“阿波罗”登月飞行器热控系统方案概述

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NASA阿波罗制导计算机系统设计探秘(图文)

NASA 阿波罗制导计算机系统设计探秘（图文）
阿波罗制导计算机（AGC）是一个数字电脑制作的阿波罗计划，命
令模块（CM）和登月舱（LM）的安装，船上每个阿波罗。

飞船的制导，导航和控制的AGC 提供的计算和电子接口。

AGC 的字长16 位，15 个数据位和1 个校验位。

对AGC 软件大部分被储存在一个特殊的只读存储器称为核
心绳内存，塑造编织通过电线磁芯，尽管提供了少量核心内存的读写。

宇航员沟通与AGC 的AGC 和DSKY 的用户界面使用一个数字显示屏和键盘称为DSKY。

在阿波罗计划的20 世纪60 年代初由MIT 仪器实验室开发的。

AGC 是第一个显着集成电路的计算机。

阿波罗导航计算机设计
AGC 的设计MIT 仪器实验室的查尔斯-斯塔克德雷珀下，所导致的硬件设计埃尔登C-霍尔。

早期的建筑工作从JH Laning 小，来到阿尔伯特-霍普金斯，拉蒙-阿隆索，休-布莱尔-史密斯。

飞行硬件是由雷神公司制造。

阿波罗飞行计算机是第一次使用集成电路（IC）电路。

而我的座版本采用4100 芯片，每个包含一个单一的3 输入NOR 门，后第二座版本（用于。

“阿波罗”登月飞行器热控系统方案概述

“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【期刊名称】《载人航天》【年(卷),期】2012(018)001【摘要】“阿波罗”登月飞行器是目前唯一完成脱离地球轨道飞行的载人深空探测飞行器。

其热控系统设计方案和实施措施可为我国将来研制载人深空探测航天器热控系统所借鉴。

调研了“阿波罗”登月飞行器的热控系统方案，对比近地轨道载人飞船热控系统设计方案，得到“阿波罗”为了适应任务的需要，在“水星”、“双子星”热控方案的基础上发展出在指令舱与服务舱使用的独特的以停滞式辐射器为热排散系统的流体回路系统；指令舱新型热控涂层系统；以升华器、蒸发器等为热排散装置的消耗型相变热排散系统；然后对比分析了登月舱初期热控系统设计方案及最终的热控系统设计方案。

在分析“阿波罗”登月飞行器热控关键技术及其实施措施的基础上，进一步了解到“阿波罗”登月飞行器热控系统设计的特点。

【总页数】8页(P40-47)【作者】陈江平;黄家荣;范宇峰;丰茂龙【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094;北京空间飞行器总体设计部,北京100094【正文语种】中文【中图分类】V444.36【相关文献】1.高超声速飞行器常规螺线管磁控热防护系统可行性分析 [J], 李开;刘伟强2.高超声速飞行器磁控热防护系统建模分析∗ [J], 李开;刘伟强3.高超声速飞行器热防护系统方案快速设计方法 [J], 胥磊;谷良贤;龚春林;万佳庆4.临近空间飞行器的流体回路主动热控方案研究 [J], 周湘杰5.陆用燃油(气)电站热控系统技术方案 [J], 庞国斌因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。

典型航天器的热控

热控方案概要

“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”独特的热控手段：

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。
飞船结构组成

轨道舱

作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的气闸舱。配有泄复压控制、舱外航天服支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5个复压气瓶。无留轨功能。形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对太阳能电池板。

轨道舱热控

主动热控措施：

对推进剂贮箱、镉镍电池、相机窗口、红外地平仪、分流调节器等采用主动电加热控和被动热控相结合隔热罩上布置两路空气加热器设置轨道舱热控风机散热面外设置电动百叶窗（叶片外表面贴F46单面镀铝膜），以提高自主飞行期间的舱温和降低留轨期间仪器的工作温度布置了7个湿度传感器、一个便携式风速传感器

1) 对加热回路状态的批处理集中设置,以适应卫星在正常飞行、变轨阶段、以及月食阶段星上能源供给的限制,实现可控地利用星上的能源 2)实现了多个热敏电阻的联合控温,提供了被控对象的温度均匀性和控温系统的可靠性; 3)在蓄电池组温度控制上实现了跟踪控温功能,为保证蓄电池组间的温差要求提供了保证; 4)能够对加热回路的状态设置,如:加热回路开关状态、控温热敏电阻使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等参数通过遥控进行修改, 在轨管理能力及故障应急能力显著增强

航天器热控技术的研究与应用

航天器热控技术的研究与应用航天器的热控技术一直是航天工程中的重要组成部分，它对于太空舱内外的温度控制、电子设备、太阳能电池板、航天器表面温度等方面都有着重要的作用。

随着航天工程的不断发展，航天器的热控技术也在不断进步。

本文将从热控技术的概述、热控技术的分类、热控技术的应用三个方面来讨论航天器热控技术的研究与应用。

一、热控技术的概述热控技术是指在航天器工作环境中，通过合理地演绎和控制航天器内外界的温度，以保证载人驾驶舱的安全、设备的正常工作和航天器的稳定运行。

也就是说，热控技术是针对航天器在载人或无人过程中的热波动情况，采取相应措施以达到热平衡的一项工程应用技术。

其目的是为了保证航天器能够在恶劣的环境中正常工作，降低由于温度波动引起的航天事故的概率。

二、热控技术的分类根据航天器的性质和应用场景的不同，航天器的热控技术可分为主动热控和被动热控两种类型。

主动热控是指采用主动控制方式，通过控制航天器上的热源参数，对航天器内部和外部热平衡进行调节和控制。

例如，采用自动控制系统来调节舱内的温度和湿度，提高航天员的舒适度；在太阳能电池板表面加热器，使得太阳能电池板在极端寒冷的夜间也能保持正常工作。

被动热控是指通过特殊的材料和结构设计，利用自然能量或热辐射等方式来控制航天器的温度。

例如，在行星探测器的设计中常采用反射率和发射率不同的涂层材料，以控制探测器的温度。

同时在太阳能电池板的设计中常采用多层隔热保护措施，以减少太阳能电池板因高温而受损。

三、热控技术的应用航天器的热控技术在航天工程中是非常重要的。

在人类首次登月的月球探测任务“阿波罗”计划中，阿波罗第一次登月舱（Lunar Module）需要经受幅值高达275℃的热态变化，因此热控技术是其关键。

类似的应用也在其他的载人航天器和探测器上体现，例如轨道飞行器的热控系统，密集的通信和运行设备将产生大量的热量，因此需要通过热控技术来控制它们的温度，保证运行的安全性。

登月飞行器软着陆的制导与控制

展望未来，随着中国航天技术的持续发展，嫦娥号登月飞行器有望实现更加精确、高效的软着陆。未来的研究将集中在提高制导算法的精度、优化姿态控制策略以及发展更加可靠的故障诊断和恢复系统等方面。此外，国际合作也将在登月飞行器的软着陆研究中发挥重要作用，为人类探索宇宙提供更多可能性。
结论：
登月飞行器软着陆的制导与控制技术是实现月球探测、科学研究以及开发利用月球资源的关键所在。从阿波罗计划到嫦娥工程，人类在登月飞行器软着陆技术方面取得了显著进步。然而，面对未来更复杂的探测需求和挑战，仍需不断深入研究和发展新的技术手段。
中国“嫦娥”号登月飞行器的软着陆控制与展望
中国嫦娥工程是中国探月计划的重要组成部分，已成功实施多次探测任务，并在2019年实现了首次月球背面软着陆。嫦娥工程所取得的成进行月球探测的能力。在软着陆控制方面，嫦娥工程采用了多种先进的技术手段，如激光测距、惯性测量等，以确保飞行器能够在复杂的地形条件下实现安全、精确的着陆。
谢谢观看
为了确保登月飞行器的安全、精确着陆，科研人员需要不断提高制导算法的精度、优化姿态控制策略、发展可靠的故障诊断和恢复系统等。国际航天合作也将成为推动登月飞行器软着陆技术发展的重要力量。通过共享经验、联合研发，共同推进人类登月事业的发展。
参考内容
随着人类对太空的探索不断深入，登月飞行器软着陆轨道的设计成为了月球探索的关键问题之一。为了提高登月飞行器的着陆精度和安全性，遗传算法优化被广泛应用于解决该问题。
针对现有研究的不足之处，本次演示将采用理论分析与实验验证相结合的方法来进行研究。首先，将通过理论分析建立探测器软着陆系统的动力学模型，并利用该模型进行控制策略的设计。然后，将通过实验验证的方法，对所设计的控制策略进行实际测试。实验中，将通过模拟深空环境中的各种工况，对控制策略进行严格的测试。

航空航天工程师的航天器热控系统

航空航天工程师的航天器热控系统航空航天工程师是一项充满挑战和创新的职业，他们负责设计和开发航天器，保证其在极端环境中的正常运行。

而航天器热控系统则是航空航天工程师必须深入了解的重要技术之一。

本文将介绍航天器热控系统的定义、功能、设计原则以及目前的发展趋势。

一、航天器热控系统的定义航天器热控系统是指通过控制航天器内部和表面的温度，以确保航天器在各种工作状态下正常运行的技术系统。

由于航天器在太空中会遇到极端的温度变化，热控系统的设计和实施对于航天器的正常工作至关重要。

二、航天器热控系统的功能1. 热保护：航天器在进入大气层、离开大气层以及太空行驶过程中，都会受到剧烈的热辐射和热传导。

热控系统的主要任务就是通过隔热材料、冷却装置等手段，保护航天器免受过热和过冷的影响。

2. 温度调节：航天器内部的各个设备和仪器的正常工作温度范围是有限的，过高或过低的温度都会影响其工作性能。

热控系统通过调节冷却系统和加热系统的工作状态，控制航天器内部的温度在设定的范围内。

3. 热量分散：航天器在工作过程中会产生大量的热量，如果不及时分散，可能会导致系统过热。

热控系统通过设计散热器、热管等装置，将热量从航天器中导出，保持系统的稳定工作状态。

三、航天器热控系统的设计原则1. 深入了解任务环境：航天器的工作环境包括内外两个方面，内部环境涉及航天器内部设备的排布和工作热量，外部环境涉及太阳辐射、大气层等因素。

热控系统设计前需要对任务环境进行详细分析，以确保设计符合实际需求。

2. 热力平衡：热控系统设计时需要考虑航天器内部热量的产生与散发的平衡。

合理安排散热方式和冷却装置的布局，确保系统能够在不同工作状态下保持稳定的温度。

3. 故障容错：航天器热控系统一旦出现故障，可能会导致系统温度异常升高或降低，进而影响航天器的正常工作。

因此，设计中需要考虑到故障检测与纠正机制，确保系统具有较高的容错性。

四、航天器热控系统的发展趋势随着航天技术的不断发展，航天器热控系统也在不断革新与进化。

典型航天器的热控分解

返回舱

推进舱

载人飞船对比一般卫星的特点

热控特点：
飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大，控温精度要求高密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统对可靠性与安全性要求更高热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批次工作模式（自主飞行期间保温和留轨利用期间散热）航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控制
+Y板、-Y板间热耦合

采取轴向槽道热管两相对舱板间的热耦合技术,为首次在此类卫星上使用, +Y板、-Y板间热耦合保证蓄电池组间的温差要求,同时也降低了光照侧蓄电池组的温度,减少蓄电池组散热面面积,为蓄电池度过月食提供了基本保证
主动热控

充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备,加上热控系统研制的执行部件———加热控制器,形成智能主动控温系统的物理结构特点：
飞船结构组成

轨道舱

作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的气闸舱。配有泄复压控制、舱外航天服支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5个复压气瓶。无留轨功能。形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对太阳能电池板。

热控总体方案
热控
被动热控（基础）
主动热控（重点）
MLI
涂层
热管
流体回路
气体通风风冷回路
电动百叶窗
电加热控温仪
轨道舱热控

在自主飞行期间（轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大）需减少漏热；留轨期间（轨道舱是非密封舱，仪器发热量大），要加强散热被动热控措施：

典型航天器的热控ppt课件

.
相变材料热管
在中间圆形腔体内充装液氨,作为常规热管使用
两边两个腔体内充装相变材料,腔体中的肋片起到增强热管与相变材料热耦合的作用。
.
+X面舱板等温化
应用：需要采用增大热容设计方法,使被控对象温度波动过大的现象得到纠正。例如：+X板散热面在外热流的作用下,温度有很大的波动(孤立散热面的温度波动20℃至-20℃),造成被控区域温度波动幅度较大,高温时温度过高, 低温时需要电功率补偿。为了规避月球红外热流的影响,安装在对月板处的载荷设备的散热面设在 +X板上,利用热管将X板的散热面和散热设备热耦合进行设备的温度控制。
次工作模式（自主飞行期间保温和留轨利用期间散热）航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控
制
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热控总体方案
热控
被动热控（基础）
主动热控（重点）
MLI
涂层
热管
流体回路
气体通风风冷回路
电动百叶窗
电加热控温仪
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轨道舱热控
（）在自主飞行期间轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大需；（），减少漏热留轨期间轨道舱是非密封舱，仪器发热量大
返回舱
形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。
推进舱
装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对太阳能电池板。
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载人飞船对比一般卫星的特点
热控特点：
飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大，控温精度要求高
密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统对可靠性与安全性要求更高热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批
北京时间2007年10月24日18时05分（UTC+8时）左右，嫦娥一号探测器从西昌卫星发射中心由长征

典型航天器的热控

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轨道舱热控
主动热控措施：
对推进剂贮箱、镉镍电池、相机窗口、红外地平仪、分流调节器等采用主动电加热控和被动热控相结合
隔热罩上布置两路空气加热器设置轨道舱热控风机散热面外设置电动百叶窗（叶片外表面贴F46单面镀铝膜），以提
次工作模式（自主飞行期间保温和留轨利用期间散热）航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控
制
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热控总体方案
热控
被动热控（基础）
主动热控（重点）
MLI
涂层
热管
流体回路
气体通风风冷回路
电动百叶窗
电加热控温仪
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轨道舱热控
（）在自主飞行期间轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大需；（），减少漏热留轨期间轨道舱是非密封舱，仪器发热量大
4)能够对加热回路的状态设置,如:加热回路开关状态、控温热敏电阻使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等参数通过遥控进Байду номын сангаас修改, 在轨管理能力及故障应急能力显著增强
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神舟载人飞船
载人飞船对比一般卫星的特点
神舟五号飞船简介
热控方案
轨道舱返回舱推进舱流体回路系统
总结
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神舟五号飞船简介
a
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运行期间轨道环境及外热流特点
卫星在一年的寿命期间内，β角(太阳矢量与轨道面的夹角)在0°~360°范围内变化,为保证太阳翼发电,卫星采用了正飞和侧飞两种飞行姿态。当β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范围内时卫星采用正飞姿态运行;当β角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。
北京时间2007年10月24日18时05分（UTC+8时）左右，嫦娥一号探测器从西昌卫星发射中心由长征

航天系统热控制方法

航天系统热控制方法
航天系统热控制方法主要包括主动式热控制和被动式热控制。

被动式热控制主要通过改变航天器外部材料的光学和热学性能，如发射前进行外部涂层处理，使用隔热材料或改变热控涂层等，以实现热平衡和温度控制。

主动式热控制则更为复杂，它通过各种装置和系统来调节航天器内部的温度。

具体方法包括：
1.辐射式热控制：改变航天器内部设备的热辐射率，从而改变散热能力以保
持设备温度范围。

例如，使用热控百叶窗和热控旋转盘。

2.对流式热控制：在具有气体或流体循环调节的航天器内部，改变流体的对
流换热系数以实现温度调节。

这通常涉及液体循环和气体循环两种系统。

3.传导式主动热控制：通过改变航天器内部设备的热传导系数来自动调节设
备温度。

例如接触导热开关和可变热导的热管。

电加热器也是航天器常用的主动热控制器件。

4.过渡段热控制：这是航天器在发射前、发射中、再入地球大气层或进入其
他行星大气层时所采取的热控制技术。

在发射前，可以利用地面低温系统对航天器进行温度调节；在发射中，可以采取措施减少高温外壳传给内部仪器设备的热量；再入段则需要降低气动加热量，加强航天器的对外辐射散热和增加壳体的热容和潜热。

以上航天系统热控制方法可以有效地帮助航天器在不同环境中保持稳定的温度，从而确保航天器的正常运行和任务的成功执行。

航天器热控技术

工作环境：热管的工作环境对其性能产生重要影响，这些环境主要包括热管可能经历的重力，离心力、振动和冲击力等力学环境，以及与之耦合的热源、热沉状态等。
相变材料工作原理：将相变材料放在被控设备和外界环境之间，当相变材料与发热元件的界面温度升高到相变材料熔点时，相变材料熔化并按熔化潜热吸收热量，使界面温度仍保持在熔点附近。当界面温度由于内部或者外部原因下降时，相变材料放出潜热而凝固。只要存在两相，界面温度就仍保持在熔点附近。
主动式：当卫星内、外热流状况发生变化时，通过某种机构的动作或电子控制线路来实现热控制。优点：具有较大的适应能力和热控制能力；缺点：系统复杂，可靠性问题和重量问题使它在应用中受到一定得限制。
（2）热控制手段热控涂层
定义：涂覆于卫星各个表面或仪器壳体上的热控涂层。 s ，辐射率：。两个重要参数：太阳吸收率：这两个重要参数决定了表面的热辐射性质，而热辐射性质又直接控制着卫星表面的温度水平。因此，热控涂层材料的选取至关重要。目前，世界各国已经研制出的热控涂层材料按照热辐射性质可分为九种类型：全反射表面；中等反射表面；太阳吸收表面；中等红外反射表面；灰体表面；中等红外吸收表面；太阳反射表面；中等太阳反射表面；全吸收表面。

主动式：主动类电加热器件由电加热器，电源，热控仪和热敏电阻组成，称为电热调温系统。薄膜加热器特点：结构简单，体积小，重量轻，使用方便，控制精度高。--适用于卫星热控制应用，常作为卫星的主动热控制方式。
百叶窗定义：百叶窗是一种利用低辐射率的可动叶片，不同程度地遮挡高辐射率的仪器散热表面的方法来控制温度的装置。结构：支持框架、叶片、动作室、驱动元件、轴承和地板。
7.热控制基本原理（1）能量守恒原理

阿波罗登月计划ppt

---------------------------------精选公文范文--------------------------阿波罗登月计划ppt篇一：阿波罗登月计划与数据管理阿波罗登月计划与数据管理美国在20 世纪60 年代进行了“阿波罗登月计划”的研究，当时“阿波罗”飞船由约200 万个零部件组成，分散在世界各地创造，为了掌握计划进度及协调工程发展，“阿波罗”计划的主要合约者罗克威尔(Rockwell)公司曾经研制了一个计算机零部件的管理系统。

系统共用了18 盘磁带，虽然可以工作，但效率极低，哪怕是一个小小的修改，都会带来“牵一发动全省”的后果，维护起来相当艰难。

18 盘磁带中60%是冗余数据。

这个系统一度成为实现“阿波罗登月计划”的严重妨碍应用的需要推动了技术的发展。

这个系统是基于当时文件管理系统的基础上开辟的，文件管理系统面对大量数据时的困境促使人们去研究新的数据管理----------------精选公文范文---------------- 1技术，数据库久应运而生了！例如，最早的数据库管理系统之一IMS 就是上述的罗克威尔(Rockwell)公司在实施“阿波罗”计划中与IBM 公司合作开辟的，从而保证了“阿波罗”飞船在1969 年顺利登月。

篇二：各国登月计划今年年内，一场现实版的“嫦娥奔月”就将开演。

在绕地球转5 至7 圈后，我国首颗“人造月球卫星”——“嫦娥一号”将脱离地心引力，飞进浩瀚无垠的太空，奔向38 万公里之遥的月球。

37 年前，我国首颗人造地球卫星——“东方红一号”进入太空轨道，茫茫夜空中，人们通过肉眼就能看到“东方红一号”在徐徐运行，耳旁宛然能听到清脆的《东方红》乐曲声。

37 年后，《谁不说俺家乡好》、《爱我中华》、《梁山伯与祝英台》，甚至京剧选段《贵妃醉酒》、青海民歌《半个月亮爬上来》、昆曲选段《游园惊梦》等30 首戏曲、歌曲也会伴着“嫦----------------精选公文范文----------------娥一号”一同奔月。

高超声速飞行器综合热管理系统方案探讨

表 1 常用液气相变材料性能参数
Table １ Properties of typical liquid唱to唱gas PCMs
相变材料
水
标准沸点桙K ３７３
潜热值密度
桙kJ·kg －１桙kg· m －３
２５００
１０００
比热分子量
桙kJ·kg －１ · K －１
１８畅０２
工作时，次级回路中的冷却剂在泵的抽吸作用下，依次通过换热设备吸收座舱、电子设备舱的热载荷，然后进入主桙次级回路换热器与主回路中的冷却剂换热，将热量传递到主回路中，冷却后的液体最后进入集液箱，完成一个循环。主回路中的冷却剂从集液箱出来，首先经过主桙次级回路换热器，吸收来自次级回路的热量，再依次经过液压系统、润滑油系统、辅助能源系统的换热器，吸收这些高温热源的热载荷，然后进入主回路的燃料桙液体换热器，将吸收的热量传递到低温燃料中，放出热量的冷却剂重新回到集液箱，完成一个循环。吸收了热量的液氢燃料再进入发动机冷却系统，对发动机
吸热型碳氢燃料是一种新型燃料，既可以利用本身的物理热沉（显热和潜热）来冷却飞行器的热载荷，又可以利用在气相条件下发生的化学反应吸收热量（化学热沉），其冷却能力远大于低温液氢燃料。笔者根据此类型燃料的特点，提出了 “吸热型碳氢燃料作为热沉” 的热管理方案。其工作原理如图２所示。
该方案的主要优点是： a畅利用碳氢燃料的物理热沉和化学热沉，系统的冷却能力很大； b畅由于可以吸收气动热，解决了气动热防护的问题； c畅将气动热通过化学反应转换为推力，能量利用率高； d畅适合高马赫数、长时间飞行。 2畅2 关键技术［19 ～ 21］

卫星热控制技术

卫星应用制冷技术
低温液体固态剂制冷

阿波罗计划简介研究此飞行器的意义飞行器的组成热控方案

热控方案概述具体热控措施

指令舱和服务舱的热控

单相流体回路指令舱涂层蒸发器

登月舱热控

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。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。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。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
对流式热交换：气体、液体通路
某航天飞机对流行热控系统
热控涂层被动热控制技术多层隔热材料
吸收与发射保持合适温度
热管
相变热控材料
毛细结构抽力
潜热高，固-液可逆控制辐射热阻控制传导通路热阻机械驱动液体对流辐射制冷器闭式循环开式循环消耗工质
主动热控制技术
辐射式主动热控传导式主动热控对流式主动热控辐射制冷

“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
真空和低温
空间环境
微重力
无法产生对流
空间外热流
-200℃—250℃
飞行过程
温度变化剧烈的四段过程