天问一号火星进入舱热控系统设计与验证

天问一号火星进入舱携带祝融号火星车实施进入、下降、着陆过程,其热控系统设计主要面临地火转移外热流大幅变化、进入火星舱壁气动烧蚀长时高温、着陆发动机点火局部超高温等技术挑战。为此,综合采用隔热设计、等温化设计、主动控温设计等热控手段,针对外热流大幅变化应用了新型SAL-2热控涂层,为解决局部超高温问题研制了新型气凝胶热防护装置,完整构建了进入舱的高效可靠热控系统。飞行遥测数据表明,全飞行过程设备温度和热控功耗均优于指标要求,进入、下降、着陆过程工作设备温度范围5.0~40.3℃,整舱平均控温功耗不超过43W,验证了进入舱热控系统设计的有效性。     

火星着陆发动机气凝胶材料热防护装置设计

大推力着陆发动机高温热防护技术对火星着陆任务安全至关重要。基于多级热辐射反射结构的常规发动机高温隔热屏在火星大气环境中使用时,因内部气体换热导致隔热性能显著衰减。为解决这一问题研发了一种基于气凝胶隔热材料的新型发动机热防护装置。根据火星探测工程任务服役环境防隔热需求,建立了考虑低压气氛与高温热流边界影响的瞬态传热模型,开展了新型隔热系统的外形锥度、隔热层厚度等关键结构参数的优化设计,通过三维瞬态仿真分析及与发动机联合试车地面试验验证了设计有效性。气凝胶热防护装置成功应用于天问一号火星着陆巡视器,实现了对着陆发动机1 500℃超高温的有效屏蔽。对在轨遥测数据进行反演分析,提出了基于气凝胶材料的高温隔热设计的优化改进方向。     

空间膜式水蒸发散热理论分析与试验研究

针对空间膜式水蒸发器(SWME)中水工质蒸发过程的散热问题,应用管内对流换热和努森扩散-泊肃叶流动混合传质模型对该过程进行了数学描述。通过开展地面试验与数值计算,对工作参数与膜式水蒸发原理试样件稳态散热量之间的作用机理进行了研究,结果表明:流体入口温度和环境压力通过影响膜式水蒸发过程的压差驱动力,对该过程的稳态散热量产生显著影响,稳态散热量随流体入口温度线性增加,而与环境压力呈现负相关性。在小功率散热情况下,膜式水蒸发原理试样件散热量的单管数学模型计算值与试验结果之间的偏差更小。研究结果可为后续空间膜式水蒸发器的设计提供参考。     

祝融号火星车纳米气凝胶隔热装置设计及应用

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排...     

空间无排放消耗散热概念及试验验证

空间任务中缺乏有效辐射散热通道情况下，消耗型散热是排散航天器废热必不可少的技术途径，但其存在长期应用中资源消耗量大的问题。针对未来长期空间任务，提出无工质排放的消耗型散热概念。首先通过微孔膜蒸发消耗型散热试验，评估该试验系统在不同真空压力下的散热能力；之后基于此设计柔性收集装置，开展微孔膜蒸发?水蒸气收集联合试验。试验结果表明，微孔膜蒸发可以在无工质排放条件下实现有效散热，散热量随流体进口温度升高而增加，随真空压力升高而线性减小；无排放消耗型散热系统中收集装置的水蒸气吸收速率不小于蒸发速率时，将不会削弱微孔膜蒸发的散热能力。