第五章 航天器的温度控制
航天器的热控技术与应用
航天器的热控技术与应用当我们仰望星空，想象着那些在浩瀚宇宙中穿梭的航天器时，可能很少会想到它们面临着一个极其重要的挑战——热环境的控制。
在太空这个极端的环境中，温度的变化范围极大，从炽热的阳光直射下的高温到阴影区域的极寒，这种巨大的温差对航天器的正常运行构成了严重威胁。
为了确保航天器能够在这样恶劣的热环境中稳定工作，热控技术应运而生。
热控技术，简单来说，就是对航天器内部和外部的热量进行有效管理和控制的技术手段。
它就像是航天器的“温度调节器”，确保航天器的各个部件都能在适宜的温度范围内工作。
要理解航天器热控技术，首先得明白太空环境的特殊性。
在太空中，由于没有大气层的保护，航天器直接暴露在太阳辐射、宇宙射线以及真空环境中。
当航天器面向太阳时，表面温度可能会迅速升高到几百摄氏度；而当它转到背阴面时，温度又会急剧下降到零下一百多摄氏度。
这种剧烈的温度变化对航天器的电子设备、材料结构和燃料系统等都可能造成严重损害。
为了应对这种极端的热环境，航天器热控技术采用了多种方法。
其中，隔热是一种常见的手段。
航天器的表面通常会覆盖一层特殊的隔热材料，这些材料具有很低的热导率，可以有效地阻止热量的传递。
就像我们冬天穿的厚棉袄一样，能够阻挡外界的寒冷进入身体。
比如，多层隔热材料（MLI）就是一种常用的隔热手段，它由多层薄的反射屏和间隔层组成，能够反射大部分的太阳辐射，并减少热量的散失。
散热也是热控技术中的关键一环。
对于航天器上产生热量较多的部件，如电子设备，需要通过专门的散热装置将热量散发出去。
常见的散热方式有辐射散热和导热散热。
辐射散热是利用热辐射的原理，将热量以电磁波的形式向周围的空间散发。
而导热散热则是通过热传导的方式，将热量从高温区域传递到低温区域。
为了提高散热效率，航天器上还会使用热管等高效导热装置，热管内部的工作介质在受热端蒸发，在冷却端凝结，从而实现热量的快速传递。
除了隔热和散热，主动热控技术在一些复杂的航天器中也得到了广泛应用。
航天气热控制技术
1.什么是航天器的热控制？控制航天器内部的热交换过程，使其热平衡温度处于规定范围的技术。
2.热控制技术研究的重要性。
为了保证航天器的安全运行，必须对他们进行合理的热控设计，并研制有效可靠的热控系统，否则将导致飞行失败。
3.简述近地空间的热环境，在近地轨道飞行的航天器收到的外热流主要有哪些？近似值是多少？近地空间航天器受太阳辐射、地球红外辐射、地球-大气的反照；外热流主要有：太阳辐射热流、地球反照热流、地球红外热流及空间背景热流；太阳：近似值--2/1353m W S =夏至点（近日点）--2/1309m W S = 冬至点（远日点）--2/1399m W S = 地球反照：近似值--2/470m W 地球红外热流：2/2201353435.0141m W S =⋅-=⋅-ρ 4.简述地球红外辐射，地球反照及其影响。
地球反照：地球-大气系统对太阳辐射的反射；地球红外辐射：被地球-大气系统吸收的太阳辐射能转化成热能后，又以长波热辐射的方式辐射到空间去。
5.什么事航天器的被动热控制？他有什么优缺点？常用的被动热控措施有哪些？被动热控制：依靠河里的航天器总体布局，选取不同的热物理性能的材料，正确地组织航天器的内外热交换过程，是航天起的结构、仪器、设备在高低温运行状况下都不超出允许范围。
优点：①.技术简单②.可靠性高③.使用寿命长 缺点：无自动调节温度的能力 主要有：①.热控图层②.多层隔热材料③.热管④.相变材料⑤.导热填料6.选择热控图层的主要原则是什么？①航天器表面的热辐射性质（现有热控涂层的性能水平95.0~08.0=s α9.0~02.0=ε）为了的得到某种指定性能的涂层，可以采用几种涂料组成的条纹搭配涂层。
②表面涂覆的工艺可行性。
③表面涂覆在使用环境中的稳定性。
④涂层的污染。
⑤经济性。
7.何为二次表面镜型热控图层？它在卫星热控设计中有和应用？三种：①光学太阳反射镜：一种复合表面，有对可见光透明的表层薄膜和对可见光反射的真空镀膜金属底层组成。
航天器热控制
9.1 概述
3. 微重力
地面上依靠气体自然对流散热的仪器热量排散受阻， 温度则很快升高，在地面进行模拟实验时十分困难。
对传热器件的有利影响：热管在微重力条件下可以不 考虑其几何位置的影响，一些主动温控装置也因重力的减 小而比较容易驱动和控制。
(3) 二次表面镜涂层：
对可见光透明的表层薄膜＋对可见光反射的真空镀膜金属底构成。 α极低， 常用于局部增加散热
(4) 其它涂层：
温控带、低温固化低放气涂层、织物涂层等
9.3 航天器热控制技术
有机白漆
9.3 航天器热控制技术
2. 多层隔热材料
防止热的流入或流出。 一般由多层金属反射屏构成，温度高：金属箔；温度低： 金属膜。
9.4 航天器热控系统设计实例
1971年3月3日用“长征1号”运载火箭在酒泉发射入轨。原设计寿命 为1年，实际在轨工作约8年。卫星在轨期间星上长期工作的遥测系统一直 清晰地向地面发回遥测信号。对接收到的遥测数据分析表明，卫星上的电 源系统、遥测系统、温控系统性能良好。由于它的遥测信号长期稳定地向 地面发射而引起世人注目，为中国以后设计和制造长寿命卫星提供了宝贵 的经验。
9.2 航天器热设计
3. 提高通用性及应变能力
应该十分注重通用性设计。 热控系统在整个飞行期间一直需要发挥功能，应具 备较强的适应能力，有较好的自动调节性能。
9.2 航天器热设计
4. 满足航天器总体要求
航天器的总体方案对热控制系统的质量、能源消耗有 严格的限制，对系统的可靠性及寿命有较高的要求。
4
太空飞行器如何调控温度_上篇_高峰
太空飞行器如何调控温度（上篇）不要用插、拔插头来取代开关在打开电视机前，应先插上电源插头，再打开电源开关即电视机上的开关.当看完电视后，要先关闭电视机上的开关，然后再拔掉插头.绝不能不用电视机上的开关而用插、拔插头的方法来开关电视机，这样不光会造成电浪费，还可能损害电视机.加盖防尘罩电视机若长期暴露在屋内，定会进入一些灰尘，灰尘多了，就会导致线路漏电而增加电耗.因此，看完电视后，要及时盖上防尘罩，减少电视机对灰尘的吸收.还要定期用吹风机吹掉电视机里面的灰尘，以保清洁.责任编辑蔡华杰作者简介高峰，男，41岁，德国柏林大学博士，现在就职于中国科普研究学会，副教授，研究方向为高能物理.科普作家，在国内外报刊发表科普作品100余万字.事实上，人造卫星都携带各式各样的电子仪器、飞行仪表和运动部件，它们大都“娇生惯养”，有的只能在温室里“长大”，有的却喜欢在低温下工作.为了确保人造卫星运转正常，必须对它的“体温”进行调节和控制，这就是人造卫星的温控技术.特殊的“外衣”高空，大气极为稀薄.由于那里基本上不存在大气的对流作用，所以，人造卫星在太阳晒着的一面温度可以高达100℃～200℃，而背着太阳的一面又可低达-100℃～-200℃.在温度低至-269℃的深空区域，物体自身□中国科普研究学会高峰物理广角镜□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□□物理广角镜的热量一旦散失出去，就休想“恢复”起来，只能使“体温”一直降下去，深空环境的这种现象就叫“热沉”效应.为了使人造卫星保持一定的“体温”，人们常常给它穿上一件特制的“衣服”.卫星“制服”与众不同，它既不是棉的，也不是毛的，而是用镀有金属的塑料薄膜制成的.说来也很简单，把这种薄膜附着在卫星表面上，就能使星体与空间环境相隔离，这样，卫星的“体温”就不至于随外界环境的变化而变化，这就是“隔热”技术.为了提高隔热效果，一般都采用多层隔热方法.在层与层之间用柔软的棉纸或化学纤维填充，这样一层薄膜、一层隔离物地叠置起来，就构成了“多层隔热材料”.隔层越多，隔热效果越好，但隔层愈多，材料也就愈重.因此，应当根据需要选择适当的隔热层层数.美国发射的第一颗小型天文卫星的“外套”就是用多层隔热材料制成的.每层薄膜厚0.0063mm，是一个双面镀铝的聚酯薄膜，共20层；隔离物采用玻璃纤维滤纸，每层厚0.05mm，共19层.事实证明，人造卫星穿上这种“衣服”，不管遇到什么环境，高热还是低温，它都能对付.当然，对于卫星来说，也不是非穿“衣服”不可的.如果把卫星的表面按一定要求处理一下，比如抛光、氧化或喷漆，同样能起到良好的隔热保温作用.以铝板为例，经过阳极氧化处理，就能获得很高的反射太阳光的能力，即使在太阳光的强烈照射下，表面温度也不会超过30℃.“百叶窗”大有用场值得注意的是，星内所有仪器设备在工作状态下，一方面要消耗电能，另一方面又要不断地向外辐射一定的热能.卫星穿的“衣服”隔热效果好，就会使内部温度愈来愈高.如果温度上升过高，也会使电子设备工作失灵.如何解决这个问题呢？工程技术人员从人体的汗腺功能得到启示.他们想到，如果在卫星的外壳上打开几个窗口，每个窗口安上若干个叶片，当星内温度达到一定数值，就让叶片自动打开，把热量散失出去；反之，叶片再自动关闭，不准热量继续“外逃”.这样做，星内温度不是一样可以得到调节吗美国发射的第6号和第7号应用技术卫星，就是采用这种方法调节温度的.在卫星观察舱的两个侧面各开一个“百叶窗”，通过叶片的开启和关闭，观察舱内的温度可以控制在5℃～35℃范围之内，基本满足仪器设备的工作要求.人造卫星的温度控制，除了进行整星温控，还可以采用局部温控方法.有些仪器对温度环境的要求极为苛刻，随整星一起又不能满足要求，在这种情况下，可以增设“温控舱”，把这一类仪器置于温控舱内，舱内温度就可采用局部温控方法.无论哪种方法，“百叶窗”都大有用场.责任编辑蔡华杰。
卫星上的温控原理是什么
卫星上的温控原理是什么
好的,我来按步骤解释卫星上的温控原理:
1. 太空环境温度极端,光照面温度高达100多度,夜晚低至-150度,卫星需要精确的温控系统保护电子设备正常工作。
2. 主要的温控方式是通过外壳与多层隔热材料构建“热盒子”,将payload区与外界环境隔绝。
3. 外壳一般采用金属材料,具有轻量化和高强度的特点,既抵御微流星碎片也能承受发射高载荷。
4. 在外壳内部覆盖多层隔热材料,如金属化膜、玻璃棉、空心玻璃微球等,具有低密度、低导热系数的特性。
5. 这些隔热材料构建的多层热阻可以大幅降低隔热盒内外的热量传导和热量辐射。
6. 通过热阻设计计算,使热流量控制在可接受的水平,从而将舱内环境保持在20度左右的温度。
7. 除被动隔热外,还需要积极的热控制系统,例如加热片、热管等进行补偿调节,
确保温度恒定。
8. 关键部位还需要安装温度传感器,让热控系统能够实时监控温度变化,进行闭环控制。
9. 这样多种手段综合运用,保证卫星内部实现准确、稳定的温度控制,确保元器件的正常工作。
10. 温控系统需要充分考虑轨道特点、载荷发热、工作年限等因素,采用可靠的零失败设计。
通过这些步骤,卫星可以实现精确的温度控制,这是保障任务成功的关键之一。
航空航天工程师的航天器热控制
航空航天工程师的航天器热控制航空航天工程师的航天器热控制在航天领域中扮演着重要的角色。
航天器的热控制是指通过有效的热管理系统来维持航天器内外部的温度，确保航天器在复杂的外太空环境中正常运行。
本文将介绍航天器热控制面临的挑战以及一些常用的热控制技术。
一、航天器的热控制挑战航天器在执行任务时会面临极端的温度条件。
太阳辐射、热辐射以及周围空间的真空是主要的热源和热传递方式。
航天器一旦暴露在太阳辐射下，其表面温度可能会迅速升高，而在阴影区域则可能会急剧降低。
这种剧烈的温度变化会对航天器的结构和设备产生不利的影响，因此需要有效的热控制系统来平衡这些热量。
二、航天器的 passiv 热控制技术1. 绝缘材料：航天器上常常使用绝缘材料来减少热传导，包括热屏蔽材料和绝缘涂层。
这些材料可以降低内部和外部温度的传导，减少热量的流失和吸收。
2. 表面处理：航天器的外表面经常需要特殊的处理，以提高反射能力和红外辐射能力。
例如，涂覆特殊的金属或涂料可以在一定程度上减少太阳辐射的吸收，从而降低航天器表面的温度。
3. 热防护材料：航天器的热防护结构，如热隔热瓦和热屏蔽板，可以在进入大气层时减少导热和吸收热量，保护航天器的结构不受损。
三、航天器的 active 热控制技术1. 热控制系统：这是航天器热控制中最关键的部分。
热控制系统可以通过电加热、液体或气体循环等方式调节航天器内部的温度。
通过控制冷却剂的流动和冷却能力，航天器的温度可以得到有效的调节。
2. 微通道散热器：这种散热器由一系列微小通道组成，通过传导和对流来移除热量。
微通道散热器可以有效地将热量从航天器的热源传导并散发出去，保持航天器温度的平衡。
3. 热电材料：利用热电材料的特性，可以将热量转化为电能，或者通过输入的电能来产生制冷效应。
这种技术可用于航天器中的温度调节。
四、航天器热控制的未来发展随着航天技术的不断发展和航天任务的复杂性增加，航天器的热控制技术也在不断改进。
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
航天器热控分系统
7. 1. 3 常用的热控技术
大功率热量排散技术 精密控温技术 CPL和LHP技术 纳米流体传热工质 高热导率材料与高热流
密度设备的热控 MEMS百叶窗热控技术
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7.2 航天器热控分系统的设计
热设计任务
航天器热设计的任务就是根据航天器飞行任务的要求及其工作期间所要 经受的内、外热负荷的状况，采取各种热控制措施来组织航天器内、外 的热交换过程，保证航天器在整个运行期间所有的一起设备、生物和结 构件的温度水平都保持在规定的范围内
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7. 1 航天器的热控技术
航天器热控以传热学和工程力学为基础，综合多学科技术实现 • 被动式是指没有活动部件的或者可调解能力的热控方式 • 半被动式是指采用由热敏器件驱动的简单的控制装置来打开或关闭导 热通道，使热量散出，如百叶窗 • 主动式是指电加热器、机械循环泵和冷冻机等自动控制系统实现温度 控制
热管是利用管内工质的相变和循环流动而工作的器件，可传递很大的热 流
相变热控材料在相变过程中将吸收或
释放出相变潜热，使被控对象基本保
持不变
相变蜡
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7. 1. 2 主动热控技术
主动热控是在变化的内、外热环境下，利用某种自动控制系统，根据被 控对象的温度反馈，调节相关传热参数，以实现仪器设备的温度控制 • 辐射式、传导式、对流式、电加热 • 辐射式通过机构来实现仪器表面发射率的变化，如百叶窗和旋转盘 • 传导式通过控制热传导途径上的热阻来实现控温 • 对流式利用流体对流换热的方式对卫星内部整体或局部实施热控； 缺点为真空密封处理和系统复杂，优点为换热能力强 • 电加热通过安装加热丝（片）在被加热部件上，通过遥控或自动控 制加热；它的结构简单，使用方便，控制精度较高
航天器精密控温技术研究现状
航天器精密控温技术研究现状随着人类探索宇宙的不断深入，航天器的精度和可靠性要求越来越高，控温技术成为其中关键的一环。
航天器面对高温、低温、强辐射、极低压等多种恶劣环境，控制温度的稳定性对于保障航天器的正常运行和有效执行任务至关重要。
本文将介绍航天器精密控温技术的研究现状，包括控温方法、控温器件和控温自适应技术等方面。
一、控温方法1.被动式控温方法被动式控温方法通常采用的是材料学的原理，即通过选择绝缘材料、隔热材料、导热材料、反射材料等来达到控温的目的。
例如，航天器的轻质隔热材料采用的是具有低热导率的蜂窝板，可以在太空中长时间维持低温状态，同时在高速进入大气层时也能够保持航天器内部温度的稳定。
2.主动式控温方法主动式控温方法是指通过控制航天器的加热、降温过程，实现对其温度的控制。
在主动式控温方法中，主要包括伺服控温和P.I.D 控温。
伺服控温是利用热空气与冷却器相间的形式，对温度进行调节。
而 P.I.D 控温则是根据系统误差进行反馈控制的方法，一般应用于需要高精度控制的领域。
二、控温器件1.热电偶热电偶是一种能够将温度转化为电信号输出的传感器，广泛用于工业生产、仪器仪表领域。
在航天器中，热电偶被广泛应用于控温系统中，为控制系统提供准确的温度信号。
热电偶具有使用寿命长、响应速度快、结构稳定等优点，具备很高的应用价值。
2.热电阻热电阻也是一种测量温度的传感器，一般采用铂电阻作为敏感元件。
热电阻具有精度高、响应时间快、无需外加电源等优点，特别适用于需要高精度控制的场合。
在航天器控温系统中，热电阻被广泛应用于控制仪器仪表和反馈控制器等的测温组件。
三、控温自适应技术控温自适应技术是指从控温系统中采取自适应调整、优化控制算法、模型辨识等方法，提高控制精度和控制性能。
控温自适应技术在航天器控制系统中的应用越来越广泛，主要是由于其可以适应不同的环境和负载条件，能够自主地进行完善优化和自我调节，从而提高了控温系统的可靠性和稳定性。
航天器的热控制和热设计方法
航天器的热控制和热设计方法在航天领域中，热控制和热设计是十分重要的一环，因为航天器在不同的环境中要面对复杂的热学问题。
在地球轨道上，航天器要同时遭受太阳辐射和地球辐射，而在深空探测中，航天器则要面对太阳辐射与太空真空的同时影响。
在这种环境下，热管理的失误很可能会导致航天器失效甚至毁灭，因此热控制和热设计是航天器设计过程中的重点和难点。
热控制的方法热控制的目标是使航天器的温度维持在可接受的范围内，以保障装置的性能和寿命。
热控制的主要方法有以下几种:1. 包覆与隔热: 航天器外层需要覆盖一层隔热材料以抵抗太阳辐射的热辐射，同时内层也要包覆一些隔热材料以防止航天器的散热。
这个过程通常称之为Thermal Blanket，也就是散热毯。
2. 散热器: 散热器是另一种常用的热控制方法，它可以帮助快速地将航天器内部的热量传出，从而保证其恒温化。
用在热量产生较大的设备和部件上，如电动机或大型电池组等。
3. 渡越轨道: 轨道高度和位置的不同也是影响热量传递的因素。
在地球轨道上，航天器进入太阳照射下，需要通过更高的轨道距离温度下降以达到热量平衡。
而在深空探测任务中，航天器必须通过与行星或星球的引力相互作用来改变轨道高度和位置，以便控制其受到的阳光照射时间。
4. 热管：热管是一种高效的热控制器，它是利用工作流质的蒸汽驱动热管内的热量传递。
热管中非常薄的毛细管结构具有超强的温度控制能力，可以在多种场合下快速传导热量和吸收热量。
热设计的方法热设计的目的是为了保证各个部件不会过热或过冷，达到可靠、高效、均匀、持续的热管理效果。
热设计的方法包括以下几种：1. 数值计算: 在航天器设计中，一些专业的热工程师需要高度的数学和物理素养，熟练掌握基本偏微分方程求解理论和相关数值计算方法，如有限差分法（FDM）、有限元法（FEM）、边界元法（BEM）等。
以此来模拟和分析航天器的各个部件的热传输，为热设计提供重要数据和指导意见。
2. 结构设计: 在航天器的结构设计中，专业设计师一方面要考虑结构体在受载和振动下的性能，另一方面则需协同热控制专家，合理设计各个部件的隔热和散热结构，确立温升限制、规定布局位置、选定材质以及规划冷却介质。
航天器热环境控制技术研究与优化
航天器热环境控制技术研究与优化随着人类对太空探索的不断深入，航天器的热环境控制技术也越来越受到重视。
在极端的太空环境中，航天器面临着极高的温度和严寒的气温，这些都对航天器的正常运行和安全造成了极大的影响。
因此，热环境控制技术的研究和优化显得尤为重要。
航天器热环境控制技术主要是指对航天器内部和外部的温度、湿度、气压等参数进行控制和调节，以保证航天器的正常运行和乘员的安全。
在太空环境中，航天器面临着极端的高温和低温，这些都会对航天器的各种部件产生不同程度的影响。
比如，太阳能电池板在高温下容易老化和失效，而机械部件则在低温下容易变得脆弱易碎。
因此，如何有效地控制航天器的热环境，成为了航天器设计和运行中的重要问题。
在研究和优化航天器热环境控制技术方面，主要涉及以下几个方面：1. 热控制系统设计。
热控制系统是航天器热环境控制的核心，其设计需要考虑到航天器所处的环境和任务需求。
一般来说，热控制系统包括热量传递机构、热量调节机构和热量放散机构等部分。
其中，热量传递机构主要负责将航天器内部产生的热量传递到外界，而热量调节机构则可以根据需要对航天器内部的温度进行调节，最后热量放散机构则可以将多余的热量释放到外界。
2. 热控制材料选择。
在航天器设计中，选择合适的热控制材料也非常重要。
一方面，这些材料需要具有良好的导热性能和耐高温性能，以便将航天器内部产生的热量有效地传递到外界；另一方面，这些材料还需要具有良好的抗辐射性能和耐腐蚀性能，以应对太空环境中的辐射和腐蚀。
3. 热控制策略优化。
在实际应用中，需要根据具体任务需求来优化热控制策略。
例如，在长时间的太空任务中，需要考虑如何最大程度地减少能源消耗和热量损失；而在紧急情况下，则需要迅速采取相应的热控制策略以保障乘员安全。
总之，航天器热环境控制技术是保障航天器正常运行和乘员安全的重要保障。
在未来的太空探索中，我们需要不断地深入研究和优化这一技术，以应对更加复杂和多样化的任务需求。
航天器热管理技术研究与应用
航天器热管理技术研究与应用随着航空航天技术的快速发展，航天器的热管理技术越来越受到重视。
航天器在太空中的运行，要经受着极端的温度环境，控制好航天器内部的温度不仅可以保证航天器的正常运行，也可以延长航天器的寿命，从而提高整个航天任务的成功率。
本文将从航天器热管理技术的基本原理、现有技术及展望等方面进行探讨。
一、航天器热管理技术的基本原理航天器运行过程中会遇到极端的气温条件。
在受到太阳辐射的照耀时，航天器表面可达到1500℃以上的高温，而在太阳不照耀时，则会降温到-150℃以下的低温。
如何控制航天器的温度，使它始终保持在正常的工作温度范围内，成为研究的主要问题。
航天器热管理技术的基本原理可以简单概括为：通过采用合适的热控制方式，将航天器内部的热量合理地输送到外界，共同维持航天器的稳定工作。
一般来说，航天器热管理系统包括下列部分：热控件、热控制器、热控链路和热控策略。
其中，热控件用于内部热量的产生或消耗，如太阳能电池板、放热器等等；热控制器负责调节热控件的工作状态；热控链路则将热量输送到外部，如热管、热电偶等等；热控策略则根据具体情况，选择合适的热控制参数，进行调控。
二、现有的航天器热管理技术目前，用于航天器热管理的主要技术包括大小不同的红外线辐射寿命热控制（IRPLCS）、热电控制、相变材料热管和热管技术等。
其中，IRPLCS技术最为常用，通过放热器对航天器进行散热，从而保证了航天器内部的正常工作。
在具体应用时，需要根据航天器所处的轨道，决定放热器的数量和布局。
另外，IRPLCS技术也可以通过增加航天器的红外辐射吸收量来提高其散热能力，如增加航天器表面的粗糙度或者表面吸收材料的厚度等。
热电控制技术则可以利用材料的热电效应，将产生的热量通过热电偶传输出去，然后由热管理系统进行调控。
与IRPLCS技术相比，热电控制技术优点在于能够对温度进行更为精细的控制，缺点则在于热电偶本身的效率不高，可能会导致能量浪费。
航天器热控技术
Q1 Q2 Q3 Q4 Q5 Q6 Q7
Q1 太阳直接加热量； Q2 地球及其大气对太阳的反照加热量； Q3 地球的红外加热量； Q4 空间背景加热量； Q5 在卫星内部还有仪器设备工作时产生的内热量； Q6 卫星向空间辐射的热量； Q7 内能变化量；
返回段：卫星脱离运行轨道再进入大气层返回地
面的飞行过程。此时，卫星以极高的速度再入大 气层，巨大的动能在大气层阻尼作用下转变成为 大气的热能，气体温度猛烈上升到摄氏数千度以 上，给卫星以强烈的气动加热。 面对这样恶劣的环境条件，要保证卫星能正常工 作就必须进行合理热设计，并研制有效和可靠的 热控制系统，否则必将影响正常飞行计划，甚至 导致飞行失败。
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。
迄今，世界各国已向空间发射了5000余颗各种不 同类型的航天器，在几十年的实践中
人们逐渐深刻认识到卫星的热控制已发展成为一 门独立的学科，这就是空间热物理学。它和许多 学科有着广泛的联系，涵盖了热力学、传热学、 传热传质学、流体力学、计算传热学、空间几何 学、电子学、化学、物理、计算机等多种学科的 知识。 5.航天器为什么要进行热控制？ 举例说明： 一个在地球同步轨道运行的薄壳球形卫星，如果 这球体表面不加任何热控涂层，就是加工后的铝
上升段：卫星在运载火箭的运送下，离开地面
后进入轨道飞行的阶段（此阶段由于卫星速度从 零逐渐增大，穿过稠密的大气层后达到7.9公里/ 秒的第一宇宙速度，因此卫星表面受到强烈长期运行的阶段， 这也是执行任务的主要阶段，此时，卫星要长期 经受太阳、行星和空间低温热沉的交替加热和冷 却，引起高低温的剧烈变化，变化幅度可达 0 200 C； 到
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
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
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4
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
典型航天器的热控分解共39页文档
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。——西班牙
37、我们唯一不会改正的缺点是软弱。——拉罗什福科
xiexie! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
典型航天器的热控分解
11、用道德的示范来造就一个人，显然比用法律来约束他更有价值。—— 希腊
12、法律是无私的，对谁都一视同仁。在每件事上，她都不徇私情。—— 托马斯
13、公正的法律限制不了好的自由，因为好人不会去做法律不允许的事 情。——弗劳德
14、法律是为了保护无辜而制定的。——爱略特 15、像房子一样，法律和法律都是相互依存的。——伯克
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
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(Q----使航天器温度提高的热能)
－－太阳直接辐射的能量
－－地球反射的太阳辐射能
－－地球本身的红外辐射能
13.3.3
温度控制的分类
航天器的温度控制
依据温度控制是否通过可动部件进行热交换，分为： 被动式温度控制
主动式温度控制
1）通常，在航天器热设计中，以被动温度控制措施为主，主动温度控 制措施为辅的方针考虑，这是因为被动温度控制技术简单可靠。
被动式温度控制
被动温度控制技术：是卫星温度控制最基本最主要的温度控制技 术。
被动温度控制技术包括：温度控制涂层、多层隔热材料、低密度泡 沫塑料、导热填料、相变材料、导热胶等。
13.3.1.1
温度控制涂层
航天器的外表面上涂以低吸收辐射比的涂层，如白漆、三氧化二 铝等减少蒙皮的热吸收量而降低温度。在蒙皮的内表面涂以高辐射率 材料的涂层（如表面发射率 ），以增强内部各部件之间的内 辐射，以保证内部各部位温度的均匀性。
第十三章 航天器的温度控制
13.1 航天器的热环境
航天器的飞行过程通常要经历4个阶段，即地面段、上升段、轨 道段和返回段。地面段指航天器在发射场地的地面工作环境，上升 段指航天器在火箭运送下穿过地球大气层的热环境，轨道段指航天 器在大气层外远行轨道上的空间运行热环境．而返回段指航天器再 入地球或行星大气层的热环境。因此，按航天器飞行过程，就需要 了解与航天器热设计有关的地球及其大气层，地球大气层外的宇宙 空间，各个行星，以及太阳的物理特征。了解上述各种环境及其特 点，对航天器热设计非常必要。
13.4热真空模拟实验
目的：为了保证航天器能够正常运行，所以在研制过程 中，要进行充分的空间热环境实验。 内 容： 13.4.4 真空模拟 满足航天器运行中的真空度条件（通常在 ）。 13.4.2 低温热沉的模拟 太空中空间背景温度为4K，为了模拟如此的低温，采用液氮作为 冷却气体，液氮温度为77k。另外模拟的空间背景的热吸收率要达到 最大，接近于1。 13.4.3 外热流的模拟 这里主要模拟太阳辐射、地球反射辐射和地球本身的红外辐射。 太阳模拟器：氙灯、石英灯、红外加热器模拟辐射。 给航天器表面按需求布置电阻加热器，按已确定的方案用电阻加 热器给航天器加热。
2）但是，对于一些技术复杂，温度控制水平和精度要求高、内外热环 境变化大的航天器，需要采用以主动温度控制措施为主，以被动温度控 制措施为辅的温度控制设计。这样，在实际设计中首先考虑主动温度控 制措施作为方案的重点，再以被动温度控制方法配合。这种设计可能达 到更大的温度控制能力及较高的温度控制精度。
13.3.1
13.3.1.2
热超导元件――热管
13.3.1.3多层隔热材料
多层隔热材料由低发射率的反射层与间隔层交错叠成，它具有极 好的隔热性能。 多层隔热材料的反射层有两种，一种是镀金属材料的塑料薄膜，镀 的金属材料常用铝、银、金等金属，用真空沉积或溅射方法镀到底材 上，其表面发射率 之间。塑料薄膜材料常用涤纶薄膜和 。 聚酰亚胺薄膜，常用薄膜厚度为6～20
航天器的飞行过程 ：
地面热环境 ：受到四季和昼夜影响，有温度变化。 发射轨道段 ：气动加热越来越加重，温度升高 。 运行轨道段 ：受到太阳辐射，温差大。 返回轨道段 ：剧烈的减速过程，由于摩擦产生大量气动热。
13.2
航天器的热平衡计算
航天器在空间轨道上各舱段外表面的能量平衡关系如图所示。
其能量平衡方程式为
多层隔热材料的间隔层，常用低导热率的质地疏松的纤维纸或织物 (丝绸、尼龙纱、涤纶纱等)制成。中国自行生产的多层隔热材料，已能 满足星、船热设计的要求。源自 13.3.2主动式温度控制
对于一些技术复杂，温度控制水平和精度要求 高、内外热环境变化大的航天器，需要采用以主动温 度控制措施为主，以被动温度控制措施为辅的温度控 制设计。
13.3.2.1 百叶窗
百叶窗主要由支持框架、叶片、动作室、动作器、轴承和底 板组成。
13.3.2.2 电加热器
如图13.4所示，电加 热器由直流电源、电阻 丝、双金属片恒温控制 器、设定温度调节器等组 成。
当温度超过设定 温度时，双金属片往 左侧弯曲，触点脱开 电路不工作，电阻丝 不加热。当温度低于 设定温度时，双金属 片往右弯曲，触点接 触电路工作，电阻丝 发热给仪器加热。