載人月面著陸器貯箱熱控方案分析

齊 岳， 李志杰， 張有為， 曾 豪

(中國空間技術研究院空間飛行器總體設計部， 北京 100094)

1 引言

為成功實現載人月球探測任務，載人月面著陸器不可或缺。 載人月球探測任務所需速度增量大，任務規模大，因此需要攜帶大量推進劑，儲存于大容量貯箱中。 月球表面沒有大氣，晝夜溫度變化范圍非常大，推進劑貯箱在載人月球探測任務周期內需要經受非常惡劣的熱環境。 因此，在載人月面著陸器月面工作期間，需要通過熱控方案設計，使貯箱溫度保持在允許的范圍內。

目前國內外對載人航天器在月球表面工作階段熱分析方面的研究較少，只有美國阿波羅載人月面著陸器成功完成了載人登月任務。 阿波羅登月艙前期采用可展開式輻射器方案，但在后續設計中，認為需要航天員出艙輔助進行展開的輻射器展開式設計過于復雜，提高了研制難度和任務危險性，同時為了盡快完成載人月球探測任務，最終放棄了輻射器散熱的方案，而是采用水升華器作為散熱方式。 阿波羅登月任務在著陸位置太陽高度角較低的時刻開展，月表環境溫度較低，整體熱環境相對并不惡劣，所以水升華器只控制密封艙內環境與一些電子設備的溫度水平，推進劑貯箱采用純被動的控溫方式，即通過多層隔熱減少推進劑與外部的熱交換，在任務時間內保證溫度范圍滿足要求[1－3]。

本文對載人月面著陸器月面停留和空間深冷5 種不同熱環境下的3 種貯箱熱控方案進行分析，得到相對最優熱控方案。

2 熱控方案設計

由于月球表面沒有大氣，溫度受太陽光高度角直接影響，月夜低溫和月晝高溫是月球表面熱環境的顯著特征[4]。 同時由于月球表面沒有大氣層對太陽光進行衰減，載人月面著陸器會受到太陽光直接照射，受曬側和陰影側熱環境區別很大，這些都是熱控方案設計中需要考慮的問題。

載人月面著陸器貯箱熱控設計環境分為低溫環境和高溫環境兩部分:低溫環境主要為空間深冷環境與太陽高度角較低時陰影側貯箱所處的熱環境；高溫環境則為太陽高度角較高的熱環境以及受曬側貯箱所處的熱環境。

航天器貯箱的熱控設計方案分為主動熱控與被動熱控方案。 主動熱控通過在貯箱內部布置加熱電阻絲滿足貯箱的加熱需求，通過在貯箱外部包覆流體回路收集廢熱，最終通過輻射器將廢熱散出，滿足貯箱的散熱需求。 但主動熱控方案需要航天器提供加熱設備工作和驅動流體回路所需的能源與設備，不可避免地增加了整個系統的復雜程度與資源代價。 被動熱控通過在貯箱外部及整個航天器外表面包覆多層隔熱材料，減少多層隔熱材料內外的熱量交換。 在航天器設計上，為節約資源與避免增加系統的復雜程度，一般優先使用被動熱控方案。 因此，載人月面著陸器貯箱的熱控方案設計需要對月球表面熱環境進行分析，明確不同時刻月球表面溫度、太陽高度角等熱控方案設計輸入，并對載人月面著陸器質量與體積包絡約束進行分析。 本文以在月球赤道區域著陸執行探測任務為例，對太陽高度角δ＝1°、15°、45°、90°四種工況對應的月球表面熱環境下不同熱控方案進行計算與對比分析，并對載人月面著陸器地月轉移階段對日飛行姿態下貯箱的熱環境進行分析，得出相對最優方案。 計算中使用西門子公司的NX 軟件進行建模與仿真計算。

2.1 月球表面熱環境分析

月球表面沒有大氣，無法對太陽光起到衰減作用，太陽光強度取近日點q＝1414 W/m2。 月球表面的太陽反照比很低[5]，太陽吸收率ρ＝0.93。月球表面輻射為灰體輻射，紅外輻射率ε＝0.9。月球熱慣性很低[6]，月表溫度隨太陽高度角實時變化，則有式(1):

式中，δ為太陽高度角，任務開始時刻太陽高度角δ＝15°，則有式(2):

計算可得太陽高度角δ＝1°時，月面溫度為－127.5 ℃左右；太陽高度角δ＝15°時，月面溫度為12.6 ℃左右；太陽高度角δ＝30°時，月面溫度為63.8 ℃左右；太陽高度角δ＝45°時，月面溫度為94.3 ℃左右；太陽高度角δ＝90°時，月面溫度為127.1 ℃左右。 整個月球白晝階段，月表溫度如圖1 所示。

圖1 月球白晝月表溫度變化Fig.1 Temperature variation in the lunar daytime

2.2 載人月面著陸器初步結構設計

載人月面著陸器在整個任務周期中，要求貯箱內推進劑溫度保持在0～35 ℃，綜合考慮任務期間熱環境與載人月面著陸器質量與體積外包絡約束，初步建立載人月面著陸器模型如圖2 所示。

圖2 載人月面著陸器模型Fig.2 Manned Lunar lander module

計算中，對接機構、輻射器與貯箱之間不設置熱交換，設備板設置為恒溫20 ℃，密封艙壁設置為恒溫25 ℃，隔熱多層1、2 和推進劑貯箱之間有一定距離。 由于月球表面沒有大氣，支撐結構1、設備板、隔熱多層1、密封艙側壁、支撐結構2、隔熱多層2 和推進劑貯箱均通過輻射進行熱交換。建模中將月球表面近似為平面，載人月面著陸器隔熱多層底面與月球表面距離為1.1 m，為減少計算量，著陸腿省略未建模，x軸正方向為日出方向。

2.3 熱控方案設計

載人月面著陸器整器采用主動熱控與被動熱控相結合的方式，主動熱控方案為通過加熱電阻絲在低溫環境下對設備進行加熱，通過流體回路平衡各部位設備的溫度并帶走廢熱；被動熱控方案通過在載人月面著陸器側壁外表面包覆隔熱多層，維持整個載人月面著陸器溫度穩定，減少內部設備與外部環境之間的熱量交換。

針對載人月面著陸器的推進劑貯箱，低溫環境采用在貯箱內部預埋加熱電阻絲的方式補充推進劑貯箱的漏熱。 由于載人月面著陸器的熱負荷位于密封艙內與設備板上，通過在密封艙與設備板預埋流體回路，可以搜集廢熱并通過輻射器排散。 設計中，密封艙設置為恒溫25 ℃，設備板設置為恒溫20 ℃，設備板、密封艙和貯箱盡可能緊湊布局，通過熱輻射間接控制貯箱的溫度水平，并在此基礎上分析密封艙與貯箱表面使用不同熱控涂層和隔熱材料的效果。 圖3 為貯箱與密封艙結構示意圖，計算中密封艙壁面設置為25 ℃恒溫。

圖3 貯箱與密封艙結構示意圖Fig.3 Structure diagram of the tank and airtight cabin

對密封艙和貯箱設置了以下3 種熱控方案，如表1 所示。 計算中使用的各種材料物性參數如表2 所示。

表1 三種熱控方案Table 1 Description of thermal control scheme

表2 各項材料物性參數Table 2 Physical property parameters of various materials

3 結果

3.1 月表熱環境下仿真計算結果

對4 種太陽高度角下設置的3 種方案進行了仿真計算，對不同工況下貯箱的熱平衡結果進行對比分析。 圖4 為太陽高度角為90 ℃下，貯箱熱控方案三的溫度云圖。

圖4 δ ＝90 ℃下，方案三溫度云圖Fig.4 Temperature nephogram of scheme 3 with δ ＝90 ℃

由圖4 可以看出，月表溫度約為130 ℃，與圖1 理論計算結果相符。 由于載人月面著陸器遮擋了太陽光，下方溫度較低，最低處只有20 ℃左右；載人月面著陸器側壁面溫度在55 ℃左右；接近底部位置溫度較高，達到80 ℃左右，均滿足隔熱多層的溫度要求范圍。

對不同工況不同熱控方案下載人月面著陸器側壁內外表面的平均溫度情況進行分析，計算結果如表3、表4 所示。 表中可以看出，同種工況同種熱控方案下，溫度較高時，外表面溫度明顯高于內表面；溫度較低時，外表面溫度明顯低于內表面，這說明隔熱多層效果明顯。 同時由于密封艙和設備板為25 ℃與20 ℃恒溫源，側壁整體溫度越接近20～25 ℃，則內外表面溫差越小。

表3 載人月面著陸器側壁外表面平均溫度Table 3 Average temperature of outer surface of side wall /℃

表4 載人月面著陸器側壁內表面平均溫度Table 4 Average temperature of inner surface of side wall /℃

太陽高度角δ＝90°的熱環境為月午，是月球表面極端高溫環境，載人月面著陸器側壁內外表面溫度差在15～22 ℃。 從方案一到方案三，側壁內外表面平均溫度差逐漸降低，這是由于方案一密封艙與貯箱均不包裹隔熱多層，方案二貯箱包覆隔熱多層，方案三密封艙與貯箱均包覆隔熱多層，使得方案一中設備板、密封艙、貯箱和側壁內表面之間的熱量交換最充分，方案二次之，方案三最差。

太陽高度角δ＝45°的月表環境也為高溫環境，月表溫度為94.3 ℃左右，比太陽高度角δ＝90°的環境下低30 ℃，相差不大，同時受曬側側壁外表面受到太陽光45°照射，太陽光照射和月表紅外輻射的同時作用使受曬側側壁溫度高于太陽高度角δ＝90°的環境下同側側壁溫度。 3 種方案下，受曬側載人月面著陸器外表面溫度差的變化規律與太陽高度角δ＝90°的環境下一致，由于陰影側側壁溫度在20～25 ℃之間，內外表面溫度差幾乎可以忽略。

太陽高度角δ＝15°的月表環境下，月表溫度僅為12.6 ℃左右，載人月面著陸器側壁受曬側與陰影側溫度差別很大。 受曬側外表面受到太陽光15°照射，溫度在32.8 ℃左右，3 種方案下內表面溫度變化較小，但內外表面溫度差變化規律仍與太陽高度角δ＝90°和太陽高度角δ＝45°下受曬側一致。 陰影側溫度較低，3 種方案下載人月面著陸器側壁外表面溫度為－23.5 ℃、－30.3 ℃和－31.0 ℃，內表面溫度則分別為11.3 ℃、－1.1 ℃和－4.5 ℃，設備板、密封艙、貯箱與側壁內表面之間熱交換越充分，內表面溫度越高，外表面溫度也隨之提高。

太陽高度角δ＝1°的月表環境為相對典型的特殊熱環境，月面溫度為－127.5 ℃左右，可以認為是月球的日出時刻，月表溫度為月夜最低溫，太陽光平行于月表照射載人月面著陸器。 在這種環境下，太陽光幾乎直射受曬側，但由于月表溫度過低，載人月面著陸器漏熱較大，3 種熱控方案下，均只有受曬側外表面平均溫度在0 ℃以上，陰影側和底面外表面平均溫度均較低，同時仍能看出3 種方案設備板、密封艙、貯箱和側壁內表面之間的熱量交換充分性逐漸下降。

同一熱控方案下，隨太陽高度角升高，側壁內外表面溫度也隨之升高，這是由于太陽高度角升高直接導致載人月面著陸器所處月表熱環境溫度升高。 太陽高度角δ＝45°的月表環境下，側壁受曬側溫度高于太陽高度角δ＝90°的熱環境下同側側壁溫度，說明太陽光45°照射和月球表面紅外輻射的同時作用下，外熱流高于太陽高度角δ＝90°的熱環境下同側側壁受到的月表紅外輻射。

3.2 月表環境計算結果對比分析

表5 和圖5 為不同熱控方案下，載人月面著陸器兩側貯箱平均溫度及其變化趨勢。

圖5 載人著陸器貯箱平均溫度變化趨勢Fig.5 Variation trend of average tank temperature in manned lunar lander

表5 載人月面著陸器貯箱平均溫度Table 5 Average temperature of both side tanks of manned lunar lander /℃

可以看出，不同太陽高度角下，不同方案貯箱溫度的變化趨勢與側壁內外表面溫度變化趨勢一致。 以密封艙與設備板為恒溫冷源/熱源，從方案一到方案三，設備板、密封艙、貯箱和側壁內表面之間的熱量交換充分性逐漸下降，所以方案一中貯箱溫度最接近密封艙與設備板的恒定溫度，并且不同太陽高度角下貯箱溫度變化相對最平緩，更能維持相對恒定的溫度。

同一貯箱熱控方案下，受曬側貯箱溫度高于陰影側貯箱溫度，貯箱溫度隨太陽高度角升高而升高，最高溫度超過40 ℃。 太陽高度角δ＝45°的環境下，受曬側受到的月表紅外輻射與太陽光照射強度均較高，所以貯箱溫度高于太陽高度角δ＝90°的環境下同側貯箱溫度。

3.3 深冷環境計算結果對比分析

地月轉移階段熱環境為整個任務周期中的最低溫環境，這個階段載人月面著陸器的飛行姿態為輻射器對日定向，使陽光垂直照射載人月面著陸器頂部輻射器。 在這種環境下，3 種方案貯箱平均溫度如表6 所示。

表6 宇宙深冷環境同熱控方案兩側貯箱平均溫度Table 6 Average temperature of both side tanks in space cryogenic environment /℃

可以看出，方案一兩側貯箱溫度均滿足0 ℃以上的要求，正常情況下不需要額外進行主動加熱。 由于載人月面著陸器正面有艙門結構，背面則為壁體結構，結構的不同導致兩側貯箱溫度也有一些差距。

4 討論

綜合對比不同太陽高度角下不同的貯箱熱控方案，可以發現采用方案一時，從月球日出時刻到月午熱環境最惡劣的高溫環境，兩側貯箱溫度均保持在0～35 ℃之間，通過被動熱控方案可以使貯箱溫度滿足要求，認為是相對最優熱控方案。

整體來看，隨太陽高度角的升高，月球表面溫度迅速升高，載人月面著陸器側壁與貯箱溫度也隨之升高。 這是由于載人月面著陸器在月球環境下主要外熱流為來自月球表面的紅外輻射與太陽光的照射，其中來自月球表面的紅外輻射作用更為明顯。

相同太陽高度角下，載人月面著陸器受曬側側壁和貯箱溫度明顯高于陰影側，這是由于載人月面著陸器受曬側與陰影側一起受到月球表面紅外輻射之外，還受到太陽光不同角度的照射。 載人月面著陸器內部以密封艙壁和設備板為25 ℃與20 ℃的恒溫熱源/冷源，從計算結果對比中可知，方案一貯箱與密封艙外表面均采用紅外發射率較大的熱控黑漆，沒有包覆隔熱多層，使載人月面著陸器內部各部分之間可以進行充分的熱交換，溫度均勻性最好，所以貯箱與內壁面溫度最接近20～25 ℃。

當太陽高度角δ＝45°時，月表溫度為94.3 ℃左右，相對較高。 同時載人月面著陸器一側受到太陽光45°照射，在月表熱輻射和太陽光照射的同時作用下，載人月面著陸器受曬側外熱流超過月午熱環境下同側外熱流，側壁和貯箱溫度超過月午熱環境同側側壁與貯箱溫度。 地月轉移階段是整個月球探測任務中的最低溫環境，在這種環境下，方案一中貯箱溫度仍能保持在0 ℃以上。

在整個月球探測任務周期中，最高溫環境為月午時刻熱環境，最低溫環境為地月轉移階段深冷環境。 在密封艙艙壁保持25 ℃，設備板保持20 ℃恒溫的情況下，采用方案一可以在整個任務周期中，使貯箱溫度維持0～35 ℃之間，只通過被動熱控方案滿足任務中對貯箱的溫度需求，而不需使用加熱電阻和在貯箱側壁布置熱控回路等主動熱控方案，減少對能源與重量的需求。

5 結論

本文對載人月面著陸器貯箱熱控方案進行了初步研究，并得到如下結論:

1)方案一，載人月面著陸器貯箱在地月轉移階段和月面工作階段多個熱環境下，均滿足0～35 ℃溫度要求，且隔熱材料需求最少，可減少質量，是相對最優方案。

2)通過使貯箱與載人月面著陸器其他結構進行充分換熱的設計，可以不對貯箱進行主動熱控，滿足溫度要求，減少能源與質量代價。

3)工程應用中，為保證密封艙與設備板保持溫度恒定、均勻，高換熱效率的熱控流體回路、高散熱能力的輻射器和輕量化高強度的新型復合材料等技術尤為關鍵，有待突破。