蝕量、熱應力、穩定性等分析與相關試驗驗證工作。本文研究內容對后續羽流導向設計與驗證具有借鑒意義。

1 導流裝置基本構型及工作環境分析

導流裝置安裝在著陸器與上升器之間的頂板上，如圖1所示。根據發動機羽流真空特性分別對平板、球面及圓錐3種不同形式的導流裝置進行了羽流導流分析，通過分析比較發現：圓錐形導流裝置對上升器底板的力/熱效應最弱，能較好地降低羽流對上升器底板的反噴，從而減小上升器底板的受力，如圖2所示，因此導流裝置基本構型確定為圓錐形。

圖1 著陸器/上升器組合體構型示意Fig.1 Lander/ascender assembly configuration schematic

圖2 不同構型導流裝置羽流流場Fig.2 Flow field of different configurations plume guiding device

通過羽流分析，提取了作用在圓錐形導流裝置上N、M、P三個關鍵點處的熱流密度值，如圖3所示。通過分析可知：熱流密度峰值Qmax出現在P點處，且隨時間變化、峰值波動不大；中心點N處的熱流密度隨發動機點火時間的增加而減小，最后趨于平穩；錐面點M處的熱流密度隨發動機點火時間的增加而增加，如圖4所示。圖5為發動機羽流作用在圓錐形導流裝置上壓強分布圖，圖中XYZ為坐標系方向。從圖上看出：壓力環境非均勻分布；在Φ=500～700mm區域以內，羽流壓力最大，達到20kPa；其他區域，羽流壓力迅速降低至6kPa以下。

圖3 關鍵點位置示意Fig.3 Diagram of the key points

圖4 熱流密度隨時間變化曲線Fig.4 Heat flux versus time curve

圖5 導流作用下壓強分布Fig.5 Pressure distribution under plume guiding

通過以上分析可見，發動機在點火過程中，導流裝置除了引導羽流擴散外，自身還要經歷分布不均的沖擊壓力及高熱流密度等載荷環境，因此導流裝置自身要具備承載防熱功能。另外，為節約系統資源，導流裝置還要輕量化設計。

2 導流裝置設計

2.1 材料選擇

根據圖4，導流裝置所受熱流密度范圍在0.1～1.3MW/m2之間，因此導流裝置應選用適應寬幅突變熱流環境的酚醛材料[13-14]。另外，為降低材料密度、滿足輕量化需求，考慮在酚醛材料基體中添加能耐受制備過程中成型壓力的輕質空心微球填料來降低材料密度。

圖6、圖7分別為材料制備過程中輕質空心微球填料和酚醛預浸料在掃描電子顯微鏡（SEM）下的微觀照，從圖中看出，輕質空心微球填料在成型壓力作用下無破損、外形飽滿，在酚醛基體中分布均勻，滿足材料制備要求。

通過對材料篩選及制備，最終制備出密度低、燒蝕性能滿足導流裝置熱環境要求的防熱材料（代號SPQ9）。

圖6 選用的微球SEM照片Fig.6 SEM photograph of selected microspheres

圖7 預浸料SEM照片Fig.7 SEM photograph of prepared

2.2 結構設計

為適應軸向非均勻壓力環境，圓錐導流裝置采用隔框加蒙皮的結構形式，如圖8所示，其中隔框起到徑向支撐作用。為減輕質量，整個導流裝置全使用SPQ9材料，即SPQ9材料既起到燒蝕防熱作用又能進行承載。

圖8 導流裝置示意圖Fig.8 Schematic of plume guiding device

蒙皮采用SPQ9一體成型，頂部設計加強塊。為實現導流裝置與著陸器頂板的連接，在蒙皮底部均勻布置16個連接座。連接座預先加工成型，然后將其放入蒙皮背面底部合適位置，并在每個連接座周圍再鋪覆一定厚度的SPQ9材料，與蒙皮共固化，保證連接座與蒙皮成為連接牢固的一體結構。

蒙皮內部設計3個隔框，隔框整體模具成型，隔框的截面為“∏”型，如圖9所示。蒙皮與內部隔框之間采用常溫固化膠接，膠接后組合加工導流裝置底面，保證底面的平面度。

圖9 隔框結構剖視圖Fig.9 Cutaway view of the bulkhead structure

3 導流裝置分析與驗證

根據在軌工作環境，導流裝置需要經歷發動機羽流力/熱作用及高低溫外界環境變化，因此需要對導流裝置進行溫度場、燒蝕分析及應力分析。

3.1 溫度場及燒蝕量分析

根據圖4發動機工作時羽流最大熱流密度和工作時間，進行了導流裝置溫度場及燒蝕量分析，分析結果如表1所示。

表1 導流裝置壁面P點在特征時刻的燒蝕及溫度響應Tab.1 Properties of ablation and temperature response at characteristic time of P point

通過上述數據可知，由于加熱時間很短，表面受到的羽流加熱不能充分傳遞，SPQ9結構背壁溫升很小，SPQ9基本不燒蝕。可見導流裝置能夠承受上升器發動機點火時的氣動熱環境。

3.2 力學性能分析

導流裝置在羽流壓力作用下的應力、膠層剪切力及穩定性分析如圖10所示，通過分析可知：在羽流壓力作用下，導流裝置最大應力為 10.6MPa，滿足材料強度要求；隔框與蒙皮間膠層剪切力最大為1.37MPa，滿足膠接強度要求；導流裝置穩定性系數為2.6，滿足穩定性要求。可見導流裝置能夠承受上升器發動機點火時的氣動力環境，不會出現失效。

圖10 導流作用下力學分析Fig.10 Mechanical analysis under diversion effect

3.3 熱應力分析

由于直接暴露在宇宙環境中，導流裝置除了要承受發動機羽流產生的氣動力/熱作用外，還要承受陽照區和陰影區變化引起的高低溫交變環境，因此需要對導流裝置進行高低溫環境下熱應力分析。

低溫環境下的熱應力和膠層剪切力如圖11（a）、（b）所示，導流裝置熱應力最大為0.66MPa，膠層剪切力最大為0.03MPa；高溫環境下的熱應力和膠層剪切力如圖11（c）、（d）所示，導流裝置熱應力最大為7.66MPa，膠層剪切力最大為0.32MPa，均能滿足材料強度要求，不會出現結構失效。

3.4 試驗驗證

對導流裝置進行了燒蝕試驗、常壓熱循環試驗和靜力試驗[15-18]，其中常壓熱循環試驗和靜力試驗后，導流裝置內外表面狀態良好，未出現開裂失效，試驗結果與分析結論吻合。

燒蝕試驗主要包括材料級燒蝕試驗和局部結構燒蝕試驗[16-18]。SPQ9材料級燒蝕試驗結果表明：SPQ9材料在規定時間內沒有燒蝕和熱解，只有熏黑痕跡，可以認為整個蒙皮厚度均能承受沖擊力的作用。局部結構燒蝕試驗結果表明，導流裝置局部發生炭化，形成圍繞導流錐中部的帶狀區域，炭化區域均無燒蝕后退現象，其余位置表面狀態與試驗前一致；上升器支架在下接頭位置局部區域表面發黃，其余位置表面狀態與試驗前一致，如圖12所示。

圖12 導流裝置局部結構燒蝕試驗Fig.12 Local structural ablation experiment of plume guiding device

4 結束語

本文分析了著陸器頂板導流裝置的基本構型、工作環境、結構形式、材料類型及其抗環境能力，并進行了試驗驗證，得出以下結論：

1）與平板、球面外形相比，圓錐形導流裝置的羽流導向效果最優；

2）在發動機羽流作用下，圓錐形導流裝置表面承受著分布不均的沖擊壓力及高熱流密度載荷；

3）圓錐形導流裝置的結構形式及防熱材料能夠滿足承載、防熱及輕量化要求；

4）通過燒蝕試驗、常壓熱循環試驗和靜力試驗驗證，導流裝置及上升器支架未出現開裂失效現象，試驗結果與分析結論吻合。

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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

張萃，女，1985年生，2009年獲北京航空航天大學固體力學碩士學位，主要研究方向為航天器防熱結構設計。Email：zhangcuihqcast@sina.com。

（編輯：陳艷霞）

2015-11-04

國家中長期科技發展規劃重大專項資助項目