歐東斌，曾 徽，張 智，楊國銘，文 鵬

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

0 引言

火星是太陽系中除金星之外距離地球最近的行星?；鹦桥c地球的某些物理特性類似，加之其所具有的獨特地形地貌，已成為一顆承載著人類諸多夢想的星球，也是人類目前發(fā)射探測器最多的行星?；鹦翘綔y起步于20 世紀(jì)60 年代，截至目前共實施了近50 次探測活動，但大部分任務(wù)因故障而失敗，只有較少的任務(wù)取得部分或完全成功?；鹦翘剿黜椖恳彩俏覈羁仗綔y工程的重要組成部分：2020 年7 月23 日發(fā)射的“天問一號”火星探測器，于2021 年5 月15 日成功著陸火星，一次實現(xiàn)了環(huán)繞、著陸和巡視探測三大任務(wù)，是中國航天走向更遠(yuǎn)深空的里程碑工程。

對火星進入器而言，更關(guān)注火星大氣成分及溫度、壓力等數(shù)據(jù)隨高度的變化趨勢。美國“海盜號”（Viking）著陸器利用所攜帶的質(zhì)譜儀對火星低層大氣成分進行了探測，顯示火星大氣由體積分?jǐn)?shù)95.3%CO、2.7%N、1.6%Ar 和極少量的O、CO、水蒸氣組成，這與地球大氣有顯著差別。正是由于大氣成分和進入軌道的差異，火星進入器所面臨的氣動熱環(huán)境同地球返回器也有很大不同；鑒于熱防護材料的響應(yīng)在很大程度上取決于環(huán)境流場的化學(xué)成分，在CO氛圍中開展熱環(huán)境模擬及熱防護試驗將為火星進入器更精確的防熱建模和考核評估提供數(shù)據(jù)支持，促進防熱設(shè)計優(yōu)化。

本文簡述國外典型火星進入器及其氣動熱環(huán)境模擬，回顧國內(nèi)外在電弧風(fēng)洞和高頻感應(yīng)風(fēng)洞中進行火星進入器熱防護試驗方面的研究進展，對火星進入器熱防護試驗需要開展的工作方向給出建議，以期為我國后續(xù)火星探測項目的成功開展提供參考。

1 典型火星進入器及氣動熱環(huán)境

以美國已經(jīng)著陸火星的進入器為例：Viking 1/2火星進入器呈扁平狀70°球錐的基本氣動布局，進入器以4.5 km/s 的較低速度和-11°的配平攻角按升力式進入火星大氣層；“火星探路者”（Mars Pathfinder）同樣采用70°球錐布局，尺寸比Viking小，進入器跳過繞火階段，直接以7.48 km/s 的速度零攻角進入火星大氣層，因進入速度較高，其氣動力/熱環(huán)境遠(yuǎn)比Viking 的復(fù)雜，同時出現(xiàn)了湍流、燒蝕和輻射等復(fù)雜氣動問題；后續(xù)的“火星探測車”（MER A/B）和“鳳凰號”（Phoenix）均為彈道式進入，并充分運用了以往研究成果，其任務(wù)前的氣動力/熱數(shù)據(jù)多來自于數(shù)值模擬，初步形成火星氣動數(shù)據(jù)庫；“火星科學(xué)實驗室”（MSL）最大直徑4.5 m，以配平攻角-16°、進入速度5.6 km/s 按升力式進入火星大氣層；“毅力號”（Perseverance）與MSL 類似；“洞察號”（Insight）的外形和進入方式均與Phoenix類似。表1 總結(jié)了部分火星進入器的相關(guān)參數(shù)對比，包括相應(yīng)的熱環(huán)境條件以及進入器大底所采用的熱防護材料類型等。

表1 幾種美國火星進入器的參數(shù)比較Table 1 Comparison among parameters of several Mars entry vehicles developed by the United States

火星大氣層進入過程和地球再入有相似之處，但差異更大，特別是進入器身處火星大氣環(huán)境，其進入過程為非空氣介質(zhì)的高速流動，將產(chǎn)生特殊且嚴(yán)重的氣動和防熱問題。從氣動來講，流動呈現(xiàn)高馬赫數(shù)、低雷諾數(shù)、流動稀薄等特點；從防熱來講，高超聲速火星氣體流動同樣伴有激波層離解和電離、熱力學(xué)和化學(xué)非平衡、表面催化和燒蝕等真實氣體效應(yīng)，但CO主導(dǎo)的離解反應(yīng)機理、平衡/非平衡狀態(tài)和表面熱狀態(tài)有別于空氣。由此增加了火星進入熱環(huán)境的預(yù)測難度，同時也對地面氣動熱環(huán)境模擬和熱防護試驗提出新的挑戰(zhàn)。

Reynier綜述了蘇聯(lián)/俄羅斯、美國和歐洲在火星探測項目中進行的空氣動力學(xué)和氣動熱力學(xué)的研究進展，按型號（重點關(guān)注Viking 和Pathfinder）分析了收集的大量飛行、實驗和計算流體動力學(xué)數(shù)據(jù)，目的是建立一個關(guān)于火星進入的氣動數(shù)據(jù)庫，為未來任務(wù)做好準(zhǔn)備工作，并發(fā)展有關(guān)輻射傳熱、化學(xué)動力學(xué)等的新模型。Reynier 總結(jié)了與火星進入器設(shè)計有關(guān)的2 個主要不確定因素——預(yù)測前體湍流加熱的能力以及CO環(huán)境下的表面催化作用。

Wright 等指出，相比之前型號，MSL 著陸器由于大殼體尺寸（直徑4.5 m）、高彈道系數(shù)和非零攻角的組合，在彈道早期前體發(fā)生了轉(zhuǎn)捩。圖1 給出了MSL 層流和湍流條件下的中心線熱流、壓力和剪切力比較?？梢钥闯觯牧鳂O大改變了施加在物面上的氣動熱環(huán)境條件，湍流熱流密度超過層流加熱峰值的2.5 倍，剪應(yīng)力也增加了相同的倍數(shù)。事實上，正是由于轉(zhuǎn)捩導(dǎo)致的高熱流條件，加上在電弧風(fēng)洞試驗中觀察到的超輕燒蝕（SLA-561V）材料的故障（將在第2 章詳述），NASA 最終決定將MSL 的表面燒蝕材料由SLA-561V 改為酚醛浸漬碳燒蝕（PICA）材料。

圖1 預(yù)測的MSL 層流和湍流中心線熱流、壓力和剪切力比較[6]Fig. 1 Comparison of predicted MSL laminar and turbulent centerline heat flow, pressure, and shear stress[6]

一些模型表明：在模擬的火星大氣中由于催化作用而產(chǎn)生的熱流增量大約是地球空氣中的2 倍，復(fù)合反應(yīng)CO+O→CO和防熱材料表面O+O→O被證明可能是總熱流增加的重要因素。圖2 顯示了使用不同催化模型預(yù)測的早期MSL 設(shè)計軌跡峰值加熱點處的湍流熱流密度，峰值熱流從非催化表面的約47 W/cm到催化表面的125 W/cm，變比超過2.5 倍。后期的MSL 設(shè)計軌跡顯示出更高的總熱流，但非催化和催化預(yù)測之間的比例幾乎相同。

圖2 催化對MSL 預(yù)測湍流中心線加熱的影響[11]Fig. 2 Effect of catalysis on MSL prediction of turbulent centerline heating[11]

2 電弧風(fēng)洞火星熱防護試驗研究進展

電弧風(fēng)洞因其可以提供較為真實的氣動加熱環(huán)境，自20 世紀(jì)50 年代以來一直是各類高超聲速飛行器地面熱防護試驗的核心設(shè)備。針對火星進入器熱環(huán)境模擬及熱防護試驗特點，自20 世紀(jì)70 年代起，國內(nèi)外采用電弧加熱設(shè)備對大量工程型號，例 如， Viking、 Pathfinder、 MER A/B、MSL、“火星快車”（Mars Express）、“小獵犬2 號”（Beagle-2）及“天問一號”等，進行了大量試驗研究，以考查防熱材料/結(jié)構(gòu)燒蝕特性，為防熱系統(tǒng)設(shè)計提供支撐。另外，除明確的工程型號需求外，美國NASA 蘭利研究中心（LRC）、 約翰遜航天中心（JSC），德國宇航中心（DLR），意大利宇航中心（CIRA），以及中國航天空氣動力技術(shù)研究院（CAAA）等機構(gòu)均在電弧風(fēng)洞中進行過CO介質(zhì)運行試驗或評估，詳見表2。

表2 國內(nèi)外利用電弧風(fēng)洞開展火星熱防護試驗研究概況Table 2 Survey of Martian thermal protection tests using arc wind tunnel at home and abroad

2.1 工程性試驗

Strauss介紹了針對Viking 候選防熱材料所開展的不同氣氛的試驗研究，結(jié)果表明：大氣成分對超輕燒蝕材料（SLA）表面燒蝕后退量、質(zhì)量損失或碳層厚度均無明顯影響，但尼龍酚醛材料的線燒蝕率和質(zhì)量燒蝕率往往隨著氣體中氧含量的增加而增加。Congdon 等回顧了Viking 熱防護試驗，研究不同大氣組分（空氣，N，質(zhì)量分?jǐn)?shù)28%CO+72%N，質(zhì)量分?jǐn)?shù)50%CO+50%N）對不同材料（SLA-561/741/651）燒蝕性能的影響，以期為熱化學(xué)燒蝕建模提供試驗數(shù)據(jù)，但試驗數(shù)據(jù)未能揭示出強烈依賴于大氣成分的一致影響規(guī)律。

Viking 數(shù)據(jù)庫在20 世紀(jì)90 年代早期得到擴展，包括Pathfinder 任務(wù)的進入加熱環(huán)境在內(nèi)，所有后續(xù)的火星任務(wù)都依賴于擴展的數(shù)據(jù)庫。Pathfinder使用的SLA-561V 驗證試驗僅僅利用了標(biāo)準(zhǔn)的地球大氣環(huán)境。Tran 等描述了在NASA ARC TDF 2″×9″湍流導(dǎo)管設(shè)備中為噴氣推進實驗室（JPL）開發(fā)Pathfinder 熱防護電弧試驗的結(jié)果，評估了SLA-561V 在空氣介質(zhì)中剪切條件下的性能和幾種修復(fù)方法的有效性，試驗結(jié)果顯示：SLA-561V 的性能表現(xiàn)良好，即使在峰值條件下，碳層仍然保持完整；但大多數(shù)用作修補和填充物的樹脂的性能表現(xiàn)都很差。Tran 等還對Pathfinder 在NASA ARC IHF 60 MW 電弧風(fēng)洞中進行的平板試驗進行了描述，評估燒蝕材料的性能，測量燒蝕材料內(nèi)部和蜂窩結(jié)構(gòu)背面的溫度。試驗結(jié)果顯示，在任何模型上均未觀察到燒蝕材料的失效，但隨著試驗壓力的增加，試驗后模型表面粗糙度顯著增加。Willcockson介紹了Pathfinder 防熱系統(tǒng)設(shè)計和試驗：受試驗?zāi)芰ο拗?，Pathfinder 沒有進行CO介質(zhì)中的燒蝕試驗，所有試驗都在空氣介質(zhì)中進行。

MSL 在AEDC H2 和NASA ARC IHF 上均進行了大量試驗，包括駐點燒蝕和平板剪切試驗。由于MSL 尺寸的增加以及MSL 任務(wù)的熱環(huán)境比之前火星任務(wù)中的最高熱流（Pathfinder 任務(wù)中的105 W/cm）還要高約2 倍，在MSL 熱防護系統(tǒng)的早期開發(fā)中決定繼續(xù)使用SLA-561V 作為燒蝕材料。因為這種材料在駐點滯止流動中表現(xiàn)得相當(dāng)好，顯示出形成玻璃狀熔體層的跡象（參見圖3）。但由于該防熱材料在進入火星大氣層時將首次經(jīng)歷湍流和高剪切環(huán)境，所以在平板、楔形和后掠圓柱體等各種電弧設(shè)備中進行試驗，以確定剪切對該材料的影響。結(jié)果在這些測試過程中，飛行包絡(luò)線內(nèi)的一系列條件導(dǎo)致了SLA-561V 的災(zāi)難性故障（見圖4），促使NASA 最終決定用PICA 取代SLA-561V。且由于PICA 不能整體大面積成型，還對不同尺寸拼接的局部結(jié)構(gòu)件進行了大量燒蝕試驗，包括確定PICA 裝配間隙，以及損壞和維修等特殊情況下的電弧風(fēng)洞試驗。為了彌補無法在CO中進行測試的局限，PICA 的響應(yīng)模型通過改變在NASA JSC 電弧噴射測試中氧含量的百分比來予以間接驗證。需要注意的是，在空氣中和在CO中測試的區(qū)別之一是可用氧的量，而富氧環(huán)境與CO環(huán)境對測試結(jié)果的影響是否相當(dāng)其實是個未知數(shù)。

圖3 SLA-561V 樣品的電弧駐點燒蝕試驗結(jié)果[20]Fig. 3 The stagnation materials of SLA-561V arc test[20]

圖4 SLA-561V 樣品的電弧平板剪切試驗結(jié)果[20]Fig. 4 The panel materials of SLA-561V after arc test[20]

Labaste 等介紹，在MarsExpress 項目中為對Beagle-2 著陸器進行防熱考核，曾對EADS SIMOUN進行改造以滿足CO氣氛運行環(huán)境；Sauvage 等則介紹了在SIMOUN 電弧風(fēng)洞中添加粒子以模擬火星大氣沙暴環(huán)境的試驗，但試驗結(jié)果的詳細(xì)報道不多。

CAAA 針對我國首次火星探測任務(wù)需求，設(shè)計和建立了電弧風(fēng)洞火星熱環(huán)境模擬及熱防護試驗方法和平臺，完成了大流量CO和N供氣，CO 監(jiān)測防范和處理等系統(tǒng)研制，可以在電弧功率最大10 MW、97%CO流量最大300 g/s 下復(fù)現(xiàn)火星進入器的真實氣動加熱環(huán)境，并完成了典型低密度蜂窩增強防熱材料和中密度纖維增強防熱材料試驗（見圖5）。結(jié)果顯示，CO介質(zhì)中防熱材料的表面溫度和背壁溫度與空氣介質(zhì)中的差別不大，兩者的表面燒蝕形貌均為良好，能夠滿足峰值熱流與總加熱量考核的要求。

圖5 “天問一號”熱防護材料電弧風(fēng)洞試驗前/后照片[26]Fig. 5 The Tianwen-1’s thermal protection material before and after arc heated wind tunnel test[26]

2.2 研究性試驗

NASA LRC 對高超聲速材料環(huán)境測試系統(tǒng)（HYMETS）（圖6）設(shè)備專門進行了改進，以提供CO測試環(huán)境，目前HYMETS 可以模擬體積分?jǐn)?shù)為71%CO、24%N和5%Ar 的火星大氣環(huán)境，其各氣體組分的加入位置見圖7，需注意，過高比例的CO會導(dǎo)致不可接受的鎢陰極氧化，損壞加熱器。Splinter 等比較測量了地球和火星進入環(huán)境的差異，在標(biāo)準(zhǔn)地球大氣、富氧地球大氣和火星大氣3 種條件下進行了比較，以評估用富氧地球大氣替代高比例CO火星大氣進行測試的充分性；通過比較3 種模擬氣氛環(huán)境在同一設(shè)備設(shè)定值（流量和電流）下的容積焓、熱流和駐點壓力，評估了模擬氣氛對設(shè)備性能的影響。試驗得到如下結(jié)論：1）模擬火星大氣的焓值高于標(biāo)準(zhǔn)和富氧地球大氣；2）火星環(huán)境下完全催化和非催化熱流在不同流量和電流下有不同的結(jié)果，與地球環(huán)境比較沒有明顯的差異規(guī)律；3）駐點壓力有與熱流一樣的變化趨勢；4）富氧地球大氣和模擬火星大氣雖然O的質(zhì)量分?jǐn)?shù)一樣，但獲得的焓、熱流和壓力結(jié)果不一樣；5）不同氣氛等離子體射流顏色存在差異，地球大氣偏橙紅色而火星大氣偏淡藍色。

圖6 NASA LRC 的HYMETS 設(shè)備[29]Fig. 6 Equipment of HYMETS in NASA LRC[29]

圖7 HYMETS 電弧加熱器進氣位置示意[29]Fig. 7 Schematic diagram of gas inlet of HYMETS arc heater[29]

Danehy 等在HYMETS 中利用發(fā)射光譜法研究了SiC 和PICA 在N（95%N+5%Ar）、模擬地球大氣（75%N+20%O+5%Ar）和模擬火星大氣（71%CO+24%N+5%Ar）中材料燒蝕光譜特性及脫體激波距離的變化。Szalai 等在HYMETS 中的空氣和CO測試環(huán)境下，對7 種燒蝕候選材料進行了篩選試驗，測量每個試樣的燒蝕后退、質(zhì)量損失以及表面/背面溫度，結(jié)果與空氣環(huán)境相比，一些材料在CO環(huán)境中的燒蝕程度明顯增加（參見圖8和圖9）。

圖8 材料在HYMETS 燒蝕試驗中的試驗截圖[28]Fig. 8 Screenshots of HYMETS test in air (a) and CO2 (b) [28]

圖9 PICA 樣品在HYMETS 燒蝕試驗后的剖切圖[28]Fig. 9 Sectional view of PICA sample after test in air (b) and CO2 (c)[28]

Papa 等介紹了NASA JSC 大氣再入材料和結(jié)構(gòu)評估設(shè)備（ARMSEF）將CO作為第3 種獨立控制測試氣體（N、O外）的工作，為大尺度模型精確模擬火星再入環(huán)境開辟了可能性。相比HYMETS 400 kW 的運行功率，JSC 擁有13 MW 電弧功率的能力，于2008 年在電弧射流中以4 種不同的氧含量氣氛對PICA 材料進行了測試（見圖10），以更好地了解原子氧對這種材料性能的影響，試驗結(jié)果顯示材料燒蝕與氧含量之間存在明顯的相關(guān)性。目前，JSC 電弧射流中CO測試氣體的最高質(zhì)量分?jǐn)?shù)為90%，并在其試驗系統(tǒng)開發(fā)中特別提到CO 聚集和C 沉積等對設(shè)備帶來的安全風(fēng)險以及應(yīng)對措施。文獻還對雙光子吸收激光誘導(dǎo)熒光技術(shù)（2P-LIF）及其在電弧射流診斷中的應(yīng)用進行了描述，提出了未來要開展的工作：1）97%CO+3%N真實火星大氣的模擬；2）將電弧功率和CO供氣能力分別提升至13 MW 和272 g/s；3）火星沙暴模擬。

圖10 PICA 在不同氧含量氣氛下的燒蝕試驗結(jié)果[22]Fig. 10 Ablation test results of PICA of different oxygen contents in atmosphere[22]

DLR L2K 中也進行了CO/N混合氣體的電弧風(fēng)洞試驗，Koch 等使用97%CO+3%N的混合氣體模擬火星大氣，在焓值為13.1 MJ/kg 和8.3 MJ/kg 的條件下進行了試驗，除壓力分布和冷壁熱流密度測量外，還采用發(fā)射光譜和NO、CO激光誘導(dǎo)熒光（LIF）技術(shù)得到了自由流區(qū)和模型前激波層的空間分辨的轉(zhuǎn)動溫度和濃度分布；另外，使用粒子流模擬火星大氣中的沙塵暴場景，驗證了ExoMars 所用Norcoat Liège 防熱材料的抗粒子侵蝕特性，并首次在L2K 上測量了顆粒速度。Gulhan等通過高焓氣流和CO/N的駐點對比試驗表明，原子氧與流動邊界層或材料表面的復(fù)合是增加表面熱流的影響參數(shù)。

CIRA Scirocco 70 MW 電弧風(fēng)洞擬對設(shè)備進行CO介質(zhì)運行改造，計算了氣體組分并評估分析了運行可行性。Marieua 等研究了在一定溫度和壓力范圍內(nèi)混合物（100%CO和95%CO+5%N）平衡組分，然后采用準(zhǔn)一維平衡和非平衡N-S 方程對噴管流動進行了數(shù)值模擬，給出了電弧風(fēng)洞在CO介質(zhì)中的理論性能，同時發(fā)現(xiàn)電弧風(fēng)洞在CO介質(zhì)運行時會產(chǎn)生大量的C 元素并在加熱器內(nèi)部積碳，故建議運行后檢修加熱器。國內(nèi)朱超等也開展了類似的研究，但未見有相關(guān)的試驗結(jié)果報道。

CAAA 研發(fā)了一套300 kW 研究型電弧加熱平臺，系統(tǒng)研究了空氣和CO介質(zhì)的氣動熱環(huán)境差異（部分結(jié)果參見圖11）以及介質(zhì)對電弧加熱器電熱特性、電極侵蝕特性的影響規(guī)律；并設(shè)計和建立了電弧風(fēng)洞等離子體光譜特性測量系統(tǒng)，實現(xiàn)了對電弧加熱等離子體輻射光譜特性的在線、實時測量，獲得了模擬火星大氣氣氛下的電弧加熱器輻射光譜、電極侵蝕、材料燒蝕和自由流靜溫及關(guān)鍵組分CO 濃度的在線定量測量結(jié)果。

圖11 空氣和CO2 介質(zhì)下的電弧風(fēng)洞等離子體射流截圖Fig. 11 Screenshots of air (a) and CO2 (b) plasma jets (by CAAA)

3 高頻感應(yīng)風(fēng)洞火星熱防護試驗研究進展

與電弧加熱器相比，高頻感應(yīng)耦合等離子體（Inductively Coupled Plasma, ICP）風(fēng)洞無需電極產(chǎn)生等離子體，是一種能夠提供無電極燒蝕產(chǎn)物污染的純凈高溫高速氣流環(huán)境的地面模擬設(shè)備，是開展高溫真實氣體效應(yīng)和材料表面催化效應(yīng)、輻射特性等氣動加熱基礎(chǔ)研究的重要設(shè)備。目前利用ICP 從事CO和CO+N混合氣體研究的機構(gòu)主要集中在歐洲，我國也進行了相關(guān)的研究性試驗，而在美國，電弧加熱設(shè)備通常用于相同的測試目的，ICP的相關(guān)研究相對較少。表3 歸納了國內(nèi)外利用ICP開展研究的概況。

表3 國內(nèi)外利用ICP 開展CO2 和CO2+N2 混合氣體的研究概況Table 3 Overview of research of CO2 and CO2+N2 mixture by ICP at home and abroad

Herdrich 等介紹了德國IPG4 的設(shè)計及其組成的PWK3 等離子體風(fēng)洞和使用CO介質(zhì)進行的實驗研究結(jié)果，開發(fā)了一個關(guān)于CO和CO+N的實驗數(shù)據(jù)庫。Endlich 等在PWK3 中使用粒徑小于10 μm 的氧化鐵粉末模擬火星的塵埃大氣，結(jié)果顯示加入粉末時的熱流高于沒有粉末時的，隨著壓力的升高熱流也略微升高，隨著軸向距離的增加熱流逐漸降低。Marynowski 等采用2P-LIF、光學(xué)發(fā)射光譜（OES）和高速相機（HSC）測量了流場關(guān)鍵參數(shù)，并對熱流、焓和總壓測量進行了深入探討。

Quang 等建立了CO等離子體射流的可見光和紫外光譜發(fā)射光譜技術(shù)，研究了VKI 風(fēng)洞CO等離子體射流在可見光范圍內(nèi)的輻射。Playez 等給出了在VKI 中2P-LIF 的實現(xiàn)方法，并測定模擬火星大氣（97%CO+ 3%N）離解等離子體射流中原子的數(shù)密度和平移溫度。

俄羅斯IPM 具有IPG1(60 kW)、IPG2(90 kW)、IPG3(1 MW)和IPG4(100 kW)等4 個高頻等離子體發(fā)生器，于20 世紀(jì)70 年代中期為應(yīng)對包括防熱材料催化特性研究在內(nèi)的BURAN（“暴風(fēng)雪號”）計劃的任務(wù)需求而建立，其中IPG4 可進行空氣、N、CO、Ar、CO+N+Ar 以及Ar+有機氣體等多種介質(zhì)試驗。Kolesnikov 等討論等離子體炬在模擬大氣再入過程中的應(yīng)用，對IPM 和VKI 開發(fā)的感應(yīng)加熱設(shè)備的模擬能力進行了比較分析；開展了金屬（銀、銅和鉬）和硅基防熱材料在空氣介質(zhì)和CO混合物中的催化試驗，在試驗條件下（參考Mars Pathfinder 和Mars Probe 選定壓力104 Pa，焓值14.4～38.5 MJ/kg，表面溫度390～1670 K），離解CO的催化效應(yīng)比空氣更為明顯（參見圖12）。文獻[50]介紹了SiC 熱防護材料在地球和火星再入條件下的微觀和宏觀分析方法，利用IPM IPG4和VKI 等離子體設(shè)備，研究了航天器再入大氣層過程中發(fā)生的氣體/表面相互作用過程。

圖12 離解CO2 和純氧條件下硅基材料的催化特性[49]Fig. 12 Catalytic properties of silicon based materials under dissociation of CO2 and pure oxygen[49]

我國CARDC 在高頻等離子體風(fēng)洞中建立了高溫CO流場，通過測量和計算獲得了溫度和物質(zhì)的量的分布，同時進行了紅外光譜測量實驗，獲得了CO在不同溫度下4.3 μm 附近的紅外光譜數(shù)據(jù)。在“天問一號”方案階段，利用CAAA 1.2 MW高頻感應(yīng)風(fēng)洞設(shè)備（見圖13）分別采用CO和空氣介質(zhì)開展了防熱材料駐點燒蝕試驗，并對防熱材料進行火星氣動熱環(huán)境下的適應(yīng)性考核（參見圖14）。

圖13 CAAA FD-18 高頻感應(yīng)風(fēng)洞設(shè)備[26]Fig. 13 The CAAA FD-18 ICP wind tunnel[26]

圖14 CAAA FD-18 高頻感應(yīng)風(fēng)洞材料燒蝕試驗照片[26]Fig. 14 TheCAAA FD-18 ICP wind tunnel test: (a) in air;(b)inCO2[26]

4 結(jié)束語

基于上述調(diào)研和分析，火星進入器熱防護試驗需要關(guān)注并開展的工作應(yīng)包括：

1） CO介質(zhì)下的熱防護考核試驗

所有已成功著陸的火星進入器全部利用電弧加熱設(shè)備或高頻感應(yīng)風(fēng)洞進行了各類材料/結(jié)構(gòu)的熱防護性能試驗，這是必不可少的。限于當(dāng)時試驗?zāi)芰?，僅Viking 和Beagle-2 在CO介質(zhì)中進行了燒蝕試驗，而其他進入器（如Pathfinder、MSL 等）均在空氣或富氧環(huán)境下進行了考核，并根據(jù)試驗結(jié)果采取了相應(yīng)的熱防護設(shè)計。我國在電弧風(fēng)洞和高頻感應(yīng)風(fēng)洞中采用CO介質(zhì)進行了真實火星大氣環(huán)境模擬，對進入器所用防熱材料進行了大量考核試驗，有力保障了我國首次火星探測任務(wù)的圓滿成功。

2） CO介質(zhì)下的熱防護研究試驗

美國在LRC HYMETS 和JSC ARMSEF 電弧加熱設(shè)備上進行了CO介質(zhì)下的研究性試驗，可以看出，在同一設(shè)備設(shè)定值下，不同介質(zhì)所對應(yīng)的高溫流場容積焓、熱流和滯止壓力均存在差異；高溫流場參數(shù)及模型熱響應(yīng)參數(shù)均與氧含量之間存在明顯的相關(guān)性；文獻中提到了在電弧加熱設(shè)備上開展CO介質(zhì)運行應(yīng)該特別注重的安全措施，但均未涉及CO介質(zhì)下電弧加熱器自身特性的研究。但研究空氣和CO介質(zhì)下的電弧加熱器運行特性（如電熱特性、電極侵蝕特性等）可為火星熱防護試驗提供必要的支撐，應(yīng)予以關(guān)注。

3） 先進測試技術(shù)發(fā)展

歐洲相關(guān)研究機構(gòu)在電弧風(fēng)洞和高頻感應(yīng)風(fēng)洞中進行了大量CO介質(zhì)下防熱材料催化特性基礎(chǔ)研究和先進測試技術(shù)（如TALIF、OES、HSC 等）發(fā)展。研究顯示，離解CO的催化效應(yīng)比空氣更為明顯，以光譜測試為代表的先進測試技術(shù)是未來發(fā)展的重點方向。

4） 火星沙塵侵蝕試驗

由于各方面的限制，火星熱防護試驗仍有許多工作有待進一步開展，如火星沙塵暴模擬試驗技術(shù)等。據(jù)資料顯示，火星大氣中會因為巨大溫差和沙塵顆粒導(dǎo)致極強的沙塵暴，因此火星進入器除面臨嚴(yán)酷的氣動加熱環(huán)境外，還可能面臨沙塵粒子對防熱材料的高速撞擊。德國DLR 和IRS、日本JAXA均進行過火星進入器防熱材料抗粒子侵蝕特性試驗。依據(jù)地球大氣再入侵蝕問題研究的經(jīng)驗，利用地面試驗探索粒子侵蝕的規(guī)律和機理，并提供必需的侵蝕數(shù)據(jù)，將為火星進入器防熱系統(tǒng)設(shè)計提供重要支撐。