寧獻文，蔣凡，張棟，王玉瑩，陳陽，薛淑艷，周曉伶，徐侃

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月球無人采樣返回探測器一體化熱管理方案

寧獻文，蔣凡，張棟，王玉瑩，陳陽，薛淑艷，周曉伶，徐侃

（北京空間飛行器總體設計部；空間熱控技術(shù)北京市重點實驗室：北京 100094）

針對我國首個月球無人采樣返回探測器“嫦娥五號”所面臨的散熱難題，在調(diào)研國外月球采樣返回探測器熱控方案的基礎上，通過論證提出一種“泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線+水升華器”的一體化熱管理方案。該方案能夠?qū)崿F(xiàn)“嫦娥五號”著陸器、上升器熱量與熱沉的綜合管理與利用；同時在國內(nèi)首次將高適應能力主動熱控體系結(jié)構(gòu)應用到深空探測航天器中，推動了我國深空探測航天器熱控技術(shù)的跨越式發(fā)展。

嫦娥五號；熱控；熱管理；流體回路；水升華器

0 引言

作為我國首個月球無人采樣返回探測器，“嫦娥五號”由著陸器、上升器、軌道器和返回器4部分組成，發(fā)射進入月球軌道后將分離為2個組合體，軌道器和返回器（軌返組合體）在環(huán)月軌道上運行，著陸器和上升器（著陸上升組合體）降落在月球預定區(qū)域。在完成月球表面自動采樣后，上升器攜帶樣品從月面起飛，并與軌返組合體對接，將上升器里的樣品轉(zhuǎn)移到返回器上，之后再把上升器分離掉，由軌返組合體攜帶月球樣品返回地球[1]。

根據(jù)“嫦娥五號”任務特點，其軌返組合體不落月，兩器之間采用分艙隔熱設計，軌道器充分繼承“嫦娥一號”“嫦娥二號”環(huán)月探測器熱控設計的成功經(jīng)驗，返回器則完全繼承月地高速再入返回器的熱設計狀態(tài)[2]，本文不再詳述。而著陸上升組合體兩器之間采用一體化復用設計，使得著陸器自身不再具備完整的獨立功能。這種情況下，從總體角度考慮，各分系統(tǒng)也應采用一體化設計以便節(jié)省對探測器的資源需求。此外，著陸上升組合體整體采用“太陽電池陣+蓄電池”的能源體系設計方案，為保證月面任務實施時的能源供給，總體希望盡量在月晝正午開展探測活動以保證太陽電池陣的發(fā)電量較大，從而節(jié)省蓄電池容量。但月晝正午時月面溫度可達90℃以上，且采樣任務期間以及月面起飛前進行標定工作時，著陸上升組合體的內(nèi)熱耗較大，而設備溫度指標要求在55℃以下，這就面臨月面高溫下短期較大熱耗的散熱難題。

鑒于此，本文針對“嫦娥五號”著陸上升組合體所面臨的熱控設計難題，基于月面任務“復雜性+短期性（月晝正午累計約48h）”的特點，在調(diào)研國外月球采樣返回探測器熱控方案的基礎上，兼顧總體約束，對“嫦娥五號”著陸上升組合體熱控方案進行了細致的論證工作，并最終提出一體化熱管理方案。

1 國外月球采樣返回探測器熱控方案概述

目前成功完成過月球采樣返回任務的僅有美國的“Apollo”系列與蘇聯(lián)的“Lunar”系列探測器，本節(jié)重點回顧它們的熱控設計思路，為著陸上升組合體熱控設計提供參照。

1.1 “Apollo”系列探測器

“Apollo”登月飛行器是目前為止唯一完成脫離地球軌道飛行的載人月球探測器，由指令艙、服務艙和登月艙3部分組成，采用月球軌道交會對接方案，整體思路與“嫦娥五號”任務較為類似[3-4]。

“Apollo”探測器指令艙與服務艙的熱控系統(tǒng)以流體回路和對流通風系統(tǒng)為核心，流體回路固定輻射器作為主要熱排散手段。當輻射器散熱能力不足時，通過耦合在流體回路中的水蒸發(fā)器作為輔助熱沉。

登月艙熱控包括艙內(nèi)熱控及航天員熱控2個子系統(tǒng)，通過泵驅(qū)單相流體回路集成，實現(xiàn)散熱耦合。登月艙熱控方案采用水升華器作為主熱沉，并通過氟利昂閃蒸器作為輔助熱沉，可有效規(guī)避月塵對輻射器的不確定性影響。

對于“Apollo”探測器熱控設計方案，可以總結(jié)如下：采用泵驅(qū)單相流體回路系統(tǒng)作為統(tǒng)一、可控的熱量傳輸通道；指令/服務艙采用輻射器作為主熱沉，可同時適應高溫散熱及低溫補償2種任務需求，采用氟利昂閃蒸器作為輔助熱沉，保證環(huán)月光照區(qū)散熱需求，同時能有效利用燃料電池及人體產(chǎn)水；登月艙取消固定散熱面，采用水升華器作為主熱沉，可有效規(guī)避月塵對散熱面的不利影響，同時簡化對構(gòu)型布局的約束。

此外，“Apollo”探測器登月艙采用蓄電池能源體系，因此在任務規(guī)劃時可不考慮光照條件約束。為緩解熱控壓力，提高整個任務的安全裕度，“Apollo”任務前3次月面工作期間的太陽高度角最大為27.3°[4]，充分規(guī)避了太陽高度角對熱控系統(tǒng)設計的不利影響。

1.2 “Lunar”系列探測器

20世紀70年代，蘇聯(lián)“Lunar-16/20/24”探測器在月球無人采樣返回任務中取得了成功?！癓unar”系列探測器采用月面垂直起飛直接返回地球的軌道方案。雖然其軌道方案設計與“嫦娥五號”的有一定差異，但作為唯一成功實現(xiàn)月球無人采樣返回的探測器，其熱控設計也具有重要參考價值。

“Lunar”系列探測器主要由軌道著陸平臺、起飛火箭和下降器構(gòu)成，儀器設備主要安裝在起飛火箭儀表艙及著陸平臺環(huán)形儀表艙中。與蘇聯(lián)大多數(shù)采用密封艙結(jié)構(gòu)的航天器一樣，“Lunar”系列探測器的熱控設計也采用對流通風為核心的熱控方案。在航天器運行的所有任務階段，利用風扇維持環(huán)形儀表艙內(nèi)的閉式循環(huán)，并通過輻射器熱沉與水蒸發(fā)器熱沉將熱量排散到外部空間。

“Lunar”系列探測器的登月艙也采用蓄電池能源體系，與“Apollo”探測器登月艙類似，且為提高整個任務的安全裕度，“Lunar”系列任務主要選擇在月夜期間開展工作。

1.3 小結(jié)

綜合總結(jié)美國及蘇聯(lián)月球采樣返回探測器熱控方案的成功經(jīng)驗有：

1）熱控系統(tǒng)方案在采用成熟被動熱控設計的同時，使用主動熱控手段，增強熱控系統(tǒng)的適應能力與調(diào)節(jié)能力，以減小月塵等不確定因素的影響。

2）蘇聯(lián)月球無人采樣返回探測器多采用密封艙結(jié)構(gòu)，核心熱控手段為“對流通風+水蒸發(fā)器”，而美國載人登月任務則采用“泵驅(qū)單相流體回路+水升華器”；針對特定月面短期任務，蘇聯(lián)和美國都采用消耗型相變散熱技術(shù)解決短期大熱耗散熱難題。

3）月球探測器熱控方案設計已融入到探測器總體設計之中，特別是能源供給體系的設計及使用方式對熱控設計具有極大影響。比如“Apollo”計劃與“Lunar”計劃的登月艙部分不約而同地采用了蓄電池供電方案，可以有效規(guī)避太陽電池陣供電方案對太陽方位的約束，將熱控系統(tǒng)設計與能源系統(tǒng)設計解耦。

2 “嫦娥五號”著陸上升組合體熱控任務需求分析

與國外月球采樣返回探測器登月艙采用基于蓄電池的能源體系不同，我國“嫦娥”系列月面探測器均采用“太陽電池陣+蓄電池”的能源供給體系，對熱控設計提出了不同的要求。“嫦娥三號”探測器作為我國第一個成功實現(xiàn)月球軟著陸和月面生存的航天器[5]，由著陸器和巡視器組成，月面著陸后兩器分離，分別開展各自的探測任務。其中“嫦娥三號”著陸器與“嫦娥五號”著陸上升組合體的任務形式相對更為接近，其熱控設計經(jīng)驗更加值得“嫦娥五號”借鑒。表1列出了兩者的任務對比，從中可以看出：

1）從任務周期來看，相對于“嫦娥三號”著陸器的長期探測任務，“嫦娥五號”著陸上升組合體必須在約48h內(nèi)完成月面采樣任務，屬于短期特定任務模式；

2）從空間熱環(huán)境角度分析，除月夜極低溫環(huán)境外，“嫦娥五號”著陸上升組合體與“嫦娥三號”著陸器經(jīng)歷的空間軌道環(huán)境、繞落月環(huán)境與月面環(huán)境均類似，2次任務的落月區(qū)緯度非常接近，月晝正午太陽高度角均略小于50°，“嫦娥五號”的稍高；

3）從探測器月面工作模式分析，“嫦娥五號”著陸上升組合體月面采樣時要求太陽高度角不小于30°，總體希望能在45°以上執(zhí)行任務，此時組合體熱耗可達500W左右，且不能像“嫦娥三號”著陸器那樣在月晝正午選擇小熱耗工作模式。

表1 “嫦娥五號”著陸上升組合體與“嫦娥三號”著陸器任務對比

根據(jù)“嫦娥三號”熱控研制經(jīng)驗[5]與外熱流分析結(jié)果，探測器月面工作時只有“朝天”布置的散熱面能盡量減小月面高溫對其散熱能力的影響，具有較高的散熱效率?！版隙鹞逄枴敝懮仙M合體中上升器位于著陸器正上方，且尺度較大，遮擋了著陸器頂面絕大部分可用于布置散熱面的區(qū)域，使得著陸器在月面工作時自身缺乏有效散熱通道，而兩器之間很難再采用獨立分艙隔熱設計。此外，根據(jù)熱分析結(jié)果，月晝正午條件下，僅靠上升器頂面的固定散熱面不能有效排散著陸上升組合體短期任務模式下約500W的熱耗。

綜上所述，對于著陸上升組合體來說，熱控設計面臨的主要困難為：

1）如何在組合體狀態(tài)下，將著陸器自身的熱耗排散出去；

2）如何在組合體自身固定散熱面積不足的限制下，將月面特定短期任務模式下約500W的熱耗排散出去。

3 “嫦娥五號”著陸上升組合體熱控方案

3.1 熱控總體方案選擇

根據(jù)文獻[6]，理想熱控體系一般采用模塊化設計，并利用熱總線將各模塊耦合起來（如圖1所示）。該體系能夠解決“嫦娥五號”著陸上升組合體所面臨的困難，可以利用熱總線將著陸器與上升器兩器熱耗統(tǒng)一管理起來，輸運到指定的輻射散熱模塊/消耗型散熱模塊排散出去，并利用消耗型熱沉模塊解決短期大熱耗散熱問題。

3.2 等溫熱總線方案論證

等溫熱總線一般有常規(guī)熱管網(wǎng)絡型、對流通風型、環(huán)路熱管型以及泵驅(qū)單相/兩相流體回路型4種[6]。對于“嫦娥五號”著陸上升組合體來說：常規(guī)熱管網(wǎng)絡型熱總線的結(jié)構(gòu)靈活度較差，且不能適應重力變化，也不能解決著陸器、上升器兩艙耦合與快速分離難題，故此無法應用。對流通風型熱總線的優(yōu)點在于熱控設計非常簡單，通過配置不同模塊艙大小、風扇數(shù)目、百葉窗面積等即可快速實現(xiàn)熱控系統(tǒng)設計；不足之處在于對核心熱控組件風扇與百葉窗的可靠性要求高，系統(tǒng)質(zhì)量較大，且只能用于密封艙結(jié)構(gòu)，而“嫦娥”系列探測器均采用非密封結(jié)構(gòu)，因此也無法應用。環(huán)路熱管型熱總線是一種新型熱總線體系結(jié)構(gòu)，一般需要與常規(guī)熱管網(wǎng)絡耦合使用，主要用于構(gòu)型布局相對簡單的小型航天器；對于尺度較大、構(gòu)型布局復雜的航天器，環(huán)路熱管的熱量收集能力不足[6]，因此也不適用。

泵驅(qū)單相/兩相流體回路作為主動熱控技術(shù)的典型代表，具有極強的靈活性、調(diào)控性與適應能力，是一種優(yōu)良的熱總線方案。但泵驅(qū)兩相流體回路目前國內(nèi)僅成功應用于AMS-02解決多點分布式熱源高精度控溫難題，技術(shù)成熟度有一定欠缺，直接作為“嫦娥五號”著陸上升組合體的熱總線存在一定的技術(shù)風險，且著陸上升組合體的熱耗僅在幾百W量級，采用泵驅(qū)兩相流體回路技術(shù)并無重量優(yōu)勢[7]。而泵驅(qū)單相流體回路具有結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性強、可繼承性好以及技術(shù)比較成熟等優(yōu)點，可單獨通過流體回路管網(wǎng)實現(xiàn)等溫化設計，也可通過熱管網(wǎng)絡結(jié)合流體回路管網(wǎng)共同實現(xiàn)，且已在我國“神舟號”系列飛船上成功應用，技術(shù)儲備較完善[8]。

綜上所述，考慮各方面因素，“嫦娥五號”著陸上升組合體選擇泵驅(qū)單相流體回路作為等溫熱總線的首選方案。

3.3 熱沉方案論證

航天器在空間真空環(huán)境下散熱，最終只能通過2種途徑來實現(xiàn)：一種是采用輻射散熱方式；另一種是通過消耗型介質(zhì)排出過程中的相變吸熱。

輻射器是最簡單、成熟、有效的航天器熱沉選擇[9]，其設計主要取決于內(nèi)熱耗、外熱流條件以及涂層表面特性。對于著陸上升組合體來說，受限于構(gòu)型布局，體裝輻射器面積不能滿足月面短期大熱耗散熱需求，需要尋求新的輔助熱沉。

可展開式輻射器受構(gòu)型布局約束強，折疊展開過程復雜、可靠性低，且散熱效率受月塵影響較大。而“嫦娥五號”著陸上升組合體需要完成月面采樣任務，構(gòu)型布局復雜，布置可展開式輻射器非常困難。因此，可展開式輻射器不適合作為著陸上升組合體的輔助熱沉。

水升華器作為一種消耗型熱控熱沉，具有干質(zhì)量小、體積小、效率高、耗費少、可靠性高等優(yōu)點，且能適應不同重力場，曾在航天器熱控及生保系統(tǒng)中得到多次成功應用[10]，其作為短期消耗型輔助熱沉手段，還可有效規(guī)避月塵等不確定因素對熱控設計的影響，特別適合“嫦娥五號”著陸上升組合體任務需求。

綜上所述，著陸上升組合體可以采用固定輻射器主熱沉+水升華器輔助熱沉的組合式熱沉方案，輻射器主熱沉解決著陸上升組合體奔月、環(huán)月長期散熱需求，水升華器輔助熱沉解決月面短期大熱耗散熱難題。

3.4 一體化熱管理方案

根據(jù)以上分析，“嫦娥五號”著陸上升組合體采用以泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線+水升華器為核心的一體化熱管理方案（圖2）。將組合體大部分艙內(nèi)設備熱耗耦合至泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線上，著陸器輔助散熱面+上升器主散熱面為主散熱通道，再結(jié)合水升華器輔助熱沉，共同完成組合體的熱收集、熱傳輸與熱排散功能。

具體工作模式為：通過泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線實現(xiàn)組合體內(nèi)部等溫化，可在組合體小熱耗工作模式時利用總線上部分開機設備提升不開機設備的溫度水平；在組合體月面大熱耗工作模式時，采用固定輻射器+水升華器聯(lián)合對整個組合體設備進行降溫，最終實現(xiàn)著陸器、上升器熱量與熱沉的綜合管理與利用。

本方案可兼顧著陸上升組合體奔月、環(huán)月與月面工作等不同飛行階段的熱控任務需求變化，有效解決著陸上升組合體熱控設計難題。其中泵驅(qū)小型單相流體回路可以很好地適應地球1、月面(1/6)與空間微重力等環(huán)境條件，水升華器輔助熱沉可以有效規(guī)避月塵等月面環(huán)境對散熱面的不確定性影響，使得熱控方案具有較強的靈活性與魯棒性。

4 試驗驗證

經(jīng)過熱平衡試驗驗證，著陸上升組合體一體化熱管理方案熱控系統(tǒng)工作正常，工作特性與預期一致，泵驅(qū)小型單相流體回路管路沿程溫差最大不超過7℃，熱總線等溫性良好；水升華器輔助熱沉在月面試驗工況中共運行7次，全部正常啟動成功，未出現(xiàn)肉眼可見噴冰現(xiàn)象。試驗結(jié)果表明：所有工況中著陸上升組合體溫度水平均優(yōu)于指標要求，即使在月晝正午采樣、GNC標定期間，通過水升華器輔助熱沉降溫，設備最高溫度也不超過45℃。

5 結(jié)束語

在調(diào)研國外月球采樣返回探測器熱控方案的基礎上，針對我國首個月球無人采樣返回探測器短期大熱耗的任務特點，結(jié)合我國熱控技術(shù)現(xiàn)狀，提出采用泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線+水升華器的消耗型熱控路線，設計出著陸上升組合體一體化熱管理方案。該方案具有良好的內(nèi)部等溫性、復雜環(huán)境適應性與調(diào)節(jié)能力，還能利用水升華器輔助熱沉大大提高熱控方案應對不確定環(huán)境因素的能力。

此外，著陸上升組合體一體化熱管理方案實現(xiàn)了著陸器、上升器熱量與熱沉的綜合管理與利用，有效解決了著陸器自身缺乏有效散熱通道以及組合體月晝正午短期大熱耗工作模式散熱等技術(shù)難題，在國內(nèi)首次將高適應能力主動熱控體系結(jié)構(gòu)應用到深空探測航天器上，為我國第一次月球無人采樣返回任務實施打下了良好的基礎，推動了我國深空探測航天器熱控技術(shù)的跨越式發(fā)展。

[1] 四個“首次”三個“全新”——嫦娥五號將取回第一抔中國月壤[EB/OL]. (2016-03-04)[2017-08-06]. http:// news.xinhuanet.com

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（編輯：張艷艷）

An integrated thermal management scheme for lunar robotic sampling and return probe

NING Xianwen, JIANG Fan, ZHANG Dong, WANG Yuying, CHEN Yang,XUE Shuyan, ZHOU Xiaoling, XU Kan

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering; Beijing Key Laboratory of Space Thermal Control Technology (ISSE): Beijing 100094, China)

Based on a review of the thermal control schemes of the foreign lunar sampling and return probe, a thermal control scheme for theChang’e-5probe is proposed, as an integrated thermal management scheme, including the single-phase fluid loop and the sublimator. The scheme can realize the comprehensive management and utilization of the heat and the heat sink, and can effectively be used in the thermal control design for the Chang’e-5 lunar landing-ascending assembly probe. For the first time in China, the high adaptive capability and the active thermal control system structure are applied to the deep space exploration spacecraft, as a great leap forward development of the spacecraft thermal control technology.

Chang’e-5; thermal control; thermal management; fluid loop; water sublimator

V476.3; V444.3+6

A

1673-1379(2017)06-0598-06

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.06.005

寧獻文（1976—），男，博士學位，研究員，研究方向為航天器模塊化、自適應熱控技術(shù)與消耗型熱控技術(shù)等。E-mail: ningxianwen@163.com。

2017-09-25；

2017-11-17

國家重大科技專項工程；國家自然科學基金項目（編號：11472040）