火星車有風熱平衡試驗環境模擬技術

高慶華，李 鵬，劉佳彬，金翠玲，王辰星

（1.北京衛星環境工程研究所；2.中國空間技術研究院：北京100094）

0 引言

我國首次火星探測任務中將使用火星車進行火星表面的巡視探測。火星表面溫度范圍為-120～27℃，大氣壓力范圍為150～1400 Pa，主要成分為CO2，風速一般為0～15 m/s[1-3]。為適應火星表面熱環境，火星車的熱設計采用了熱控結構一體化納米氣凝膠隔熱技術、太陽能高效收集與利用技術以及相變儲能裝置。為了獲取不同風速、風向、風溫條件下火星車艙外強迫對流換熱系數，評估外部風場對艙內氣體換熱性能的影響，修正火星車熱分析模型，需要在地面開展火星車有風熱平衡試驗。

在地面模擬火星表面的低壓、有風、寬溫區等綜合特殊熱環境存在很大難度，尤其是低壓CO2環境下的風速模擬和測量。為滿足火星大氣環境模擬的要求，多國建設了相關的火星風洞[4-10]，如英國盧瑟福-阿普爾頓實驗室的空間試驗容器（用于“獵犬2號”火星著陸器的熱平衡試驗）、英國牛津大學的MEWT風洞、美國NASA 艾姆斯研究中心的MARSWIT火星風洞、美國噴氣推進實驗室的10英尺容器（完成Pathfinder 探測器的熱試驗）、丹麥奧爾胡思大學的AWTS風洞、日本東北大學的MWT 火星風洞等。北京衛星環境工程研究所于2017年在KM6F環境模擬設備內建設了火星壓力、溫度控制系統，具備火星表面溫度、壓力、氣體氛圍模擬能力，但不包括風速模擬能力[11]。

為了完成我國首個火星車的有風熱平衡試驗，北京衛星環境工程研究所依托KM3E 真空模擬容器，完成回流式風洞的氣動設計、氣動仿真、結構設計及結構強度分析等，在KM3E內部增加環狀回流式風洞，實現火星表面環境的風速模擬；開展熱球風速儀在低溫低壓環境下的風速標定和測量研究，設計壓控系統、熱沉調溫系統、火星車姿態調整系統，使KM3E具備火星表面風場、氣體溫度、氣體成分、壓力等綜合熱環境模擬條件。火星車熱試驗時，實現風速最大為20.8 m/s，風場均勻性優于±0.8 m/s，湍流度小于3.2%；風速測量精度優于±0.5 m/s；壓力控制為1400 Pa，控制精度優于±5 Pa；氣體溫度最低約-85℃，均勻性優于±5℃；火星車姿態調整范圍為-90°～90°，控制精度優于±0.5°。利用該環境模擬技術順利完成了火星車有風熱平衡試驗，對火星車保溫系統性能進行了驗證，為火星車熱分析模型修正提供了重要參考。

1 火星表面有風環境模擬

火星車有風熱平衡試驗環境模擬技術主要針對火星表面的風速、風向、氣體溫度、氣體成分、壓力等綜合熱環境進行模擬，在原KM3E 真空模擬容器內增加風速模擬、風速標定和測量、壓力及氣體成分控制、氣體溫度模擬、火星車姿態控制系統等來模擬火星表面有風熱環境。模擬系統組成如圖1所示。

圖1 火星車有風熱平衡試驗模擬系統組成Fig.1 Configuration of Mars rover wind thermal balance simulation system

1.1 風速模擬

火星表面溫度范圍為-120～27 ℃，壓力范圍為150～1400 Pa，氣體成分主要為CO2。在此壓力范圍內CO2分子自由程范圍為1.54～28.7μm[12]，如果特征長度取10 mm，那么對應的克努森數Kn＜0.01，此時仍為連續介質流動，氣體分子的碰撞頻率遠大于氣體分子與物體之間的碰撞頻率，氣體動力學中的Navier-Stokes方程仍然適用，但是對于低溫低壓下的氣體工作特性、仿真模擬、動力實現、低溫風扇材料選取等方面均存在難度，可供參考的經驗很少。鑒于此，依托KM3E開展低溫低壓風洞的結構設計和氣動設計，完成設計計算和仿真。

風洞形式為環狀回流式，動力段采用低噪聲直流風扇，風洞包括進口轉彎段、整流段、試驗段、收縮段、動力段和出口轉彎段，如圖2所示。在KM3E內增加內流道，調溫熱沉當做外流道，兩端布置轉向180°的導流段，在試驗段前布置降湍網、整流蜂窩器等，形成環狀回流式風洞。風扇為流場提供動力，氣體流經風扇進行升壓，向下游流向出口轉彎段，從出口轉彎段流出后進入內外流道之間的空間，隨后進入進口轉彎段，流經整流段后進入試驗段，得到滿足風速、風溫的流場，然后進入收縮段，最后回到動力段，完成整個循環。

圖2 風洞結構Fig.2 Wind tunnel structure

風扇系統設計利用自由渦流與葉柵修正理論，采用槳葉加反扭導流片組成的低噪聲軸流風扇系統，設計工況為試驗段風速20 m/s。動力段模型如圖3所示，仿真采用Fluent 軟件，風洞三維模型網格劃分采用分區域混合網格，風扇段采用結構網格，洞體采用非結構網格，仿真結果如圖4所示。

圖3 動力段風扇外形Fig.3 Power section outlinedrawing

圖4 風洞內壓力和速度分布仿真云圖Fig.4 Cloud map of pressure and velocity distributions

經實測，風場均勻性優于±0.8 m/s，如圖5所示。火星車熱平衡試驗過程中，最大風速20.8 m/s，如圖6所示，最大湍流度為3.2%。

圖5 風場均勻性Fig.5 Wind field uniformity map

圖6 火星車熱試驗時風速測量曲線Fig.6 Wind speed during the thermal test of the Mars rover

1.2 風速標定和測量

常用的風速傳感器有畢托管風速儀、熱式風速儀、超聲風速儀、離子漂移風速儀、激光多普勒風速儀和粒子成像風速儀。其中，火星表面為低壓環境，流動產生的動壓小，因此畢托管風速儀不適合；而超聲風速儀結構尺寸較大，對風場影響大；離子漂移風速儀和粒子成像風速儀需要在流場中加入介質，對火星車有影響；激光多普勒風速儀不適合測量整個面的風場分布。因此，本次火星熱環境模擬中選用熱式風速儀。熱式風速儀又可以分為熱球風速儀、熱線風速儀和熱膜風速儀。熱線和熱膜風速儀使用起來相對復雜，熱球風速儀響應速度雖然相對較慢（秒量級），但是對于火星車的熱試驗已經足夠，因此最終選用熱球風速儀，不過在使用之前需要進行對應試驗工況的溫度、壓力、氣體成分下的風速標定。

風速標定常用的方式有標準風洞和懸臂等，本次試驗采用懸臂方式[13-15]在KM6F容器內進行標定，狀態如圖7所示。當容器內壓力、氣體溫度、氣體成分達到要求值時，啟動轉臺，開始標定。根據試驗工況，共標定4組數據（其中，T1為氣體溫度，T2為熱沉溫度），結果如圖8所示。熱球風速儀標定誤差由長度誤差、轉速測量誤差與流場被擾動誤差組成，長度測量、轉速測量誤差約為0.07 m/s，流場被擾動誤差約為0.35 m/s；在試驗中，誤差主要包括由風溫引起的誤差和零點修正誤差，均約為0.02 m/s。總誤差約為0.46 m/s。

圖7 熱球風速儀在KM6F中進行懸臂標定Fig.7 Hot-bulb anemometer calibration in KM6F

試驗過程中風速測量系統連接如圖9所示。風速傳感器標定和使用中有2種驅動方式：1）所有傳感器施加相同的電流，記錄每個傳感器的輸出；2）每個傳感器施加的電流不同，但保證0風速時輸出信號伏值相同。本次試驗采取第1種方式。

圖9 熱球風速測量系統Fig.9 Hot-bulb anemometer wind speed measurement system

1.3 壓力控制

壓力控制系統模擬火星表面的氣體氛圍和氣體壓力，壓力控制的難點主要是：低溫低壓下CO2氣體易凝華，影響壓力穩定，而且氣體溫度低會對真空系統造成損壞。壓力控制系統主要由真空系統、真空測量系統、充氣系統、試驗輔助系統和測控系統組成（如圖10所示）。控制效果如圖11所示，試驗氣體為CO2，壓力控制為1400 Pa，控制精度優于±5 Pa。

圖10 壓力控制系統組成Fig.10 Pressurecontrol system

圖11 壓力控制過程曲線Fig.11 Curve of the pressure control process

1.4 溫度模擬

火星表面氣體與火表溫度模擬依靠調溫熱沉實現，調溫熱沉溫度控制范圍寬，均勻性和升降溫速率要求高，熱負荷及其分布和質量流量分配均需要設計和仿真，溫控反饋控制方法難度大，無法通過常規的環模設備來實現。

為滿足火星表面氣體和火表溫度模擬的控制要求，采取液氮、氣氮和電加熱器結合的方式實現溫度調節。KM3E氣氮調溫熱沉由氣氮系統、液氮噴淋系統、氣氮進氣管路和氣氮回氣管路4部分組成，其流程原理如圖12 所示。氣氮調溫系統采用氮氣作為載冷劑，低溫工況時，從熱沉返回的氮氣，由風機送入液氮換熱器換熱，得到低溫氮氣送入熱沉，形成密閉循環；在液氮換熱器與熱沉之間有電加熱器，高溫工況時使用電加熱器對氮氣進行加熱，再將高溫氮氣送入熱沉。用Thermal Desktop軟件對柱段熱沉建模并進行熱分析計算，模型及分析結果如圖13所示。

圖12 氣氮調溫系統流程原理Fig.12 Principle of the gas and nitrogen temperature controlsystem

圖13 柱段熱沉的TD模型及分析結果Fig.13 TD model and analysis results of the column heat sink

火星車有風熱平衡試驗過程中，試驗段入口段氣體溫度和均勻性如圖14所示。可以看出大部分時間的氣體溫度均勻性優于±5℃，轉工況時均勻性較差。

圖14 試驗段入口段氣體溫度和均勻性曲線Fig.14 Air temperature and uniformity at the inlet of test section

1.5 火星車姿態

為了驗證火星車不同表面迎風的熱控設計效果，試驗要求火星車支架可以在-90°～90°范圍內連續轉動并可停留在任意位置，姿態調整裝置如圖15所示，該系統的主要設計難點是低溫低壓下的電機運動調節，最終通過對電機采取溫控措施和適應性改造等，實現了火星車轉動控制，控制精度優于±0.5°。

圖15 火星車姿態調整裝置Fig.15 Mars rover’sattitude adjustment system

2 注意事項

試驗過程中，溫度控制時需要關注試驗氣體的溫度和壓力狀態；另外注意由于內部對流加強，容易造成容器壁溫度降低。

1）試驗用CO2的三相點為0.518 MPa，溫度為-56.4℃[16]。在1400 Pa 時，CO2的 凝 華 溫 度 為-119℃，低于此溫度會凝結成固體，同時導致容器內壓力控制不穩定。因此，在試驗壓力為1400 Pa、氣體為CO2時，需要控制熱沉溫度高于-119℃；對于其他壓力下氣體為CO2的熱試驗，需要查詢相關數據確定CO2不凝結的最低溫度。

2）在火星車有風試驗時，容器內部氣體是1400 Pa的CO2，熱沉與容器壁之間對流換熱加劇，容器壁溫度容易降至露點以下，使容器外壁結露甚至結冰，導致內部氣體溫度場不均勻，而且對容器壁的加強肋強度是很大的考驗；另外如果結露發生在法蘭電纜插頭處，會導致電纜絕緣性能變差，甚至漏電。為此，需要采取以下措施：在熱沉和容器壁之間鋪設多層隔熱組件；在容器外部粘貼溫度傳感器，實時監測溫度變化；在容器內壁換熱較強烈區域外側的對應位置利用風扇吹風，防止結露。

3 結束語

本文針對火星車有風熱平衡試驗的特殊環境需求，開展火星表面熱環境模擬技術的研究。選用KM3E進行改造，在容器內部增加環狀回流式風洞，并進行氣動設計、強度設計和仿真計算，優化流道和導流片等參數；開展熱球風速儀低溫低壓環境下的風速標定和測量研究，設計壓控系統、熱沉調溫系統、火星車姿態調整系統，使KM3E具備火星表面的風場、氣體溫度、氣體成分、壓力等熱環境模擬條件。通過精心設計和實施，實現了火星表面熱環境的真實模擬，完成了火星車有風熱平衡試驗，為火星車熱分析模型修正提供了重要參考。火星車熱試驗時，風速最大為20.8 m/s，風場均勻性優于±0.8 m/s，湍流度小于3.2%；風速測量精度優于±0.5 m/s；壓力控制范圍為真空和1400 Pa，1400 Pa時控制精度優于±5 Pa；氣體溫度最低約-85℃，均勻性優于±5℃；火星車姿態調整范圍為-90°～90°，控制精度優于±0.5°。