空间热控制技术(适用于航天)
合集下载
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
空间光机载荷热控制技术 专题讲座
前言
本讲座以工程实践为背景，介绍空间光机载荷热控基 础知识、空间热环境、热控分系统的设计思路和分析方法、 以及地面热试验的基本原理和方法。
本课程主要以空间光机载荷热控技术为背景，也适用 于所有的航天器。
1 航天器简介
航天器
航天器定义（GJB 421A-97)： 在地球大气层以外的外
• 有效载荷（载荷） Payload Module — PM －－直接完成特定任务的仪器、设备或系统，又称专用系统。
光机载荷：航天器必备的有效载荷之一，完成遥感、成像、通讯 等任务的设备，如激光器、光谱仪、红外相机、空间望远镜等
3 空间光机载荷热控制必要性
– 太空环境恶劣－－如果不采取任何热控措施，载荷上的部件、设 备的温度有可能达到零下一百多度到零上一百多度。
最终设计评审 （FDR ）
出厂
参加发射场 AIT
发射
在轨测 试
热控性能 在轨评价
设计 改进
8 光机载荷热设计
被动热控制技术
• 热控涂层：专门用于改变航天器设备部件表面热辐射性质（s，）从而达到对物体温度 控制目的的表面材料。目前，航天器上常用的热控涂层主要是电化学涂层、有机漆、无 机漆、二次表面镜、热控带等。
7 热控系统研制流程
卫星（载荷）热控分系统研制技术流程简图
热控任务书 下达
拟定 热控方案
光 ,机 ,电 ,热 接口定义
初步 热设计
初步设计评审 （PDR ）
详细 热分析
初样热控状 态确定
热控初样产品齐套交付
参加整星初样 AIT
关键设计评审 （CDR ）
正样 热设计
热控正样产品齐套交付
参加整星正样 AIT
– 载荷上使用的材料及电子器件都有一个其功能和性能正常发挥作 用的工作温度范围（如-10~45℃）。
– 光学元件对工作温度范围要求更加苛刻（20±1℃），光学仪器的 温度波动会使光学元件产生热应力及热变形，影响成像性能与跟 踪精度。 解决办法－采取热控制技术，进行精心的热控设计！
4 空间环境
航天器飞行环境（以地球卫星为例）
地球பைடு நூலகம்间热环境
真
星
低
空
体
温
热
辐
射
太 阳 辐 射
地 球 热 辐 射
地 球 反 照
4 空间环境
真空
• 随高度增加大气压力迅速降低（真空度升高） • 真空对载荷的影响
– 在压力低于10－3Pa 时空气的传导和对流换热可 忽略；只存在固体的导热和物体表面热辐射；
– 固体表面之间接触界面热阻加大，影响热量传递； – 材料会产生挥发物而导致对其他表面的污染，特
Q1为吸收的太阳热流；Q2为吸收的地球反照热流；Q3为吸收的地球辐射热流；Q5为卫星发热功率；Q6为卫星向太空辐射的热量
• 对于安装在航天器舱外的载荷，热环境主要包括4K冷空间，太阳辐照、 地球反照及地球红外辐射。
• 对于安装在航天器舱内的载荷，载荷周围物体（如安装结构板、舱壁、 邻近设备）的表面温度、外形及表面发射率等，构成了真空条件下舱 内载荷的热环境
• 其次，航天器辐射出去的能量将被无限大宇宙空间全部吸收，而无任何的反射，犹如石 沉大海，这样的宇宙空间就像热沉一样。(黑）
• 效应：提供吸收航天器辐射热量背景（热沉），有多少，收多少，来者不拒。
4 空间环境
热辐射（空间外热流 简称外热流）
• 地球及其大气系统的能量来源于太阳辐射。太阳辐射进入地﹣气系 统后，部分被反射，部分被吸收。被反射的能量称为地球反照；被 吸收的能量转换成地球内能，再以热辐射形式向太空辐射称为地球 红外辐射（地球热辐射）。对于地球轨道卫星：
• 多层隔热组件：由反射辐射热的反射层和隔离传导热的间隔层组成，其功能是阻隔热量 的传递，达到隔热的目的。对于舱外的载荷，除散热面外，其余部位原则上都全部包覆 多层隔热组件以阻止载荷内部热量的散失，确保载荷温度达到设计要求。只能在真空中 使用。
• 热管：是一种利用工质的蒸发、凝结相变和循环流动而工作的器械。由于液体蒸发和凝 结时的热阻很小，因此热管可以实现在小温差下传递大热量。传递的驱动力是毛细力。
（航天器整个生命周内所期经历的外在条件）
地
上
返
着
面
升
回
陆
段
段
段
段
环
环
环
环
境
境
境
境
•大气环境（温度、湿度、 有机物、尘埃等）
•力环境（发射、运输、吊装等） •太阳热辐射（短时间）
空 间 段 环 境
•热环境 •粒子辐照环境 •力环境（微流星/空间碎片撞击）
4 空间环境
当航天器到达离 地高度80km以上时， 气体己很稀薄，空气 对流可忽略。 高度超过150km 己进 入高真空，则气体分子 导热也可忽略。 此时只有固体导热与热 辐射存在。
载人航天器
层空间（太空），执行探索、
开发和利用太空等特定任务
空 间
的飞行器。如人造地球卫星、 站
载 人 飞 船
航 天 飞 机
载人航天器、空间探测器。
无人航天器
人
空
造
间
地 球 卫
探 测
星
器
卫登
星月
式 载 人
载 人
飞飞
船船
技
科术 学试
卫验 星卫
星
应月
用 卫
球 探 测
星器
行 星 和 行 星 际 探 测
器
2 有效载荷
6 载荷热控设计任务
通过正确选用热控材料及热控制方式，确保载荷各部件的温度，在全 寿命工作周期内（各工作阶段），处于任务所要求的范围内。 • 热分析。建立相应的热数学模型，完成各阶段热分析和模型修正。
热分析贯穿载荷研制全过程； • 热设计。在初步热分析的基础上，完成热设计。设计一般分为方案
设计、初样设计和正样设计； • 热试验。完成充分和合理的地面模拟热试验，验证热设计的正确性。
别是光学表面和热控表面； – 运动部件可能出现冷焊或滞涩； – 电子器件在 10~10-1Pa低真空度条件下，可能产
生放电（低气压放电），致使电子设备出现故障。
4 空间环境
低温 黑背景（冷黑）
• 宇宙中除了各种星体以辐射的形式发射能量外，其余为无限广阔的宇宙空间。研究表明， 宇宙空间的辐射能量极小（～10-5W/m2），相当于4K(-269℃)的极低温天体。（冷）
– 太阳直接辐射——太阳辐射 – 地球反射太阳辐射——地球反照 – 地球吸收太阳辐射后转化为地球自身热辐射——地球红外辐射
• 影响：提供航天器外部热量，使其能维持一定的温度；提供太阳能 电池发电能源
5 载荷在空间环境中的热平衡
卫星的热平衡（能量）方程： Q1 Q2 Q3 Q5 Q6
前言
本讲座以工程实践为背景，介绍空间光机载荷热控基 础知识、空间热环境、热控分系统的设计思路和分析方法、 以及地面热试验的基本原理和方法。
本课程主要以空间光机载荷热控技术为背景，也适用 于所有的航天器。
1 航天器简介
航天器
航天器定义（GJB 421A-97)： 在地球大气层以外的外
• 有效载荷（载荷） Payload Module — PM －－直接完成特定任务的仪器、设备或系统，又称专用系统。
光机载荷：航天器必备的有效载荷之一，完成遥感、成像、通讯 等任务的设备，如激光器、光谱仪、红外相机、空间望远镜等
3 空间光机载荷热控制必要性
– 太空环境恶劣－－如果不采取任何热控措施，载荷上的部件、设 备的温度有可能达到零下一百多度到零上一百多度。
最终设计评审 （FDR ）
出厂
参加发射场 AIT
发射
在轨测 试
热控性能 在轨评价
设计 改进
8 光机载荷热设计
被动热控制技术
• 热控涂层：专门用于改变航天器设备部件表面热辐射性质（s，）从而达到对物体温度 控制目的的表面材料。目前，航天器上常用的热控涂层主要是电化学涂层、有机漆、无 机漆、二次表面镜、热控带等。
7 热控系统研制流程
卫星（载荷）热控分系统研制技术流程简图
热控任务书 下达
拟定 热控方案
光 ,机 ,电 ,热 接口定义
初步 热设计
初步设计评审 （PDR ）
详细 热分析
初样热控状 态确定
热控初样产品齐套交付
参加整星初样 AIT
关键设计评审 （CDR ）
正样 热设计
热控正样产品齐套交付
参加整星正样 AIT
– 载荷上使用的材料及电子器件都有一个其功能和性能正常发挥作 用的工作温度范围（如-10~45℃）。
– 光学元件对工作温度范围要求更加苛刻（20±1℃），光学仪器的 温度波动会使光学元件产生热应力及热变形，影响成像性能与跟 踪精度。 解决办法－采取热控制技术，进行精心的热控设计！
4 空间环境
航天器飞行环境（以地球卫星为例）
地球பைடு நூலகம்间热环境
真
星
低
空
体
温
热
辐
射
太 阳 辐 射
地 球 热 辐 射
地 球 反 照
4 空间环境
真空
• 随高度增加大气压力迅速降低（真空度升高） • 真空对载荷的影响
– 在压力低于10－3Pa 时空气的传导和对流换热可 忽略；只存在固体的导热和物体表面热辐射；
– 固体表面之间接触界面热阻加大，影响热量传递； – 材料会产生挥发物而导致对其他表面的污染，特
Q1为吸收的太阳热流；Q2为吸收的地球反照热流；Q3为吸收的地球辐射热流；Q5为卫星发热功率；Q6为卫星向太空辐射的热量
• 对于安装在航天器舱外的载荷，热环境主要包括4K冷空间，太阳辐照、 地球反照及地球红外辐射。
• 对于安装在航天器舱内的载荷，载荷周围物体（如安装结构板、舱壁、 邻近设备）的表面温度、外形及表面发射率等，构成了真空条件下舱 内载荷的热环境
• 其次，航天器辐射出去的能量将被无限大宇宙空间全部吸收，而无任何的反射，犹如石 沉大海，这样的宇宙空间就像热沉一样。(黑）
• 效应：提供吸收航天器辐射热量背景（热沉），有多少，收多少，来者不拒。
4 空间环境
热辐射（空间外热流 简称外热流）
• 地球及其大气系统的能量来源于太阳辐射。太阳辐射进入地﹣气系 统后，部分被反射，部分被吸收。被反射的能量称为地球反照；被 吸收的能量转换成地球内能，再以热辐射形式向太空辐射称为地球 红外辐射（地球热辐射）。对于地球轨道卫星：
• 多层隔热组件：由反射辐射热的反射层和隔离传导热的间隔层组成，其功能是阻隔热量 的传递，达到隔热的目的。对于舱外的载荷，除散热面外，其余部位原则上都全部包覆 多层隔热组件以阻止载荷内部热量的散失，确保载荷温度达到设计要求。只能在真空中 使用。
• 热管：是一种利用工质的蒸发、凝结相变和循环流动而工作的器械。由于液体蒸发和凝 结时的热阻很小，因此热管可以实现在小温差下传递大热量。传递的驱动力是毛细力。
（航天器整个生命周内所期经历的外在条件）
地
上
返
着
面
升
回
陆
段
段
段
段
环
环
环
环
境
境
境
境
•大气环境（温度、湿度、 有机物、尘埃等）
•力环境（发射、运输、吊装等） •太阳热辐射（短时间）
空 间 段 环 境
•热环境 •粒子辐照环境 •力环境（微流星/空间碎片撞击）
4 空间环境
当航天器到达离 地高度80km以上时， 气体己很稀薄，空气 对流可忽略。 高度超过150km 己进 入高真空，则气体分子 导热也可忽略。 此时只有固体导热与热 辐射存在。
载人航天器
层空间（太空），执行探索、
开发和利用太空等特定任务
空 间
的飞行器。如人造地球卫星、 站
载 人 飞 船
航 天 飞 机
载人航天器、空间探测器。
无人航天器
人
空
造
间
地 球 卫
探 测
星
器
卫登
星月
式 载 人
载 人
飞飞
船船
技
科术 学试
卫验 星卫
星
应月
用 卫
球 探 测
星器
行 星 和 行 星 际 探 测
器
2 有效载荷
6 载荷热控设计任务
通过正确选用热控材料及热控制方式，确保载荷各部件的温度，在全 寿命工作周期内（各工作阶段），处于任务所要求的范围内。 • 热分析。建立相应的热数学模型，完成各阶段热分析和模型修正。
热分析贯穿载荷研制全过程； • 热设计。在初步热分析的基础上，完成热设计。设计一般分为方案
设计、初样设计和正样设计； • 热试验。完成充分和合理的地面模拟热试验，验证热设计的正确性。
别是光学表面和热控表面； – 运动部件可能出现冷焊或滞涩； – 电子器件在 10~10-1Pa低真空度条件下，可能产
生放电（低气压放电），致使电子设备出现故障。
4 空间环境
低温 黑背景（冷黑）
• 宇宙中除了各种星体以辐射的形式发射能量外，其余为无限广阔的宇宙空间。研究表明， 宇宙空间的辐射能量极小（～10-5W/m2），相当于4K(-269℃)的极低温天体。（冷）
– 太阳直接辐射——太阳辐射 – 地球反射太阳辐射——地球反照 – 地球吸收太阳辐射后转化为地球自身热辐射——地球红外辐射
• 影响：提供航天器外部热量，使其能维持一定的温度；提供太阳能 电池发电能源
5 载荷在空间环境中的热平衡
卫星的热平衡（能量）方程： Q1 Q2 Q3 Q5 Q6