鄭凱，向艷超，饒煒，張冰強(qiáng)，薛淑艷，戴承浩，張棟，王玉瑩

1. 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094 2. 空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094

1 引言

2020年7月23日，中國首次火星探測任務(wù)天問一號探測器在海南文昌成功發(fā)射。2021年5月15日，在經(jīng)歷了地火轉(zhuǎn)移、火星捕獲和火星停泊階段之后，著陸巡視器與環(huán)繞器兩器分離，隨后進(jìn)入艙攜帶祝融號火星車實(shí)施進(jìn)入、下降、著陸過程(簡稱EDL過程)[1]，經(jīng)過氣動(dòng)減速、降落傘減速、拋除防熱大底后的反推發(fā)動(dòng)機(jī)減速，完成懸停避障和緩速下降之后，在著陸緩沖機(jī)構(gòu)的保護(hù)下，抵達(dá)火星表面，成功軟著陸于火星烏托邦平原南部預(yù)選著陸區(qū)。天問一號探測器著陸火星，邁出了中國星際探測征程的重要一步，首次實(shí)現(xiàn)了中國深空探測從地月系到行星際的跨越。

與嫦娥三號、嫦娥五號等月球探測器[2-5]所面臨的月球著陸、月面生存、月晝正午采樣、月地再入返回相關(guān)的熱控難題不同，火星進(jìn)入艙熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨著多個(gè)新的技術(shù)挑戰(zhàn)：①地火轉(zhuǎn)移過程，器日距離由1.0 AU增至1.5 AU，太陽輻照強(qiáng)度差異近3倍，整器溫控難度大；②進(jìn)入火星大氣過程，進(jìn)入艙外部防熱材料因氣動(dòng)加熱而燒蝕，造成艙壁的長時(shí)間高溫；③動(dòng)力下降至著陸過程，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火進(jìn)行大推力反推制動(dòng)，局部出現(xiàn)1 500℃的超高溫；④EDL全過程，艙內(nèi)設(shè)備集中加電，上千瓦熱耗排散困難等。

地球再入返回式衛(wèi)星回收艙在軌工作時(shí)的長期熱耗很小，其熱控設(shè)計(jì)思路為[6-9]：在回收艙外壁噴涂低太陽吸收比、高紅外發(fā)射率的熱控涂層作為散熱面，內(nèi)壁包覆多層隔熱組件。在軌飛行時(shí)，通過多層隔熱組件向艙壁漏熱，即可維持艙內(nèi)設(shè)備溫度適宜；溫度過低時(shí)，則采用電加熱補(bǔ)償控溫予以解決；再入返回過程中，利用艙內(nèi)壁多層隔熱組件抑制氣動(dòng)熱對艙內(nèi)設(shè)備的影響，并且通過設(shè)計(jì)一個(gè)合理的再入前初始溫度以及整艙熱容，確保設(shè)備溫度滿足指標(biāo)要求。然而與地球衛(wèi)星不同，火星進(jìn)入艙在飛行過程中，太陽輻照強(qiáng)度會由1 317 W/m2(地球附近)大幅衰減至493 W/m2(火星附近)、變化幅度超過60%，并且進(jìn)入艙的艙體結(jié)構(gòu)很大、整艙直徑3.4 m，完全繼承上述設(shè)計(jì)思路會造成補(bǔ)償控溫功耗過大的問題，此外進(jìn)入艙還面臨火星著陸發(fā)動(dòng)機(jī)持續(xù)110 s點(diǎn)火時(shí)局部超高溫的防護(hù)難題。

常規(guī)衛(wèi)星發(fā)動(dòng)機(jī)和月球著陸發(fā)動(dòng)機(jī)均工作在真空環(huán)境中，利用多層隔熱組件型高溫隔熱屏的多級熱輻射反射結(jié)構(gòu)，隔離大推力發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火局部超高溫[2，10-11]。然而對于火星探測EDL過程，因火星表面存在壓力約1 000 Pa主要成分為CO2的大氣層，多層隔熱組件的隔熱性能受到內(nèi)部氣體換熱影響而衰減，其在常溫下的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)會由7.62×10-4W/(m·℃)(真空環(huán)境)增至5.43×10-2W/(m·℃)(1 000 Pa低壓環(huán)境)，相差2個(gè)數(shù)量級[11-12]。因此，適用于真空環(huán)境的成熟發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏技術(shù)，不能適應(yīng)火星表面的低壓氣氛，無法直接應(yīng)用于火星進(jìn)入艙。

鑒于此，針對前述火星進(jìn)入艙熱控難題，構(gòu)建出一套采用多項(xiàng)新技術(shù)的高效可靠熱控體系，有效保障了進(jìn)入艙在軌的安全穩(wěn)定運(yùn)行。本文全面介紹了進(jìn)入艙熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)約束、設(shè)計(jì)方案、設(shè)計(jì)驗(yàn)證以及在軌飛行結(jié)果相關(guān)情況。

2 設(shè)計(jì)約束

熱控系統(tǒng)的功能是在給定的約束條件下，通過控制航天器內(nèi)、外熱交換過程[6-8]，保證進(jìn)入艙從發(fā)射到壽命末期(包括在軌飛行、兩器分離、火星EDL過程)設(shè)備的溫度均滿足指標(biāo)要求。進(jìn)入艙熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的約束條件主要包括空間外熱流、設(shè)備工作熱耗、氣動(dòng)熱邊界、發(fā)動(dòng)機(jī)熱邊界和火星表面熱環(huán)境等幾個(gè)方面。

2.1 空間外熱流

進(jìn)入艙在不同飛行階段所經(jīng)歷的空間外熱流環(huán)境條件變化很大，要求熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案具有適應(yīng)空間外熱流大幅度變化的能力。在地火轉(zhuǎn)移階段，進(jìn)入艙接收的空間外熱流主要是太陽輻射熱流。根據(jù)地火轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)，進(jìn)入艙與太陽的距離單調(diào)遞增，到達(dá)器表的太陽輻射熱流隨之呈單調(diào)下降的趨勢，變化幅度在60%以上，如圖1(a)所示。熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，需要兼顧近地強(qiáng)外熱流環(huán)境和近火小外熱流環(huán)境。在環(huán)火飛行階段，除了持續(xù)接收太陽輻射熱流[13]之外，進(jìn)入艙還受到火星太陽反照與火星紅外輻射熱流的影響。環(huán)火軌道為偏心率0.89的大橢圓軌道，根據(jù)開普勒定律，進(jìn)入艙在近火點(diǎn)停留時(shí)間較短，在遠(yuǎn)火點(diǎn)停留時(shí)間較長，其接收的火星熱流呈周期性變化，如圖1(b)所示。熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，還需充分考慮環(huán)火軌道外熱流周期變化的影響。

圖1 空間外熱流Fig.1 External heat fluxes in space

2.2 設(shè)備工作熱耗

進(jìn)入艙在地火轉(zhuǎn)移和環(huán)火飛行階段長期處于小熱耗工作模式，在EDL階段短期處于多設(shè)備、大熱耗工作模式。飛行過程中還會經(jīng)歷數(shù)次設(shè)備自檢、GNC敏感器標(biāo)定，在此期間，設(shè)備短期加電工作。地火轉(zhuǎn)移和環(huán)火飛行階段，工作設(shè)備總熱耗僅為25 W，遠(yuǎn)小于外熱流功率，外部熱環(huán)境對進(jìn)入艙溫度有著決定性的影響。EDL階段，所有設(shè)備集中開機(jī)、熱耗超過1 kW，熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)還需解決短期大量熱耗的排散難題，避免局部工作設(shè)備超溫。

2.3 氣動(dòng)熱邊界

火星EDL階段，進(jìn)入艙在進(jìn)入火星大氣過程中進(jìn)行氣動(dòng)減速，受到火星大氣高速沖刷氣動(dòng)摩擦加熱，進(jìn)入艙外部防熱材料燒蝕，其外表面溫度超過1 000℃、內(nèi)表面溫度約200℃。熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，必須采取合適的措施對艙壁氣動(dòng)燒蝕高溫進(jìn)行隔離和防護(hù)，阻止其向艙內(nèi)漏熱而使設(shè)備因高溫受損。

2.4 發(fā)動(dòng)機(jī)熱邊界

進(jìn)入艙使用最大推力為7 500 N的變推力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行反推制動(dòng)，實(shí)現(xiàn)火星表面軟著陸。受限于總體構(gòu)形，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)嵌安裝在著陸平臺艙體結(jié)構(gòu)中央。動(dòng)力下降至著陸過程，著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)間110 s、推力室壁溫1 500℃，會對周圍艙體結(jié)構(gòu)和設(shè)備造成極大的熱沖擊。熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，必須采取合適的熱防護(hù)措施，隔離著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火時(shí)的局部超高溫，保障進(jìn)入艙著陸安全。

2.5 火面熱環(huán)境

進(jìn)入艙在落火后第一個(gè)火夜前完成所有工作，工作時(shí)段對應(yīng)的火星當(dāng)?shù)貢r(shí)間在13：00～18：00之間，之后不再有溫度要求。熱控系統(tǒng)必須適應(yīng)落火當(dāng)天著陸區(qū)的火星表面熱環(huán)境。參考國外火星探測器的相關(guān)數(shù)據(jù)[14-17]，著陸區(qū)火星地表及大氣溫度在一個(gè)火星日的變化曲線如圖2所示，火星表面風(fēng)速最大可達(dá)15 m/s。火星表面的溫度與風(fēng)速對整器散熱有決定性影響[18]，是熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)中必須考慮的關(guān)鍵因素。

圖2 著陸區(qū)一個(gè)火星日溫度變化曲線Fig.2 Landing area temperature variation in one Martian day

3 設(shè)計(jì)方案

3.1 器表涂層隔熱設(shè)計(jì)

在進(jìn)入艙外部防熱材料的外表面噴涂隔熱性熱控涂層，隔離艙內(nèi)外熱交換，維持飛行過程艙內(nèi)溫度穩(wěn)定。為此，應(yīng)用了一種能夠與進(jìn)入艙防熱材料基底相匹配的新型熱控涂層——SAL-2銀灰色鋁粉漆，其太陽吸收比低于0.4，紅外發(fā)射率低于0.4，既能夠減少對太陽熱流的吸收量、降低近地高溫環(huán)境下的艙體溫度，又能夠減少艙體自身熱量向冷空間的排散、在近火低溫環(huán)境下保溫?；赟AL-2新型熱控涂層的器表隔熱設(shè)計(jì)方案，顯著優(yōu)于采用常規(guī)低太陽吸收比、高紅外發(fā)射率熱控涂層的設(shè)計(jì)方案，長期平均控溫功率消耗僅為常規(guī)方案的1/4左右。

3.2 防熱結(jié)構(gòu)隔熱設(shè)計(jì)

在進(jìn)入艙背罩、大底艙壁防熱結(jié)構(gòu)內(nèi)部包覆多層隔熱組件，隔離艙壁防熱結(jié)構(gòu)與艙內(nèi)著陸平臺之間的輻射熱交換，同時(shí)對直接安裝在艙壁結(jié)構(gòu)上的設(shè)備實(shí)施隔熱安裝，減少設(shè)備與艙壁結(jié)構(gòu)之間的熱傳導(dǎo)。為適應(yīng)進(jìn)入過程艙壁高溫邊界，直接與艙壁接觸的熱控部件，包括多層隔熱組件的內(nèi)表面膜、固定多層隔熱組件用的銷釘以及設(shè)備安裝用的隔熱墊，均采用了可耐溫超過400℃的聚酰亞胺材料。艙壁內(nèi)部的多層隔熱組件利用粘貼在艙壁上的聚酰亞胺銷釘進(jìn)行固定，多層隔熱組件緊貼艙壁一側(cè)的面膜使用了比普通低溫多層耐溫性更好的雙面鍍鋁聚酰亞胺薄膜。艙壁上安裝的設(shè)備其具體隔熱措施為：在設(shè)備安裝面的各個(gè)安裝點(diǎn)處加裝圓形聚酰亞胺隔熱墊，進(jìn)行導(dǎo)熱隔離；同時(shí)，在艙壁內(nèi)部多層隔熱組件與設(shè)備安裝孔相對應(yīng)的位置處開設(shè)了尺寸略大于隔熱墊的開口，將設(shè)備直接隔熱安裝在其上方，進(jìn)一步減少安裝面的輻射漏熱。采用上述隔熱措施，能夠進(jìn)一步減小飛行過程外部熱環(huán)境對艙內(nèi)溫度的影響，還能充分隔離進(jìn)入過程艙壁氣動(dòng)燒蝕高溫向艙內(nèi)的漏熱。

3.3 著陸平臺等溫化設(shè)計(jì)

對著陸平臺結(jié)構(gòu)和設(shè)備外表面進(jìn)行高發(fā)射率的表面處理，并對設(shè)備實(shí)施導(dǎo)熱安裝，增強(qiáng)相互之間的熱交換。同時(shí)在著陸平臺上優(yōu)化布置熱管，進(jìn)一步增強(qiáng)著陸平臺內(nèi)部的熱耦合。具體而言，著陸平臺結(jié)構(gòu)為碳纖維蒙皮與鋁蜂窩夾芯復(fù)合結(jié)構(gòu)板，結(jié)構(gòu)外表面維持碳纖維材料原本狀態(tài)，即可滿足黑色高發(fā)射率的表面狀態(tài)要求，著陸平臺設(shè)備外表面則進(jìn)行黑色陽極化處理或者噴涂黑色熱控涂層，使其發(fā)射率達(dá)到0.85以上；在設(shè)備安裝面與結(jié)構(gòu)板之間填充導(dǎo)熱硅脂或者硅橡膠進(jìn)行導(dǎo)熱安裝，強(qiáng)化設(shè)備安裝面的接觸傳熱；在設(shè)備布置較為集中的著陸平臺頂板一側(cè)，外貼安裝了兩根鋁氨軸向槽道熱管，并且將安裝面熱流密度最大、工作溫度最高的設(shè)備(UHF收發(fā)信機(jī))直接導(dǎo)熱安裝在兩根外貼熱管的端部，提高局部大熱流的收集和排散效率。采用上述等溫化措施，可以在EDL階段短期、多設(shè)備、大熱耗的工作模式下，充分利用著陸平臺結(jié)構(gòu)和設(shè)備的整體熱容來抑制加電設(shè)備局部溫升，同時(shí)還能在著陸當(dāng)天進(jìn)火夜之前，利用著陸平臺整體熱容減緩設(shè)備的降溫過程。

3.4 局部主動(dòng)控溫設(shè)計(jì)

在有特殊溫度要求的部位布置電加熱器，進(jìn)行主動(dòng)式的加熱控溫，具體包括火工品、電池組、推進(jìn)系統(tǒng)，以及GNC設(shè)備如星敏感器等。根據(jù)不同飛行階段設(shè)備的溫度要求，設(shè)計(jì)了4檔控溫模式：模式1適用于兩器分離前，設(shè)備按照存儲溫度要求進(jìn)行控溫；模式2適用于整器能源緊張時(shí)，通過調(diào)低控溫閾值、斷開備份回路等措施，降低控溫功率消耗；模式3適用于兩器分離至著陸，設(shè)備按照工作溫度要求進(jìn)行控溫；模式4適用于著陸后，僅對著陸后仍需工作的設(shè)備繼續(xù)控溫。四種控溫模式的功率消耗設(shè)計(jì)值均不超過150 W。

3.5 發(fā)動(dòng)機(jī)高溫防護(hù)設(shè)計(jì)

在大推力著陸發(fā)動(dòng)機(jī)與著陸平臺艙體結(jié)構(gòu)之間設(shè)置熱防護(hù)裝置，用以隔離動(dòng)力下降過程發(fā)動(dòng)機(jī)長時(shí)點(diǎn)火高溫對進(jìn)入艙本體的熱影響。然而，基于多級熱輻射反射結(jié)構(gòu)的常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)高溫隔熱屏，其隔熱性能受火星環(huán)境氣體影響而顯著衰減。為解決這一問題，研發(fā)了一種基于耐高溫納米氣凝膠隔熱材料的新型發(fā)動(dòng)機(jī)高溫?zé)岱雷o(hù)裝置，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。氣凝膠層能夠耐受1 200℃以上高溫、經(jīng)氣凝膠層隔熱之后，裝置外表面溫度低于100℃。氣凝膠密度低于320 kg/m3，在地面常壓環(huán)境中，材料的室溫導(dǎo)熱系數(shù)低于0.025 W/m/℃、900℃高溫導(dǎo)熱系數(shù)低于0.053 W/m/℃。為比較常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)隔熱屏與氣凝膠熱防護(hù)裝置的性能差異，采用高溫烘烤試驗(yàn)，對常規(guī)隔熱屏所用的多層隔熱組件在火星低壓氣氛下的高溫隔熱性能進(jìn)行了測試。結(jié)果表明，相較常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)隔熱屏，在火星大氣環(huán)境中，同等隔熱性能的氣凝膠熱防護(hù)裝置可整體減重14.3%。氣凝膠熱防護(hù)裝置為中國首次使用的新技術(shù)，是中國航天器首套可適應(yīng)大氣環(huán)境的高溫屏蔽熱控產(chǎn)品。

圖3 著陸發(fā)動(dòng)機(jī)氣凝膠熱防護(hù)裝置Fig.3 Aerogel-based thermal protector for the landing engine

4 設(shè)計(jì)驗(yàn)證

為進(jìn)行設(shè)計(jì)驗(yàn)證，首先對進(jìn)入艙溫度場進(jìn)行仿真分析，初步驗(yàn)證了熱控設(shè)計(jì)的正確性。在此基礎(chǔ)上，開展系統(tǒng)級地面熱平衡試驗(yàn)，利用試驗(yàn)結(jié)果對仿真分析模型進(jìn)行校核，同時(shí)進(jìn)一步驗(yàn)證了熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案的有效性。

4.1 仿真分析

采用Thermal Desktop熱分析軟件建立了進(jìn)入艙三維仿真熱模型，如圖4所示。在熱分析模型中，將航天器劃分成n個(gè)節(jié)點(diǎn)，根據(jù)節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法，對于航天器上的任意節(jié)點(diǎn)j，其熱平衡方程式如下[6-8]：

(αjSφ1j+αjMr0φ2j+εjMi0φ3j)Aj+

式中：S為太陽輻射熱流密度；Mr0為火星表面對太陽輻射的反照熱流密度；Mi0為火星表面的紅外輻射熱流密度；Tj為節(jié)點(diǎn)j的溫度；Aj為節(jié)點(diǎn)j的面積；Gj為節(jié)點(diǎn)j的重量；cj為節(jié)點(diǎn)j的比熱容；αj為節(jié)點(diǎn)j表面的太陽吸收比；εj為節(jié)點(diǎn)j表面的紅外發(fā)射率；φ1j、φ2j、φ3j為節(jié)點(diǎn)j相對太陽輻射、火星太陽反照、火星紅外輻射的幾何角系數(shù)；Bkj為節(jié)點(diǎn)k和j之間的吸收因子；kkj為節(jié)點(diǎn)k和j之間的熱傳導(dǎo)系數(shù)；σ為斯蒂芬玻爾茲曼常數(shù)；τ為時(shí)間。

圖4 仿真分析模型Fig.4 Simulation analysis models

仿真分析的邊界條件主要包括：①空間外熱流；②設(shè)備工作熱耗；③進(jìn)入過程艙壁溫度邊界；④著陸過程發(fā)動(dòng)機(jī)壁面溫度邊界。為覆蓋任務(wù)過程中的極端溫度情況，綜合考慮飛行階段、飛行姿態(tài)、工作模式等因素，選取多個(gè)仿真分析工況，主要包括：近地高溫工況、近火低溫工況、EDL高溫工況、著陸后低溫工況。典型工況的仿真分析結(jié)果統(tǒng)計(jì)見表1，進(jìn)入艙溫度水平良好，艙內(nèi)設(shè)備的溫度范圍為-4.2～+43.6℃，設(shè)備溫度均滿足總體指標(biāo)要求，初步表明熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)有效。

4.2 地面試驗(yàn)

根據(jù)前述熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，在天問一號火星進(jìn)入艙上進(jìn)行了工程實(shí)施，并在初樣結(jié)構(gòu)熱控器和正樣飛行器上分別開展了系統(tǒng)級地面熱平衡試驗(yàn)[19-20]。熱平衡試驗(yàn)在空間環(huán)境模擬器中進(jìn)行，可準(zhǔn)確模擬在軌真空、冷黑背景等環(huán)境條件，同時(shí)采用紅外燈陣加熱器對進(jìn)入艙外部多種熱源進(jìn)行模擬。與航天器整星熱平衡試驗(yàn)通常采用的紅外籠相比，紅外燈陣對試驗(yàn)件的遮擋更少，附加熱流更低，在小外熱流條件的低溫工況中能夠獲得更準(zhǔn)確的溫度場，同時(shí)其瞬態(tài)響應(yīng)速度更快，能更準(zhǔn)確地模擬EDL過程外熱流的快速變化。主要工況試驗(yàn)與仿真分析溫度結(jié)果對比見表1，試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)果符合良好，表明仿真分析模型正確可信、熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理可行，熱控系統(tǒng)工程實(shí)現(xiàn)達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

表1 地面試驗(yàn)與仿真分析結(jié)果對比

5 飛行結(jié)果

根據(jù)飛行遙測數(shù)據(jù)，天問一號任務(wù)全過程，進(jìn)入艙熱控系統(tǒng)工作正常，關(guān)鍵產(chǎn)品氣凝膠熱防護(hù)裝置有效保護(hù)了艙體和設(shè)備不受著陸發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火熱影響，各個(gè)飛行階段進(jìn)入艙溫度水平均優(yōu)于指標(biāo)要求，保證了中國首次火星著陸探測任務(wù)的順利實(shí)施。

遙測數(shù)據(jù)顯示，進(jìn)入艙的主動(dòng)控溫加熱回路從2020年10月23日(在軌飛行3個(gè)月左右)開始逐漸起控，補(bǔ)償加熱部位主要包括推進(jìn)系統(tǒng)、火工品和蓄電池。整艙控溫功率隨著飛行時(shí)間逐漸增加，整個(gè)飛行過程，平均控溫功率不超過43 W，瞬時(shí)控溫功率不超過148 W，著陸火星后控溫功率不超過37 W，達(dá)到設(shè)計(jì)預(yù)期。

表2為進(jìn)入艙主要溫度測點(diǎn)在軌遙測結(jié)果。從中可以看出：①通過在器表噴涂新型隔熱性熱控涂層，使在軌飛行過程中防熱結(jié)構(gòu)溫度范圍為-74.6～+87.7℃、艙內(nèi)設(shè)備溫度范圍3.3～46.6℃，進(jìn)入艙溫度始終處于適宜的范圍之內(nèi)；②通過防熱結(jié)構(gòu)與艙內(nèi)的隔熱措施，以及著陸平臺內(nèi)部的均溫措施，使EDL過程中工作設(shè)備最高溫度40.3℃、落火之后工作設(shè)備最低溫度5.0℃，距離要求工作溫度區(qū)間(-40～+55℃)的上下限均有較大裕度。

表2 天問一號飛行遙測結(jié)果

圖5為典型設(shè)備溫度測點(diǎn)在EDL全過程的遙測數(shù)據(jù)。在-3 h時(shí)刻兩器分離，進(jìn)入艙設(shè)備全部加電，溫度開始上升；0時(shí)刻進(jìn)入火星大氣，EDL過程開啟，在+8 min時(shí)刻著陸火星。0時(shí)刻到+6 min時(shí)刻，受艙壁氣動(dòng)燒蝕高溫影響，部分設(shè)備溫度出現(xiàn)短時(shí)小幅上升；在約+6 min時(shí)刻，防熱大底拋除，因火星表面低溫氣體對流換熱，設(shè)備溫度迅速下降，并在著陸之后繼續(xù)下降。在EDL全過程，各設(shè)備的溫度均滿足要求。

圖5 EDL全過程遙測曲線Fig.5 Telemetry during EDL process

6 結(jié)論

本文針對天問一號火星進(jìn)入艙熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)約束和技術(shù)困難，在調(diào)研地球再入返回式衛(wèi)星與國內(nèi)月球著陸探測器熱控設(shè)計(jì)方案的基礎(chǔ)上，綜合采用隔熱設(shè)計(jì)、等溫化設(shè)計(jì)、主動(dòng)控溫設(shè)計(jì)等技術(shù)手段，研發(fā)并使用了SAL-2熱控涂層、氣凝膠熱防護(hù)裝置等新技術(shù)，構(gòu)建出一套適用于火星進(jìn)入艙的熱控系統(tǒng)，經(jīng)過仿真分析驗(yàn)證、地面試驗(yàn)驗(yàn)證，以及在軌飛行驗(yàn)證，得出以下結(jié)論：

1)采用艙壁外部噴涂SAL-2熱控涂層，艙壁內(nèi)部包覆多層隔熱組件等隔熱措施，能夠充分隔離飛行過程外熱流大幅變化與進(jìn)入過程艙壁氣動(dòng)燒蝕高溫對艙內(nèi)溫度的影響；

2)通過優(yōu)化布置熱管等著陸平臺內(nèi)部的等溫化措施，能夠充分利用著陸平臺結(jié)構(gòu)與設(shè)備的整體熱容，抑制大功率設(shè)備短期加電時(shí)的局部溫升，并且延緩著陸后設(shè)備的降溫過程；

3)氣凝膠熱防護(hù)裝置相比常規(guī)高溫隔熱屏在有大氣的應(yīng)用環(huán)境中具有更輕質(zhì)高效的隔熱性能，將其布置在著陸發(fā)動(dòng)機(jī)外部，能夠有效解決火星著陸過程發(fā)動(dòng)機(jī)局部超高溫的防護(hù)難題。

總體來看，熱控系統(tǒng)有效保障了任務(wù)期間進(jìn)入艙溫度適宜，圓滿完成了火星著陸探測工程任務(wù)要求，并且為后續(xù)火星探測以及其他天體探測的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)積累了有益經(jīng)驗(yàn)。