火星进入器气动热环境模拟及热防护试验综述

欧东斌，曾 徽，张 智，杨国铭，文 鹏

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

0 引言

火星是太阳系中除金星之外距离地球最近的行星。火星与地球的某些物理特性类似，加之其所具有的独特地形地貌，已成为一颗承载着人类诸多梦想的星球，也是人类目前发射探测器最多的行星。火星探测起步于20 世纪60 年代，截至目前共实施了近50 次探测活动，但大部分任务因故障而失败，只有较少的任务取得部分或完全成功。火星探索项目也是我国深空探测工程的重要组成部分：2020 年7 月23 日发射的“天问一号”火星探测器，于2021 年5 月15 日成功着陆火星，一次实现了环绕、着陆和巡视探测三大任务，是中国航天走向更远深空的里程碑工程。

对火星进入器而言，更关注火星大气成分及温度、压力等数据随高度的变化趋势。美国“海盗号”（Viking）着陆器利用所携带的质谱仪对火星低层大气成分进行了探测，显示火星大气由体积分数95.3%CO、2.7%N、1.6%Ar 和极少量的O、CO、水蒸气组成，这与地球大气有显著差别。正是由于大气成分和进入轨道的差异，火星进入器所面临的气动热环境同地球返回器也有很大不同；鉴于热防护材料的响应在很大程度上取决于环境流场的化学成分，在CO氛围中开展热环境模拟及热防护试验将为火星进入器更精确的防热建模和考核评估提供数据支持，促进防热设计优化。

本文简述国外典型火星进入器及其气动热环境模拟，回顾国内外在电弧风洞和高频感应风洞中进行火星进入器热防护试验方面的研究进展，对火星进入器热防护试验需要开展的工作方向给出建议，以期为我国后续火星探测项目的成功开展提供参考。

1 典型火星进入器及气动热环境

以美国已经着陆火星的进入器为例：Viking 1/2火星进入器呈扁平状70°球锥的基本气动布局，进入器以4.5 km/s 的较低速度和-11°的配平攻角按升力式进入火星大气层；“火星探路者”（Mars Pathfinder）同样采用70°球锥布局，尺寸比Viking小，进入器跳过绕火阶段，直接以7.48 km/s 的速度零攻角进入火星大气层，因进入速度较高，其气动力/热环境远比Viking 的复杂，同时出现了湍流、烧蚀和辐射等复杂气动问题；后续的“火星探测车”（MER A/B）和“凤凰号”（Phoenix）均为弹道式进入，并充分运用了以往研究成果，其任务前的气动力/热数据多来自于数值模拟，初步形成火星气动数据库；“火星科学实验室”（MSL）最大直径4.5 m，以配平攻角-16°、进入速度5.6 km/s 按升力式进入火星大气层；“毅力号”（Perseverance）与MSL 类似；“洞察号”（Insight）的外形和进入方式均与Phoenix类似。表1 总结了部分火星进入器的相关参数对比，包括相应的热环境条件以及进入器大底所采用的热防护材料类型等。

表1 几种美国火星进入器的参数比较Table 1 Comparison among parameters of several Mars entry vehicles developed by the United States

火星大气层进入过程和地球再入有相似之处，但差异更大，特别是进入器身处火星大气环境，其进入过程为非空气介质的高速流动，将产生特殊且严重的气动和防热问题。从气动来讲，流动呈现高马赫数、低雷诺数、流动稀薄等特点；从防热来讲，高超声速火星气体流动同样伴有激波层离解和电离、热力学和化学非平衡、表面催化和烧蚀等真实气体效应，但CO主导的离解反应机理、平衡/非平衡状态和表面热状态有别于空气。由此增加了火星进入热环境的预测难度，同时也对地面气动热环境模拟和热防护试验提出新的挑战。

Reynier综述了苏联/俄罗斯、美国和欧洲在火星探测项目中进行的空气动力学和气动热力学的研究进展，按型号（重点关注Viking 和Pathfinder）分析了收集的大量飞行、实验和计算流体动力学数据，目的是建立一个关于火星进入的气动数据库，为未来任务做好准备工作，并发展有关辐射传热、化学动力学等的新模型。Reynier 总结了与火星进入器设计有关的2 个主要不确定因素——预测前体湍流加热的能力以及CO环境下的表面催化作用。

Wright 等指出，相比之前型号，MSL 着陆器由于大壳体尺寸（直径4.5 m）、高弹道系数和非零攻角的组合，在弹道早期前体发生了转捩。图1 给出了MSL 层流和湍流条件下的中心线热流、压力和剪切力比较。可以看出，湍流极大改变了施加在物面上的气动热环境条件，湍流热流密度超过层流加热峰值的2.5 倍，剪应力也增加了相同的倍数。事实上，正是由于转捩导致的高热流条件，加上在电弧风洞试验中观察到的超轻烧蚀（SLA-561V）材料的故障（将在第2 章详述），NASA 最终决定将MSL 的表面烧蚀材料由SLA-561V 改为酚醛浸渍碳烧蚀（PICA）材料。

图1 预测的MSL 层流和湍流中心线热流、压力和剪切力比较[6]Fig. 1 Comparison of predicted MSL laminar and turbulent centerline heat flow, pressure, and shear stress[6]

一些模型表明：在模拟的火星大气中由于催化作用而产生的热流增量大约是地球空气中的2 倍，复合反应CO+O→CO和防热材料表面O+O→O被证明可能是总热流增加的重要因素。图2 显示了使用不同催化模型预测的早期MSL 设计轨迹峰值加热点处的湍流热流密度，峰值热流从非催化表面的约47 W/cm到催化表面的125 W/cm，变比超过2.5 倍。后期的MSL 设计轨迹显示出更高的总热流，但非催化和催化预测之间的比例几乎相同。

图2 催化对MSL 预测湍流中心线加热的影响[11]Fig. 2 Effect of catalysis on MSL prediction of turbulent centerline heating[11]

2 电弧风洞火星热防护试验研究进展

电弧风洞因其可以提供较为真实的气动加热环境，自20 世纪50 年代以来一直是各类高超声速飞行器地面热防护试验的核心设备。针对火星进入器热环境模拟及热防护试验特点，自20 世纪70 年代起，国内外采用电弧加热设备对大量工程型号，例 如， Viking、 Pathfinder、 MER A/B、MSL、“火星快车”（Mars Express）、“小猎犬2 号”（Beagle-2）及“天问一号”等，进行了大量试验研究，以考查防热材料/结构烧蚀特性，为防热系统设计提供支撑。另外，除明确的工程型号需求外，美国NASA 兰利研究中心（LRC）、 约翰逊航天中心（JSC），德国宇航中心（DLR），意大利宇航中心（CIRA），以及中国航天空气动力技术研究院（CAAA）等机构均在电弧风洞中进行过CO介质运行试验或评估，详见表2。

表2 国内外利用电弧风洞开展火星热防护试验研究概况Table 2 Survey of Martian thermal protection tests using arc wind tunnel at home and abroad

2.1 工程性试验

Strauss介绍了针对Viking 候选防热材料所开展的不同气氛的试验研究，结果表明：大气成分对超轻烧蚀材料（SLA）表面烧蚀后退量、质量损失或碳层厚度均无明显影响，但尼龙酚醛材料的线烧蚀率和质量烧蚀率往往随着气体中氧含量的增加而增加。Congdon 等回顾了Viking 热防护试验，研究不同大气组分（空气，N，质量分数28%CO+72%N，质量分数50%CO+50%N）对不同材料（SLA-561/741/651）烧蚀性能的影响，以期为热化学烧蚀建模提供试验数据，但试验数据未能揭示出强烈依赖于大气成分的一致影响规律。

Viking 数据库在20 世纪90 年代早期得到扩展，包括Pathfinder 任务的进入加热环境在内，所有后续的火星任务都依赖于扩展的数据库。Pathfinder使用的SLA-561V 验证试验仅仅利用了标准的地球大气环境。Tran 等描述了在NASA ARC TDF 2″×9″湍流导管设备中为喷气推进实验室（JPL）开发Pathfinder 热防护电弧试验的结果，评估了SLA-561V 在空气介质中剪切条件下的性能和几种修复方法的有效性，试验结果显示：SLA-561V 的性能表现良好，即使在峰值条件下，碳层仍然保持完整；但大多数用作修补和填充物的树脂的性能表现都很差。Tran 等还对Pathfinder 在NASA ARC IHF 60 MW 电弧风洞中进行的平板试验进行了描述，评估烧蚀材料的性能，测量烧蚀材料内部和蜂窝结构背面的温度。试验结果显示，在任何模型上均未观察到烧蚀材料的失效，但随着试验压力的增加，试验后模型表面粗糙度显著增加。Willcockson介绍了Pathfinder 防热系统设计和试验：受试验能力限制，Pathfinder 没有进行CO介质中的烧蚀试验，所有试验都在空气介质中进行。

MSL 在AEDC H2 和NASA ARC IHF 上均进行了大量试验，包括驻点烧蚀和平板剪切试验。由于MSL 尺寸的增加以及MSL 任务的热环境比之前火星任务中的最高热流（Pathfinder 任务中的105 W/cm）还要高约2 倍，在MSL 热防护系统的早期开发中决定继续使用SLA-561V 作为烧蚀材料。因为这种材料在驻点滞止流动中表现得相当好，显示出形成玻璃状熔体层的迹象（参见图3）。但由于该防热材料在进入火星大气层时将首次经历湍流和高剪切环境，所以在平板、楔形和后掠圆柱体等各种电弧设备中进行试验，以确定剪切对该材料的影响。结果在这些测试过程中，飞行包络线内的一系列条件导致了SLA-561V 的灾难性故障（见图4），促使NASA 最终决定用PICA 取代SLA-561V。且由于PICA 不能整体大面积成型，还对不同尺寸拼接的局部结构件进行了大量烧蚀试验，包括确定PICA 装配间隙，以及损坏和维修等特殊情况下的电弧风洞试验。为了弥补无法在CO中进行测试的局限，PICA 的响应模型通过改变在NASA JSC 电弧喷射测试中氧含量的百分比来予以间接验证。需要注意的是，在空气中和在CO中测试的区别之一是可用氧的量，而富氧环境与CO环境对测试结果的影响是否相当其实是个未知数。

图3 SLA-561V 样品的电弧驻点烧蚀试验结果[20]Fig. 3 The stagnation materials of SLA-561V arc test[20]

图4 SLA-561V 样品的电弧平板剪切试验结果[20]Fig. 4 The panel materials of SLA-561V after arc test[20]

Labaste 等介绍，在MarsExpress 项目中为对Beagle-2 着陆器进行防热考核，曾对EADS SIMOUN进行改造以满足CO气氛运行环境；Sauvage 等则介绍了在SIMOUN 电弧风洞中添加粒子以模拟火星大气沙暴环境的试验，但试验结果的详细报道不多。

CAAA 针对我国首次火星探测任务需求，设计和建立了电弧风洞火星热环境模拟及热防护试验方法和平台，完成了大流量CO和N供气，CO 监测防范和处理等系统研制，可以在电弧功率最大10 MW、97%CO流量最大300 g/s 下复现火星进入器的真实气动加热环境，并完成了典型低密度蜂窝增强防热材料和中密度纤维增强防热材料试验（见图5）。结果显示，CO介质中防热材料的表面温度和背壁温度与空气介质中的差别不大，两者的表面烧蚀形貌均为良好，能够满足峰值热流与总加热量考核的要求。

图5 “天问一号”热防护材料电弧风洞试验前/后照片[26]Fig. 5 The Tianwen-1’s thermal protection material before and after arc heated wind tunnel test[26]

2.2 研究性试验

NASA LRC 对高超声速材料环境测试系统（HYMETS）（图6）设备专门进行了改进，以提供CO测试环境，目前HYMETS 可以模拟体积分数为71%CO、24%N和5%Ar 的火星大气环境，其各气体组分的加入位置见图7，需注意，过高比例的CO会导致不可接受的钨阴极氧化，损坏加热器。Splinter 等比较测量了地球和火星进入环境的差异，在标准地球大气、富氧地球大气和火星大气3 种条件下进行了比较，以评估用富氧地球大气替代高比例CO火星大气进行测试的充分性；通过比较3 种模拟气氛环境在同一设备设定值（流量和电流）下的容积焓、热流和驻点压力，评估了模拟气氛对设备性能的影响。试验得到如下结论：1）模拟火星大气的焓值高于标准和富氧地球大气；2）火星环境下完全催化和非催化热流在不同流量和电流下有不同的结果，与地球环境比较没有明显的差异规律；3）驻点压力有与热流一样的变化趋势；4）富氧地球大气和模拟火星大气虽然O的质量分数一样，但获得的焓、热流和压力结果不一样；5）不同气氛等离子体射流颜色存在差异，地球大气偏橙红色而火星大气偏淡蓝色。

图6 NASA LRC 的HYMETS 设备[29]Fig. 6 Equipment of HYMETS in NASA LRC[29]

图7 HYMETS 电弧加热器进气位置示意[29]Fig. 7 Schematic diagram of gas inlet of HYMETS arc heater[29]

Danehy 等在HYMETS 中利用发射光谱法研究了SiC 和PICA 在N（95%N+5%Ar）、模拟地球大气（75%N+20%O+5%Ar）和模拟火星大气（71%CO+24%N+5%Ar）中材料烧蚀光谱特性及脱体激波距离的变化。Szalai 等在HYMETS 中的空气和CO测试环境下，对7 种烧蚀候选材料进行了筛选试验，测量每个试样的烧蚀后退、质量损失以及表面/背面温度，结果与空气环境相比，一些材料在CO环境中的烧蚀程度明显增加（参见图8和图9）。

图8 材料在HYMETS 烧蚀试验中的试验截图[28]Fig. 8 Screenshots of HYMETS test in air (a) and CO2 (b) [28]

图9 PICA 样品在HYMETS 烧蚀试验后的剖切图[28]Fig. 9 Sectional view of PICA sample after test in air (b) and CO2 (c)[28]

Papa 等介绍了NASA JSC 大气再入材料和结构评估设备（ARMSEF）将CO作为第3 种独立控制测试气体（N、O外）的工作，为大尺度模型精确模拟火星再入环境开辟了可能性。相比HYMETS 400 kW 的运行功率，JSC 拥有13 MW 电弧功率的能力，于2008 年在电弧射流中以4 种不同的氧含量气氛对PICA 材料进行了测试（见图10），以更好地了解原子氧对这种材料性能的影响，试验结果显示材料烧蚀与氧含量之间存在明显的相关性。目前，JSC 电弧射流中CO测试气体的最高质量分数为90%，并在其试验系统开发中特别提到CO 聚集和C 沉积等对设备带来的安全风险以及应对措施。文献还对双光子吸收激光诱导荧光技术（2P-LIF）及其在电弧射流诊断中的应用进行了描述，提出了未来要开展的工作：1）97%CO+3%N真实火星大气的模拟；2）将电弧功率和CO供气能力分别提升至13 MW 和272 g/s；3）火星沙暴模拟。

图10 PICA 在不同氧含量气氛下的烧蚀试验结果[22]Fig. 10 Ablation test results of PICA of different oxygen contents in atmosphere[22]

DLR L2K 中也进行了CO/N混合气体的电弧风洞试验，Koch 等使用97%CO+3%N的混合气体模拟火星大气，在焓值为13.1 MJ/kg 和8.3 MJ/kg 的条件下进行了试验，除压力分布和冷壁热流密度测量外，还采用发射光谱和NO、CO激光诱导荧光（LIF）技术得到了自由流区和模型前激波层的空间分辨的转动温度和浓度分布；另外，使用粒子流模拟火星大气中的沙尘暴场景，验证了ExoMars 所用Norcoat Liège 防热材料的抗粒子侵蚀特性，并首次在L2K 上测量了颗粒速度。Gulhan等通过高焓气流和CO/N的驻点对比试验表明，原子氧与流动边界层或材料表面的复合是增加表面热流的影响参数。

CIRA Scirocco 70 MW 电弧风洞拟对设备进行CO介质运行改造，计算了气体组分并评估分析了运行可行性。Marieua 等研究了在一定温度和压力范围内混合物（100%CO和95%CO+5%N）平衡组分，然后采用准一维平衡和非平衡N-S 方程对喷管流动进行了数值模拟，给出了电弧风洞在CO介质中的理论性能，同时发现电弧风洞在CO介质运行时会产生大量的C 元素并在加热器内部积碳，故建议运行后检修加热器。国内朱超等也开展了类似的研究，但未见有相关的试验结果报道。

CAAA 研发了一套300 kW 研究型电弧加热平台，系统研究了空气和CO介质的气动热环境差异（部分结果参见图11）以及介质对电弧加热器电热特性、电极侵蚀特性的影响规律；并设计和建立了电弧风洞等离子体光谱特性测量系统，实现了对电弧加热等离子体辐射光谱特性的在线、实时测量，获得了模拟火星大气气氛下的电弧加热器辐射光谱、电极侵蚀、材料烧蚀和自由流静温及关键组分CO 浓度的在线定量测量结果。

图11 空气和CO2 介质下的电弧风洞等离子体射流截图Fig. 11 Screenshots of air (a) and CO2 (b) plasma jets (by CAAA)

3 高频感应风洞火星热防护试验研究进展

与电弧加热器相比，高频感应耦合等离子体（Inductively Coupled Plasma, ICP）风洞无需电极产生等离子体，是一种能够提供无电极烧蚀产物污染的纯净高温高速气流环境的地面模拟设备，是开展高温真实气体效应和材料表面催化效应、辐射特性等气动加热基础研究的重要设备。目前利用ICP 从事CO和CO+N混合气体研究的机构主要集中在欧洲，我国也进行了相关的研究性试验，而在美国，电弧加热设备通常用于相同的测试目的，ICP的相关研究相对较少。表3 归纳了国内外利用ICP开展研究的概况。

表3 国内外利用ICP 开展CO2 和CO2+N2 混合气体的研究概况Table 3 Overview of research of CO2 and CO2+N2 mixture by ICP at home and abroad

Herdrich 等介绍了德国IPG4 的设计及其组成的PWK3 等离子体风洞和使用CO介质进行的实验研究结果，开发了一个关于CO和CO+N的实验数据库。Endlich 等在PWK3 中使用粒径小于10 μm 的氧化铁粉末模拟火星的尘埃大气，结果显示加入粉末时的热流高于没有粉末时的，随着压力的升高热流也略微升高，随着轴向距离的增加热流逐渐降低。Marynowski 等采用2P-LIF、光学发射光谱（OES）和高速相机（HSC）测量了流场关键参数，并对热流、焓和总压测量进行了深入探讨。

Quang 等建立了CO等离子体射流的可见光和紫外光谱发射光谱技术，研究了VKI 风洞CO等离子体射流在可见光范围内的辐射。Playez 等给出了在VKI 中2P-LIF 的实现方法，并测定模拟火星大气（97%CO+ 3%N）离解等离子体射流中原子的数密度和平移温度。

俄罗斯IPM 具有IPG1(60 kW)、IPG2(90 kW)、IPG3(1 MW)和IPG4(100 kW)等4 个高频等离子体发生器，于20 世纪70 年代中期为应对包括防热材料催化特性研究在内的BURAN（“暴风雪号”）计划的任务需求而建立，其中IPG4 可进行空气、N、CO、Ar、CO+N+Ar 以及Ar+有机气体等多种介质试验。Kolesnikov 等讨论等离子体炬在模拟大气再入过程中的应用，对IPM 和VKI 开发的感应加热设备的模拟能力进行了比较分析；开展了金属（银、铜和钼）和硅基防热材料在空气介质和CO混合物中的催化试验，在试验条件下（参考Mars Pathfinder 和Mars Probe 选定压力104 Pa，焓值14.4～38.5 MJ/kg，表面温度390～1670 K），离解CO的催化效应比空气更为明显（参见图12）。文献[50]介绍了SiC 热防护材料在地球和火星再入条件下的微观和宏观分析方法，利用IPM IPG4和VKI 等离子体设备，研究了航天器再入大气层过程中发生的气体/表面相互作用过程。

图12 离解CO2 和纯氧条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]

我国CARDC 在高频等离子体风洞中建立了高温CO流场，通过测量和计算获得了温度和物质的量的分布，同时进行了红外光谱测量实验，获得了CO在不同温度下4.3 μm 附近的红外光谱数据。在“天问一号”方案阶段，利用CAAA 1.2 MW高频感应风洞设备（见图13）分别采用CO和空气介质开展了防热材料驻点烧蚀试验，并对防热材料进行火星气动热环境下的适应性考核（参见图14）。

图13 CAAA FD-18 高频感应风洞设备[26]Fig. 13 The CAAA FD-18 ICP wind tunnel[26]

图14 CAAA FD-18 高频感应风洞材料烧蚀试验照片[26]Fig. 14 TheCAAA FD-18 ICP wind tunnel test: (a) in air;(b)inCO2[26]

4 结束语

基于上述调研和分析，火星进入器热防护试验需要关注并开展的工作应包括：

1） CO介质下的热防护考核试验

所有已成功着陆的火星进入器全部利用电弧加热设备或高频感应风洞进行了各类材料/结构的热防护性能试验，这是必不可少的。限于当时试验能力，仅Viking 和Beagle-2 在CO介质中进行了烧蚀试验，而其他进入器（如Pathfinder、MSL 等）均在空气或富氧环境下进行了考核，并根据试验结果采取了相应的热防护设计。我国在电弧风洞和高频感应风洞中采用CO介质进行了真实火星大气环境模拟，对进入器所用防热材料进行了大量考核试验，有力保障了我国首次火星探测任务的圆满成功。

2） CO介质下的热防护研究试验

美国在LRC HYMETS 和JSC ARMSEF 电弧加热设备上进行了CO介质下的研究性试验，可以看出，在同一设备设定值下，不同介质所对应的高温流场容积焓、热流和滞止压力均存在差异；高温流场参数及模型热响应参数均与氧含量之间存在明显的相关性；文献中提到了在电弧加热设备上开展CO介质运行应该特别注重的安全措施，但均未涉及CO介质下电弧加热器自身特性的研究。但研究空气和CO介质下的电弧加热器运行特性（如电热特性、电极侵蚀特性等）可为火星热防护试验提供必要的支撑，应予以关注。

3） 先进测试技术发展

欧洲相关研究机构在电弧风洞和高频感应风洞中进行了大量CO介质下防热材料催化特性基础研究和先进测试技术（如TALIF、OES、HSC 等）发展。研究显示，离解CO的催化效应比空气更为明显，以光谱测试为代表的先进测试技术是未来发展的重点方向。

4） 火星沙尘侵蚀试验

由于各方面的限制，火星热防护试验仍有许多工作有待进一步开展，如火星沙尘暴模拟试验技术等。据资料显示，火星大气中会因为巨大温差和沙尘颗粒导致极强的沙尘暴，因此火星进入器除面临严酷的气动加热环境外，还可能面临沙尘粒子对防热材料的高速撞击。德国DLR 和IRS、日本JAXA均进行过火星进入器防热材料抗粒子侵蚀特性试验。依据地球大气再入侵蚀问题研究的经验，利用地面试验探索粒子侵蚀的规律和机理，并提供必需的侵蚀数据，将为火星进入器防热系统设计提供重要支撑。