某載人登月艙典型赤道處月晝期間熱控技術研究

許安易，李 鵬，孫培杰，來霄毅，侯凌霄

（上海宇航系統工程研究所，上海 201109）

0 引 言

載人登月任務經歷月面極端熱環境，對熱控系統設計提出了很大挑戰。國內外對載人登月艙熱控系統進行了廣泛研究。阿波羅登月任務是目前唯一成功實施的載人登月任務，阿波羅任務登月艙支持月面兩人三天的任務需求，熱控方案采用流體回路及水升華器方案，流體回路收集登月艙內熱量并傳輸至水升華器，水升華器利用水的相變作用將熱量排散至空間［1］。美國星座計劃研制了獵戶座（Altair）月面著陸器［2］，熱控設計適應全月面可達，支持四名航天員月面工作七天的需求，熱控方案采用流體回路及輻射器散熱方案，在月午極端高溫環境下利用水升華器輔助散熱。為滿足未來載人月面及火星探測的需求，NASA與普渡大學提出了混合單相回路、兩相回路及熱泵的熱控系統［3］，對熱泵系統選用不同工質下系統工質流量、最大壓力、輻射器面積、壓縮功、COP 等性能進行了對比研究，其中R134a被確定為最合適的工質；該研究團隊對空間熱泵適應微重力工作需求，研究了微重力下工質沸騰的臨界熱流密度［4］，并在2021 年8 月將流動沸騰與冷凝實驗裝置（FBCE）發射至國際空間站（ISS）開展了一系列微重力下流體沸騰及冷凝試驗［5］，為蒸汽壓縮式熱泵空間應用奠定了技術基礎。

隨著我國載人月球探測任務的推進，國內對載人登月艙熱控系統設計也開展了相關研究。文金遠等［6］對月球居住艙熱控系統基于單相回路及熱泵回路兩種方案進行了對比分析，結果表明：當輻射器-電源系統質量系數比大于某一臨界值時，熱泵外回路方案對單相外回路方案有質量優勢，且該臨界值隨壓縮機絕熱效率的提高而降低。付振東等［7］對月面可居住移動平臺熱控系統進行了研究，提出采用熱泵系統作為熱控手段并進行了理論分析，對比了15 種制冷工質和4種熱力循環形式下系統能效比的差異，提出采用R134a工質的單機壓縮熱泵系統為最佳方案。壓縮機為熱泵系統的關鍵設備，付振東等［8］研究了月面重力下熱泵壓縮機油氣分離性能，為研制月面重力下熱泵壓縮機提供設計基礎。

本文基于月球赤道附近著陸任務需求，對載人月球探測登月艙在月晝高溫環境下的熱排散方案進行了初步設計；熱控方案設計基于流體回路進行熱量傳輸，并以可展開式輻射器作為熱量排散的主要手段，以水升華器進行熱量排散的輔助手段；分析了月面月晝期間輻射器散熱能力及水升華器輔助散熱需求，并對月晝期間熱控系統運行性能進行了仿真分析。

1 月面復雜熱環境分析

1.1 月面復雜熱環境概述

航天器熱控設計主要是通過設計合理的熱控手段滿足飛行器設備和人員工作溫度要求，航天器所經歷的外部熱環境是航天器熱控設計的關鍵外部條件。為此本文首先對月面熱環境進行分析。

月面環境相比地球環境更加極端，本文月面探測主要針對月面赤道附近，因此主要列舉月面赤道附近的熱環境特征［9］：

1）月球表面晝夜溫差大，白天溫度高達120 ℃，夜間溫度低至－170 ℃，晝夜間隔時間長達29.5 個地球日［10］。圖1為一個月球日赤道處月表溫度隨時間的變化曲線［11］。

圖1 月球赤道表面處溫度變化Fig.1 Surface temperature changes at the moon’s equator

2）月球沒有大氣，無法通過空氣對流散熱，也沒有大氣層的保溫作用。

3）月球軌道太陽輻射外熱流在近日點取最大值1414±7 W/m2，在遠日點取最小值1323±7 W/m2，平均為1368±7 W/m2［12］。

4）月表土壤的導熱系數很低，約為0.7～1.5 mW/m·K［13］；月表紅外發射率較高（0.92）。月球正面和背面的反射率不同，正面的平均反射率約為0.09，其中月海區為0.07，月陸區為0.15，背面的平均反射率0.22［14］，即月球表面太陽吸收比大。

5）月表土壤為粉塵狀，月塵附著在輻射器表面會提高輻射器表面的太陽吸收比，減小輻射器的散熱性能［15］。

2 月面工作任務分析及熱控設計

2.1 載人登月艙任務需求

載人登月艙一般包括上升級和下降級，上升級為密封艙，在下降段、月面工作段及上升段時為航天員提供居住的環境。下降級主要包括貯箱和下降級發動機，在下降段及著陸月面時提供動力。上升級在航天員完成月面任務后與下降級分離并上升至環月軌道，隨后與環月軌道上的載人飛船進行對接，航天員從上升級轉移到環月軌道的載人飛船里返回地球。載人登月艙對熱控設計的主要需求如下：

1）載人登月艙需要實現在月表赤道附近著陸工作，具備月午期間（太陽高度角80°～100°）總熱量排散4kW的能力。

2）保證三名航天員艙內生活所需的溫濕度環境，艙內空氣溫度19～26℃，艙內設備溫度10～50℃。

3）艙內濕度20%～70%，露點溫度不高于10℃。

2.2 載人登月艙熱控方案

根據任務要求，載人登月艙的熱控系統以流體回路作為熱量收集、傳輸及排散的手段，且采用內外兩個回路的方案。登月艙流體回路方案如圖2所示。

圖2 登月艙熱控雙流體回路方案Fig.2 Double-loop system architecture of the Lunar Lander thermal control system

登月艙流體回路方案包括內回路及外回路，其中內回路主要解決登月艙上升級設備和人員的熱控，通過冷板及冷凝干燥器等收集密封艙內設備和人員的熱量，并通過中間換熱器傳輸至外回路。外回路通過中間換熱器收集內回路的熱量，并通過輻射器將熱量排散至空間，外回路上布置了冷板以收集艙外設備熱量，輻射器布置在下降級側面。

1）內回路

① 內回路工質選用濃度20%的乙二醇水溶液。

② 內回路的控溫采用旁路的方式，通過溫控閥調節進入中間換熱器的流量，使得混合后的溫度達到設定值。

③ 內回路流體從中間換熱器混合后首先經過水升華器，再依次經過空氣冷凝干燥器、冷板，返回泵前的工質可以為舷窗等可能導致結露的部位加熱，防止結露。水升華器可以在月午期間輻射器散熱性能下降時作為輔助散熱手段，同時在登月艙上升級與下降級分離后返回過程中作為主要的散熱手段。

④ 空氣冷凝干燥器為一個氣液換熱器，冷凝回收人產生的水蒸氣，通過調節艙內循環風量維持艙內的濕度。

⑤ 艙內并聯兩組冷板對設備熱量進行收集。

2）外回路

① 工質選用全氟三乙胺。

② 輻射器采用多組并聯，每組前設截止閥，當部分輻射器支路故障時可關閉相應支路上的截止閥，隔絕故障部分對系統的影響?？紤]到艙體輻射器布置空間有限，采用可展開式輻射器，月面著陸階段將輻射散熱面展開朝天。輻射器散熱面表面采用OSR，背面包覆多層隔絕月面紅外輻射的影響。

③ 外回路溫控方式采用回熱器方式。即工質經過泵后首先進入回熱器，與從輻射器出來的較冷工質換熱，然后進入輻射器；從輻射器出來的工質經過溫控閥，部分進入回熱器，另外部分與從回熱器出來的工質混合后進入中間換熱器，吸收內回路的熱量，最后返回泵完成循環?；責崞骷訙乜亻y的方式使得外回路的所有工質都能以相對較低的溫度進入輻射器，在月晝早晨及傍晚外熱流較小時降低輻射器入口的工質溫度，有利于調節輻射器散熱能力，防止輻射器旁路控溫方式因輻射器工質少而易于凝結的情況出現。

④ 外回路的溫控閥根據混合點的溫度進行調節，使得進入中間換熱器的外回路工質溫度達到設定溫度。

2.3 熱沉溫度分析

登月艙在月球表面，為達到其良好的散熱效果，輻射器面板朝天，根據輻射散熱理論，輻射器散熱公式如下：

式中：α為太陽吸收比；ε為紅外輻射率；σ=5.67×10-8為Stefan-Boltzmann 常數，單位為W/（m2·k4）；Tr為輻射器表面溫度（K）；qsolar為太陽直射熱流（W/m2）；qIR紅外直射熱流（W/m2）；Qr為輻射器單位面積的向外凈散熱量（W/m2）。

式（1）中令Qr=0，此時可寫為

式中：Ts為熱沉溫度，熱沉溫度為輻射器在不散熱時放置在外界輻射環境下所達到的一個平衡溫度，當輻射器溫度高于熱沉溫度時輻射器便能向外界排散熱量。熱沉溫度可作為評估輻射器散熱環境的指標。

式（2）中，α、ε與輻射器表面的涂層有關，因此熱沉溫度也與表面涂層的太陽吸收比和紅外輻射率有很大的關系。計算了輻射器選用OSR熱控涂層（α=0.1，ε=0.82）時熱沉溫度隨太陽高度角的變化，如圖3 所示。

圖3 輻射器背景熱沉溫度隨太陽高度角的變化Fig.3 Heat sink temperature of radiator varies with the altitude angle of sun

從圖3可以看出，月晝正午由于太陽直射（太陽高度角90°），熱沉溫度最高，達到235 K。隨著太陽角的偏轉，吸收的太陽輻射降低，熱沉溫度也隨之降低。

2.4 輻射器散熱分析

為防止月球紅外對輻射器散熱性能的影響，增大整體的輻射散熱能力，采用可展開式輻射器。在月面著陸前將輻射器豎直布置在艙體側面，著陸后通過可展開機構將其旋轉至水平方向，輻射面朝天向深空散熱，輻射散熱器背面包覆多層以隔絕月面紅外輻射的影響。輻射器水平朝天布置時的散熱能力分析如下。

由于月面駐留期間，隨著太陽光照角的變化，輻射器表面所受的太陽輻射會發生變化。在月晝正午時刻，太陽光線與輻射器表面垂直，輻射器的散熱量在正午時最低，處于最嚴酷的工況。計算輻射器管路流體平均溫度為8 ℃、12 ℃、16 ℃下輻射器散熱量隨時間的變化關系，如圖4所示。

圖4 輻射器熱排散熱流隨時間的變化Fig.4 The heat dissipation of radiator changes with time

從圖4可以看出，隨著月晝時間的變化，太陽高度角增大，輻射器散熱熱流降低，在月晝正午時最小，隨后隨太陽高度角降低而增大。輻射器流體平均溫度越高，輻射器散熱熱流越大，但過高的溫度會超過內回路除濕要求。因此，輻射器管路流體平均溫度取12 ℃，此時輻射熱排散量為136.7 W/m2，熱排散總量4 kW需要的輻射器面積為29.3 m2。

2.5 水升華器輔助散熱分析

水升華器在登月艙月面駐留階段的需求取決于輻射器面積的約束，通過輻射器散熱設計可知：要滿足系統4 kW 的月午期間散熱需求，需要的輻射器面積為29.3 m2。當輻射器布置面積不足時，需要采用其他輔助散熱手段。由于上升級在著陸上升過程中需要通過耗散型散熱裝置進行熱量排散（可為水升華器）。下面主要對不同輻射器面積下月面駐留階段水升華器作為輔助散熱手段時其補充的熱排散量及耗水量進行分析。

水升華器輔助散熱量為

式中：Qreq=4 kW，為系統的總熱排散需求；Qrad為輻射器可以提供的散熱量；Qd為需要水升華器的輔助散熱量。輻射器面積分別為25 m2、26 m2、27 m2、28 m2、29 m2下所需的水升華器輔助散熱量計算結果如圖5所示。

圖5 水升華器輔助熱排散量隨時間的變化Fig.5 The supplemental heat-rejection of sublimator changes with time

從圖5可以看出，當輻射器散熱面積不足時，月午期間需要水升華進行輔助散熱，輻射器面積越小，月午期間需要水升華器輔助散熱的時間越長，輔助散熱量需求也越大。以7 天工作時間需要過月午為例，分析極端任務工況下需要的水升華器耗水量最大值。水升華器耗水量計算由式（4）進行，其中，η為水升華器效率，h為水升華潛熱（kJ/kg），Mw為水升華器耗水量（kg）。

經計算得出水升華器耗水量隨輻射器面積的變化關系如圖6所示，輻射器面積越大，所需要的水升華器耗水量越小。需要綜合考慮輻射器布局和水升華器耗水量的重量代價，實現任務總體最優。若載人登月艙采用燃料電池作為輔助能源供應設備，則水升華器可以充分利用燃料電池工作所產生的水進行輔助散熱，實現熱控和能源的綜合利用。

圖6 水升華器耗水量與輻射器面積關系Fig.6 Relation between water consumption of sublimator and area of radiator

3 熱控系統仿真分析

3.1 熱控系統仿真基本參數

熱控系統仿真主要關注系統內外回路控溫點處溫度及熱負載相關溫度，系統中各部件的物理參數及計算模型詳細處理過程的內容較多，本文因篇幅限制難以詳細介紹，僅給出系統基本的設計參數如下：

① 內回路流量設計取 250 L/h，外回路流量設計取400 L/h；

② 輻射器滿足月晝正午太陽直射時的散熱需求，輻射器面積為29 m2；

③ 熱負載：設內回路冷板熱負載1的熱載荷為1 600 W，內回路冷板熱負載2的熱載荷為1 400 W，外回路熱負載為1 000 W；

④ 內回路溫控閥控制進入中間換熱器的工質流量比例，外回路溫控閥控制進入回熱換熱器的流量比例，比例值為溫控閥的開度，開度越大，進入換熱器支路的流量越大，溫控閥開度最小為0.05，最大可以為0.95。

內回路控溫點為中間換熱器出口的混合點，外回路控溫點為回熱換熱器出口的混合點。內回路的溫度控制目標為280 K，外回路的控制目標為276 K。

3.2 熱控系統仿真邊界及初始狀態

為分析月面極端高低溫環境下熱控系統運行狀態，選擇赤道處熱環境作為仿真分析外界環境，熱控系統動態仿真包括整個月晝工作過程，總時長354 h。仿真初始太陽高度角為0°，這時月面處于月晝極端低溫環境，經過177 h 后，太陽高度角為90°，這時月面處于月晝極端高溫環境。仿真初始溫度為290 K，初始溫控閥開度設置為0.5。

3.3 熱控系統仿真結果

圖7為回路控溫點溫度隨時間的變化。在開始時刻太陽高度角為0°，外熱流極低，外回路控溫點溫度由初始計算溫度290 K 迅速下降至260 K 左右。隨后隨著太陽高度角的升高，外熱流不斷增大，外回路控溫點溫度也不斷升高，并在35 h 的時候達到設定的控溫點溫度276 K，此時太陽高度角達到18°。

圖7 流體回路控溫點溫度在月晝期間隨時間的變化Fig.7 Temperature change of fluid loop temperature control point during the moon day

由于采用雙回路形式，外回路控溫點溫度在太陽高度角小于18°時低于設定溫度，但內回路控溫點溫度依然能保持280 K 的控溫要求，說明內外回路雙級控溫能保證內回路溫度穩定。隨后外回路控溫點溫度保持穩定。直到太陽高度角大于72°，內回路控溫點的溫度偏離了設定值（280 K），最大偏離2 K 左右。這是由于外回路輻射器散熱能力下降，導致外回路控溫點溫度升高，內回路控溫點隨之升高?？販攸c溫度升高幅度較小，對設備工作溫度影響不大。從仿真結果可知，熱控系統熱排散能力及控溫能力能滿足月晝期間登月艙內外回路溫度控制要求。

圖8 為內外回路控溫閥開度隨時間的變化情況，在開始時刻太陽高度角為0°。初始階段太陽高度角較低，輻射器散熱量能力強，外回路溫度低于設定的控溫點溫度，此時溫控閥開度達到最大以降低輻射器入口溫度，減小輻射器散熱量。當太陽高度角達到18°，外回路達到控溫點276 K，隨著太陽高度角的升高，為維持外回路控溫點溫度，外回路溫控閥開度下降以升高輻射器入口溫度，提高輻射器散熱能力。在太陽高度角大于72°時，外回路溫控閥開度達到最小，回熱換熱器冷側流量達到最小，最大限度地升高輻射器入口溫度，增大輻射器散熱能力。

圖8 流體回路溫控閥開度在月晝期間隨時間的變化Fig.8 Change of opening of temperature control valve of fluid loop during the moon day

內回路溫控閥開度在太陽高度角低于18°時，隨太陽高度角的升高，開度增大；當太陽高度角大于18°時，內回路溫控閥開度達到最大，增大內外回路的換熱。

圖9 為內外熱負載的溫度變化情況，內回路由于控溫點溫度穩定，熱負載溫度也基本穩定，只在月晝正午期間有2 K 左右的溫度升高，在月晝期間內回路的熱負載溫度均在25～31 ℃，滿足設備工作溫度要求。在太陽高度角低于18°時，外回路熱負載溫度降低，最低達到9 ℃左右，但能滿足一般電單機的溫度控制要求。仿真結果表明，該系統在內外回路熱源溫度控制上能滿足要求。

圖9 熱負載溫度在月晝期間隨時間的變化Fig.9 Change of thermal load temperature during the moon day

根據仿真結果可知，在設計流量、熱負載及輻射器面積下，熱控流體回路能滿足內外回路熱負載的熱量排散需求，內外回路控溫點及熱源溫度均在合理范圍。

4 結 論

本文對月面熱環境進行了調研和分析，對載人月球探測登月艙的熱控系統進行了初步設計和仿真分析，得到如下結論：

1）月球赤道月午期間太陽高度角較大，采用OSR涂層朝天布置的輻射器熱沉溫度最大達到235 K，輻射器在管路流體平均溫度為12 ℃時的散熱能力為136.7 W/m2。為滿足登月艙月午期間4 kW 的熱排散需求，所需輻射器面積為29.3 m2。

2）從水升華器輔助散熱分析可知，為減小輻射器面積，可以在月午期間采用水升華器進行輔助散熱。

3）熱控系統采用內外回路控溫，在設計流量、熱負載及輻射器面積下，月晝期間內回路控溫點溫度能穩定在設計控溫溫度。在太陽高度角高于72°時，輻射器受照強烈，內外回路控溫點溫度均略高于設計控溫溫度，但溫度偏離不超過2 K，控溫在合理范圍。熱控流體回路能滿足內外回路熱負載的熱量排散需求，內外回路控溫點及熱源溫度均在合理范圍。