2. 昆明理工大学, 云南 昆明 650093
2. Kunming University of Science and Technology, Kunming 650093, China
地球生物的活动依赖来自太阳的能量，太阳的活动与变化以各种各样的方式影响着人类生活与周边环境的安全。随着无线通信、卫星导航、互联网等现代高科技系统的广泛应用，太阳耀斑、日冕物质抛射(Coronal Mass Ejection, CME)等产生的带电粒子对人类生活的影响越发明显，类似“卡灵顿事件”、“1989魁北克事件”等强太阳活动事件严重影响现代人类的生活。太阳是目前唯一的人类可以近距离探测研究的恒星，为应对强烈的太阳活动对人类的潜在影响，需要对太阳活动规律进行越来越严密的监测研究并预警。
2018年8月12日，帕克太阳探测器在位于美国佛罗里达州卡纳维拉尔的肯尼迪航天中心发射升空，它穿过太阳的大气层，对太阳日冕和太阳风的起源和动力学特征进行接触式探测。帕克太阳探测器利用金星的引力多次助推来靠近太阳，24个椭圆轨道中，近日点逐渐接近太阳，但在距离日心小于10倍太阳半径的近日区域内仅停留20 h左右，由于时间较短，很难对随机发生的太阳爆发现象进行准确探测[1]。
随着欧洲的太阳轨道探测器和俄罗斯的内太阳探测等近距离太阳探测项目的执行，人类对太阳的探测掀起一个新高潮。中国科学院云南天文台首次提出了太阳爆发过程及相应磁场结构的抵近探测项目，将对太阳大气以及其中的剧烈活动进行近距离探测。该项目提出的中国太阳爆发抵近探测器(简称抵近探测器)将在距离日心小于10倍太阳半径区域内绕日长期运行。抵近探测器热防护系统用于保护探测器的仪器设备免受超强太阳辐射、太阳风和星际尘埃侵袭以及宇宙冷黑辐射致冷等的影响，是确保探测器任务成功的关键。与帕克太阳探测器不同，太阳爆发抵近探测器在长达数年的运行期间，日心距都将小于10倍太阳半径，其热防护系统是目前深空探测领域研究的空白。
1 太阳爆发抵近探测器的轨道环境长时间、近距离探测太阳活动需要探测器长期处于近日轨道上。中国太阳爆发抵近探测器计划采用绕日近圆形轨道，距离日心5~10倍太阳半径，轨道倾角10°~20° [1]，其轨道热环境主要包括：(1)超强太阳电磁辐射，距日心5倍太阳半径处，太阳辐射强度可达地球附近辐射强度的1 848倍，约2.53 MW·m-2；(2)太阳风长期持续的冲击侵蚀，不定期遭受日冕物质抛射、耀斑等剧烈太阳活动带来的各种带电粒子的轰击破坏。此外，轨道上的探测器背对辐射等效温度约为3 K的宇宙背景，还承受宇宙冷黑的强辐射致冷。
2 抵近探测器的热防护难点抵近探测器距日心小于10倍太阳半径区域的时间长，在轨运行期间长期面对超强太阳辐射。抵近探测器迎日面直迎超强的太阳辐射，背面面对辐射等效温度约为3 K的宇宙背景辐射，迎日面需要降高温，而背面需要防低温。各种带电粒子、星际尘埃对探测器的动能加热和撞击破坏，影响抵近探测器表面各种功能膜层和电子设备的功效。抵近探测器入轨前后需要太阳能电池板供电，但照射到太阳能电池板的辐射强度差异很大，热防护系统需要使太阳能电池板在不同辐射强度下既能有足够的发电功率，又不被烧坏。抵近探测器载有电磁场探测仪、高能粒子探测仪、远紫外日冕光谱仪、远紫外成像光谱仪、低频射电频谱仪和白光日冕仪等[1]，除了仪器设备探测头，其它组件都处于热防护罩影子里，若无保护措施，会与宇宙冷黑辐射热交换而致冷成极低温。热防护系统是抵近探测器中体积最大的系统，为了降低发射成本，要尽可能采用重量轻、尺寸小的设计方案。此外，探测器发射后难以维护和更换，稳定可靠性是热防护系统设计的重中之重。
3 抵近探测器热防护设计思路抵近探测器首先需要一个直面太阳辐射冲击的热防护罩，用于抵挡强太阳辐射、日冕物质抛射、太阳风等侵袭，产生一个保护仪器设备和探测器支撑结构的工作区域。首先，防护罩应具有耐高温、耐超强太阳辐射、耐带电粒子撞击、反射率高、密度小、强度大等特点，且外形设计应避免出现热奇点和应力奇点。其次，热防护罩大小需有一定余量，可容忍一定的指向误差，即抵近探测器指向太阳出现一定倾斜角度时，热防护罩仍能对科学设备起到保护作用。此外，抵近探测器所有迎日面需能承受带电粒子的冲击，且不影响自身功能，处于热防护罩阴影中的仪器设备表面需要热防护，以抵抗宇宙冷黑的强辐射致冷。最后，为提高热防护系统的稳定性，原则上选择可靠性高的被动热控技术。
4 抵近探测器的热防护系统抵近探测器热防护系统核心组件包括热防护罩及迎日涂层、辐射制冷器、桁架结构、太阳能电池板和设备舱等，迎日涂层是热防护罩迎日面直面太阳辐射冲击的表面防护涂层。图 1是基于平板型热防护罩的热防护系统示意图。
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| 图 1 基于平板型热防护罩的热防护系统示意图 Fig. 1 Schematic diagram of the thermal protection system based on the plate type heat shield |
热防护罩位于抵近探测器的最前端，用于遮挡强太阳辐射和低能带电粒子侵袭，提供一个供探测器长期工作的环境，迎日涂层是超强太阳辐射的第一道防线。热防护罩通过桁架与辐射制冷器连接，桁架为抵近探测器的基本结构支撑，图 1只显示了部分桁架。辐射制冷器安装在桁架表面，外表面有高热发射率涂层，向宇宙空间进行辐射散热。辐射制冷器的内表面有多层隔热材料膜层，它具有很低的热发射率和高反射率。抵近探测器采用电池板供电，科学设备表面覆盖多层隔热材料，用于提供合适的工作环境温度。
4.1 迎日涂层迎日涂层作为抵近探测器热防护罩的第一道防线，需要满足以下关键技术：
(1) 能承受超强太阳辐射、低能带电粒子和星际尘埃的长期侵袭，对热防护罩进行有效的保护；
(2) 若迎日涂层采用多层设计，各层以及与基层之间应有良好的结合强度，保证在发射前、入轨前后的高低温环境中，涂层无剥落、翘皮；
(3) 迎日涂层与基层、涂层之间在高温下不能发生反应或分解，且能阻止基层物质向外扩散；
(4) 即使迎日涂层局部产生轻微裂缝，也能防止裂缝持续扩大。
帕克太阳探测器迎日涂层采用白色氧化铝陶瓷与钨金属涂层的设计方案。除了帕克太阳探测器迎日涂层，本文提出了另外两种设计：(1)特制氧化铝涂层与铱金方案；(2)超级耐高温迎日涂层设计方案。
4.1.1 帕克太阳探测器迎日涂层帕克太阳探测器采用白色光滑氧化铝陶瓷与钨金属屏蔽涂层作为迎日涂层，涂层下面是碳/碳复合材料和碳泡沫组成的碳基层。白色光滑氧化铝陶瓷涂层在可见光和近红外波段有较高的反射率，其总的太阳辐射反射率高，吸收率低。氧化铝陶瓷涂层具有良好的抗辐射损伤特性，承受短波辐射、带电离子轰击能力较强，且熔点超过2 000 ℃。帕克太阳探测器的氧化铝陶瓷涂层添加氧化镁掺杂剂作为晶粒生长抑制剂，用于进一步提高涂层的太阳辐射反射率并降低涂层在高温下的热膨胀系数，使之与下方钨金属涂层的热膨胀系数接近，提高两涂层之间的结合能力，使其能承受较大的热梯度而不裂纹、剥落。高温氧化铝陶瓷与碳基层发生反应而变成灰色，氧化铝陶瓷涂层和碳基层之间的钨金属涂层可阻止两者在高温下发生反应。钨的熔点超过3 000 ℃，是熔点最高的金属。帕克太阳探测器的氧化铝陶瓷涂层为多孔结构，多孔涂层开裂时，遇到一个微孔就停止，避免进一步开裂。
帕克太阳探测器热防护罩通过表面与宇宙冷黑的辐射热交换散热。探测器距太阳最近时，热防护罩表面迎日涂层的平衡温度接近1 700 K，1 700 K黑体的光谱辐射亮度曲线如图 2，热辐射本领最大值对应的波长约为1.7 μm，约39.25%的热辐射能量分布在1.3~2.4 μm的峰值波段附近。
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| 图 2 1 700 K黑体的光谱辐射亮度曲线 Fig. 2 Spectral radiance curve of blackbody with temperature of 1 700 K |
1 700 K黑体在1.3~2.4 μm波段的辐射通量密度约为185 870 W·m-2，这个波段的太阳辐射约占太阳总辐射的12.7%，距日心10倍太阳半径处该波段的辐射通量密度仅为80 561 W·m-2，两者之差为105 309 W·m-2，两者比值约为2.307 2。若1 700 K温度的迎日涂层在1.3~2.4 μm波段的太阳吸收率和热发射率均为0.6，上述两者之差降为63 185.4 W·m-2，两者比值也为2.307 2；若1 700 K温度的迎日涂层在该波段的太阳吸收率和热发射率降为0.2，两者比值仍为2.307 2。迎日涂层表面在该波段的自身热辐射仍然大于吸收的太阳辐射，但两者之差进一步降为21 061.8 W·m-2。温度平衡时，对于不透明的物体，热辐射能力越大，吸收能力也越大。因此，迎日涂层在热辐射本领最大值对应的波长附近的光谱辐射率越高，在峰值波段附近的自身热辐射与吸收的太阳辐射的差值越大，辐射散热效果越好。帕克太阳探测器迎日涂层的热发射率没有特别设计，涂层辐射的散热能力较弱，太阳辐射反射率较低。Metco105SFP氧化铝陶瓷粉末掺杂氧化镁后制成白色氧化铝陶瓷，结合76.2 μm的氮化钽屏蔽涂层形成的迎日涂层，在室温下的太阳辐射反射率为61.62%，热发射率为60.56%；经过真空1 180 ℃热处理后，太阳辐射反射率升为73.64%，热发射率为49.76%；经过真空1 400 ℃热处理后，太阳辐射反射率升为74.04%，热发射率为45.96%[2]。
太阳辐射反射率和自身热发射率低于航空领域常见的玻璃型二次表面镜，辐射散热效果也弱于玻璃型二次表面镜。此外，氧化铝陶瓷涂层的本征热导率过高，导致未被反射的辐射热量传输到钨金属屏蔽涂层和碳泡沫层；氧化铝陶瓷涂层的硬度和模量高，导致高温断裂韧性低，损伤容限低，容易产生裂纹、剥落，必须进行掺杂韧化；氧化铝陶瓷涂层的热膨胀系数低，与金属的热失配大。因此, 寻找性能更优异的陶瓷涂层材料非常重要。
4.1.2 基于特制透明氧化铝陶瓷的迎日涂层方案为了弥补帕克太阳探测器迎日涂层的不足，本文提出一种基于透明氧化铝陶瓷/稀土钽酸盐过渡层/铱金属膜层的迎日涂层设计方案，如图 3。
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| 图 3 基于特制透明氧化铝陶瓷的迎日涂层结构设计 Fig. 3 Design of sun-oriented coating structure based on special transparent alumina ceramic coating |
迎日涂层包括热防护罩碳基层表面耐高温且太阳辐射反射率高的铱金属膜层、金属膜层表面的稀土钽酸盐过渡层，以及过渡层表面的特制透明氧化铝陶瓷涂层，组成一种耐高温、高热阻的类似玻璃型二次表面镜的新型迎日涂层。百纳米级厚度的透明氧化铝陶瓷对太阳辐射具有很高的透光率，而耐高温的铂系金属铱具有很高的反射率，可以阻止氧化铝陶瓷涂层和碳基层在高温下的相互作用。由于是强氧离子绝缘体，稀土钽酸盐过渡层可进一步阻止氧化铝和碳基层在高温下的相互作用。制备氧化铝陶瓷的晶粒尺寸为几十纳米至几十微米，氧化铝陶瓷对波长与其晶粒的等效直径相近时辐射的吸收率和辐射率最高，抵近探测器距离太阳表面最近时，设迎日涂层平均温度为T，温度为T的黑体热辐射本领最大值对应的波长为λ，氧化铝陶瓷在温度为T时的晶粒等效直径与λ相近时，可大幅度提高涂层在该波长附近的光谱发射率，进而获得更好的散热效果[3]。氧化镁、氧化钇等添加剂也可以调节透明氧化铝陶瓷的热发射率。
稀土钽酸盐是一种最具潜力的热障涂层材料，具有工作温度高(比传统热障涂层高200~300 ℃)、高温韧性好、热导率低、热膨胀系数高的特点，并且是强氧离子绝缘体，能够阻碍沿氧化铝传输的热量，并能降低陶瓷涂层与金属屏蔽层的热失配，提高涂层整体的高温断裂韧性[4-8]，稀土钽酸盐过渡层可降低迎日涂层的热导率和热失配，提高高温时的断裂韧性，防止产生裂纹和剥落。
本文的设计提高了抵近探测器距离太阳最近时迎日涂层在其热辐射本领最大值对应的波长附近的热发射率，有助于提高迎日涂层的散热能力，还可以弥补帕克太阳探测器迎日涂层韧性低、热失配大等方面的不足，提高抵近探测器迎日面的热防护能力，延长探测器的使用寿命。
4.1.3 稀土钽酸盐/超高温碳化物复合涂层方案以上两种迎日涂层面临一个重大挑战，即涂层必须在变温、长期高温、强太阳辐射和带电粒子轰击环境下保持较高的表面反射率和辐射率。一旦表面光学特性受损，平衡温度会急剧上升，而氧化铝陶瓷熔点仅为2 054 ℃，碳化钽和碳化铪具有熔点高(均超过3 750 ℃)、硬度高、抗冲击性能好、稳定性好等优点，可结合过渡层，作为耐高温陶瓷涂层镀在热防护罩的碳/碳复合基底上。
陶瓷涂层与碳/碳复合材料的热膨胀系数不匹配，温度变化时存在较大的热应力，容易开裂。文[9-10]指出，陶瓷涂层借助碳化铪纳米线的拔出、桥联以及裂纹转向机制可以提高涂层的韧性，减小涂层开裂，但是纳米线结构的涂层在高温下不稳定，抗烧结能力差，导致涂层韧性降低，必须寻找本征断裂韧性高的涂层材料。稀土钽酸盐由于具有铁弹增韧效应，高温下纤维状铁弹畴的转动能够吸收应力，产生应变延迟，极大提高了材料在高温时的韧性[11-12]。同时白色的稀土钽酸盐对太阳辐射有极强的反射作用，具有作为抵近探测器迎日涂层的可能性。图 4(a)~(c)为稀土钽酸盐中铁弹畴的微观形貌，(d)为稀土钽酸盐高温下铁弹增韧的微观机理[13]。
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| 图 4 (a)~(c)稀土钽酸盐铁弹畴的不同微观形貌；(d)稀土钽酸盐的铁弹增韧的微观机理 Fig. 4 (a)-(c) Different micromorphology of rare earth tarate ferroelastic domains; (d) Micro-mechanism of iron bullet toughening for rare earth tantalum salt |
碳化钽、碳化铪和稀土钽酸盐陶瓷均为超级耐高温材质[14-17]，镀在热防护罩的碳/碳复合材料表面，可承受的工作温度超过2 000 ℃。2 000 ℃黑体的辐射出射度与6.45倍太阳半径处的太阳辐射相差不大，即使入射至超级耐高温涂层的太阳辐射被全部吸收，当距日心大于6.45倍太阳半径时，热防护罩的最高温度仍低于2 000 ℃，因此允许涂层表面具有较高的太阳吸收率。
4.2 热防护罩设计与热仿真帕克太阳探测器热防护罩由两层碳/碳复合材料和置于两层之间的碳泡沫层组成。图 5为热防护罩剖面结构图，该结构可以保证热防护罩的强度，并大幅度减小热防护罩的质量。
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| 图 5 帕克太阳探测器热防护罩剖面示意图 Fig. 5 Chart of section of Heat shield of PSP |
抵近探测器的热防护罩主体采用碳/碳复合材料和碳泡沫层设计，并且考虑了平板、半球和圆锥3种形状。相同的遮阳区域下，3种不同形状的热防护罩具有不同的辐射热交换面积和表面太阳辐射照度。与平板型热防护罩相比，相同遮阳区域的半球型和圆锥型具有更优的散热能力，但后两者的体积、质量更大，对火箭的运载能力要求大于平板型，因此本文最终选择结构简单，体积、质量小的平板型结构，并进行热防护仿真。
抵近探测器距日心5倍太阳半径时，太阳的视角约22.62°，热防护罩应保证只有迎日涂层面被太阳直接照射。平板型热防护罩设计为迎日面直径2.5 m、下底面直径2.38 m、厚度30 cm的薄圆台形状，圆台平板确保侧面和底面不被太阳直接照射。环形主辐射制冷器与热防护罩、设备舱共轴，且靠近热防护罩下底面的外直径为2 m。整个设计确保主辐射制冷器和设备舱位于热防护罩的阴影里，且允许一定的指向误差。平板型热防护罩设计有3层碳/碳复合材料，覆盖碳泡沫层3个表面，每层厚度为0.25 cm，总厚度0.5 cm。碳泡沫层厚度为29.5 cm，选用碳泡沫的孔隙率为97%，导热系数大约为0.05 w·m-1·k-1，密度约0.016 g·cm-3。碳泡沫层质量为23.077 kg，3个碳/碳复合材料层总质量为54.62 kg，迎日涂层厚度为亚毫米量级，质量可以忽略，热防护罩总质量不到78 kg。所用碳/碳复合材料经高温石墨化处理，高温下，乱层石墨结构在三维空间重排，使层间距减小，微晶尺寸增加，碳/碳复合材料由乱层结构向晶体结构转化。经2 500 ℃高温石墨化处理后，碳/碳复合材料的强度和耐高温能力进一步增强。
抵近探测器入轨后，热防护罩达到热稳定并简化为等温体的热平衡方程为
| $ \alpha {A_1}S + {A_1}{\varepsilon _1}\sigma T_{{\rm{CMB}}}^4 + {\varepsilon _2}\sigma T_{{\rm{CMB}}}^4\left( {{A_2} + {A_3}} \right) + {A_4}{\varepsilon _2}\sigma T_{\rm{a}}^4 = {A_1}{\varepsilon _1}\sigma T_{\rm{s}}^4 + {\varepsilon _2}\sigma T_{\rm{s}}^4\left( {{A_2} + {A_3} + {A_4}} \right) + C, $ | (1) |
(1) 式中参数的物理意义见表 1。
| Parameters | Physical significance |
| α | Solar absorptance of sun-oriented coating |
| S | Solar irradiance of probe for in situ measurements |
| Ts | Average temperature of heat shield |
| Ta | Equivalent radiant temperature of hemisphere above the area covered by radiators on the back of heat shield |
| TCMB | Cosmic microwave background (≈3 K) |
| A1 | The area of sun-oriented coating |
| A2 | Side area of heat shield |
| A3 | The area of outer ring on the back of heat shield |
| A4 | The area covered by radiators on the back of heat shield |
| ε1 | Heat emissivity of sun-oriented coating at Ts |
| ε2 | Heat emissivity of carbon-c arbon at Ts (≈1) |
| σ | Stephen Boltzmann constant |
| C | Heat transfer from heat shield to truss |
热防护罩背面是桁架结构，辐射制冷器安装在桁架上。抵近探测器桁架采用导热系数较低的钛合金，实际上热防护罩背面温度较低，相对于辐射散热，热防护罩与桁架结构的传导热量可忽略。
若辐射制冷器紧贴热防护罩，两者之间无间隙，如图 6，热防护罩背面被辐射制冷器包围的内圆的热交换环境为辐射制冷器内表面和设备舱顶面。与帕克太阳探测器类似，两个表面均覆盖多层隔热材料膜层，该膜层具有低热发射率和高反射率。热防护罩的热辐射经过膜层多次反射后，大部分被防护罩背面吸收，一定程度上可认为内圆没有辐射热交换，(1)式可简化为
| $ \begin{array}{*{20}{c}} {\alpha {A_1}S + {A_1}{\varepsilon _1}\sigma T_{{\rm{CMB}}}^4 + {\varepsilon _2}\sigma T_{{\rm{CMB}}}^4\left( {{A_2} + {A_3}} \right)}\\ { = {A_1}{\varepsilon _1}\sigma T_{\rm{s}}^4 + {\varepsilon _2}\sigma T_{\rm{s}}^4\left( {{A_2} + {A_3}} \right), } \end{array} $ | (2) |
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| 图 6 无间隙的热防护系统原理示意图 Fig. 6 Schematic diagram of thermal protection system without gap |
计算(2)式可以获得迎日涂层不同热发射率和太阳吸收率时对应的热防护罩可简化为等温体的温度，如图 7、图 8。
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| 图 7 热防护罩距日心10倍太阳半径时，不同ε和α值对应的平衡温度 Fig. 7 Equilibrium temperature corresponding to different ε and α values when the distance between the heat shield and the sun center is 10 times the solar radius |
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| 图 8 热防护罩距日心5倍太阳半径时，不同ε和α值对应的平衡温度 Fig. 8 Equilibrium temperature corresponding to different ε and α values when the distance between the heat shield and the sun center is 5 times the solar radius |
抵近探测器距日心5倍太阳半径时的热防护罩平衡温度远高于10倍太阳半径处，迎日涂层的热发射率ε越大、太阳吸收率α越小，平衡温度越低，反之越高。当α小于0.2时，无论热发射率多大，10倍太阳半径处的热防护罩平衡温度始终低于1 100 ℃，而在5倍太阳半径处则低于1 600 ℃。计算中忽略了热防护罩背面与桁架、辐射制冷器、设备舱顶部之间的热交换，上述计算结果可认为是平均温度的最高极限值。光滑涂层表面具有较高的太阳辐射反射率和低吸收率，假设迎日涂层太阳吸收率α为0.2，热发射率ε也设为0.2，则10倍太阳半径处的迎日涂层吸收的太阳辐射功率为126 199.18 W·m-2，在5倍太阳半径处的太阳辐射功率为504 796.73 W·m-2。图 9、图 10分别为α=ε=0.2时，10倍和5倍太阳半径处热防护罩的温度仿真结果。
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| 图 9 热防护罩距日心10倍太阳半径时的温度仿真结果 Fig. 9 Temperature simulation results of heat shield when the distance between the heat shield and the sun center is 5 times the solar radius |
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| 图 10 热防护罩距日心5倍太阳半径时的温度仿真结果 Fig. 10 Temperature simulation results of heat shield when the distance between the heat shield and the sun center is 10 times the solar radius |
在10倍太阳半径处，热防护罩平均温度为966.05 ℃，迎日面温度高达1 545.4 ℃，背面中心达747 ℃，边缘低至-15.479 ℃；5倍太阳半径处，热防护罩平均温度为1 479.34 ℃，迎日面温度高达2 381.5 ℃，背面中心达1 112 ℃，边缘低至0.162 95 ℃。热防护罩与主辐射制冷器之间无间隙时，热防护罩背面的内圆无法辐射散热，导致热防护罩背面温度过高。添加间隙后，如图 11，热防护罩与主辐射制冷器通过桁架连接，之间有30 cm的间隙。图 11、图 12分别是间隙30 cm、α=ε=0.2，10倍和5倍太阳半径处的热防护罩温度仿真结果。
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| 图 11 间隙30 cm，10倍太阳半径处的热防护罩温度仿真结果 Fig. 11 Temperature simulation results of heat shield with a 30 cm gap when the distance between the heat shield and the sun center is 10 times the solar radius |
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| 图 12 间隙30 cm，5倍太阳半径处的热防护罩温度仿真结果 Fig. 12 Temperature simulation results of heat shield with a 30 cm gap when the distance between the heat shield and the sun center is 5 times the solar radius |
仿真结果显示，热防护罩与辐射制冷器之间的间隙使得热防护罩背面的温度大幅度下降，只有数十摄氏度，背面高温情况有很大改善，本质是利用与宇宙冷黑的交换热辐射冷却热防护罩背面。表面光滑、反射率较高的物体表面为非朗伯体，其平均发射率、平均反射率和两者之和随温度有微小变化，表面越光滑，两者之和越小，但大致在0.95至1之间。帕克太阳探测器的光滑白色氧化铝陶瓷迎日涂层为典型的非朗伯体，有较高的太阳辐射反射率，且在平衡温度峰值波长附近的发射率没有特别设计。若α超过0.8，则ε小于0.2，且α越高，热发射率越低。α为0.8、ε为0.2的光滑迎日涂层距离日心5倍太阳半径时，热防护罩迎日面温度可达2 400 ℃。α为0.9、ε为0.1时，迎日面温度也超过氧化铝陶瓷熔点，故光滑白色氧化铝陶瓷迎日涂层无法用于5倍太阳半径处的探测器。
为了满足抵近探测器更近距日轨道和更长近日时间对热防护罩的要求，除了本文提出的耐高温和辐射散热性能更好的迎日涂层设计，还可利用超高温热管阵列降低热防护罩的温度。超高温热管吸热端设置于防护罩内，放热端位于辐射制冷器，防护罩的热量经放热端传输给辐射制冷器，能大幅度降低热防护罩的温度。目前，超高温热管的工作温度范围可达1 500~2 000 ℃，一般采用金属锂作为工质，锂的汽化潜热很大，高温条件下的饱和压力不大，具有传热能力高、等温性好、变热通量等特性。锂超高温热管工作温度超过1 500 ℃，可用于高超音速飞行器的前缘冷却[18]。
4.3 辐射制冷器由于没有直面太阳辐射冲击，抵近探测器对辐射制冷器的要求与帕克太阳探测器大致相同。帕克太阳探测器的辐射制冷器由多块辐射制冷板拼接而成，表面涂有高热发射率涂层。抵近探测器的辐射制冷器设计安装于设备舱与热防护罩之间的桁架上，分成A、B两部分，A部分通过热管冷却热防护罩，B部分通过热管传热或水冷传热冷却太阳能电池板。B部分辐射制冷器表面设有辐射屏蔽环，下端的辐射屏蔽环遮挡的B部分面积可调，把屏蔽面积与B部分面积的比值称为屏蔽度Ms，调节屏蔽度可以改变太阳能电池板的平衡温度。
如图 13，辐射屏蔽环的内表面和外表面覆盖多层隔热材料膜层，可以阻断辐射制冷器与宇宙空间的热交换。辐射屏蔽环固定于辐射制冷器B部分的底部，两底部大致平齐，辐射屏蔽环采用电动控制，可以沿中心轴上下伸缩，且屏蔽环的内表面与主辐射制冷器外表面有一定间隙。辐射屏蔽环采用折叠柔性层或其它相同功效的装置，完全伸展打开后，可以覆盖主辐射制冷器B部分。
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| 图 13 辐射制冷器示意图 Fig. 13 Schematic diagram of the radiator |
普通太阳能电池板的结构如图 14，包括电池片、钢化玻璃保护层、粘结层、背板和边框等。钢化玻璃保护层具有保护电池片的作用，普通抵近探测器的钢化玻璃需要很高的透光率，尽可能多地吸收太阳辐射。
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| 图 14 普通太阳能电池板的结构示意图 Fig. 14 Structure of ordinary solar panels |
帕克探测器采用一种能减轻紫外线降解的太阳能电池板。距日最近时，由于超强的太阳辐射，电池板每产生1 W电量，会伴随产生约13瓦的热量。帕克太阳探测器最大耗电功率约462 W，最大需要冷却6 000 W的热量。帕克太阳探测器采用美国汉胜公司离心泵和容积为320立方英尺的体积补偿装置组成的复杂循环水冷系统，总质量55 kg，耗电功率不超过43 W。抵近探测器在距日心5倍太阳半径时，若采用帕克太阳探测器的方案，其电池板产生数百瓦电量，会伴随产生数万瓦的热量，需配备极其庞大且复杂的水冷系统，并需要表面积很大的辐射制冷器，成为热防护系统难以克服的挑战。越复杂的系统越脆弱，出现问题的可能性也越高，复杂的水冷系统为主动热控技术，降低了热控系统的可靠性。
抵近探测器轨道处的太阳辐射强度大于帕克太阳探测器，为弥补水冷系统在电池板冷却方面的不足，本文提出了一种保证抵近探测器太阳能电池板发电功率充足且可以有效降低电池板发热的热控保护膜，该膜对太阳辐射具有反射率高、透光率低、吸收率低的特点。热控保护膜包括高透光玻璃基层，设置于高透光玻璃基层表面的金属膜层，以及设置于金属膜层表面的透明氧化铝陶瓷膜层。金属膜层选用铱、铂和银中的任一种。
透明氧化铝陶瓷膜层具有很高的太阳辐射透光率，铱、铂和银等金属膜层具有高太阳辐射反射率和高熔点。调节金属膜层的厚度可以改变透光率，透射适量的太阳辐射被电池片吸收并发电。高透光玻璃层为热控保护膜的基础结构层，决定整个热控保护膜结构的强度，其厚度由抵近探测器对热控保护膜强度和重量的具体设计要求决定[19]。
100 nm银膜、100 nm透明氧化铝膜和2 mm高透光玻璃基层组成的热控保护膜的光谱吸收率曲线如图 15，图 16是上述热控保护膜的光谱透光率曲线，图 17是上述热控保护膜的光谱反光率曲线，其中，(a)表示1~150 nm波段；(b)表示151~3 000 nm波段。
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| 图 15 电池板热控保护膜的光谱吸收率曲线 Fig. 15 Spectral absorptivity curve of thermal protective film of panel |
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| 图 16 电池板热控保护膜的光谱透光率曲线 Fig. 16 Spectral transmittance curve of thermal protective film of panel |
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| 图 17 电池板热控保护膜的光谱反光率曲线 Fig. 17 Spectral Reflectance curve of thermal protective film of panel |
太阳辐射在一定程度上可以看作温度为5 770 K的黑体辐射，根据普朗克黑体辐射定律，5 770 K黑体的光谱辐射出射度Mk(λ)是波长的函数
| $ {M_{\rm{k}}}(\lambda ) = \frac{{{c_1}}}{{{\lambda ^5}}}\frac{1}{{\exp {{\left( {{c_2}/\lambda *5770} \right)}^{ - 1}}}}, $ | (3) |
其中，c1为第1辐射常数；c2为第2辐射常数。97.9%的太阳辐射能量集中在3 000 nm以下波段。
基于热控保护膜的太阳辐射透光率、吸收率和反射率以及太阳光谱辐射出射度，计算出100 nm银膜、100 nm氧化铝膜和2 mm高透光玻璃基层组成的电池板保护膜的太阳辐射透光率为0.07%，反射率为97.61%，吸收率为2.32%。距日心5倍太阳半径的圆形轨道上太阳辐射度约为地球附近的1 848倍，近距离探测太阳活动的航天器太阳能电池板覆盖该保护膜时，入射到电池板的太阳辐射强度约为地球附近太阳辐射强度的1.3倍，反射了97.61%的太阳辐射，大幅度降低了太阳能电池板的热控压力。
除了循环水冷方案，抵近探测器还可以采用热管阵列把电池板热量传递给辐射制冷器。电池板背部通过耐高温的导热硅胶连接高温热管的吸热端，放热端位于辐射制冷器，电池板的热量经放热端传输给辐射制冷器B部分。入轨后，根据电池板的实测温度，调整其倾斜角度θs和屏蔽度Ms，使其处于工作温度范围内，倾斜角度为太阳能电池板表面法线与热防护罩中心轴线的夹角。当热控保护膜的反光率很高时，电池板发电时产生的热量大幅度降低，可以在不使用辐射制冷器B部分的条件下，结合太阳能电池板的倾斜角控制，使电池板控制在合适的温度范围内。此外，与单纯金属膜层相比，保护膜的表面热发射率远高于金属，具有良好的辐射散热能力。
4.5 设备舱的热控方案热防护罩影子里的仪器设备因与宇宙冷黑辐射交换而致冷到低温，此外当抵近探测器出现指向故障时，太阳辐射会直接照射到仪器表面。除了设备的探测头，设备的其它元器件需要防低温和强太阳辐射。抵近探测器设计采用白色多层隔热材料膜层包裹除探测头以外的仪器设备其它表面，由聚酰亚胺与铝箔合成。铝对于波长200~1 200 nm内的辐射有很高的反射率，适用于指向故障时反射太阳辐射，而金、银、铜对200~600 nm波段的反射率比较低。此外，多层隔热材料膜层热发射率低，降低与宇宙冷黑的辐射热交换，可以有效保护内部设备。
5 热防护系统的地面试验设计抵近探测器轨道热环境包括宇宙冷黑、真空、超强太阳辐射和带电粒子轰击。太阳辐射中的紫外、X、γ光子和太阳周边的带电粒子撞击热防护罩和电池板表面涂层时，除了动能加热效应，还会造成涂层材料的物理、结构和性能的变化，产生各种缺陷，称为辐射损伤。与帕克探测器相比，抵近探测器距离太阳更近，带电粒子的密度更大，且小于10倍太阳半径区域内的运行时间是前者的几千倍。因此，抵近探测器迎日涂层的辐射损伤远大于帕克迎日涂层。入射粒子与迎日涂层晶格原子碰撞，传递给晶格原子的动能超过离位阈能时，原子便可离开晶格位置，这种损伤称为离位损伤。离位损伤发生在表面会出现表面原子溅射，引起涂层表面形貌变化。离位损伤还可能造成材料内部出现空洞和表面裂纹，材料的韧性降低，导致脆化、蠕变等现象。此外，入射粒子的一部分能量也会转移给迎日涂层晶格原子的电子，使之激发或电离，可导致分子键的断裂和辐射分解，引起材料强度丧失等现象，所以，抵近探测器需要做高能粒子损失的地面模拟实验。轨道处带电粒子的轰击用阴极射线、质子线和α射线的等效剂量辐射做地面测试实验，轨道处短波辐射用实验室内的紫外、X、γ射线的等效剂量辐射模拟。
真空、宇宙冷黑和太阳辐射可用热真空环境模拟器做测试实验。液氮冷却容器内壁模拟宇宙冷黑环境，轨道处的强太阳辐射可由热真空环境模拟器中的太阳模拟器提供，例如KM6热真空环境模拟器内部的太阳模拟器结构由灯室(包括支架、聚光系统、水冷档板)、平面反射镜组件、光学积分器、真空密封窗口和准直镜组成[20]，为离轴准直光学系统。聚光系统由19个短弧氙灯做光源，每个光源配备一个椭球聚光镜和调节机构。氙灯光汇集到光学积分器，并通过真空密封窗口将均匀光照射到准直镜，由准直镜反射形成平行光束，提供一个直径5.4 m，总能量39 158 W的辐射区域。准直镜位于真空腔内，其它器件放置在真空腔外。KM6太阳模拟器辐射区域的辐射强度较弱，可利用菲涅尔透镜、太阳能反光镜等聚光元件将辐射汇聚至与轨道处相同的辐射强度。图 18是用菲涅尔透镜将直径1 m的太阳光束汇聚为直径约2 cm的光斑实物图。
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| 图 18 铜板上的菲涅尔透镜焦点光斑实物图和红外图 Fig. 18 The photographs and infrared image of Fresnel lens focal spot on copper plate |
地面热环境实验时，需要布置大量温度探头，实时监测各处的温度变化。启动电控系统，调节倾斜角度θs、屏蔽度Ms或保护膜，测量不同状态下的电池板温度和发电状态，实测强太阳辐射和宇宙冷黑下热防护罩、电池板及保护层的老化情况。改变离焦距离，模拟抵近探测器与太阳不同距离的热环境，根据抵近探测器的运行周期规划，可以每周模拟一年的轨道热环境变化。
6 结束语本文提出了抵近探测器热防护系统的整体方案，并给出了各个核心组件的具体设计。太阳爆发抵近探测器的运行轨道与帕克太阳探测器、太阳轨道探测器轨道完全不同，其热防护难度远大于后两者，迎日涂层是热防护系统的关键。为了满足抵近探测器对迎日涂层的特殊要求，本文提出了两种新型迎日涂层设计，为下一步迎日涂层的研制工作奠定了基础。与帕克太阳探测器热防护系统相比，本文提出基于超高温热管的热防护罩和电池板保护膜的新型设计，具有更好的热控能力，可以承受更强的太阳辐射度。此外，热防护系统可采用无水冷被动热控技术，稳定可靠性更高。
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