嫦娥五號探測器熱平衡試驗方案設計與實現

寧獻文，蔣凡，陳陽，張棟，王玉瑩，薛淑艷

北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094

1 引言

嫦娥五號(CE-5)探測器由軌道器、返回器、著陸器與上升器組成，任務工作模式復雜、關鍵環節技術難度大且系統資源受限，4器之間既有各自獨立的功能，又有很多復用功能。熱控設計中使用了輕量化泵驅單相流體回路熱總線、高溫水升華器與異構式環路熱管等新型技術，設計方案復雜度高，技術難度大[1]，使得探測器熱平衡試驗驗證方面也面臨很大的挑戰。

航天器熱平衡試驗的首要目的是驗證熱設計的正確性，最常用的做法是在試驗中盡量真實模擬試驗對象在軌的空間外熱流、工作模式及與航天器其他部分的遮擋關系等狀態，從而獲得試驗航天器在軌的預期溫度[2-5]。理論上只要航天器以在軌狀態參加熱平衡試驗，工作模式及與航天器其他部分的遮擋關系等狀態是很容易實現的，但要實現準確模擬外熱流則非常困難[6-9]。目前國內航天器熱平衡試驗中基本都采用紅外熱流模擬方式，并盡量準確、真實[5]。

CE-5探測器組合體狀態多，構型布局復雜，如何準確模擬外熱流以及針對不同組合狀態如何安排典型試驗工況與試驗技術流程設計都成為亟需解決的難題。鑒于此，在調研以往國內外航天器熱平衡試驗技術現狀的基礎上，根據既能滿足設計驗證的要求、又可以簡化研制流程的原則，從頂層進行構建，提出一套熱平衡試驗技術與方法，解決了CE-5探測器熱平衡試驗中面臨的難題。

2 探測器熱控概述

CE-5探測器熱控系統由軌道器熱控子系統、返回器熱控子系統、著陸器熱控子系統以及上升器熱控子系統組成(見圖1)，共同完成地月轉移、環月飛行、月面軟著陸、月面無人自動采樣、月面起飛上升、月球軌道交會對接、月地轉移、地球再入等過程中各器的溫度控制功能。

圖1 探測器熱控系統組成Fig.1 Thermal control system of Chang’e-5 probe

針對面臨的熱控困難，在充分調研國內外相關技術研究現狀的基礎上，結合月面采樣短期任務特征，構建出一套熱控體制非常復雜的熱控方案[1](見圖2)，基于探測器工作模式與組合狀態，軌返組合體與著陸上升組合體各自構建熱控系統，其中返回器與軌道器熱控子系統之間各自獨立，無復用設計，著陸上升組合體之間則采用一體化熱管理設計。

圖2 CE-5探測器熱控系統示意Fig.2 Schematic diagram of Chang’e-5 probe thermal control system

軌道器采用被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統熱控方案，返回器利用異構式環路熱管作為“熱開關”解決不同階段的熱排散需求[10]，著陸上升組合體則采用輕量化泵驅單相流體回路熱總線實現能量綜合管理[11]，有效解決了月球無人自動采樣返回任務中的熱控難題。

3 探測器熱平衡試驗方案

中國航天器熱平衡試驗可以劃分為初樣(研制)熱平衡試驗和正樣(驗收)熱平衡試驗[5]。國內航天器熱平衡試驗目的一般都以驗證熱設計為主[5]，驗證熱分析模型為輔。

熱平衡試驗中基本上都采用紅外熱流模擬(吸收熱流模擬)技術，具體實現方式主要包括紅外加熱籠法、航天器表面粘貼加熱器法與紅外燈陣法，或以上3種方法的組合。從技術原理上分析，紅外熱流模擬技術具有一個明顯的不足，即當航天器構型非常復雜時，難以準確模擬它吸收的外熱流，需要針對自身構型尋求適合自己特點的紅外熱流模擬途徑[6-9]。

美軍標MIL-STD-1540D中規定熱平衡試驗分為研制熱平衡試驗和鑒定熱平衡試驗[12]，與國內航天器研制情況基本一致。但國外航天器熱平衡試驗中更加重視驗證熱分析模型， MIL-STD-1540D要求熱分析模型與試驗結果的相關性一般應在±3℃以內，歐洲航天局標準ECSS-E-10-03A也將熱分析模型相關性作為一個重要準則[13]。

對于CE-5探測器熱平衡試驗來說，主要需要討論并確定以下3個問題：

1)針對復雜探測器構型，采用何種方式模擬外熱流，能夠更為準確、真實地實現空間環境模擬；

2)針對不同組合狀態，如何安排典型試驗工況，使得熱平衡試驗能夠有效驗證探測器熱設計；

3)如何安排試驗技術流程，合理安排各個狀態熱平衡試驗的先后順序，使得整個探測器熱試驗技術流程最為優化。

下面針對以上3個問題分別進行討論分析。

3.1 外熱流模擬方式設計

參考GB/T 34515—2017《航天器熱平衡試驗方法》要求以及國內型號首發航天器研制經驗，考慮到CE-5研制時中國尚無大型太陽模擬器，外熱流模擬采用中國使用最為廣泛的紅外熱流模擬(吸收熱流模擬)技術，具體實現方式為“紅外加熱籠+加熱器”。

在采用紅外熱流模擬方式的前提下，一般認為加熱片能夠更準確地模擬復雜構型航天器的外熱流，特別是瞬態外熱流。考慮到這個因素，CE-5探測器在初樣熱平衡試驗中更多地采用這種實現方式，尤其是散熱面區域。針對正樣熱平衡試驗中散熱面不可能使用加熱片模擬外熱流的情況，還在初樣熱平衡試驗中專門安排了紅外加熱籠與加熱片2種模擬方式的對比修正工況，提前為探測器正樣熱平衡試驗提供數據與方法支撐。

此外，初樣熱平衡試驗月面工況中，著陸器7 500 N下方月面對發動機及隔熱屏的輻射影響未能準確模擬，針對這一不足，正樣熱平衡試驗中提出一種定溫板方式進行等效輻射模擬的方法(見圖3)，定溫板面向探測器一面發黑處理，定溫板在月面工況施加控溫(不超過120℃)，其他工況中要求定溫板溫度低于-80℃，盡量降低附加紅外熱流對探測器熱平衡試驗的影響。

圖3 等效月面輻射邊界模擬方法Fig.3 Equivalent lunar radiation boundary simulation method

3.2 典型試驗工況設計

根據飛行程序設計結果，CE-5探測器共有4器組合、著陸上升組合體、軌返組合體、交會對接組合體4種組合體狀態，以及上升器單器環月飛行與返回器單器再入返回2種獨立狀態。單純從試驗驗證考慮，理論上只要在軌出現的狀態均應開展熱平衡試驗進行驗證。但從提高熱平衡試驗技術、優化試驗流程、減少試驗工況、降低研制時間與經費角度來說，在能充分驗證熱控設計的前提下，還需要對探測器試驗狀態進行討論分析。

依據驗證充分、有效與全面的原則，根據設計結果，探測器僅需要開展著陸上升組合體、軌返組合體以及上升器單器3種狀態的熱平衡試驗，4器及其他組合體狀態則可以通過分析或者等效驗證的方法進行考核。

交會對接組合體屬于短期瞬態工況，可以通過軌返組合體與上升器單器狀態試驗時利用等效外熱流方法進行模擬驗證，不需要開展對接組合體狀態的熱平衡試驗。而再入返回過程無法模擬快速氣動加熱過程，參照返回式衛星與載人航天研制經驗，主要依靠熱分析驗證，也可以取消此狀態的熱平衡試驗。

而探測器取消4器真實狀態熱平衡試驗則主要基于技術流程優化考慮，其可行性與對策如下：

1)4器飛行狀態是各器熱控子系統中設計余量較大的一個狀態，屬于低溫工況，并且此時探測器能源充足，可以通過電加熱在很大程度上彌補低溫風險；

2)盡管取消了4器真實狀態的熱平衡試驗，但可以在軌返組合體、著陸上升組合體2器狀態下，以文獻[6]所提供的等效驗證方法開展4器狀態的熱平衡試驗工況驗證，且邊界條件設計時可以更為惡劣，以便保證熱控設計驗證的有效性。

綜上所述，探測器取消4器真實狀態的熱平衡試驗是完全可行的，且對策充分。對于著陸上升組合體、軌返組合體以及上升器單器3個獨立構型狀態的試驗工況，結合外部環境(外熱流)與航天器工作模式(內熱耗)，分析得出相應的高低溫試驗工況，這里不再詳述。

此外，CE-5探測器更加注重驗證熱分析模型，初樣熱平衡試驗中還專門設計了熱分析模型修正工況，并在試驗后構建了含有紅外籠、支架、真空罐等試驗設施的相關性修正模型(見圖4)，開展了熱分析模型相關性驗證工作。

圖4 熱平衡試驗相關性修正熱分析模型Fig.4 Modified thermal analysis model of thermal balance correlation

3.3 試驗技術流程設計及優化

對于熱平衡試驗研制技術流程的設計與優化，針對初樣與正樣的不同任務需求，采用了兩種不同的技術流程，匯總如下：

1)初樣階段結合熱控器與結構器兩線并行特點，將3個構型熱平衡試驗按照上升器→著陸上升組合體→軌返組合體順序串行開展，且設計的典型試驗工況更多、更全面，使熱控設計驗證更加充分、到位。技術流程優點是短期內能夠集中研制團隊全部技術與人力資源開展工作，有效規避了研制隊伍中大多數未曾有過大型熱試驗經歷所帶來的技術風險，還在一定程度上緩解了研制團隊人力資源緊張的局面。

2)正樣階段在試驗順序上，則考慮到正樣研制需求再加上熱控設計師能力的進步，試驗技術流程從初樣階段的串行改為著陸上升組合體與軌返組合體兩支線并行開展，并在典型試驗工況設置上進行了大幅優化減少，同時結合探測器熱真空試驗同步進行，很大程度上優化了探測器研制技術流程，節省了研制經費與時間。

4 試驗結果及分析

結合中國技術現狀，構建出一整套完整的CE-5探測器熱平衡試驗方案，其中空間外熱流采用專門設計的紅外吸收式外熱流模擬裝置，工況設置上取消了4器真實狀態的熱平衡試驗，結合初樣與正樣不同任務特點，提出一種優化的探測器熱平衡試驗技術流程，并在探測器初樣、正樣熱平衡試驗中得到了有效驗證。

表1給出了熱平衡試驗主要項目實現效果，再結合熱平衡試驗結果以及在軌飛行數據可以得到如下結論：

1)針對CE-5探測器專門設計的紅外吸收式外熱流模擬裝置能夠有效完成熱平衡試驗任務，試驗模擬條件有效、過程受控、試驗數據可信，通過上升器單器、著陸上升組合體及軌返組合體3種狀態的熱平衡試驗能夠有效驗證探測器熱控設計的正確性，專用紅外吸收式外熱流模擬裝置偏差造成的組合體溫度影響不超過2℃，紅外籠與加熱片2種模擬方式之間最大差異小于3℃。實測飛行數據表明,設備溫度水平均處于熱平衡試驗高低溫工況的包絡之中，進一步驗證了熱平衡試驗方案的正確性與合理性。

2)針對不同研制階段的需求和特點，構建出的熱平衡試驗技術流程優化、合理，考慮到驗證的有效性、全面性與合理性，初樣熱平衡試驗工況設置為7個階段、28個大工況(包括熱分析模型相關性修正工況)，正樣熱平衡試驗工況則縮減至5個階段、13個大工況，真空容器內實際試驗工況時間從初樣階段的55 d縮減為正樣階段的23 d，并行時間約10 d。

3)初樣熱平衡試驗中專門開展了熱分析模型的相關性驗證工作，結果表明，在CE-5探測器復雜構型前提下，絕大部分工況中85%以上的溫度測點熱分析模型與試驗結果的相關性能在±3℃以內，修正后的熱分析模型準確、可信，有力支撐了在軌飛控任務。

表1 熱平衡試驗主要項目實現結果

盡管CE-5探測器熱平衡試驗方案合理、可行，取得了良好的驗證效果，但也存在以下不足：

1)傳統紅外熱流模擬方式對航天器復雜構型的適應能力不足。無論是加熱器還是紅外籠，傳統紅外熱流模擬手段都很難準確模擬復雜幾何形狀吸收的外熱流，CE-5探測器采用的解決方案是器外形狀復雜設備盡量不參與熱平衡試驗，借鑒文獻[6]所提供的等效驗證方法開展等效驗證。但該方法一方面會在正樣階段面臨難于兼顧總體希望更多設備參與熱真空試驗的需求，另一方面會存在一個事先認為外熱流等效統計方法足夠準確的前提，盡管這個方法文獻[6-9]已經開展過相關工作，認為是可行的。

2)熱分析模型與試驗結果相關性精度不夠。盡管專門開展了熱分析模型的相關性驗證工作，但是經過修正后的熱分析模型相關性仍未達到國外同類航天器的水平[14]。主要原因是受制于紅外熱流模擬手段自身的不足，器外復雜構型設備很難準確模擬在軌外熱流，再加上為施加紅外熱流手段(特別是紅外籠)會額外帶來很多安裝支架設施，當航天器構型復雜時，相應的配套設施也會非常復雜，使得建立的試驗相關性修正模型過于復雜，引入的影響因素與變量增多，修正起來非常困難。

3)外熱流模擬手段不夠豐富。中國熱平衡試驗基本都采用紅外吸收熱流模擬技術開展，國外則有很多航天器使用太陽模擬器[15]。對于復雜構型航天器來說，太陽模擬器與紅外模擬相比，有著更高的空間熱流模擬精度，也更容易開展熱分析模型的相關性驗證。

5 結論

針對CE-5探測器熱控系統使用新技術多、難度大，以及探測器組合狀態多、任務模式與構型布局復雜等任務特點、難點，在調研分析國內外航天器熱平衡試驗技術現狀的基礎上，結合中國技術現狀，提出一套CE-5探測器熱平衡試驗方案、方法與技術流程，地面驗證結合在軌飛行結果表明：

1)取消4器真實狀態驗證工況的熱平衡試驗方案合理、可行，特殊設計的紅外吸收式外熱流模擬方式能夠有效完成熱平衡試驗任務，驗證探測器熱控設計的正確性，試驗結果可信；

2)結合探測器初樣、正樣階段研制的不同需求，設計的熱平衡技術流程優化、合理，在驗證有效性、全面性得到保證的前提下，節省了探測器研制經費與時間；

3)初樣熱平衡試驗中專門設置了熱分析模型相關性修正與外熱流方式對比工況，熱分析模型相關性修正工作使得熱分析模型更加準確、可信，外熱流方式對比工作為正樣熱平衡試驗外熱流模擬方法提供了依據。

但是，隨著航天技術的不斷進步，熱平衡試驗技術也需要不斷提高，后續可針對外熱流模擬方式、手段，重點開展復雜構型航天器的紅外熱流模擬技術研究，拓展應用太陽模擬器技術。進一步強化熱分析模型相關性驗證目的，將中國航天器熱平衡試驗從以驗證熱設計正確性為主、熱分析模型相關性為輔變為兩者并重，甚至以熱分析模型相關性為主，從而能夠更加優化我國航天器研制技術流程。