火星著陸發(fā)動機氣凝膠材料熱防護裝置設計

鄭凱，饒煒，向艷超，張棟，張冰強，薛淑艷，戴承浩，葉青

1.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 2.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094

天問一號火星著陸巡視器是中國首個地外行星著陸航天器，著陸巡視器在火星進入、下降、著陸(EDL)過程中大推力著陸發(fā)動機長時間點火進行反推制動、實施動力減速，是火星著陸探測任務的關鍵環(huán)節(jié)。受限于探測器的總體構型，著陸發(fā)動機內(nèi)嵌安裝在著陸巡視器艙體結構的中央，發(fā)動機點火時壁面存在1 000～1 500 ℃的超高溫，會對周圍艙體結構和設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措施，隔離著陸發(fā)動機點火時的局部超高溫。

常規(guī)衛(wèi)星發(fā)動機和月球軟著陸動力減速發(fā)動機均工作在真空環(huán)境中，利用多層隔熱組件型高溫隔熱屏的多級熱輻射反射結構實現(xiàn)對發(fā)動機高溫輻射熱流的屏蔽與隔離效果良好、技術成熟。然而對于火星EDL過程，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，其在常溫下的當量導熱系數(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個數(shù)量級，因此適用于真空環(huán)境的發(fā)動機高溫隔熱屏成熟熱防護技術無法應用于火星著陸發(fā)動機。

鑒于此，針對天問一號火星著陸發(fā)動機研發(fā)一種能夠適應火星大氣環(huán)境的新型熱防護裝置。本文全面介紹了熱防護裝置的工作環(huán)境、基本結構、理論分析、參數(shù)優(yōu)化、設計驗證及飛行試驗相關情況。

1 工作環(huán)境

熱防護裝置設計需考慮的環(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)動機熱邊界?；鹦潜砻娲嬖谙”「衫涞拇髿鈱?，其主要成分為CO，大氣壓力約1 000 Pa，平均氣溫約-53 ℃，風速最大可達15 m/s，火星大氣環(huán)境對隔熱材料的選取有著決定性影響。著陸發(fā)動機在火星EDL階段動力減速至著陸過程持續(xù)點火工作，標稱工作時長為110 s，穩(wěn)定點火時的喉部溫度最高為1 500 ℃、噴管平均溫度超過1 000 ℃，熱防護裝置構型與隔熱層厚度應根據(jù)著陸發(fā)動機熱邊界進行優(yōu)化。

2 基本結構

氣凝膠是一種具有納米孔隙結構的輕質(zhì)材料，在微觀上為納米尺度固體骨架構成的三維立體網(wǎng)絡結構，網(wǎng)絡間包含著豐富的納米孔隙。由于氣凝膠骨架結構纖細且孔隙率高、具有極低的密度和固相熱傳導率，并且其內(nèi)部納米孔隙能夠束縛氣體分子運動、消除氣體對流換熱，在有大氣的應用環(huán)境中可實現(xiàn)更輕質(zhì)高效的隔熱。因此選用氣凝膠替代常規(guī)發(fā)動機隔熱屏所用的高溫多層隔熱組件，設計能適應火星大氣環(huán)境的著陸發(fā)動機熱防護裝置。

綜合考慮隔熱性能、耐溫性能、密度等技術指標，選用莫來石纖維氈為增強基體的復合納米氣凝膠作為熱防護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·℃)。測得氣凝膠材料的導熱系數(shù)為0.018～0.053 W/(m·℃)，具體數(shù)值與應用環(huán)境有關。具體來看，在地面常壓環(huán)境中，常溫和900 ℃高溫下的導熱系數(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 ℃高溫下的導熱系數(shù)分別為0.018 、0.045 W/(m·℃)。需要說明的是，火星氣氛下的高溫導熱系數(shù)受測試條件所限無法直接測量，該數(shù)值是根據(jù)5.2節(jié)熱防護裝置整體隔熱性能試驗數(shù)據(jù)通過反演擬合得到的。

著陸發(fā)動機氣凝膠熱防護裝置組成結構如圖1 所示。發(fā)動機推力室為軸對稱外形，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、圓錐形噴管擴張段，發(fā)動機頭部外側設置安裝法蘭，用于與熱防護裝置的對接裝配。氣凝膠熱防護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120 ℃，顯著低于硅橡膠材料的熱分解溫度。為簡化氣凝膠模具成型工藝，熱防護裝置整體設計為環(huán)繞著陸發(fā)動機一周的錐形筒結構。為實現(xiàn)與發(fā)動機的對接裝配，熱防護裝置在周向分解為兩塊完全相同的半錐形筒。根據(jù)發(fā)動機嵌入到艙體結構內(nèi)部的深度確定熱防護裝置的高度，而其外形錐度和氣凝膠層厚度則需要通過優(yōu)化計算確定。

圖1 氣凝膠熱防護裝置結構Fig.1 Structure of aerogel-based thermal protector

氣凝膠在飛行力學環(huán)境作用下會逸出粉末狀多余物，污染探測器器上設備。為此采用外部封裝結構阻止多余物擴散，首先在氣凝膠表面包覆一層致密的石墨紙薄膜，然后整體包覆莫來石布，最后用莫來石線將其縫制成一體，形成氣凝膠隔熱層組件。經(jīng)力學環(huán)境試驗驗證，氣凝膠層封裝結構的多余物逸出量及熱防護裝置整體的力學性能均滿足飛行使用要求。

3 理論分析

根據(jù)著陸過程流場分析結果，著陸發(fā)動機點火工作時產(chǎn)生的高溫燃氣在火星大氣壓強作用下呈束狀流動，不會與熱防護裝置發(fā)生直接接觸。外部低溫火星大氣沿熱防護裝置內(nèi)壁流入熱防護裝置與發(fā)動機之間形成低速漩渦，并在噴流引射作用下隨發(fā)動機高速燃氣向下流動，熱防護裝置內(nèi)部低速流場對熱防護裝置內(nèi)表面和發(fā)動機壁面具有對流冷卻效果，但并不顯著。熱防護裝置設計中，在計算其內(nèi)表面熱交換時僅計算了內(nèi)表面與發(fā)動機之間的輻射熱交換，而忽略了內(nèi)部流場的對流冷卻作為熱防護裝置隔熱設計的余量。

相對于熱防護裝置內(nèi)表面所受發(fā)動機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)動機壁面沿軸向離散為個節(jié)點(令各節(jié)點的溫度分別為,,…,，各節(jié)點的面積分別為,,…,，各節(jié)點對熱防護裝置的角系數(shù)分別為,,…,)，在熱防護裝置與發(fā)動機之間下方的敞口處構建輔助黑表面，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)動機壁面紅外發(fā)射率；、和分別為發(fā)動機壁面節(jié)點的溫度、面積和角系數(shù)；、和分別為空心錐臺下端敞口處所構建的輔助黑表面的溫度、面積和對熱防護裝置角系數(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其進行校核。當熱防護裝置外形錐度即圖2所示半錐角越大時，熱防護裝置與發(fā)動機壁面之間的距離越遠，則發(fā)動機壁面各節(jié)點對熱防護裝置的角系數(shù),,…,越小，根據(jù)式(1)可知氣凝膠層表面的溫度可隨之降低。然而熱防護裝置外形錐度增大會導致其輪廓尺寸和重量代價的增加。

將航天器離散成個節(jié)點，并對熱防護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熱系數(shù)和厚度；′、′、′和′分別為熱防護裝置支架表面的溫度、面積、太陽吸收比和紅外發(fā)射率；和分別為熱防護裝置支架的重量和比熱容；為時間；和分別為環(huán)境氣體的對流換熱系數(shù)和溫度；為太陽輻射熱流密度；、和分別為熱防護裝置支架相對太陽輻射、火星太陽反照和火星紅外輻射的幾何角系數(shù)；為火星表面對太陽輻射的反照熱流密度；為火星表面的紅外輻射熱流密度；為熱防護裝置支架相對航天器上節(jié)點的吸收因子；為航天器上節(jié)點的紅外發(fā)射率；為熱防護裝置支架與航天器上節(jié)點之間的熱傳導換熱系數(shù)。參考國外火星探測器相關數(shù)據(jù)，天問一號著陸區(qū)域和著陸時間對應的火星地表大氣溫度約為-60～-40 ℃。根據(jù)平板對流傳熱關系式計算可得當?shù)蛪篊O來流速度由2 m/s(探測器下降速度)增加到15 m/s(火星地表最大風速)時，對流換熱系數(shù)會從0.39 W/(m·℃)增加到1.50 W/(m·℃)。

求解式(2)可得熱防護裝置支架溫度′，然后根據(jù)在軌飛行使用隔熱性能要求對其進行校核。根據(jù)式(2)可知，基于納米孔隙結構的氣凝膠材料在大氣環(huán)境中具有極低的導熱系數(shù)，使其在實現(xiàn)同等隔熱性能時所需隔熱材料厚度更小，從而達成熱防護裝置整體的輕質(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)熱防護裝置的組成結構和傳熱理論模型進行數(shù)值仿真計算，對熱防護裝置的關鍵參數(shù)進行優(yōu)化設計，在遵循小尺寸、輕量化設計原則的前提下，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 ℃)對熱防護裝置的外形錐度進行設計，使氣凝膠層在溫度滿足耐溫極限要求的同時，盡量減小其錐度、減輕裝置重量、緩解整器構形布局緊張。考慮10%的設計裕度，氣凝膠層最高溫度按照1 080 ℃進行設計，并通過計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)動機設計單位提供的發(fā)動機穩(wěn)定點火工作時的壁面溫度數(shù)據(jù)作為熱防護計算的定溫邊界條件，計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，結果如圖3(a)所示，圖中同時給出了著陸發(fā)動機壁面溫度的軸向分布曲線。根據(jù)計算結果可知，受發(fā)動機喉部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)動機喉部相近的位置，且最高溫度隨半錐角的增大而逐漸降低。當半錐角達到15°以上時，氣凝膠層最高溫度可降至1 080 ℃，滿足設計要求。因此熱防護裝置設計為半錐角15°的錐筒外形。

圖3 氣凝膠熱防護裝置設計優(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備安全，發(fā)動機點火期間熱防護裝置外表面即支架的溫度應低于120 ℃。據(jù)此對氣凝膠層的厚度進行設計，使裝置整體隔熱性能滿足要求，且盡量輕薄。通過計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。將氣凝膠層表面設置為1 200 ℃定溫邊界，計算不同氣凝膠層厚度相對應的熱防護裝置外表面溫升曲線，結果如圖3(b)所示。著陸發(fā)動機標稱點火時長為110 s，考慮發(fā)動機關機后熱返浸過程的溫升，在優(yōu)化計算中將高溫邊界的持續(xù)時間簡化加嚴處理為200 s。根據(jù)計算結果可知，氣凝膠層厚度的增加會使熱防護裝置外表面最高溫度隨之降低。但隨著厚度的進一步增大，溫度降幅逐漸變緩。當氣凝膠層厚度增加至12 mm 時，熱防護裝置外表面最高溫度可降至100 ℃以下，能滿足設計要求且有足夠的裕度。因此氣凝膠層厚度設計為12 mm。

5 設計驗證

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，計算動力減速階段著陸發(fā)動機點火時氣凝膠熱防護裝置的瞬態(tài)傳熱過程及著陸發(fā)動機周圍艙體結構與設備的溫度場，對氣凝膠熱防護裝置的設計有效性進行初步驗證。氣凝膠材料熱物性按第2節(jié)所列參數(shù)進行設置，其中導熱系數(shù)設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)動機點火時的壁面高溫定溫邊界，具體見圖3(a)中發(fā)動機壁溫曲線；② 外部火星環(huán)境氣體對流換熱邊界，根據(jù)第3節(jié)所述對流換熱參數(shù)，采取最嚴苛的高溫條件(環(huán)境溫度設為-40 ℃、對流換熱系數(shù)取為0.39 W/(m·℃))；③ 空間外熱流邊界，根據(jù)天問一號著陸緯度和時間，著陸火星表面時接收的太陽輻射熱流總量為502 W/m，火星紅外輻射熱流總量為465 W/m。

計算得到氣凝膠熱防護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 ℃。著陸時刻整器溫度分布如圖5所示，被防護艙體結構和設備的溫度為-20～70 ℃。仿真分析結果表明氣凝膠熱防護裝置設計合理可行，高溫隔熱性能滿足在軌使用要求。

圖4 氣凝膠熱防護裝置溫度變化仿真結果Fig.4 Simulation results of temperature variation of aerogel-based thermal protector

圖5 著陸時刻溫度場仿真結果Fig.5 Simulation result of temperature field at landing time

5.2 地面試驗

對第2節(jié)所述的氣凝膠熱防護裝置設計方案進行了工程實現(xiàn)，開展與著陸發(fā)動機的聯(lián)合試車地面試驗考核氣凝膠熱防護裝置的隔熱性能，并驗證其對高溫邊界的適應性。聯(lián)合試車地面試驗系統(tǒng)如圖6所示。試驗時，著陸發(fā)動機按照在軌工作程序及推力進行點火工作，實現(xiàn)對高溫熱流邊界的真實模擬。試驗艙內(nèi)氣體壓力維持與火星表面氣壓相近，以實現(xiàn)對火星低壓氣氛的準確模擬。真空罐壁及罐內(nèi)氣體為地面常溫狀態(tài)，外部熱邊界相對火星表面低于-40 ℃的低溫大氣環(huán)境條件更為嚴苛。整個試驗過程中，熱防護裝置內(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，熱防護裝置在試驗前后狀態(tài)一致。地面試驗結果表明，熱防護裝置能適應發(fā)動機點火時的高溫熱流邊界，且在低壓氣氛中的隔熱性能滿足設計要求。

5.3 與常規(guī)隔熱屏性能比較

大推力發(fā)動機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，對多層隔熱組件在火星氣氛下的高溫隔熱性能進行了測試。多層隔熱組件試驗件由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 ℃。試驗件實測的面密度為1.28 kg/m。被防護件為與試驗件尺寸相同的1.5 mm厚鋁板。在真空高溫試驗系統(tǒng)基礎上，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件面膜溫度達到650 ℃，并維持高溫100 s，之后關閉熱源并迅速挪開試驗件，測量整個過程試驗件各層溫度的變化情況，測試結果見表1。可見試驗件各層及被防護件最高溫度均已接近允許溫度的要求，隔熱性能已達上限。測試及分析結果表明，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件最高溫度低于95 ℃，與該多層隔熱組件試驗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%。對比可知在火星氣氛下，為實現(xiàn)相同的防隔熱功能，氣凝膠熱防護裝置比常規(guī)隔熱屏需要的重量代價更低、性能更優(yōu)。

圖6 氣凝膠熱防護裝置與發(fā)動機聯(lián)合試車地面試驗系統(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，安裝時還需劃分成多個區(qū)塊進行分區(qū)安裝，制作及搭接裝配工藝復雜，搭縫處還存在漏熱風險；而氣凝膠熱防護裝置為一體化構型，結構緊湊，安裝、維修及更換方便，可靠性高。

6 飛行結果

2020年7月23日，天問一號探測器在海南文昌成功發(fā)射，經(jīng)過地火轉移、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)繞器兩器分離并實施EDL過程，成功軟著陸于火星表面，首次實現(xiàn)中國地外行星軟著陸。

動力減速至著陸過程中，熱防護裝置外表面溫度測點的遙測數(shù)據(jù)如圖7所示，可知外表面溫度低于70 ℃，遙測結果表明氣凝膠熱防護裝置在軌工作正常、性能良好，充分屏蔽了火星EDL動力減速過程著陸發(fā)動機點火高溫。圖7中同時給出了熱防護裝置外表面溫度的仿真分析結果，對比可知外表面溫度的仿真分析結果略高于遙測數(shù)據(jù)，其原因在于火星低溫環(huán)境氣體在熱防護裝置內(nèi)部與發(fā)動機之間形成了低速流場，對熱防護裝置內(nèi)表面和發(fā)動機壁面都有一定的對流冷卻效果，而在設計和分析中僅考慮了熱防護裝置外部的流場，忽略了這部分內(nèi)部流場，導致熱防護設計偏保守，仍有一定改進空間。

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

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

7 結 論

本文針對天問一號火星著陸發(fā)動機超高溫熱防護難題，提出了一種能適應火星大氣環(huán)境的氣凝膠熱防護裝置，通過設計優(yōu)化、設計驗證及在軌飛行試驗得出以下結論：

1) 在有大氣的應用環(huán)境中，氣凝膠熱防護裝置更加輕質(zhì)和高效，顯著優(yōu)于常規(guī)發(fā)動機高溫隔熱屏。

2) 熱防護裝置外形錐度會影響氣凝膠層的最高溫度與耐溫性能，氣凝膠層厚度會影響熱防護裝置的隔熱性能，需要通過設計優(yōu)化在性能與重量代價之間找到合適的平衡點。

3) 天問一號在軌遙測結果表明，火星著陸發(fā)動機長時間點火時的超高溫熱流經(jīng)氣凝膠層屏蔽與隔離之后，氣凝膠熱防護裝置外表面溫度不超過70 ℃。氣凝膠熱防護裝置有效保障了火星軟著陸過程的安全。