孟繁孔 陳靈 王帥 來霄毅 劉炳清 趙亮 范含林

（1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

（2 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094）

（3 上海宇航系統(tǒng)工程研究所，上海 201109）

0 引言

隨著我國探月工程和載人航天工程的順利實施，未來將實施載人登月工程，有必要研制支持載人登月任務的新一代載人飛船[1]。面向載人登月任務的新一代載人飛船返回艙以接近第二宇宙速度再入大氣層，同近地軌道載人飛船返回艙以第一宇宙速度返回相比，再入速度更高，返回艙面臨高氣動熱流密度導致返回再入過程溫度升高問題[2-3]。為保證高熱流密度氣動熱環(huán)境下返回艙結構、設備及空氣的溫度滿足設備結構溫度要求及載人熱環(huán)境指標要求[4]，返回艙外部需采用各類防熱結構隔離氣動熱影響以控制返回艙溫升[5]。返回艙多采用鈍頭體外形[6]、燒蝕型防熱結構、跳躍式再入軌道等措施以適應高熱流密度氣動熱環(huán)境，典型如“探測器6號”[7]、“阿波羅”飛船[8]和“獵戶座”飛船[9]。文獻[10]對我國新一代多用途載人飛船提出了類似技術方案?，F(xiàn)有返回艙氣動熱防護的研究，主要集中于防熱結構設計[11-15]，通常將防熱層內側按絕熱邊界處理，以內側結構能夠承受的溫度上限為防熱設計目標[16-17]，未考慮防熱結構與返回艙間耦合換熱過程，再入返回過程氣動熱對返回艙結構、設備和空氣溫升等熱特性影響研究工作開展較少；文獻[18]將充氣式返回艙氣動加熱計算的表面熱流分布作為邊界條件，分析了防熱結構材料層的溫度變化特性，但未對艙內溫度變化特性進行分析；文獻[19]給出了“神舟七號”載人飛船返回艙在軌返回過程溫度變化，近地軌道載人飛船和面向載人登月任務的新一代載人飛船存在的差異。

針對新一代載人飛船返回艙再入過程氣動熱流大、防熱結構形式新等新特點，為滿足控制返回艙溫升在正常范圍內的需求，開展了高熱流密度氣動熱環(huán)境對返回艙熱設計影響分析研究。選取了鈍頭體構型布局、蜂窩板支撐式防熱結構及跳躍式返回的典型飛船返回艙作為研究對象[7-8]，建立了返回艙動態(tài)耦合傳熱集總參數(shù)模型，對返回艙傳熱過程進行分析，在氣動熱環(huán)境下研究返回艙空氣、艙體及設備的耦合換熱特性，分析不同設計參數(shù)的影響，提出熱控設計優(yōu)化措施，并應用于我國新一代載人飛船試驗船返回艙熱控設計進行在軌飛行驗證。

1 返回艙傳熱模型

圖1（a）給出了典型的新一代飛船返回艙整體外形示意圖，“阿波羅”飛船和“獵戶座”飛船均采用此類鈍頭體外形結構[8-9]。返回艙艙壁外側全部設置燒蝕防熱材料以隔離氣動熱影響，圖1（b）給出了返回艙防熱結構安裝形式及傳熱過程示意，防熱燒蝕材料安裝于鋁蜂窩板上，鋁蜂窩板通過支架固定于返回艙艙外壁，返回艙為密封艙，內壁包覆隔熱泡沫，艙內采用通風系統(tǒng)保證載人風速環(huán)境符合要求和空氣溫度均勻性。在返回艙外壁上安裝有設備，設備處于鋁蜂窩板與返回艙夾層內，具體形式可參見文獻[20]和文獻[21]，返回艙采用典型的跳躍式軌道，以近第二宇宙速度返回。

圖1 返回艙傳熱過程示意Fig.1 Schematics of reentry capsule heat transfer process

基于傳熱過程特點，傳熱模型采用如下簡化：

1）返回艙內采用集中式通風系統(tǒng)，空氣溫度及風速分布均勻，空氣溫度采用集總參數(shù)假設；返回艙艙壁、設備及鋁蜂窩板因導熱良好也均采用溫度集總參數(shù)假設。

2）防熱燒蝕層內側溫度主要取決于氣動熱流，忽略返回艙溫度變化對防熱層內側溫度影響。

3）設備與艙壁溫度水平相近、角系數(shù)小，忽略設備與艙壁間輻射換熱，設備和艙壁均只考慮與蜂窩板間輻射換熱。

4）艙壁泡沫、多層、蜂窩板安裝支架熱容較小，忽略其熱容影響。

基于上述傳熱關系和簡化假設，建立返回艙空氣、艙壁、設備及蜂窩板在氣動熱環(huán)境下溫度控制方程如下

式中Kwc為艙壁與空氣傳熱系數(shù)，由于艙壁及泡沫厚度遠小于艙體特征尺寸，可近似表示為Kwc=1/(1/hc+δm/λm)；ρc、Vc、cc、Tc別為返回艙空氣的密度、體積、比熱容和溫度；τ為返回時間；Qc為返回艙內熱負荷；hc為泡沫表面空氣對流換熱系數(shù)；δm和λm分別為艙壁泡沫厚度和導熱系數(shù)；Aw為返回艙艙壁面積；Tw為返回艙艙壁溫度；ρw、Vw、cw分別為返回艙艙壁的密度、體積、比熱容；ρn、Vn、cn、Tn分別為設備的密度、體積、比熱容和溫度；ρh、Vh、ch、Th分別為蜂窩板的密度、體積、比熱容和溫度；Knw為設備與艙體間傳熱系數(shù)；Anw為設備與艙壁接觸導熱面積；σ為斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)；Anr為設備表面輻射換熱面積；εh為蜂窩板內側表面發(fā)射率；εn為設備表面發(fā)射率；εw為返回艙艙壁表面發(fā)射率；Ah為蜂窩板面積；當蜂窩板、艙壁或設備表面包覆多層隔熱材料時，可將多層等效為厚度為0的熱控涂層，其等效發(fā)射率εw、εh、εn均可表示為εeff/(1+εeff/εout)，εout為多層隔熱組件外表面膜實際半球發(fā)射率，εeff為多層有效發(fā)射率。Khw為蜂窩板與艙壁間傳熱系數(shù)；Ahw為蜂窩板與艙壁間支架接觸面積；Ta為防熱燒蝕層內側溫度；Qn為設備熱耗；Kah為蜂窩板法向傳熱系數(shù)。

式（1）反映了氣動熱環(huán)境下，返回艙蜂窩板、艙體、設備和空氣間的導熱、對流和輻射動態(tài)耦合換熱關系：空氣溫度控制方程描述了艙內空氣與返回艙艙體間對流和導熱耦合換熱關系，以及艙內熱耗對空氣溫度影響；艙體溫度控制方程描述了返回艙艙體與艙內空氣對流耦合換熱、與設備導熱耦合換熱、與防熱層內側蜂窩板間的輻射及導熱耦合換熱關系；設備溫度控制方程描述了設備與艙體導熱耦合換熱、與防熱層內側蜂窩板的輻射耦合換熱關系及設備熱耗影響；防熱層內側蜂窩板溫度控制方程描述了與防熱燒蝕層內側換熱、與設備間的輻射耦合換熱、與艙體間的輻射及傳導耦合換熱關系。該分析模型方程組為非線性常微分方程組，給定初始溫度及返回工作模式對應的熱負荷條件，利用數(shù)值方法可求得返回艙溫度變化特性[22]。

2 返回艙熱控設計分析

2.1 分析模型參數(shù)

基于前述模型，對返回艙在氣動熱環(huán)境下的熱特性進行分析研究，返回艙艙壁面積及密封艙體積等系統(tǒng)參數(shù)如表1所示。

表1 分析模型參數(shù)Tab.1 Analysis model parameters

為具代表性，選擇熱耗最大的某通信終端設備作為分析對象，其在返回前開機，返回段持續(xù)工作，其參數(shù)如表2所示。

表2 設備參數(shù)Tab.2 Avionics parameters

防熱燒蝕層內側溫度Ta按文獻[23]給出的跳躍式返回過程溫度變化作為氣動熱環(huán)境邊界條件，如圖2所示，返回時間約1 900s，防熱燒蝕層內側最高溫度為406K。為便于數(shù)值計算，將原始數(shù)據(jù)進行數(shù)值擬合為

從圖2對比結果可以看出，擬合結果與文獻[23]中給出的原始數(shù)據(jù)一致性較好。

圖2 跳躍式返回，防熱燒蝕層內側溫度隨時間變化Fig.2 For lunar skipping reentry trajectory, the inner surface temperature of thermal protection ablation material for time

2.2 艙壁/蜂窩板表面狀態(tài)優(yōu)化

為確定合理的返回艙表面熱控設計狀態(tài)，對返回艙艙壁和蜂窩板內側表面不同狀態(tài)下的返回艙再入過程溫度變化特性進行了分析，分析工況如表3所示。返回前初始狀態(tài)，利用主動熱控系統(tǒng)將空氣溫度Tc、艙壁溫度Tw，設備溫度Tn調節(jié)為293.2K，蜂窩板溫度Th為285.8K。返回開始，通信終端設備開機，熱耗增加至 67W；設備表面噴高發(fā)射率黑漆εn=0.88；與艙體間采用支架直接安裝，傳熱系數(shù)Knw為 50W/（m2·K）。返回艙內熱負荷Qc不變，其余參數(shù)見2.1節(jié)。

表3 不同表面狀態(tài)分析工況Tab.3 Analysis cases for different surface thermal emissivity

圖3給出了不同表面狀態(tài)下，返回過程，蜂窩板溫度隨時間變化，受氣動熱影響，蜂窩板溫度逐漸升高，最高溫度401K，蜂窩板溫度主要受防熱層內側溫度影響，蜂窩板內側及返回艙艙壁不同表面狀態(tài)對蜂窩板溫升影響較小。

圖3 不同表面狀態(tài)，蜂窩板溫度隨時間變化Fig.3 Honey-comb plate temperature for time with different surface thermal emissivity

圖4給出了通信終端設備返回過程溫度變化，設備最高溫度314K，最大溫升21K，蜂窩板內側噴黑漆（工況1）較包覆多層狀態(tài)（工況5），設備最大溫升相差1K，蜂窩板表面狀態(tài)對設備溫升影響較小。

圖4 不同表面狀態(tài)，設備溫度隨時間變化 Fig.4 Avionics temperature for time with different surface thermal emissivity

圖5和圖6分別給出了返回艙艙壁及艙內空氣返回過程溫度變化，表面狀態(tài)對返回艙艙壁及空氣溫升影響明顯。工況1為輻射換熱較強情形，返回艙艙壁最大溫升6K，空氣溫升3.5K，溫升較為明顯。為減小蜂窩板與返回艙艙壁間輻射換熱，可通過在蜂窩板內側包覆多層（工況3）、返回艙艙壁包覆多層（工況4）或蜂窩板內側及返回艙艙壁均包覆多層（工況5）來降低返回艙溫升。蜂窩板內側包覆多層（工況 3）和返回艙艙壁包覆多層（工況 4）均能夠有效降低溫升，且二者效果相當，返回艙艙壁最大溫升1K，空氣最大溫升0.6K。蜂窩板內側及返回艙艙壁均包覆多層（工況5）對降低溫升效果最好，返回艙艙壁最大溫升0.6K，空氣最大溫升0.3K，相對于單側包覆（工況3、工況4）差別不大。

圖5 不同表面狀態(tài)，艙壁溫度隨時間變化Fig.5 Capsule structure temperature for time with different surface thermal emissivity

圖6 不同表面狀態(tài)，空氣溫度隨時間變化Fig.6 Air temperature for time with different surface thermal emissivity

從分析對比結果可以看出，為有效控制返回艙溫升且節(jié)省熱控系統(tǒng)質量，可采用單側包覆多層措施，同時，為降低蜂窩板對返回艙外設備輻射加熱且便于多層安裝，將多層包覆于蜂窩板內側、返回艙艙壁保持鋁本色（工況3）為優(yōu)選方案。

2.3 設備熱控優(yōu)化

在按2.2節(jié)分析確定返回艙艙體熱控優(yōu)化設計狀態(tài)下，對返回過程艙外設備溫度變化特性進行分析。仍以熱耗最大的通信終端設備為代表，圖7給出了設備3種不同表面狀態(tài)：噴黑漆（εn=0.88）、鋁本色（εn=0.13）和包覆多層（εn=0.023 1），設備與艙體間傳熱系數(shù)Knw對返回段設備最大溫升 ΔTn，max影響：

圖7 設備最大溫升隨設備與艙壁接觸傳熱系數(shù)變化Fig.7 Maximum avionics temperature increase for heat transfer coefficient between the avionics and capsule structure

1）同一Knw條件下，設備表面發(fā)射率εn越高，設備最大溫升 ΔTn，max則越大。表面噴黑漆的高發(fā)射率表面狀態(tài)對應的設備最大溫升較包覆多層的低發(fā)射率表面狀態(tài)高約7℃。

2）增大設備與艙體間傳熱系數(shù)Knw，可降低返回段設備最大溫升 ΔTn，max。若設備與艙體絕熱安裝（Knw=0）、表面噴黑漆（εn=0.88），設備溫升最大，達25℃，設備最高溫度已接近允許上限。采用多層包覆等措施降低設備表面發(fā)射率，同時通過設備與艙體間采用熱管耦合等方式增大Knw，設備最大溫升能夠控制在5℃以內。

綜上，降低設備表面發(fā)射率、增加設備與艙體間傳熱系數(shù)是控制返回段溫升的有效措施。對于僅在返回段工作的電子設備，可同時采取上述兩項措施；對于在軌飛行段工作需要依靠表面輻射散熱，不宜降低設備表面發(fā)射率的設備，需通過增加設備與艙體間熱耦合措施來控制返回段設備溫升。

2.4 熱負荷分布優(yōu)化

圖8和圖9給出了不同返回艙艙外設備熱負荷Qf狀態(tài)下，返回艙艙壁溫度與空氣溫度隨時間變化，設備熱流密度按通信終端設備熱流密度選取。返回階段，返回艙外設備熱負荷越大，艙壁和空氣溫升也越大。但返回艙外熱負荷增加對艙壁和空氣溫升影響不大，返回段艙外設備熱負荷Qf=7 00W 較艙外設備熱負荷Qf=0W狀態(tài)，艙壁最大溫升僅相差0.6K，空氣溫升僅相差0.6K。

圖8 不同艙外熱負荷，艙壁溫度隨時間變化Fig.8 Capsule structure temperature for time with different heat load on the outer structure surface

圖9 不同艙外熱負荷，空氣溫度隨時間變化 Fig.9 Air temperature for time with different heat load on outer structure surface

圖10和圖11給出了返回段，不同艙內熱負荷狀態(tài)下，返回艙艙壁溫度與空氣溫度隨時間變化，艙內熱負荷由對流通風收集直接傳遞至空氣。返回階段，返回艙內熱負荷越大，艙壁和空氣溫升也越大。返回段艙內熱負荷Qc=7 00W 狀態(tài)，艙壁最大溫升3.3K，空氣最大溫升8.9K，空氣溫度已接近允許溫度上限，返回艙內熱負荷增加對艙壁和空氣溫升影響明顯。

圖10 不同艙內熱負荷，艙壁溫度隨時間變化Fig.10 Capsule structure temperature for time with different heat load in the capsule

圖11 不同艙內熱負荷，空氣溫度隨時間變化Fig.11 Air temperature for time with different heat load in the capsule

綜上，對于返回段工作設備，應盡量布置于返回艙艙外，避免集中于艙內時受對流通風傳熱能力限制，使返回艙空氣及艙壁溫度快速升高，影響載人熱環(huán)境控制。

3 飛行驗證

將分析提出的返回艙熱控設計優(yōu)化措施應用于我國新一代載人飛船試驗船。新一代載人飛船外形與結構特點如圖12所示，返回艙高4 340mm，最大直徑為4 100mm。返回艙采用防熱結構-密封結構雙層構型。根據(jù)前述分析結果，適應氣動熱環(huán)境的返回艙對應熱控措施如下（見圖12）：

圖12 新一代載人飛船返回艙Fig.12 Reentry capsule of new generation manned spacecraft

1）熱負荷分布優(yōu)化：將返回艙設備主要集中于密封艙和防熱結構之間的非密封艙空間，主要布局推進、姿軌控、回收著陸、信息管理等平臺設備；密封艙內主要布局航天員及環(huán)控生保相關設備。密封艙和防熱結構之間為非密封艙空間熱負荷占返回艙熱負荷 90%以上，利于返回段溫升控制。

2）設備導熱安裝：高功耗設備與密封艙結構或支撐結構進行導熱安裝，涂導熱脂，保持良好熱接觸，增強設備與安裝面間導熱。

3）防熱層蜂窩板內側表面低發(fā)射率處理：對于頭罩、肩部、側壁對應的防熱層蜂窩板內側包覆15單元多層隔熱材料，對于裙部的防熱層蜂窩板內側表面貼低發(fā)射率聚酯鍍鋁薄膜，降低密封艙艙壁與防熱層內側間輻射換熱。

4）返回艙密封艙艙壁低發(fā)射率處理：密封艙鋁壁表面維持鋁本色，降低密封艙艙壁與防熱層內側間輻射換熱。

5）防熱層與密封艙艙壁間隔熱：在防熱層安裝支架與防熱層蜂窩板之間安裝3mm厚玻璃鋼隔熱墊，降低防熱層與密封艙壁間導熱。

2020年5 月，新一代載人飛船試驗船完成首次在軌飛行，氣動熱防護、氣動熱環(huán)境下返回艙熱控設計得到了在軌飛行驗證。返回艙以近第二宇宙速度高速返回，最高氣動熱流密度4 500kw/m2，較“神舟”載人飛船返回過程熱流密度高4倍。表4給出了再入返回過程，返回艙結構與空氣溫度變化，表5給出了返回艙大功耗設備溫度變化。圖13～圖16分別給出了再入返回段防熱層內側蜂窩板、密封艙壁、空氣溫度和典型大功耗設備溫度變化曲線。再入返回段，防熱層內側蜂窩板最大溫升51.3℃，最高溫度74℃；返回艙密封艙壁最大溫升7.6℃，最高溫度20.9℃，滿足不高于45℃指標要求；返回艙密封艙空氣溫度最大溫升2.6℃，最高溫度17.9℃，滿足不高于26℃指標要求；返回艙設備最大溫升10.7℃，最高溫度23℃，滿足不高于50℃指標要求。各項溫度指標均處于正常范圍之內，驗證了適應高氣動熱環(huán)境的返回艙熱控措施有效性。

圖13 再入返回段，防熱層內側蜂窩板溫度變化Fig.13 Honey-comb plate temperature for time during reentry phase

圖16 再入返回段，典型設備溫度變化Fig.16 Avionics temperature for time during reentry phase

表4 再入返回過程，返回艙結構與空氣溫度變化Tab.4 Reentry capsule structure and cabin air temperature variants during reentry phase

表5 再入返回過程，返回艙設備溫度變化Tab.5 Reentry capsule avionics temperature variants during reentry phase

圖14 再入返回段，密封艙壁溫度變化Fig.14 Pressurized cabin structure temperature for time during reentry phase

圖15 再入返回段，空氣溫度變化 Fig.15 Cabin air temperature for time during reentry phase

4 結束語

本文對氣動熱環(huán)境下新一代載人飛船返回艙熱控特性進行了研究，根據(jù)再入過程返回艙傳熱特性，建立了氣動熱環(huán)境下返回艙動態(tài)耦合傳熱集總參數(shù)模型，分析了再入返回過程返回艙動態(tài)耦合換熱過程，提出了返回艙熱控優(yōu)化設計措施。將提出的優(yōu)化熱控措施應用于我國新一代載人飛船試驗船并完成了首次飛行驗證，在近第二宇宙速度返回氣動熱環(huán)境下，返回艙結構、設備、空氣溫度段均控制在正常范圍之內，驗證了方法與措施的有效性。

相對于以往“神舟”飛船返回艙，新一代載人飛船返回艙以近第二宇宙速度返回，氣動熱流密度較“神舟”飛船返回艙高4倍，防熱層結構、設備布局、傳熱路徑與“神舟”飛船返回艙差異較大，通過分析提出的熱負荷分布盡量在密封艙外、防熱層蜂窩板內側多層隔熱、返回艙艙壁保持鋁本色、增加設備與艙體間傳熱系數(shù)等返回艙熱控優(yōu)化措施，有效控制了返回艙返回再入過程的溫升。

通過研究建立的氣動熱環(huán)境下返回艙動態(tài)耦合傳熱模型和返回艙熱控優(yōu)化設計措施，可推廣應用于其它返回艙，為返回式航天器適應氣動熱環(huán)境的熱控設計及防熱設計提供參考。