火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)氣凝膠材料熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)

鄭凱，饒煒，向艷超，張棟，張冰強(qiáng)，薛淑艷，戴承浩，葉青

1.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094 2.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094

天問(wèn)一號(hào)火星著陸巡視器是中國(guó)首個(gè)地外行星著陸航天器，著陸巡視器在火星進(jìn)入、下降、著陸(EDL)過(guò)程中大推力著陸發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間點(diǎn)火進(jìn)行反推制動(dòng)、實(shí)施動(dòng)力減速，是火星著陸探測(cè)任務(wù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。受限于探測(cè)器的總體構(gòu)型，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)嵌安裝在著陸巡視器艙體結(jié)構(gòu)的中央，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)壁面存在1 000～1 500 ℃的超高溫，會(huì)對(duì)周圍艙體結(jié)構(gòu)和設(shè)備造成極大的熱沖擊，使其因高溫受損。因此，必須采取合適的熱防護(hù)措施，隔離著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的局部超高溫。

常規(guī)衛(wèi)星發(fā)動(dòng)機(jī)和月球軟著陸動(dòng)力減速發(fā)動(dòng)機(jī)均工作在真空環(huán)境中，利用多層隔熱組件型高溫隔熱屏的多級(jí)熱輻射反射結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫輻射熱流的屏蔽與隔離效果良好、技術(shù)成熟。然而對(duì)于火星EDL過(guò)程，因火星表面存在壓力約1 000 Pa、主要成分為CO的大氣層，多層隔熱組件的隔熱性能受到內(nèi)部氣體換熱影響而顯著衰減，其在常溫下的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)由7.62×10W/(m·℃)(真空環(huán)境)增至5.43×10W/(m·℃)(1 000 Pa低壓環(huán)境)，相差2個(gè)數(shù)量級(jí)，因此適用于真空環(huán)境的發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏成熟熱防護(hù)技術(shù)無(wú)法應(yīng)用于火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)。

鑒于此，針對(duì)天問(wèn)一號(hào)火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)研發(fā)一種能夠適應(yīng)火星大氣環(huán)境的新型熱防護(hù)裝置。本文全面介紹了熱防護(hù)裝置的工作環(huán)境、基本結(jié)構(gòu)、理論分析、參數(shù)優(yōu)化、設(shè)計(jì)驗(yàn)證及飛行試驗(yàn)相關(guān)情況。

1 工作環(huán)境

熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)需考慮的環(huán)境因素包括外部火星表面熱環(huán)境及內(nèi)部的著陸發(fā)動(dòng)機(jī)熱邊界。火星表面存在稀薄干冷的大氣層，其主要成分為CO，大氣壓力約1 000 Pa，平均氣溫約-53 ℃，風(fēng)速最大可達(dá)15 m/s，火星大氣環(huán)境對(duì)隔熱材料的選取有著決定性影響。著陸發(fā)動(dòng)機(jī)在火星EDL階段動(dòng)力減速至著陸過(guò)程持續(xù)點(diǎn)火工作，標(biāo)稱工作時(shí)長(zhǎng)為110 s，穩(wěn)定點(diǎn)火時(shí)的喉部溫度最高為1 500 ℃、噴管平均溫度超過(guò)1 000 ℃，熱防護(hù)裝置構(gòu)型與隔熱層厚度應(yīng)根據(jù)著陸發(fā)動(dòng)機(jī)熱邊界進(jìn)行優(yōu)化。

2 基本結(jié)構(gòu)

氣凝膠是一種具有納米孔隙結(jié)構(gòu)的輕質(zhì)材料，在微觀上為納米尺度固體骨架構(gòu)成的三維立體網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)，網(wǎng)絡(luò)間包含著豐富的納米孔隙。由于氣凝膠骨架結(jié)構(gòu)纖細(xì)且孔隙率高、具有極低的密度和固相熱傳導(dǎo)率，并且其內(nèi)部納米孔隙能夠束縛氣體分子運(yùn)動(dòng)、消除氣體對(duì)流換熱，在有大氣的應(yīng)用環(huán)境中可實(shí)現(xiàn)更輕質(zhì)高效的隔熱。因此選用氣凝膠替代常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)隔熱屏所用的高溫多層隔熱組件，設(shè)計(jì)能適應(yīng)火星大氣環(huán)境的著陸發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)裝置。

綜合考慮隔熱性能、耐溫性能、密度等技術(shù)指標(biāo)，選用莫來(lái)石纖維氈為增強(qiáng)基體的復(fù)合納米氣凝膠作為熱防護(hù)裝置的主體隔熱材料。該材料的耐溫極限為1 200 ℃，密度為320 kg/m，比熱容為1 030 J/(kg·℃)。測(cè)得氣凝膠材料的導(dǎo)熱系數(shù)為0.018～0.053 W/(m·℃)，具體數(shù)值與應(yīng)用環(huán)境有關(guān)。具體來(lái)看，在地面常壓環(huán)境中，常溫和900 ℃高溫下的導(dǎo)熱系數(shù)分別為0.025、0.053 W/(m·℃)；在模擬火星環(huán)境的氣氛中，常溫和1 200 ℃高溫下的導(dǎo)熱系數(shù)分別為0.018 、0.045 W/(m·℃)。需要說(shuō)明的是，火星氣氛下的高溫導(dǎo)熱系數(shù)受測(cè)試條件所限無(wú)法直接測(cè)量，該數(shù)值是根據(jù)5.2節(jié)熱防護(hù)裝置整體隔熱性能試驗(yàn)數(shù)據(jù)通過(guò)反演擬合得到的。

著陸發(fā)動(dòng)機(jī)氣凝膠熱防護(hù)裝置組成結(jié)構(gòu)如圖1 所示。發(fā)動(dòng)機(jī)推力室為軸對(duì)稱外形，包括頭部噴注器、圓柱形燃燒室段、雙圓弧噴管收斂段及喉部、圓錐形噴管擴(kuò)張段，發(fā)動(dòng)機(jī)頭部外側(cè)設(shè)置安裝法蘭，用于與熱防護(hù)裝置的對(duì)接裝配。氣凝膠熱防護(hù)裝置由氣凝膠隔熱層與鋁合金支架兩部分組成，鋁合金支架為氣凝膠隔熱層提供機(jī)械接口和有效支撐，氣凝膠層與支架之間采用耐高溫硅橡膠粘接固定，硅橡膠粘接層使用溫度不超過(guò)120 ℃，顯著低于硅橡膠材料的熱分解溫度。為簡(jiǎn)化氣凝膠模具成型工藝，熱防護(hù)裝置整體設(shè)計(jì)為環(huán)繞著陸發(fā)動(dòng)機(jī)一周的錐形筒結(jié)構(gòu)。為實(shí)現(xiàn)與發(fā)動(dòng)機(jī)的對(duì)接裝配，熱防護(hù)裝置在周向分解為兩塊完全相同的半錐形筒。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)嵌入到艙體結(jié)構(gòu)內(nèi)部的深度確定熱防護(hù)裝置的高度，而其外形錐度和氣凝膠層厚度則需要通過(guò)優(yōu)化計(jì)算確定。

圖1 氣凝膠熱防護(hù)裝置結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of aerogel-based thermal protector

氣凝膠在飛行力學(xué)環(huán)境作用下會(huì)逸出粉末狀多余物，污染探測(cè)器器上設(shè)備。為此采用外部封裝結(jié)構(gòu)阻止多余物擴(kuò)散，首先在氣凝膠表面包覆一層致密的石墨紙薄膜，然后整體包覆莫來(lái)石布，最后用莫來(lái)石線將其縫制成一體，形成氣凝膠隔熱層組件。經(jīng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證，氣凝膠層封裝結(jié)構(gòu)的多余物逸出量及熱防護(hù)裝置整體的力學(xué)性能均滿足飛行使用要求。

3 理論分析

根據(jù)著陸過(guò)程流場(chǎng)分析結(jié)果，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作時(shí)產(chǎn)生的高溫燃?xì)庠诨鹦谴髿鈮簭?qiáng)作用下呈束狀流動(dòng)，不會(huì)與熱防護(hù)裝置發(fā)生直接接觸。外部低溫火星大氣沿?zé)岱雷o(hù)裝置內(nèi)壁流入熱防護(hù)裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)之間形成低速漩渦，并在噴流引射作用下隨發(fā)動(dòng)機(jī)高速燃?xì)庀蛳铝鲃?dòng)，熱防護(hù)裝置內(nèi)部低速流場(chǎng)對(duì)熱防護(hù)裝置內(nèi)表面和發(fā)動(dòng)機(jī)壁面具有對(duì)流冷卻效果，但并不顯著。熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)中，在計(jì)算其內(nèi)表面熱交換時(shí)僅計(jì)算了內(nèi)表面與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的輻射熱交換，而忽略了內(nèi)部流場(chǎng)的對(duì)流冷卻作為熱防護(hù)裝置隔熱設(shè)計(jì)的余量。

相對(duì)于熱防護(hù)裝置內(nèi)表面所受發(fā)動(dòng)機(jī)壁面超高溫輻射熱流，經(jīng)氣凝膠層隔熱后向外散出的熱量可忽略，因此氣凝膠層可近似為絕熱邊界，據(jù)此利用能量守恒定律求解內(nèi)表面溫度。如圖2所示，將發(fā)動(dòng)機(jī)壁面沿軸向離散為個(gè)節(jié)點(diǎn)(令各節(jié)點(diǎn)的溫度分別為,,…,，各節(jié)點(diǎn)的面積分別為,,…,，各節(jié)點(diǎn)對(duì)熱防護(hù)裝置的角系數(shù)分別為,,…,)，在熱防護(hù)裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)之間下方的敞口處構(gòu)建輔助黑表面，使參與輻射換熱的表面形成封閉腔。由于氣凝膠層為絕熱邊界，熱通量為0，可據(jù)此建立能量平衡方程：

(1)

式中：為熱通量；為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)；、和分別為氣凝膠層表面的紅外發(fā)射率、溫度和面積；為發(fā)動(dòng)機(jī)壁面紅外發(fā)射率；、和分別為發(fā)動(dòng)機(jī)壁面節(jié)點(diǎn)的溫度、面積和角系數(shù)；、和分別為空心錐臺(tái)下端敞口處所構(gòu)建的輔助黑表面的溫度、面積和對(duì)熱防護(hù)裝置角系數(shù)。

圖2 內(nèi)表面換熱理論分析模型Fig.2 Theoretical analysis model of inner surface heat transfer

求解式(1)可得氣凝膠層表面溫度，然后根據(jù)材料耐溫極限要求對(duì)其進(jìn)行校核。當(dāng)熱防護(hù)裝置外形錐度即圖2所示半錐角越大時(shí)，熱防護(hù)裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)壁面之間的距離越遠(yuǎn)，則發(fā)動(dòng)機(jī)壁面各節(jié)點(diǎn)對(duì)熱防護(hù)裝置的角系數(shù),,…,越小，根據(jù)式(1)可知?dú)饽z層表面的溫度可隨之降低。然而熱防護(hù)裝置外形錐度增大會(huì)導(dǎo)致其輪廓尺寸和重量代價(jià)的增加。

將航天器離散成個(gè)節(jié)點(diǎn)，并對(duì)熱防護(hù)裝置外表面即支架表面建立能量平衡方程:

(2)

式中：和分別為氣凝膠層的導(dǎo)熱系數(shù)和厚度；′、′、′和′分別為熱防護(hù)裝置支架表面的溫度、面積、太陽(yáng)吸收比和紅外發(fā)射率；和分別為熱防護(hù)裝置支架的重量和比熱容；為時(shí)間；和分別為環(huán)境氣體的對(duì)流換熱系數(shù)和溫度；為太陽(yáng)輻射熱流密度；、和分別為熱防護(hù)裝置支架相對(duì)太陽(yáng)輻射、火星太陽(yáng)反照和火星紅外輻射的幾何角系數(shù)；為火星表面對(duì)太陽(yáng)輻射的反照熱流密度；為火星表面的紅外輻射熱流密度；為熱防護(hù)裝置支架相對(duì)航天器上節(jié)點(diǎn)的吸收因子；為航天器上節(jié)點(diǎn)的紅外發(fā)射率；為熱防護(hù)裝置支架與航天器上節(jié)點(diǎn)之間的熱傳導(dǎo)換熱系數(shù)。參考國(guó)外火星探測(cè)器相關(guān)數(shù)據(jù)，天問(wèn)一號(hào)著陸區(qū)域和著陸時(shí)間對(duì)應(yīng)的火星地表大氣溫度約為-60～-40 ℃。根據(jù)平板對(duì)流傳熱關(guān)系式計(jì)算可得當(dāng)?shù)蛪篊O來(lái)流速度由2 m/s(探測(cè)器下降速度)增加到15 m/s(火星地表最大風(fēng)速)時(shí)，對(duì)流換熱系數(shù)會(huì)從0.39 W/(m·℃)增加到1.50 W/(m·℃)。

求解式(2)可得熱防護(hù)裝置支架溫度′，然后根據(jù)在軌飛行使用隔熱性能要求對(duì)其進(jìn)行校核。根據(jù)式(2)可知，基于納米孔隙結(jié)構(gòu)的氣凝膠材料在大氣環(huán)境中具有極低的導(dǎo)熱系數(shù)，使其在實(shí)現(xiàn)同等隔熱性能時(shí)所需隔熱材料厚度更小，從而達(dá)成熱防護(hù)裝置整體的輕質(zhì)和高效。

4 參數(shù)優(yōu)化

基于第3節(jié)的理論分析，根據(jù)熱防護(hù)裝置的組成結(jié)構(gòu)和傳熱理論模型進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算，對(duì)熱防護(hù)裝置的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在遵循小尺寸、輕量化設(shè)計(jì)原則的前提下，使裝置隔熱性能與材料耐溫性能均滿足相應(yīng)的要求。

4.1 錐度優(yōu)化

根據(jù)氣凝膠材料耐溫極限(1 200 ℃)對(duì)熱防護(hù)裝置的外形錐度進(jìn)行設(shè)計(jì)，使氣凝膠層在溫度滿足耐溫極限要求的同時(shí)，盡量減小其錐度、減輕裝置重量、緩解整器構(gòu)形布局緊張。考慮10%的設(shè)計(jì)裕度，氣凝膠層最高溫度按照1 080 ℃進(jìn)行設(shè)計(jì)，并通過(guò)計(jì)算不同外形錐度下的溫度得到滿足該溫度要求的錐度臨界值。采用著陸發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位提供的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定點(diǎn)火工作時(shí)的壁面溫度數(shù)據(jù)作為熱防護(hù)計(jì)算的定溫邊界條件，計(jì)算在不同半錐角條件下內(nèi)表面氣凝膠層溫度沿軸線方向的分布曲線，結(jié)果如圖3(a)所示，圖中同時(shí)給出了著陸發(fā)動(dòng)機(jī)壁面溫度的軸向分布曲線。根據(jù)計(jì)算結(jié)果可知，受發(fā)動(dòng)機(jī)喉部1 500 ℃超高溫的影響，氣凝膠層最高溫度也出現(xiàn)在軸向與發(fā)動(dòng)機(jī)喉部相近的位置，且最高溫度隨半錐角的增大而逐漸降低。當(dāng)半錐角達(dá)到15°以上時(shí)，氣凝膠層最高溫度可降至1 080 ℃，滿足設(shè)計(jì)要求。因此熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)為半錐角15°的錐筒外形。

圖3 氣凝膠熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)優(yōu)化Fig.3 Design optimization of aerogel-based thermal protector

4.2 厚度優(yōu)化

為保證周圍艙體和設(shè)備安全，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火期間熱防護(hù)裝置外表面即支架的溫度應(yīng)低于120 ℃。據(jù)此對(duì)氣凝膠層的厚度進(jìn)行設(shè)計(jì)，使裝置整體隔熱性能滿足要求，且盡量輕薄。通過(guò)計(jì)算不同厚度條件下的溫升曲線獲取滿足溫度要求的厚度臨界值。將氣凝膠層表面設(shè)置為1 200 ℃定溫邊界，計(jì)算不同氣凝膠層厚度相對(duì)應(yīng)的熱防護(hù)裝置外表面溫升曲線，結(jié)果如圖3(b)所示。著陸發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)稱點(diǎn)火時(shí)長(zhǎng)為110 s，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后熱返浸過(guò)程的溫升，在優(yōu)化計(jì)算中將高溫邊界的持續(xù)時(shí)間簡(jiǎn)化加嚴(yán)處理為200 s。根據(jù)計(jì)算結(jié)果可知，氣凝膠層厚度的增加會(huì)使熱防護(hù)裝置外表面最高溫度隨之降低。但隨著厚度的進(jìn)一步增大，溫度降幅逐漸變緩。當(dāng)氣凝膠層厚度增加至12 mm 時(shí)，熱防護(hù)裝置外表面最高溫度可降至100 ℃以下，能滿足設(shè)計(jì)要求且有足夠的裕度。因此氣凝膠層厚度設(shè)計(jì)為12 mm。

5 設(shè)計(jì)驗(yàn)證

5.1 仿真分析

采用Thermal Desktop熱分析軟件建立三維瞬態(tài)仿真分析模型，計(jì)算動(dòng)力減速階段著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)氣凝膠熱防護(hù)裝置的瞬態(tài)傳熱過(guò)程及著陸發(fā)動(dòng)機(jī)周圍艙體結(jié)構(gòu)與設(shè)備的溫度場(chǎng)，對(duì)氣凝膠熱防護(hù)裝置的設(shè)計(jì)有效性進(jìn)行初步驗(yàn)證。氣凝膠材料熱物性按第2節(jié)所列參數(shù)進(jìn)行設(shè)置，其中導(dǎo)熱系數(shù)設(shè)置為火星氣氛下隨溫度變化的參數(shù)，即常溫和1 200 ℃高溫下分別為0.018、0.045 W/(m·℃)。仿真分析的邊界條件包括：① 著 陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的壁面高溫定溫邊界，具體見(jiàn)圖3(a)中發(fā)動(dòng)機(jī)壁溫曲線；② 外部火星環(huán)境氣體對(duì)流換熱邊界，根據(jù)第3節(jié)所述對(duì)流換熱參數(shù)，采取最嚴(yán)苛的高溫條件(環(huán)境溫度設(shè)為-40 ℃、對(duì)流換熱系數(shù)取為0.39 W/(m·℃))；③ 空間外熱流邊界，根據(jù)天問(wèn)一號(hào)著陸緯度和時(shí)間，著陸火星表面時(shí)接收的太陽(yáng)輻射熱流總量為502 W/m，火星紅外輻射熱流總量為465 W/m。

計(jì)算得到氣凝膠熱防護(hù)裝置溫度變化曲線如圖4所示，內(nèi)表面最高溫度1 026 ℃，外表面最高溫度為89 ℃。著陸時(shí)刻整器溫度分布如圖5所示，被防護(hù)艙體結(jié)構(gòu)和設(shè)備的溫度為-20～70 ℃。仿真分析結(jié)果表明氣凝膠熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)合理可行，高溫隔熱性能滿足在軌使用要求。

圖4 氣凝膠熱防護(hù)裝置溫度變化仿真結(jié)果Fig.4 Simulation results of temperature variation of aerogel-based thermal protector

圖5 著陸時(shí)刻溫度場(chǎng)仿真結(jié)果Fig.5 Simulation result of temperature field at landing time

5.2 地面試驗(yàn)

對(duì)第2節(jié)所述的氣凝膠熱防護(hù)裝置設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了工程實(shí)現(xiàn)，開(kāi)展與著陸發(fā)動(dòng)機(jī)的聯(lián)合試車地面試驗(yàn)考核氣凝膠熱防護(hù)裝置的隔熱性能，并驗(yàn)證其對(duì)高溫邊界的適應(yīng)性。聯(lián)合試車地面試驗(yàn)系統(tǒng)如圖6所示。試驗(yàn)時(shí)，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)按照在軌工作程序及推力進(jìn)行點(diǎn)火工作，實(shí)現(xiàn)對(duì)高溫?zé)崃鬟吔绲恼鎸?shí)模擬。試驗(yàn)艙內(nèi)氣體壓力維持與火星表面氣壓相近，以實(shí)現(xiàn)對(duì)火星低壓氣氛的準(zhǔn)確模擬。真空罐壁及罐內(nèi)氣體為地面常溫狀態(tài)，外部熱邊界相對(duì)火星表面低于-40 ℃的低溫大氣環(huán)境條件更為嚴(yán)苛。整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中，熱防護(hù)裝置內(nèi)表面最高溫度為963 ℃、外表面最高溫度為113 ℃，氣凝膠層在經(jīng)歷高溫之后外觀良好，熱防護(hù)裝置在試驗(yàn)前后狀態(tài)一致。地面試驗(yàn)結(jié)果表明，熱防護(hù)裝置能適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的高溫?zé)崃鬟吔纾以诘蛪簹夥罩械母魺嵝阅軡M足設(shè)計(jì)要求。

5.3 與常規(guī)隔熱屏性能比較

大推力發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏通常使用多層隔熱組件作為隔熱材料，為比較其與氣凝膠隔熱層的性能差異，對(duì)多層隔熱組件在火星氣氛下的高溫隔熱性能進(jìn)行了測(cè)試。多層隔熱組件試驗(yàn)件由3部分組成：① 高溫多層，由5層耐高溫高硅氧玻璃纖維布與4層鋁箔交疊組成，可耐溫650 ℃；② 中 溫多層，由9層雙面鍍鋁聚酰亞胺膜與8層鋁箔交疊組成，可耐溫400 ℃；③ 低溫多層，由6層雙面鍍鋁聚酯膜與5層滌綸網(wǎng)交疊組成，可耐溫180 ℃。試驗(yàn)件實(shí)測(cè)的面密度為1.28 kg/m。被防護(hù)件為與試驗(yàn)件尺寸相同的1.5 mm厚鋁板。在真空高溫試驗(yàn)系統(tǒng)基礎(chǔ)上，往真空罐內(nèi)通入1 000 Pa左右CO氣體模擬火星氣氛。真空罐壁溫度通過(guò)加熱控溫維持在初始溫度50 ℃，模擬外部熱邊界。采用紅外熱源加熱的方式控制試驗(yàn)件面膜溫度達(dá)到650 ℃，并維持高溫100 s，之后關(guān)閉熱源并迅速挪開(kāi)試驗(yàn)件，測(cè)量整個(gè)過(guò)程試驗(yàn)件各層溫度的變化情況，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表1。可見(jiàn)試驗(yàn)件各層及被防護(hù)件最高溫度均已接近允許溫度的要求，隔熱性能已達(dá)上限。測(cè)試及分析結(jié)果表明，在650 ℃高溫及1 000 Pa氣氛條件下，經(jīng)3.5 mm厚氣凝膠層隔熱后的被防護(hù)件最高溫度低于95 ℃，與該多層隔熱組件試驗(yàn)件具有相同的隔熱性能，而3.5 mm厚氣凝膠層面密度為1.12 kg/m，相較多層隔熱組件減重14.3%。對(duì)比可知在火星氣氛下，為實(shí)現(xiàn)相同的防隔熱功能，氣凝膠熱防護(hù)裝置比常規(guī)隔熱屏需要的重量代價(jià)更低、性能更優(yōu)。

圖6 氣凝膠熱防護(hù)裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合試車地面試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.6 Ground test system for combined test run of aerogel-based thermal protector and engine

此外，常規(guī)隔熱屏由數(shù)層薄膜材料交疊組成，安裝時(shí)還需劃分成多個(gè)區(qū)塊進(jìn)行分區(qū)安裝，制作及搭接裝配工藝復(fù)雜，搭縫處還存在漏熱風(fēng)險(xiǎn)；而氣凝膠熱防護(hù)裝置為一體化構(gòu)型，結(jié)構(gòu)緊湊，安裝、維修及更換方便，可靠性高。

6 飛行結(jié)果

2020年7月23日，天問(wèn)一號(hào)探測(cè)器在海南文昌成功發(fā)射，經(jīng)過(guò)地火轉(zhuǎn)移、火星捕獲和火星停泊階段后，于2021年5月15日著陸巡視器與環(huán)繞器兩器分離并實(shí)施EDL過(guò)程，成功軟著陸于火星表面，首次實(shí)現(xiàn)中國(guó)地外行星軟著陸。

動(dòng)力減速至著陸過(guò)程中，熱防護(hù)裝置外表面溫度測(cè)點(diǎn)的遙測(cè)數(shù)據(jù)如圖7所示，可知外表面溫度低于70 ℃，遙測(cè)結(jié)果表明氣凝膠熱防護(hù)裝置在軌工作正常、性能良好，充分屏蔽了火星EDL動(dòng)力減速過(guò)程著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火高溫。圖7中同時(shí)給出了熱防護(hù)裝置外表面溫度的仿真分析結(jié)果，對(duì)比可知外表面溫度的仿真分析結(jié)果略高于遙測(cè)數(shù)據(jù)，其原因在于火星低溫環(huán)境氣體在熱防護(hù)裝置內(nèi)部與發(fā)動(dòng)機(jī)之間形成了低速流場(chǎng)，對(duì)熱防護(hù)裝置內(nèi)表面和發(fā)動(dòng)機(jī)壁面都有一定的對(duì)流冷卻效果，而在設(shè)計(jì)和分析中僅考慮了熱防護(hù)裝置外部的流場(chǎng)，忽略了這部分內(nèi)部流場(chǎng)，導(dǎo)致熱防護(hù)設(shè)計(jì)偏保守，仍有一定改進(jìn)空間。

表1 火星大氣環(huán)境下多層隔熱組件高溫隔熱性能測(cè)試結(jié)果Table 1 Thermal performance test results of multilayer insulator at high temperature in Martian atmosphere

圖7 氣凝膠熱防護(hù)裝置外表面遙測(cè)溫度與分析溫度對(duì)比Fig.7 Comparison of telemetric temperature and simulation temperature of aerogel-based thermal protector’s outer surface

7 結(jié) 論

本文針對(duì)天問(wèn)一號(hào)火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)超高溫?zé)岱雷o(hù)難題，提出了一種能適應(yīng)火星大氣環(huán)境的氣凝膠熱防護(hù)裝置，通過(guò)設(shè)計(jì)優(yōu)化、設(shè)計(jì)驗(yàn)證及在軌飛行試驗(yàn)得出以下結(jié)論：

1) 在有大氣的應(yīng)用環(huán)境中，氣凝膠熱防護(hù)裝置更加輕質(zhì)和高效，顯著優(yōu)于常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏。

2) 熱防護(hù)裝置外形錐度會(huì)影響氣凝膠層的最高溫度與耐溫性能，氣凝膠層厚度會(huì)影響熱防護(hù)裝置的隔熱性能，需要通過(guò)設(shè)計(jì)優(yōu)化在性能與重量代價(jià)之間找到合適的平衡點(diǎn)。

3) 天問(wèn)一號(hào)在軌遙測(cè)結(jié)果表明，火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)時(shí)間點(diǎn)火時(shí)的超高溫?zé)崃鹘?jīng)氣凝膠層屏蔽與隔離之后，氣凝膠熱防護(hù)裝置外表面溫度不超過(guò)70 ℃。氣凝膠熱防護(hù)裝置有效保障了火星軟著陸過(guò)程的安全。