火星着陆发动机气凝胶材料热防护装置设计

郑凯，饶炜，向艳超，张栋，张冰强，薛淑艳，戴承浩，叶青

1.北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094 2.北京空间飞行器总体设计部，北京 100094

天问一号火星着陆巡视器是中国首个地外行星着陆航天器，着陆巡视器在火星进入、下降、着陆(EDL)过程中大推力着陆发动机长时间点火进行反推制动、实施动力减速，是火星着陆探测任务的关键环节。受限于探测器的总体构型，着陆发动机内嵌安装在着陆巡视器舱体结构的中央，发动机点火时壁面存在1 000～1 500 ℃的超高温，会对周围舱体结构和设备造成极大的热冲击，使其因高温受损。因此，必须采取合适的热防护措施，隔离着陆发动机点火时的局部超高温。

常规卫星发动机和月球软着陆动力减速发动机均工作在真空环境中，利用多层隔热组件型高温隔热屏的多级热辐射反射结构实现对发动机高温辐射热流的屏蔽与隔离效果良好、技术成熟。然而对于火星EDL过程，因火星表面存在压力约1 000 Pa、主要成分为CO的大气层，多层隔热组件的隔热性能受到内部气体换热影响而显著衰减，其在常温下的当量导热系数由7.62×10W/(m·℃)(真空环境)增至5.43×10W/(m·℃)(1 000 Pa低压环境)，相差2个数量级，因此适用于真空环境的发动机高温隔热屏成熟热防护技术无法应用于火星着陆发动机。

鉴于此，针对天问一号火星着陆发动机研发一种能够适应火星大气环境的新型热防护装置。本文全面介绍了热防护装置的工作环境、基本结构、理论分析、参数优化、设计验证及飞行试验相关情况。

1 工作环境

热防护装置设计需考虑的环境因素包括外部火星表面热环境及内部的着陆发动机热边界。火星表面存在稀薄干冷的大气层，其主要成分为CO，大气压力约1 000 Pa，平均气温约-53 ℃，风速最大可达15 m/s，火星大气环境对隔热材料的选取有着决定性影响。着陆发动机在火星EDL阶段动力减速至着陆过程持续点火工作，标称工作时长为110 s，稳定点火时的喉部温度最高为1 500 ℃、喷管平均温度超过1 000 ℃，热防护装置构型与隔热层厚度应根据着陆发动机热边界进行优化。

2 基本结构

气凝胶是一种具有纳米孔隙结构的轻质材料，在微观上为纳米尺度固体骨架构成的三维立体网络结构，网络间包含着丰富的纳米孔隙。由于气凝胶骨架结构纤细且孔隙率高、具有极低的密度和固相热传导率，并且其内部纳米孔隙能够束缚气体分子运动、消除气体对流换热，在有大气的应用环境中可实现更轻质高效的隔热。因此选用气凝胶替代常规发动机隔热屏所用的高温多层隔热组件，设计能适应火星大气环境的着陆发动机热防护装置。

综合考虑隔热性能、耐温性能、密度等技术指标，选用莫来石纤维毡为增强基体的复合纳米气凝胶作为热防护装置的主体隔热材料。该材料的耐温极限为1 200 ℃，密度为320 kg/m，比热容为1 030 J/(kg·℃)。测得气凝胶材料的导热系数为0.018～0.053 W/(m·℃)，具体数值与应用环境有关。具体来看，在地面常压环境中，常温和900 ℃高温下的导热系数分别为0.025、0.053 W/(m·℃)；在模拟火星环境的气氛中，常温和1 200 ℃高温下的导热系数分别为0.018 、0.045 W/(m·℃)。需要说明的是，火星气氛下的高温导热系数受测试条件所限无法直接测量，该数值是根据5.2节热防护装置整体隔热性能试验数据通过反演拟合得到的。

着陆发动机气凝胶热防护装置组成结构如图1 所示。发动机推力室为轴对称外形，包括头部喷注器、圆柱形燃烧室段、双圆弧喷管收敛段及喉部、圆锥形喷管扩张段，发动机头部外侧设置安装法兰，用于与热防护装置的对接装配。气凝胶热防护装置由气凝胶隔热层与铝合金支架两部分组成，铝合金支架为气凝胶隔热层提供机械接口和有效支撑，气凝胶层与支架之间采用耐高温硅橡胶粘接固定，硅橡胶粘接层使用温度不超过120 ℃，显著低于硅橡胶材料的热分解温度。为简化气凝胶模具成型工艺，热防护装置整体设计为环绕着陆发动机一周的锥形筒结构。为实现与发动机的对接装配，热防护装置在周向分解为两块完全相同的半锥形筒。根据发动机嵌入到舱体结构内部的深度确定热防护装置的高度，而其外形锥度和气凝胶层厚度则需要通过优化计算确定。

图1 气凝胶热防护装置结构Fig.1 Structure of aerogel-based thermal protector

气凝胶在飞行力学环境作用下会逸出粉末状多余物，污染探测器器上设备。为此采用外部封装结构阻止多余物扩散，首先在气凝胶表面包覆一层致密的石墨纸薄膜，然后整体包覆莫来石布，最后用莫来石线将其缝制成一体，形成气凝胶隔热层组件。经力学环境试验验证，气凝胶层封装结构的多余物逸出量及热防护装置整体的力学性能均满足飞行使用要求。

3 理论分析

根据着陆过程流场分析结果，着陆发动机点火工作时产生的高温燃气在火星大气压强作用下呈束状流动，不会与热防护装置发生直接接触。外部低温火星大气沿热防护装置内壁流入热防护装置与发动机之间形成低速漩涡，并在喷流引射作用下随发动机高速燃气向下流动，热防护装置内部低速流场对热防护装置内表面和发动机壁面具有对流冷却效果，但并不显著。热防护装置设计中，在计算其内表面热交换时仅计算了内表面与发动机之间的辐射热交换，而忽略了内部流场的对流冷却作为热防护装置隔热设计的余量。

相对于热防护装置内表面所受发动机壁面超高温辐射热流，经气凝胶层隔热后向外散出的热量可忽略，因此气凝胶层可近似为绝热边界，据此利用能量守恒定律求解内表面温度。如图2所示，将发动机壁面沿轴向离散为个节点(令各节点的温度分别为,,…,，各节点的面积分别为,,…,，各节点对热防护装置的角系数分别为,,…,)，在热防护装置与发动机之间下方的敞口处构建辅助黑表面，使参与辐射换热的表面形成封闭腔。由于气凝胶层为绝热边界，热通量为0，可据此建立能量平衡方程：

(1)

式中：为热通量；为斯蒂芬-玻尔兹曼常数；、和分别为气凝胶层表面的红外发射率、温度和面积；为发动机壁面红外发射率；、和分别为发动机壁面节点的温度、面积和角系数；、和分别为空心锥台下端敞口处所构建的辅助黑表面的温度、面积和对热防护装置角系数。

图2 内表面换热理论分析模型Fig.2 Theoretical analysis model of inner surface heat transfer

求解式(1)可得气凝胶层表面温度，然后根据材料耐温极限要求对其进行校核。当热防护装置外形锥度即图2所示半锥角越大时，热防护装置与发动机壁面之间的距离越远，则发动机壁面各节点对热防护装置的角系数,,…,越小，根据式(1)可知气凝胶层表面的温度可随之降低。然而热防护装置外形锥度增大会导致其轮廓尺寸和重量代价的增加。

将航天器离散成个节点，并对热防护装置外表面即支架表面建立能量平衡方程:

(2)

式中：和分别为气凝胶层的导热系数和厚度；′、′、′和′分别为热防护装置支架表面的温度、面积、太阳吸收比和红外发射率；和分别为热防护装置支架的重量和比热容；为时间；和分别为环境气体的对流换热系数和温度；为太阳辐射热流密度；、和分别为热防护装置支架相对太阳辐射、火星太阳反照和火星红外辐射的几何角系数；为火星表面对太阳辐射的反照热流密度；为火星表面的红外辐射热流密度；为热防护装置支架相对航天器上节点的吸收因子；为航天器上节点的红外发射率；为热防护装置支架与航天器上节点之间的热传导换热系数。参考国外火星探测器相关数据，天问一号着陆区域和着陆时间对应的火星地表大气温度约为-60～-40 ℃。根据平板对流传热关系式计算可得当低压CO来流速度由2 m/s(探测器下降速度)增加到15 m/s(火星地表最大风速)时，对流换热系数会从0.39 W/(m·℃)增加到1.50 W/(m·℃)。

求解式(2)可得热防护装置支架温度′，然后根据在轨飞行使用隔热性能要求对其进行校核。根据式(2)可知，基于纳米孔隙结构的气凝胶材料在大气环境中具有极低的导热系数，使其在实现同等隔热性能时所需隔热材料厚度更小，从而达成热防护装置整体的轻质和高效。

4 参数优化

基于第3节的理论分析，根据热防护装置的组成结构和传热理论模型进行数值仿真计算，对热防护装置的关键参数进行优化设计，在遵循小尺寸、轻量化设计原则的前提下，使装置隔热性能与材料耐温性能均满足相应的要求。

4.1 锥度优化

根据气凝胶材料耐温极限(1 200 ℃)对热防护装置的外形锥度进行设计，使气凝胶层在温度满足耐温极限要求的同时，尽量减小其锥度、减轻装置重量、缓解整器构形布局紧张。考虑10%的设计裕度，气凝胶层最高温度按照1 080 ℃进行设计，并通过计算不同外形锥度下的温度得到满足该温度要求的锥度临界值。采用着陆发动机设计单位提供的发动机稳定点火工作时的壁面温度数据作为热防护计算的定温边界条件，计算在不同半锥角条件下内表面气凝胶层温度沿轴线方向的分布曲线，结果如图3(a)所示，图中同时给出了着陆发动机壁面温度的轴向分布曲线。根据计算结果可知，受发动机喉部1 500 ℃超高温的影响，气凝胶层最高温度也出现在轴向与发动机喉部相近的位置，且最高温度随半锥角的增大而逐渐降低。当半锥角达到15°以上时，气凝胶层最高温度可降至1 080 ℃，满足设计要求。因此热防护装置设计为半锥角15°的锥筒外形。

图3 气凝胶热防护装置设计优化Fig.3 Design optimization of aerogel-based thermal protector

4.2 厚度优化

为保证周围舱体和设备安全，发动机点火期间热防护装置外表面即支架的温度应低于120 ℃。据此对气凝胶层的厚度进行设计，使装置整体隔热性能满足要求，且尽量轻薄。通过计算不同厚度条件下的温升曲线获取满足温度要求的厚度临界值。将气凝胶层表面设置为1 200 ℃定温边界，计算不同气凝胶层厚度相对应的热防护装置外表面温升曲线，结果如图3(b)所示。着陆发动机标称点火时长为110 s，考虑发动机关机后热返浸过程的温升，在优化计算中将高温边界的持续时间简化加严处理为200 s。根据计算结果可知，气凝胶层厚度的增加会使热防护装置外表面最高温度随之降低。但随着厚度的进一步增大，温度降幅逐渐变缓。当气凝胶层厚度增加至12 mm 时，热防护装置外表面最高温度可降至100 ℃以下，能满足设计要求且有足够的裕度。因此气凝胶层厚度设计为12 mm。

5 设计验证

5.1 仿真分析

采用Thermal Desktop热分析软件建立三维瞬态仿真分析模型，计算动力减速阶段着陆发动机点火时气凝胶热防护装置的瞬态传热过程及着陆发动机周围舱体结构与设备的温度场，对气凝胶热防护装置的设计有效性进行初步验证。气凝胶材料热物性按第2节所列参数进行设置，其中导热系数设置为火星气氛下随温度变化的参数，即常温和1 200 ℃高温下分别为0.018、0.045 W/(m·℃)。仿真分析的边界条件包括：① 着 陆发动机点火时的壁面高温定温边界，具体见图3(a)中发动机壁温曲线；② 外部火星环境气体对流换热边界，根据第3节所述对流换热参数，采取最严苛的高温条件(环境温度设为-40 ℃、对流换热系数取为0.39 W/(m·℃))；③ 空间外热流边界，根据天问一号着陆纬度和时间，着陆火星表面时接收的太阳辐射热流总量为502 W/m，火星红外辐射热流总量为465 W/m。

计算得到气凝胶热防护装置温度变化曲线如图4所示，内表面最高温度1 026 ℃，外表面最高温度为89 ℃。着陆时刻整器温度分布如图5所示，被防护舱体结构和设备的温度为-20～70 ℃。仿真分析结果表明气凝胶热防护装置设计合理可行，高温隔热性能满足在轨使用要求。

图4 气凝胶热防护装置温度变化仿真结果Fig.4 Simulation results of temperature variation of aerogel-based thermal protector

图5 着陆时刻温度场仿真结果Fig.5 Simulation result of temperature field at landing time

5.2 地面试验

对第2节所述的气凝胶热防护装置设计方案进行了工程实现，开展与着陆发动机的联合试车地面试验考核气凝胶热防护装置的隔热性能，并验证其对高温边界的适应性。联合试车地面试验系统如图6所示。试验时，着陆发动机按照在轨工作程序及推力进行点火工作，实现对高温热流边界的真实模拟。试验舱内气体压力维持与火星表面气压相近，以实现对火星低压气氛的准确模拟。真空罐壁及罐内气体为地面常温状态，外部热边界相对火星表面低于-40 ℃的低温大气环境条件更为严苛。整个试验过程中，热防护装置内表面最高温度为963 ℃、外表面最高温度为113 ℃，气凝胶层在经历高温之后外观良好，热防护装置在试验前后状态一致。地面试验结果表明，热防护装置能适应发动机点火时的高温热流边界，且在低压气氛中的隔热性能满足设计要求。

5.3 与常规隔热屏性能比较

大推力发动机高温隔热屏通常使用多层隔热组件作为隔热材料，为比较其与气凝胶隔热层的性能差异，对多层隔热组件在火星气氛下的高温隔热性能进行了测试。多层隔热组件试验件由3部分组成：① 高温多层，由5层耐高温高硅氧玻璃纤维布与4层铝箔交叠组成，可耐温650 ℃；② 中 温多层，由9层双面镀铝聚酰亚胺膜与8层铝箔交叠组成，可耐温400 ℃；③ 低温多层，由6层双面镀铝聚酯膜与5层涤纶网交叠组成，可耐温180 ℃。试验件实测的面密度为1.28 kg/m。被防护件为与试验件尺寸相同的1.5 mm厚铝板。在真空高温试验系统基础上，往真空罐内通入1 000 Pa左右CO气体模拟火星气氛。真空罐壁温度通过加热控温维持在初始温度50 ℃，模拟外部热边界。采用红外热源加热的方式控制试验件面膜温度达到650 ℃，并维持高温100 s，之后关闭热源并迅速挪开试验件，测量整个过程试验件各层温度的变化情况，测试结果见表1。可见试验件各层及被防护件最高温度均已接近允许温度的要求，隔热性能已达上限。测试及分析结果表明，在650 ℃高温及1 000 Pa气氛条件下，经3.5 mm厚气凝胶层隔热后的被防护件最高温度低于95 ℃，与该多层隔热组件试验件具有相同的隔热性能，而3.5 mm厚气凝胶层面密度为1.12 kg/m，相较多层隔热组件减重14.3%。对比可知在火星气氛下，为实现相同的防隔热功能，气凝胶热防护装置比常规隔热屏需要的重量代价更低、性能更优。

图6 气凝胶热防护装置与发动机联合试车地面试验系统Fig.6 Ground test system for combined test run of aerogel-based thermal protector and engine

此外，常规隔热屏由数层薄膜材料交叠组成，安装时还需划分成多个区块进行分区安装，制作及搭接装配工艺复杂，搭缝处还存在漏热风险；而气凝胶热防护装置为一体化构型，结构紧凑，安装、维修及更换方便，可靠性高。

6 飞行结果

2020年7月23日，天问一号探测器在海南文昌成功发射，经过地火转移、火星捕获和火星停泊阶段后，于2021年5月15日着陆巡视器与环绕器两器分离并实施EDL过程，成功软着陆于火星表面，首次实现中国地外行星软着陆。

动力减速至着陆过程中，热防护装置外表面温度测点的遥测数据如图7所示，可知外表面温度低于70 ℃，遥测结果表明气凝胶热防护装置在轨工作正常、性能良好，充分屏蔽了火星EDL动力减速过程着陆发动机点火高温。图7中同时给出了热防护装置外表面温度的仿真分析结果，对比可知外表面温度的仿真分析结果略高于遥测数据，其原因在于火星低温环境气体在热防护装置内部与发动机之间形成了低速流场，对热防护装置内表面和发动机壁面都有一定的对流冷却效果，而在设计和分析中仅考虑了热防护装置外部的流场，忽略了这部分内部流场，导致热防护设计偏保守，仍有一定改进空间。

表1 火星大气环境下多层隔热组件高温隔热性能测试结果Table 1 Thermal performance test results of multilayer insulator at high temperature in Martian atmosphere

图7 气凝胶热防护装置外表面遥测温度与分析温度对比Fig.7 Comparison of telemetric temperature and simulation temperature of aerogel-based thermal protector’s outer surface

7 结 论

本文针对天问一号火星着陆发动机超高温热防护难题，提出了一种能适应火星大气环境的气凝胶热防护装置，通过设计优化、设计验证及在轨飞行试验得出以下结论：

1) 在有大气的应用环境中，气凝胶热防护装置更加轻质和高效，显著优于常规发动机高温隔热屏。

2) 热防护装置外形锥度会影响气凝胶层的最高温度与耐温性能，气凝胶层厚度会影响热防护装置的隔热性能，需要通过设计优化在性能与重量代价之间找到合适的平衡点。

3) 天问一号在轨遥测结果表明，火星着陆发动机长时间点火时的超高温热流经气凝胶层屏蔽与隔离之后，气凝胶热防护装置外表面温度不超过70 ℃。气凝胶热防护装置有效保障了火星软着陆过程的安全。