“阿波罗”登月飞行器热控系统方案概述

陈江平，黄家荣，范宇峰，丰茂龙

（北京空间飞行器总体设计部，北京100094）

1 引言

进入新世纪，各个航天大国先后发表了本国的载人深空探测规划。载人深空探测航天器作为载人深空探测规划的重要组成部分，其研制任务已成为各国航天器研制机构工作的重心之一。随着我国经济的快速发展，综合国力的增强，以进行载人深空探测为目的的航天工程也将在不久的将来启动。而“阿波罗”登月飞行器是目前唯一实现脱离地球轨道飞行的载人深空探测航天器，其热控系统设计方案和实施措施可为我国开展载人深空探测航天器热控系统研制所借鉴。

2 “阿波罗”登月飞行器概述

从20世纪60年代初开始，至1972年12月第6次登月成功结束[1]。美国组织并实施了“阿波罗”这一世界航天史上具有划时代意义的伟大工程，其目标是实现载人登月飞行和人类对月球的实地考察。“阿波罗”登月飞行器包括飞船（包括指令舱和服务舱）和登月舱3个部分组成[2]。在发射阶段，指令舱和服务舱是连接在一起的，如图1所示。

图1 “阿波罗”登月任务发射构型

指令舱是航天员在飞行中生活和工作的座舱，也是全飞船的控制中心。指令舱为圆锥形，高3.2m，最大直径3.9m，重（包括航天员）约6t[3]。

服务舱前端与指令舱对接，它为航天员提供电、氧气和其它的生保功能，以及发动机所需的推进剂，后端为推进系统主发动机喷管。舱体为圆柱形，高7.4m，直径4m，重约25t[3]。服务舱后端为登月舱。

登月舱包括两个舱段，分别称为上升级和下降级。登月舱的最大高度约为7m，它的四只支脚延伸时的直径约为9.5m，航天员可住容积约4.5m3，登月舱的地面起飞质量14.7t（含火箭燃料），干质量4.1t[4]。

3 指令舱与服务舱热控方案

“阿波罗”飞船（指令舱与服务舱）热控系统采用以流体回路和通风系统为核心，流体管路辐射器作为其热排散手段，并使用消耗性相变热排散系统进行辅助散热的设计方案。

“阿波罗”登月飞船热控系统在水星和“双子星”飞船热控系统设计的基础上进行研制，其使用的多层隔热材料、高温隔热屏、电加热控温系统及通风系统等技术已较为成熟。我国经过神舟飞船的研制，以上所述技术也已掌握[5]，并发展形成以主动热控为主，被动热控为辅的热控系统设计特点，通过多次更改和飞行验证，在模块化和通用性上均取得长足的进步。相对于“水星”、“双子星”飞船和神舟飞船的热控系统设计，“阿波罗”独特的以停滞式辐射器为热排散系统的流体回路系统减少了系统在低温工况所需的补偿功率，扩展了单相流体回路的适应性；指令舱涂层设计方案减少了指令舱同外部空间的热交换，降低了指令舱和服务舱热控系统设计的难度；消耗性相变热排散系统为流体回路系统提供了辅助散热的手段，可在辐射器散热能力不足时对流体回路进行辅助散热。

3.1 流体回路系统

图2 “阿波罗”指令舱/服务舱选择停滞式辐射器流体回路系统图

以“阿波罗”15指令舱和服务舱为例，其使用如图2所示的以单相流体回路为核心的热控方案，工质为乙二醇水溶液，流量为90.8kg/hr，使用停滞式辐射器[6]。辐射器安装在服务舱的后部，由2块弧度为130°的流体管路辐射器平板组成。每块辐射器平板在下游和一个小的辐射器平板串联起来。其工作原理是系统在低温工况时允许辐射器部分流体管路冻住，在高温工况时通过未冻住的流体管路把热量通过辐射器面板传导给冻住的流体管路实现快速解冻。通过选择合适的材料和管壁厚度，流体管路的承压能力大大增强，能承受解冻时乙二醇水溶液工质膨胀带来的巨大的局部压力的影响，这种设计方案使得辐射器有效辐射面积减少到初始面积的一部分，极大地减少了系统向外太空排散的热量。高温工况时散热能力不够通过乙二醇蒸发器进行蒸发提供辅助热排散手段，其辐射器入口流体温度最大可达到42℃；辐射器面板上的涂层为Z93白漆，其太阳吸收率为0.17，红外发射率为0.92；飞船通过多孔式冷凝换热器进行除湿，由于除湿能力不够强，难免在舱壁产生液滴，壁面除水工作需要航天员手动完成。

“阿波罗”指令舱与服务舱辐射器流体回路系统构型如图3所示[7]。流体回路包括主回路和次回路。主回路通过比例阀分为两路，并在进入大辐射器面板前分为5条并联管路，流过辐射器面板后合并成单管，与其后的小辐射器面板串联起来。次回路为单管路结构，将大辐射器面板和小辐射器面板串联起来。在高温工况时，回路系统正常运行，主路辐射器出口温度若存在差异，则通过比例阀增大辐射器出口温度更低的那一路的流量。低温工况时，使用旁路阀调节旁路的流量，并在辐射器出口温度降到-26℃时自动打开加热器。若还不能满足控温要求，则大辐射器平行的五条流体管路中的距次回路流体管路较远的外侧三条流体管路依次发生冻结，使辐射器有效辐射面积减少。当系统转到高温工况时，通过导热方式将未冻住的流体管路的热量传递到冻住的流体管路进行解冻。

图3 “阿波罗”飞船流体回路构型图

图4 “阿波罗”指令舱流体回路布局图

次回路是主回路的备份，不采用停滞式辐射器的热控系统设计，其在大辐射器上位于主回路不发生冻结的两条管路的中间，低温时使用加热器进行控温。所以，当次回路不工作时也不会发生工质冻结。高温工况散热能力不足时使用消耗性相变热排散系统器进行辅助散热[8]。

“阿波罗”登月飞行器的指令舱和登月舱没有水和氧气等物质的再生能力。一部分水来源于燃料电池工作的副产品，通过脱氢后可作为饮用水、冷却水使用，同时可为消耗性相变热排散系统提供工质。这种设计减少了储水罐初始储水量。另外，航天员代谢产水一部分通过冷凝换热器（CHX）收集到废液储箱或者通过舱段二氧化碳移除系统（由氢氧化锂和活性炭组成）进行排除。尿液也收集到废液储箱，同其它废水相混合后可作为冷却工质使用或排出到舱外[9]。

从二者差异性的分析来看，地图制图数据更具丰富的数据表达形式，空间数据则对数据的内部质量有着更为广泛和严密的要求，因此，可通过地图符号化的方法将地图制图数据分解为空间数据与符号化信息，并在生产地图制图数据过程中强化数据内部质量即可得到空间数据。

图4给出了指令舱热控系统流体回路联合消耗性相变热排散系统的方案设计。

3.2 指令舱涂层

“阿波罗”登月飞行器在转移轨道飞行或遭遇月影期间，外热流极低；而在环月轨道飞行时，月球红外热流极大。因此，“阿波罗”飞船研制了一种新型的涂层系统。通过在指令舱表面包覆聚酯膜，同时让飞船翻滚达到飞船各个表面均匀受照的热控设计方案，减少飞船同环境热流的交换并使涂层表面温度满足要求。包覆聚酯膜的“阿波罗”登月飞船外形图如图5所示。包覆聚酯膜的“阿波罗”登月飞船指令舱的外形如图6所示。由于飞船外表面包覆聚酯膜，所以看起来非常光亮[10]。

图5 包覆聚酯膜的“阿波罗”登月飞行器的外形图

图6 包覆聚酯膜的“阿波罗”登月飞行器指令舱的外形图

进一步文献调研得到“阿波罗”飞船指令舱与服务舱外表面涂层的太阳吸收率为0.1左右，红外发射率为0.1左右，具有很好的隔热效果[11]。

3.3 蒸发器

“阿波罗”指令舱与服务舱的流体回路在使用升华器的基础上还耦合了一个蒸发器进行辅助散热，蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。其外部构型如图7所示，内部核构型如图8所示[8]。当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器。蒸发器涉及系统集成存在三方面的考虑：第一，涉及航天器质量和能量平衡需要进行水管理，乙二醇蒸发器需要能多次运行，并能保证出口蒸汽中蒸汽含量接近100%。第二，对航天器制导导航设备，尤其是IMU需要进行精确和恒定的温度控制，这需要控制蒸发过程开始时的压力来控制冷却工质的温度，通过一个背压阀，耦合到蒸发器的蒸汽出口槽道，使蒸发器保持在湿的环境，在辐射器出口温度上升时蒸发器就能立即工作。第三，涉及蒸发器连接太空真空环境的蒸汽槽道，最终的设计构型是长约为2.4m，直径为0.05m，三次折成90°的弯管。

图7 蒸发器外部构型图

图8 蒸发器核构型

蒸发器工作需要消耗水，系统的水源主要是燃料电池发电产水，燃料电池每产生1kWh的电能生成350g的水，水存储系统由一个16.3kg容量的可移动水箱和一个25.4kg容量的废水储箱组成。密封舱舱内过量的水蒸汽或航天服回路气体通过航天服换热器内的水分离器收集并通过循环压缩机输送到废水储箱作为消耗性冷却工质使用。燃料电池产水直接输送到可移动水箱作为饮用水和食物复原用。当移动水箱满了，水回路自动将燃料电池产水输送到废水储箱，当两个水储箱都满了，直接将水排除到舱外。

4 登月舱热控方案

4.1 登月舱早期热控方案

“阿波罗”登月舱最初的热控方案采用水沸腾器和可展开式辐射器联合工作的热控方案，其热控系统原理图如图 9所示[12]。由于辐射器在落月之前不工作，需要使用水沸腾器进行落月前及上升级与下降级分离后的温度控制，该热控方案使用三通阀进行散热方式的切换，并可以使用三通阀调节流量，进行两种散热方式的联合工作，图中有两个切换阀，其中一个作为备份，备份三通阀可进行手动控制。

图9 “阿波罗”登月舱流体回路方案

登月舱使用的辐射器为可展开式辐射器。辐射器构型及展开过程如图10所示，其中登月舱总体构型及布局如图中（a）所示，辐射器位于着陆腿的上方。辐射器构型如图中（b）所示，共有三块辐射器面板，在落月前，辐射器处于折叠状态，三块辐射器面板折叠在一起，辐射器面板间通过平板旋转接头连接辐射器间的流体管路，折叠的三块辐射器与舱内流体回路通过主旋转接头进行流体管路的连接。其展开过程如图10 c、d所示。航天员出舱通过辐射器上安装的绳索将辐射器面板打开并把辐射器面板固定在登月舱下降级的着陆腿上。

4.2 登月舱最终热控方案

“阿波罗”最终的热控方案设计采用水升华器作为散热途径，并采用氟利昂闪蒸器作为辅助散热手段。其热控系统方案如图11所示[9]。

图11中给出的是航天员通过航天服连接登月舱进行补给的情况。补给过程主要包括补充氧气、水等生保用品、及进行预冷等热控操作。登月舱流体回路冷却系统使用的工质为乙二醇水溶液（65%/35%），流量为113.5kg/hr，用于收集舱内热量传输到升华器排散出去，系统还通过氟利昂沸腾器为流体回路提供辅助冷却。航天员出舱需要使用独立的或连接上便携式生保系统的航天服。

图10 登月舱可展开式辐射器构型及展开过程图

图11 “阿波罗”登月舱热控方案示意图

4.3 方案比较分析

“阿波罗”登月舱直到1962年7月才确定采用轨道对接方案，即由登月舱下降落月，上升级返回与指挥舱对接的飞行方案。而且最初对月球环境了解极少，甚至认为月尘太厚，会淹没航天器。直到1966年Surveyor1在月面软着陆成功才对月面环境有所了解，但前期一些错误认识的影响在后来的设计中没有时间进行修改。

“阿波罗”登月舱前期采用可展开式辐射器的方案，但在后来的设计中发现辐射器展开过程复杂，且需要航天员出舱进行展开，研制难度和任务危险性均较大，同时受美苏竞赛的影响，最终放弃了辐射器散热的方案。

随着载人深空探测任务的发展，以探月为目的的任务对月面停留时间、登月人数、出舱活动次数及时间都有了更高的要求。由于月面存在长时间大红外热流，则长期探月任务航天器其热控系统不能采用消耗型热排散系统。目前国外月球基地热控方案设计一般采用热泵系统；“牵牛星”月面着陆器由于月面任务时间较长，方案设计采用了以辐射器为热排散系统的设计。在目前的技术水平下，长期载人探月任务基本仍需配置可展开式辐射器，但其研制难度大，展开过程复杂，危险性较大。而升华器、蒸发器等消耗型相变热排散系统研制难度相对要小，可靠性更高，可满足短期任务的需要。我国在载人深空探测上，尤其在载人探月方面需要对使用辐射器作为热排散手段和使用消耗型相变热排散系统作为热排散手段进行权衡。

4.4 升华器

“阿波罗”登月舱热控分系统研制遇到的最大的难题就是水升华器的研制。登月舱用水升华器构型及内部结构如图 12、图13所示[13]。

登月舱使用的水升华器首先遇到难题就是多孔平板的铜焊问题，获得的早期多孔平板单元存在性能随时间退化的问题，而且性能也不能满足要求。随后采用更高渗透率的多孔平板，同时提高制造技术，包括对多孔平板焊接上翅片来减小铜焊的问题。而提高性能则采取提高冷却流道翅片密度的方法。另外，为了满足性能的要求，需要控制多孔平板的安装位置使得毛细孔质量更好的部分朝向蒸汽排放流道。

图12 水升华器剖面图

图13 水升华器内部结构图

升华器用工质水需添加微生物抑制剂，其微生物抑制剂的选择存在问题。最初采用将氯气作为微生物抑制剂加入到储存水中，但氯化后的水对水升华器产生的影响是不可接受的，其原因是该方法会导致氯基残留在蒸汽流道引起工质冰点的下降，出现液态水的泄露。后改为碘作为微生物抑制剂，测试结果表明微生物抑制效果好且其他性能不出现明显下降。

升华器最重要的参数是可执行任务时间及升华表面单位面积的用水量。升华器平板和组件在制造过程和测试过程尽可能储存在干燥氮气的环境下以减小性能退化。

升华器的性能退化数据取自“土星”火箭电子设备单元冷却用升华器。研究发现存储过程性能退化是腐蚀性产物缓慢累积的结果。运行过程性能退化和单位面积累积升华的水的量相关，其因为是水的腐蚀以及水中微粒阻塞毛细孔导致了升华器性能的退化。

最终登月舱飞行数据表明水升华器运行稳定，性能满足要求，同最初的预测相符。

5 总结

本文结合“水星”、“双子星”、神舟飞船热控系统调研得到“阿波罗”登月飞行器热控设计的关键技术为：指令舱与服务舱独特的停滞式辐射器流体回路系统，独特的指令舱热控涂层系统，消耗型相变热排散系统。并进一步研究了其热控实施过程、设计和制造存在的难点和解决措施。为我国载人深空探测飞行器热控设计提供了新的思路。

通过对登月舱早期热控系统设计方案及最终的热控系统设计方案的对比，得到两种方案的优缺点。进一步结合探月任务的需要，比较了长期探月任务同短期探月任务热控系统设计的差别。

综上所述，可以了解“阿波罗”登月飞行器热控的设计特点为：

（1）主动热控为主，被动热控为辅；

（2）系统设计冗余备份较少，可靠性、安全性较低。例如流体回路系统主回路失效后，次回路仅能维持飞船低负荷运行需要；

（3）方案设计技术储备严重不足，热控系统方案前期和后期变化较大。 ◇

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［2］T.Kelly.A Review of the Apollo Lunar Program and Its Lesson for Future Space Mission［J］.AIAA 90-3617，1990.

［3］Apollo Command/Service Module.Wikipedia.11http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo Command/Service Module.2011.

［4］Apollo Lunar Module.Wikipedia.http://en.wikipedia.org/wiki/Lunar Module.2011.

［5］黄家荣，范宇峰，禹颂耕，于新刚.神舟七号飞船单相热控流体回路在轨性能评价［J］.航天器工程，2009，Vol.18.

［6］Gretchen Reavis.Analytical Investigation of Pumped Fluid Loop Radiators for Orion Spacecraft［J］.2007.

［7］P.M.Summerhays，J.Angelone，W.A.Whitten，G.B.Whisenhunt.Test Report for Qualification Test of An Apollo Block II ECS Radiator Subsystem［R］，1967.

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