高慶華，李 鵬，劉佳彬，金翠玲，王辰星

（1.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所；2.中國空間技術(shù)研究院：北京100094）

0 引言

我國首次火星探測任務(wù)中將使用火星車進(jìn)行火星表面的巡視探測?；鹦潜砻鏈囟确秶鸀?120～27℃，大氣壓力范圍為150～1400 Pa，主要成分為CO2，風(fēng)速一般為0～15 m/s[1-3]。為適應(yīng)火星表面熱環(huán)境，火星車的熱設(shè)計采用了熱控結(jié)構(gòu)一體化納米氣凝膠隔熱技術(shù)、太陽能高效收集與利用技術(shù)以及相變儲能裝置。為了獲取不同風(fēng)速、風(fēng)向、風(fēng)溫條件下火星車艙外強(qiáng)迫對流換熱系數(shù)，評估外部風(fēng)場對艙內(nèi)氣體換熱性能的影響，修正火星車熱分析模型，需要在地面開展火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)。

在地面模擬火星表面的低壓、有風(fēng)、寬溫區(qū)等綜合特殊熱環(huán)境存在很大難度，尤其是低壓CO2環(huán)境下的風(fēng)速模擬和測量。為滿足火星大氣環(huán)境模擬的要求，多國建設(shè)了相關(guān)的火星風(fēng)洞[4-10]，如英國盧瑟福-阿普爾頓實(shí)驗(yàn)室的空間試驗(yàn)容器（用于“獵犬2號”火星著陸器的熱平衡試驗(yàn)）、英國牛津大學(xué)的MEWT風(fēng)洞、美國NASA 艾姆斯研究中心的MARSWIT火星風(fēng)洞、美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室的10英尺容器（完成Pathfinder 探測器的熱試驗(yàn)）、丹麥奧爾胡思大學(xué)的AWTS風(fēng)洞、日本東北大學(xué)的MWT 火星風(fēng)洞等。北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所于2017年在KM6F環(huán)境模擬設(shè)備內(nèi)建設(shè)了火星壓力、溫度控制系統(tǒng)，具備火星表面溫度、壓力、氣體氛圍模擬能力，但不包括風(fēng)速模擬能力[11]。

為了完成我國首個火星車的有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)，北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所依托KM3E 真空模擬容器，完成回流式風(fēng)洞的氣動設(shè)計、氣動仿真、結(jié)構(gòu)設(shè)計及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析等，在KM3E內(nèi)部增加環(huán)狀回流式風(fēng)洞，實(shí)現(xiàn)火星表面環(huán)境的風(fēng)速模擬；開展熱球風(fēng)速儀在低溫低壓環(huán)境下的風(fēng)速標(biāo)定和測量研究，設(shè)計壓控系統(tǒng)、熱沉調(diào)溫系統(tǒng)、火星車姿態(tài)調(diào)整系統(tǒng)，使KM3E具備火星表面風(fēng)場、氣體溫度、氣體成分、壓力等綜合熱環(huán)境模擬條件?；鹦擒嚐嵩囼?yàn)時，實(shí)現(xiàn)風(fēng)速最大為20.8 m/s，風(fēng)場均勻性優(yōu)于±0.8 m/s，湍流度小于3.2%；風(fēng)速測量精度優(yōu)于±0.5 m/s；壓力控制為1400 Pa，控制精度優(yōu)于±5 Pa；氣體溫度最低約-85℃，均勻性優(yōu)于±5℃；火星車姿態(tài)調(diào)整范圍為-90°～90°，控制精度優(yōu)于±0.5°。利用該環(huán)境模擬技術(shù)順利完成了火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)，對火星車保溫系統(tǒng)性能進(jìn)行了驗(yàn)證，為火星車熱分析模型修正提供了重要參考。

1 火星表面有風(fēng)環(huán)境模擬

火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)環(huán)境模擬技術(shù)主要針對火星表面的風(fēng)速、風(fēng)向、氣體溫度、氣體成分、壓力等綜合熱環(huán)境進(jìn)行模擬，在原KM3E 真空模擬容器內(nèi)增加風(fēng)速模擬、風(fēng)速標(biāo)定和測量、壓力及氣體成分控制、氣體溫度模擬、火星車姿態(tài)控制系統(tǒng)等來模擬火星表面有風(fēng)熱環(huán)境。模擬系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)?zāi)M系統(tǒng)組成Fig.1 Configuration of Mars rover wind thermal balance simulation system

1.1 風(fēng)速模擬

火星表面溫度范圍為-120～27 ℃，壓力范圍為150～1400 Pa，氣體成分主要為CO2。在此壓力范圍內(nèi)CO2分子自由程范圍為1.54～28.7μm[12]，如果特征長度取10 mm，那么對應(yīng)的克努森數(shù)Kn＜0.01，此時仍為連續(xù)介質(zhì)流動，氣體分子的碰撞頻率遠(yuǎn)大于氣體分子與物體之間的碰撞頻率，氣體動力學(xué)中的Navier-Stokes方程仍然適用，但是對于低溫低壓下的氣體工作特性、仿真模擬、動力實(shí)現(xiàn)、低溫風(fēng)扇材料選取等方面均存在難度，可供參考的經(jīng)驗(yàn)很少。鑒于此，依托KM3E開展低溫低壓風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)設(shè)計和氣動設(shè)計，完成設(shè)計計算和仿真。

風(fēng)洞形式為環(huán)狀回流式，動力段采用低噪聲直流風(fēng)扇，風(fēng)洞包括進(jìn)口轉(zhuǎn)彎段、整流段、試驗(yàn)段、收縮段、動力段和出口轉(zhuǎn)彎段，如圖2所示。在KM3E內(nèi)增加內(nèi)流道，調(diào)溫?zé)岢廉?dāng)做外流道，兩端布置轉(zhuǎn)向180°的導(dǎo)流段，在試驗(yàn)段前布置降湍網(wǎng)、整流蜂窩器等，形成環(huán)狀回流式風(fēng)洞。風(fēng)扇為流場提供動力，氣體流經(jīng)風(fēng)扇進(jìn)行升壓，向下游流向出口轉(zhuǎn)彎段，從出口轉(zhuǎn)彎段流出后進(jìn)入內(nèi)外流道之間的空間，隨后進(jìn)入進(jìn)口轉(zhuǎn)彎段，流經(jīng)整流段后進(jìn)入試驗(yàn)段，得到滿足風(fēng)速、風(fēng)溫的流場，然后進(jìn)入收縮段，最后回到動力段，完成整個循環(huán)。

圖2 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)Fig.2 Wind tunnel structure

風(fēng)扇系統(tǒng)設(shè)計利用自由渦流與葉柵修正理論，采用槳葉加反扭導(dǎo)流片組成的低噪聲軸流風(fēng)扇系統(tǒng)，設(shè)計工況為試驗(yàn)段風(fēng)速20 m/s。動力段模型如圖3所示，仿真采用Fluent 軟件，風(fēng)洞三維模型網(wǎng)格劃分采用分區(qū)域混合網(wǎng)格，風(fēng)扇段采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，洞體采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，仿真結(jié)果如圖4所示。

圖3 動力段風(fēng)扇外形Fig.3 Power section outlinedrawing

圖4 風(fēng)洞內(nèi)壓力和速度分布仿真云圖Fig.4 Cloud map of pressure and velocity distributions

經(jīng)實(shí)測，風(fēng)場均勻性優(yōu)于±0.8 m/s，如圖5所示?；鹦擒嚐崞胶庠囼?yàn)過程中，最大風(fēng)速20.8 m/s，如圖6所示，最大湍流度為3.2%。

圖5 風(fēng)場均勻性Fig.5 Wind field uniformity map

圖6 火星車熱試驗(yàn)時風(fēng)速測量曲線Fig.6 Wind speed during the thermal test of the Mars rover

1.2 風(fēng)速標(biāo)定和測量

常用的風(fēng)速傳感器有畢托管風(fēng)速儀、熱式風(fēng)速儀、超聲風(fēng)速儀、離子漂移風(fēng)速儀、激光多普勒風(fēng)速儀和粒子成像風(fēng)速儀。其中，火星表面為低壓環(huán)境，流動產(chǎn)生的動壓小，因此畢托管風(fēng)速儀不適合；而超聲風(fēng)速儀結(jié)構(gòu)尺寸較大，對風(fēng)場影響大；離子漂移風(fēng)速儀和粒子成像風(fēng)速儀需要在流場中加入介質(zhì)，對火星車有影響；激光多普勒風(fēng)速儀不適合測量整個面的風(fēng)場分布。因此，本次火星熱環(huán)境模擬中選用熱式風(fēng)速儀。熱式風(fēng)速儀又可以分為熱球風(fēng)速儀、熱線風(fēng)速儀和熱膜風(fēng)速儀。熱線和熱膜風(fēng)速儀使用起來相對復(fù)雜，熱球風(fēng)速儀響應(yīng)速度雖然相對較慢（秒量級），但是對于火星車的熱試驗(yàn)已經(jīng)足夠，因此最終選用熱球風(fēng)速儀，不過在使用之前需要進(jìn)行對應(yīng)試驗(yàn)工況的溫度、壓力、氣體成分下的風(fēng)速標(biāo)定。

風(fēng)速標(biāo)定常用的方式有標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)洞和懸臂等，本次試驗(yàn)采用懸臂方式[13-15]在KM6F容器內(nèi)進(jìn)行標(biāo)定，狀態(tài)如圖7所示。當(dāng)容器內(nèi)壓力、氣體溫度、氣體成分達(dá)到要求值時，啟動轉(zhuǎn)臺，開始標(biāo)定。根據(jù)試驗(yàn)工況，共標(biāo)定4組數(shù)據(jù)（其中，T1為氣體溫度，T2為熱沉溫度），結(jié)果如圖8所示。熱球風(fēng)速儀標(biāo)定誤差由長度誤差、轉(zhuǎn)速測量誤差與流場被擾動誤差組成，長度測量、轉(zhuǎn)速測量誤差約為0.07 m/s，流場被擾動誤差約為0.35 m/s；在試驗(yàn)中，誤差主要包括由風(fēng)溫引起的誤差和零點(diǎn)修正誤差，均約為0.02 m/s?？傉`差約為0.46 m/s。

圖7 熱球風(fēng)速儀在KM6F中進(jìn)行懸臂標(biāo)定Fig.7 Hot-bulb anemometer calibration in KM6F

試驗(yàn)過程中風(fēng)速測量系統(tǒng)連接如圖9所示。風(fēng)速傳感器標(biāo)定和使用中有2種驅(qū)動方式：1）所有傳感器施加相同的電流，記錄每個傳感器的輸出；2）每個傳感器施加的電流不同，但保證0風(fēng)速時輸出信號伏值相同。本次試驗(yàn)采取第1種方式。

圖9 熱球風(fēng)速測量系統(tǒng)Fig.9 Hot-bulb anemometer wind speed measurement system

1.3 壓力控制

壓力控制系統(tǒng)模擬火星表面的氣體氛圍和氣體壓力，壓力控制的難點(diǎn)主要是：低溫低壓下CO2氣體易凝華，影響壓力穩(wěn)定，而且氣體溫度低會對真空系統(tǒng)造成損壞。壓力控制系統(tǒng)主要由真空系統(tǒng)、真空測量系統(tǒng)、充氣系統(tǒng)、試驗(yàn)輔助系統(tǒng)和測控系統(tǒng)組成（如圖10所示）?？刂菩Ч鐖D11所示，試驗(yàn)氣體為CO2，壓力控制為1400 Pa，控制精度優(yōu)于±5 Pa。

圖10 壓力控制系統(tǒng)組成Fig.10 Pressurecontrol system

圖11 壓力控制過程曲線Fig.11 Curve of the pressure control process

1.4 溫度模擬

火星表面氣體與火表溫度模擬依靠調(diào)溫?zé)岢翆?shí)現(xiàn)，調(diào)溫?zé)岢翜囟瓤刂品秶鷮?，均勻性和升降溫速率要求高，熱?fù)荷及其分布和質(zhì)量流量分配均需要設(shè)計和仿真，溫控反饋控制方法難度大，無法通過常規(guī)的環(huán)模設(shè)備來實(shí)現(xiàn)。

為滿足火星表面氣體和火表溫度模擬的控制要求，采取液氮、氣氮和電加熱器結(jié)合的方式實(shí)現(xiàn)溫度調(diào)節(jié)。KM3E氣氮調(diào)溫?zé)岢劣蓺獾到y(tǒng)、液氮噴淋系統(tǒng)、氣氮進(jìn)氣管路和氣氮回氣管路4部分組成，其流程原理如圖12 所示。氣氮調(diào)溫系統(tǒng)采用氮?dú)庾鳛檩d冷劑，低溫工況時，從熱沉返回的氮?dú)?，由風(fēng)機(jī)送入液氮換熱器換熱，得到低溫氮?dú)馑腿霟岢?，形成密閉循環(huán)；在液氮換熱器與熱沉之間有電加熱器，高溫工況時使用電加熱器對氮?dú)膺M(jìn)行加熱，再將高溫氮?dú)馑腿霟岢?。用Thermal Desktop軟件對柱段熱沉建模并進(jìn)行熱分析計算，模型及分析結(jié)果如圖13所示。

圖12 氣氮調(diào)溫系統(tǒng)流程原理Fig.12 Principle of the gas and nitrogen temperature controlsystem

圖13 柱段熱沉的TD模型及分析結(jié)果Fig.13 TD model and analysis results of the column heat sink

火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)過程中，試驗(yàn)段入口段氣體溫度和均勻性如圖14所示?？梢钥闯龃蟛糠謺r間的氣體溫度均勻性優(yōu)于±5℃，轉(zhuǎn)工況時均勻性較差。

圖14 試驗(yàn)段入口段氣體溫度和均勻性曲線Fig.14 Air temperature and uniformity at the inlet of test section

1.5 火星車姿態(tài)

為了驗(yàn)證火星車不同表面迎風(fēng)的熱控設(shè)計效果，試驗(yàn)要求火星車支架可以在-90°～90°范圍內(nèi)連續(xù)轉(zhuǎn)動并可停留在任意位置，姿態(tài)調(diào)整裝置如圖15所示，該系統(tǒng)的主要設(shè)計難點(diǎn)是低溫低壓下的電機(jī)運(yùn)動調(diào)節(jié)，最終通過對電機(jī)采取溫控措施和適應(yīng)性改造等，實(shí)現(xiàn)了火星車轉(zhuǎn)動控制，控制精度優(yōu)于±0.5°。

圖15 火星車姿態(tài)調(diào)整裝置Fig.15 Mars rover’sattitude adjustment system

2 注意事項(xiàng)

試驗(yàn)過程中，溫度控制時需要關(guān)注試驗(yàn)氣體的溫度和壓力狀態(tài)；另外注意由于內(nèi)部對流加強(qiáng)，容易造成容器壁溫度降低。

1）試驗(yàn)用CO2的三相點(diǎn)為0.518 MPa，溫度為-56.4℃[16]。在1400 Pa 時，CO2的 凝 華 溫 度 為-119℃，低于此溫度會凝結(jié)成固體，同時導(dǎo)致容器內(nèi)壓力控制不穩(wěn)定。因此，在試驗(yàn)壓力為1400 Pa、氣體為CO2時，需要控制熱沉溫度高于-119℃；對于其他壓力下氣體為CO2的熱試驗(yàn)，需要查詢相關(guān)數(shù)據(jù)確定CO2不凝結(jié)的最低溫度。

2）在火星車有風(fēng)試驗(yàn)時，容器內(nèi)部氣體是1400 Pa的CO2，熱沉與容器壁之間對流換熱加劇，容器壁溫度容易降至露點(diǎn)以下，使容器外壁結(jié)露甚至結(jié)冰，導(dǎo)致內(nèi)部氣體溫度場不均勻，而且對容器壁的加強(qiáng)肋強(qiáng)度是很大的考驗(yàn)；另外如果結(jié)露發(fā)生在法蘭電纜插頭處，會導(dǎo)致電纜絕緣性能變差，甚至漏電。為此，需要采取以下措施：在熱沉和容器壁之間鋪設(shè)多層隔熱組件；在容器外部粘貼溫度傳感器，實(shí)時監(jiān)測溫度變化；在容器內(nèi)壁換熱較強(qiáng)烈區(qū)域外側(cè)的對應(yīng)位置利用風(fēng)扇吹風(fēng)，防止結(jié)露。

3 結(jié)束語

本文針對火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)的特殊環(huán)境需求，開展火星表面熱環(huán)境模擬技術(shù)的研究。選用KM3E進(jìn)行改造，在容器內(nèi)部增加環(huán)狀回流式風(fēng)洞，并進(jìn)行氣動設(shè)計、強(qiáng)度設(shè)計和仿真計算，優(yōu)化流道和導(dǎo)流片等參數(shù)；開展熱球風(fēng)速儀低溫低壓環(huán)境下的風(fēng)速標(biāo)定和測量研究，設(shè)計壓控系統(tǒng)、熱沉調(diào)溫系統(tǒng)、火星車姿態(tài)調(diào)整系統(tǒng)，使KM3E具備火星表面的風(fēng)場、氣體溫度、氣體成分、壓力等熱環(huán)境模擬條件。通過精心設(shè)計和實(shí)施，實(shí)現(xiàn)了火星表面熱環(huán)境的真實(shí)模擬，完成了火星車有風(fēng)熱平衡試驗(yàn)，為火星車熱分析模型修正提供了重要參考。火星車熱試驗(yàn)時，風(fēng)速最大為20.8 m/s，風(fēng)場均勻性優(yōu)于±0.8 m/s，湍流度小于3.2%；風(fēng)速測量精度優(yōu)于±0.5 m/s；壓力控制范圍為真空和1400 Pa，1400 Pa時控制精度優(yōu)于±5 Pa；氣體溫度最低約-85℃，均勻性優(yōu)于±5℃；火星車姿態(tài)調(diào)整范圍為-90°～90°，控制精度優(yōu)于±0.5°。