王宇辰，杜 鵬，解 崢

（北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094）

0 引言

火星是人類目前為止探測次數(shù)最多的行星。從1960年開始至今，人類已經(jīng)實施了40余次火星探測任務(wù)，其中到達火星表面的探測器包括“海盜一號”“海盜二號”“勇氣號”“機遇號”“好奇號”等[1]?；鹦潜砻娲髿鈮阂话銥?00～1000 Pa，主要成分為CO2，表面溫度-110～20 ℃，同時表面風速為0～15 m/s[2]，因此火星環(huán)境相比常規(guī)的航天器軌道環(huán)境更為復雜。歷史上有多個火星探測器由于對環(huán)境認識不充分而在到達火星表面后失效或局部失效[3]。目前各宇航機構(gòu)更傾向于在地面對火星探測器開展包括低氣壓、氣體成分、溫度、風速的綜合環(huán)境試驗，以達到修正航天器熱模型、驗證系統(tǒng)在極端環(huán)境下工作性能等目的。

為滿足我國目前正在研制的火星車的試驗需求，本文通過分析火星表面復雜熱環(huán)境和NASA類似試驗，結(jié)合氣氮調(diào)溫系統(tǒng)進行計算，實現(xiàn)火星表面瞬態(tài)熱環(huán)境模擬。

1 火星表面熱環(huán)境

火星自轉(zhuǎn)1周用時約為24 h 37 min，與地球類似，晝夜變化使火星表面大氣溫度相應(yīng)改變。由于火星大氣層很薄，難以通過大氣運動傳遞表面的熱量，所以在1個火星晝夜內(nèi)其表面溫度變化較大?！昂１I號”著陸器對其著陸點的大氣溫度進行了測量（見圖1[4]）：2個著陸點的夏季平均溫度為-60 ℃，晝夜溫度變化約為50 ℃；冬季最低溫度達-120 ℃，日溫度變化達80 ℃?；鹦莾蓸O的整個冬季溫度低于-123 ℃，使得火星大氣環(huán)境中的主要成分CO2凍結(jié)成白色沉積物，形成極冠；極冠的季節(jié)性循環(huán)，使火星表面的總氣壓波動達30%[5]。

圖1 “海盜號”著陸點大氣溫度日變化Fig. 1 Diurnal variation of atmospheric temperature at Viking’s landing site

火星巡視器發(fā)射前需要在地面經(jīng)歷充分的驗證，這就要求在地面模擬火星表面的大氣環(huán)境，其中火星表面隨著晝夜快速變化的溫度環(huán)境是極為重要的模擬要素。如“火星探路者”計劃中的“旅居者號”探測器，在地面設(shè)計了專用試驗裝置來模擬晝夜火星環(huán)境，包括火星表面溫度、星表氣體溫度，圖2[6]所示為火星漫游車展開時，在晝夜瞬態(tài)溫度工況下的測試熱響應(yīng)。

圖2 火星環(huán)境溫度模擬曲線Fig. 2 The simulation of Mars ambient temperature

2 火星表面熱環(huán)境模擬系統(tǒng)

火星表面熱環(huán)境需要模擬較大溫度范圍的低壓環(huán)境，這無法通過常規(guī)的環(huán)模設(shè)備實現(xiàn)，氣氮調(diào)溫系統(tǒng)采用液氮、氣氮調(diào)溫結(jié)合電加熱器的方式實現(xiàn)溫度調(diào)節(jié)，可以滿足試驗需求[7]。通過氣氮調(diào)溫系統(tǒng)來實現(xiàn)火星表面熱環(huán)境模擬的原理如圖3所示，系統(tǒng)的主要部件包括氮氣壓縮機、換熱器、氣體調(diào)節(jié)器、加熱電爐和熱沉等。

壓縮機為氣氮調(diào)溫系統(tǒng)提供氣體循環(huán)的動力，高溫高壓氮氣從壓縮機出口進入換熱器，與來自熱沉出口的低溫低壓氮氣進行熱交換。換熱器一方面可使回到壓縮機的低壓氣體溫度得到回升，防止低溫氮氣進入壓縮機造成設(shè)備損壞；另一方面可回收大量的冷量，以減少系統(tǒng)需要補充的液氮用量。從換熱器出來的高壓低溫氣體進入氣體調(diào)節(jié)器，與補充進來的少量液氮混合，形成低于目標溫度的低溫氣體，再經(jīng)過各路電爐的調(diào)溫進入熱沉，可為空間環(huán)境模擬器真空容器提供150～350 K范圍內(nèi)可調(diào)節(jié)的環(huán)境溫度。

圖3 氣氮調(diào)溫系統(tǒng)Fig. 3 The gas nitrogen thermostat system

火星環(huán)境模擬熱試驗時，空間環(huán)境模擬器容器內(nèi)部通過壓力控制系統(tǒng)維持在火星極限壓力150 Pa和1400 Pa的低壓環(huán)境，為了防止CO2分子在低溫工況時凝結(jié)在熱沉上，在試驗中用氮氣代替CO2氣體。氮氣為分子結(jié)構(gòu)對稱的雙原子氣體，無發(fā)射和吸收輻射的能力，為熱輻射的透明體，因此其與熱沉之間的換熱以對流換熱為主。采用熱電偶測量氮氣環(huán)境溫度，為了減少與熱沉之間的輻射換熱對熱電偶測量精度的影響，在熱電偶熱結(jié)點上貼敷鍍鋁膜，以降低其發(fā)射率，并在熱電偶外圍罩裝聚四氟乙烯圓柱筒，如圖4所示。在試件周圍距離每個艙板中心0.2 m處各布置1個這樣的氣體溫度測量傳感器，以準確測量容器內(nèi)的環(huán)境溫度。

圖4 熱電偶測量氣體溫度Fig. 4 Temperature measurement of gas by thermocouple

氣氮調(diào)溫系統(tǒng)中，氣體調(diào)節(jié)器通過液氮補充閥的開度來實現(xiàn)其出口的溫度控制，是系統(tǒng)內(nèi)唯一的降溫裝置；電爐通過調(diào)節(jié)加熱功率控制熱沉進口處的溫度，可以控制進入熱沉的氣體溫度，事實上形成了如圖5所示通過氣體調(diào)節(jié)器和電爐進行二級溫度控制的能量傳遞鏈。

圖5 氣氮調(diào)溫系統(tǒng)能量傳遞鏈Fig. 5 The energy transfer chain of the gaseous nitrogen thermostat system

3 火星表面熱環(huán)境溫度模擬方法

火星表面溫度隨時間變化，熱環(huán)境溫度模擬時期望的目標溫度曲線如圖6所示，其中：紅色曲線是150 Pa環(huán)境下的高溫曲線，在日出前到達最低溫度-92 ℃，隨即快速上升到最高溫度5 ℃，然后溫度下行，日落進入黑夜后降溫速度變緩；黑色曲線為1400 Pa環(huán)境下的低溫曲線，與150 Pa環(huán)境下的溫度曲線趨勢一致，按照最低溫度-105 ℃—快速上升—高溫-30 ℃緩和—快速下行—慢速下行的幾個階段變化。

圖6 火星表面熱環(huán)境模擬目標溫度曲線Fig. 6 The target temperature curves of Mars ambient temperature simulation

由于容器內(nèi)氣體和壁面存在對流換熱，試驗區(qū)氣體溫度和熱沉之間存在一定的溫度差；同時為了配合火星車及其他試驗設(shè)備，須對試驗過程中的特定時刻溫度進行實時控制，因此需要消除由于氣體存在熱容而導致的控制時間差。

在模擬火星晝夜環(huán)境時，首先需要對目標氣體溫度所對應(yīng)的熱沉溫度進行計算。試驗過程中，系統(tǒng)環(huán)境為150 Pa和1400 Pa的低氣壓，氣體為連續(xù)介質(zhì)流動[8]，熱沉與容器壁面之間通過容器內(nèi)的稀薄氣體自然對流和熱輻射進行換熱，在熱沉外側(cè)裝有不銹鋼板制成的防輻射屏，熱沉向壁面的輻射傳熱約為

式中：Ts為熱沉溫度，試驗過程中最低為-120 ℃；Tb為容器壁邊界溫度，試驗過程中基本為常溫20 ℃；Tf為防輻射屏溫度。計算得出輻射漏熱最大為7.42 W/m2，相比于對流傳熱，可以忽略。

試驗區(qū)氣體與熱沉的換熱為

式中Ta為氣體溫度，試驗中通過熱電偶進行測量。

對于氣體溫度測點，有：

式中CV為試驗區(qū)氣相空間的平均比熱容。

對流換熱系數(shù)可以使用對流換熱準則式進行計算，但常規(guī)的準則式集中針對常壓和高壓流體，同時氣體溫度測點的等效熱容也難以確定，故只能通過實際測得的試驗數(shù)據(jù)進行計算。

整理式(2)、式(3)可以得到：

試驗過程中，可以測得空氣測點和各路熱沉溫度點的溫度。通過前期的調(diào)試，獲得至少1個周期的試驗數(shù)據(jù)，取6個氣體溫度測量點的測溫平均值和所有熱沉溫度的平均值代入式(4)進行擬合計算，得到不同壓力下各項系數(shù)的數(shù)值，如表1所示。

表1 不同傳熱環(huán)境下的傳熱擬合系數(shù)Table 1 Fitting coefficients in different heat transfer environments

從表1中各項數(shù)據(jù)可以看出，不同真空度下輻射傳熱系數(shù)基本一致，主要差異來自于因為真空度變化帶來的氣體自然對流傳熱變化，1400 Pa下自然對流換熱強度大概是150 Pa下的3倍。將換熱系數(shù)及瞬態(tài)工況目標曲線離散化后代回式(4)，即為關(guān)于每一時刻的熱沉溫度的4次方程，計算出不同目標氣體溫度對應(yīng)的理想熱沉溫度，可形成定時溫度控制表單，分階段對氣體調(diào)節(jié)器出口和熱沉進口進行溫度設(shè)置，并進行試驗測試，最終試驗效果如圖7所示。

圖7 空間環(huán)境模擬器內(nèi)晝夜氣體溫度模擬效果Fig. 7 Diurnal gas temperature simulation by the environmental simulator

由圖7可見，實測氣體溫度與目標溫度曲線吻合較好，進一步分析二者的差值發(fā)現(xiàn)，如圖8所示，大部分情況下實測溫度與目標溫度間的差值小于5 ℃，最大溫差小于10 ℃，不同周期內(nèi)的溫度偏差較大的時刻在快速升降溫階段。對比理想熱沉溫度發(fā)現(xiàn)，在快速升溫階段，熱沉實際溫度要比理想溫度有一定的滯后，因為由式(4)計算出的升降溫轉(zhuǎn)變時刻理想熱沉溫度會有一個突變，即離散化求解式(4)時左側(cè)正負變化使得最終解構(gòu)成的曲線不連續(xù)，需要在溫度快速變化區(qū)進一步細化設(shè)置來消除。

圖8 實測氣體溫度與目標曲線溫差Fig. 8 Temperature difference of gas between measured and target value

為了進一步驗證曲線的重復性，對3個周期內(nèi)對應(yīng)時刻的溫度進行比較，求其標準差

結(jié)果如圖9所示，低溫曲線不同周期內(nèi)對應(yīng)時刻的標準差小于1 ℃，高溫曲線不同周期內(nèi)對應(yīng)時刻的標準差小于0.2 ℃，說明溫度曲線具有良好的重復性，對試驗溫度的波動不敏感，具備充分驗證溫度環(huán)境的條件。

圖9 不同周期對應(yīng)時刻溫度標準差Fig. 9 Standard deviation at the corresponding time in different cycles

4 結(jié)束語

為了在地面模擬環(huán)境中達到修正火星探測器熱模型，驗證探測器在火星極端晝夜溫度變化環(huán)境下的工作能力等目的，需要對容器內(nèi)低壓環(huán)境下的氣體溫度變化進行實時監(jiān)控。本文介紹了氣氮調(diào)溫系統(tǒng)的原理，以及實現(xiàn)火星表面熱環(huán)境溫度模擬的方法。試驗結(jié)果表明，該系統(tǒng)可實現(xiàn)在150 Pa和1400 Pa低氣壓下火星晝夜溫度環(huán)境隨時間變化的瞬態(tài)工況模擬，試驗過程中氣體溫度與目標溫度最大相差不超過10 ℃，而且多個周期的重復性良好。

隨著火星探測器相關(guān)試驗的開展，火星表面晝夜溫度模擬技術(shù)也將得到進一步的應(yīng)用，為我國火星探測技術(shù)提供服務(wù)。