空间热控制技术(适用于航天)
航天热控文档
航天热控1. 简介航天热控（Spacecraft Thermal Control），是指在航天器运行过程中，对其内部温度进行控制以保证正常运行的一项重要工作。
航天器在太空中面临极端的温度环境，既有高温的阳光辐射，又有极低的太空温度，热控系统的设计和优化对于航天器的科学探索和任务的成功具有重要意义。
2. 航天器热平衡问题在航天器的运行过程中，航天器本身会产生一定的热量，而周围的太空环境则会通过辐射和传导方式来吸收或释放热量。
航天器需要通过热控系统来平衡内外热的交换，确保航天器内部温度在可控的范围内。
航天器热平衡问题主要包括如下几个方面：2.1. 太阳辐射热耦合航天器在太空中暴露在阳光辐射下，会吸收到大量的太阳能，导致温度升高。
太阳辐射热耦合主要通过航天器表面的材料选择和涂层来进行控制。
2.2. 热传导和对流航天器内部一般有各种设备和舱段，它们之间通过传导方式来交换热量。
同时，在太空环境中还存在微弱的气体流动，也会通过对流的方式进行热交换。
热传导和对流方面的问题可以通过设计隔热层和隔热结构来解决。
2.3. 热辐射热辐射是太空中最主要的热交换方式，包括航天器表面的辐射和周围天体的辐射。
航天器的表面温度与辐射热量之间存在着复杂的关系，热辐射方面的问题可以通过航天器表面的涂覆材料和表面结构来进行优化。
3. 航天热控系统的设计航天热控系统的设计需要综合考虑多个因素，包括航天器的设计要求、任务需求、材料特性等。
一般而言，航天热控系统主要包括以下几个方面：3.1. 热控系统组成航天热控系统由热控设备、传感器、控制装置、散热器等组成。
热控设备用于调节航天器内部的温度，传感器用于监测航天器内外的温度，控制装置用于控制热控设备的工作状态，散热器用于散发航天器内部多余的热量。
3.2. 热控设备选择根据航天器的需求，热控设备的选择包括制冷设备和加热设备。
制冷设备用于降低航天器温度，加热设备用于提高航天器温度。
热控设备的选择需要综合考虑功耗、体积、重量等因素。
最新航天器热控制
9.1 概述
2. 地球及其它行星热辐射
地球的能量主要来自于太阳辐射，落于全地球 的太阳辐射率为1.7×1014KW。这些能量大约2/3被 地球及其大气所吸收，它转化为热能以后以长波辐 射的方式辐射到空间去，即地球的红外辐射。
其余的太阳辐射被地球反射到空间去，称为地 球反照。
9.1 概述
三、航天器热源
航天器的热源主要是太阳辐射、地球（月球和各行星）的 热辐射及它们对太阳辐射的反射、航天器内部热源等。
太阳辐射 地球反照
航天器内部热源 航天器向外辐射热能
地球红外辐射
9.1 概述
1. 太阳辐射 太阳是一个巨大的高温热辐射体，在地球大
气层外距太阳为一个天文单位处，辐射密度约为 1358 W/㎡，一年四季略有变化。
9.2 航天器热设计
5. 实现与星上各系统的最佳配合
航天器是一个多系统的综合体，各系统要协同工作，热 控系统与其它系统的热交换、机械接触和电路联系将直接或 间接的影响到热控系统的状态。
9.2 航天器热设计
三、热设计依据
(1)航天器任务和特点； (2)航天器轨道参数； (3)航天器空间环境条件； (4)航天器设计寿命与可靠性指标； (5)航天器结构外形与材料特性；
-20
+60
-20
+60
+0
+40
+0
+40
-40
+85
-40
+85
9.2 航天器热设计
Spitzer 空 间 红 外 望 远镜，其望远镜镜片的 表面温度必须保持几十 K左右。
9.2 航天器热设计
2. 适应变化大的热环境 ✓地面段：航天器发射前的温度在预定的范围内 ✓上升段：星内气体对流减小直至消失 ✓轨道段：辐射 ✓返回段：自然对流由无到有，外壳气动加热
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
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。
航天器热控技术
影响多层隔热性能的因素： 反射屏的表面辐射率； 反射屏层数； 冷、热边界的温度； 间隔材料的性质、结构及光学特性； 多层所受的压缩负荷； 层间的真空程度； 端边漏热以及由结构因素引起的其他漏热； 材料的放气等。
理想情况下，影响多层隔热性能的因素只有前三 项，但是要想确立一个包括各种影响因素的分析 式是非常困难的。各位专家、学者多年来的研究 认为影响多层隔热性能的因素主要有三个方面： 与 T 4 成正比的层间辐射； 与T 1/2 成正比的层间气体导热； 与 T 成正比的层间固体导热。
多层隔热材料
定义：利用许多高反射率的屏面的层层反射，对 辐射热流造成很高的热阻，在空间环境的高真空 条件下，隔热效果达到最佳。 作用：保温或者隔热 根据反射屏的不同可分为高温型和中低温型两 类。 0 高温型：由金属箔构成反射屏，多用于 900 C 的高温； 中低温型：由金属镀膜构成反射屏，金属镀膜一 般是附着于某种透明而柔软的薄膜底材上，使用 196 ~ 1200 C（低温） 0 ~ 2500 C 温度范围： （中温）；
3. 航天器热控制的概念
卫星热控制根据飞行的具体条件，合理地控制卫星 内、外的热交换过程，采取各种热控措施，使星上 的仪器设备工作在规定的温度范围内，以保证整个 飞行任务的完成。 卫星热控制是星上的一个很重要的分系统，和结构、 姿轨控、电源、测控等分系统一样，也是一个服务 系统，因此，它首先要服从飞行任务的需要，满足 总体对热控提出的技术要求。 航天器热控方法与地面热控有何区别？与其它工业具 有互相借鉴的意义。
由热平衡方程确定卫星的温度水平，这个温度水平 的高低与各种热能的大小，卫星材料及其表面的热 物理性能（包括表面对太阳的吸收率、热辐射率、 材料的比热和密度等）有关。
航天器热控分系统的一种能源管理技术
２０２０年第３８卷１２月增刊西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＤｅｃ．Ｖｏｌ．３８２０２０Ｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔ收稿日期：２０２０⁃０９⁃０１作者简介：卢威（１９８１ ），北京空间飞行器总体设计部高级工程师，主要从事航天器热控制技术研究㊂航天器热控分系统的一种能源管理技术卢威１，２，陈忠贵１，范含林１，庞波１（１．北京空间飞行器总体设计部，北京㊀１０００９４；２．空间热控技术北京市重点实验室，北京㊀１０００９４）摘㊀要：针对大型复杂航天器热控分系统在轨电能源消耗出现较大波动以及峰值功率较大的问题，提出一种基于总功率和温度二元参数耦合进行热控制的新型技术方法㊂该方法通过对热控电能源消耗值的实时统计监测来顶层控制热控用电部件（如电加热器）的工作状态，使热控电能源消耗值稳定在控制目标值附近，实现热控能源消耗的低值化和稳定化㊂将其应用到北斗三号ＩＧＳＯ卫星热控分系统中，在轨飞行结果表明：该技术可以有效降低热控用电峰值并减小功率波动，热控峰值功率降低２９０ ３６０Ｗ，热控总功率波动由ʃ５００Ｗ减小到约ʃ１００Ｗ㊂整星能源消耗亦趋于平稳且低值化㊂关㊀键㊀词：航天器；热控；能源；管理中图分类号：Ｖ２１１．３；Ｖ４２３；Ｖ５２４㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀文章编号：１０００⁃２７５８（２０２０）Ｓ０⁃００５３⁃０５㊀㊀热控分系统是航天器的重要组成部分，其任务是保证与热相关的参数满足航天器可靠完成预定功能的要求，其中，最常见的是保证航天器的温度在要求范围内［１⁃４］㊂随着航天器任务越来越复杂，器上设备对温度的要求越来越高，导致主动控温的能源消耗越来越多㊂例如，世界各国航天器的规模越来越大，常用于航天器的主动热控制机构（例如电加热器㊁泵㊁风机等，这些也是热控用电部件），尤其是电加热器的数量不断增加，热控分系统消耗的功率随之增加㊂然而，由于现有航天器上的各路电加热器均以被控对象的温度作为唯一参数进行独立控制［５⁃６］，而没有在更高层面对所有电加热器进行统筹管理，因此易导致在某时刻发生多路电加热器同时开启或同时关闭的现象，最终导致热控的总功率消耗在时间上呈现 杂乱无章 ㊁功率曲线形成明显 波峰－波谷 ，进而造成整个航天器总功率出现较大波动㊂多年航天器工程研制及运行经验表明，航天器总功率波动主要是由于热控制机构控温 不协调 的控制引起，其中电加热器占据了很大比例㊂航天器电源系统设计时，需要考虑整器的最大功率情况，热控功率的较大波动可能造成电源系统过设计，最终导致整器电能资源的浪费㊂此外，热控功率的不稳定也不利于供配电设备的稳定运行㊂文献［７］研究了此问题，并给出了一种旨在优化加热器总功率的航天器电加热控制策略，但未考虑工程中电加热器所采用的控制方式和功率调节的实现问题㊂由于供电电压和电阻是固定值［８⁃９］，在航天器上单个电加热器开启的功率实际是不可调节的［１０］㊂本文从工程实际出发，研究了一种基于热控总功率和温度二元参数耦合控制的热控制方法（简称功率控温方法），利用航天器实测参数和热控软件，构造出一种热控能源管理算法，使热控电能源消耗值稳定在控制目标值附近，确保热控能源总消耗可控㊂本技术已在北斗三号卫星中得到应用，取得了良好效果㊂１ 总体思路在航天器热控软件中增加一种功率控温功能，从航天器系统顶层角度对所有主动热控制机构进行系统化参数控制管理㊂该功能能够实现基于热控总功率和温度二元参数对航天器进行耦合热控制，避免由于各个主动热控制机构基于温度一元参数控温西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷以及各自独立的㊁无关联性㊁不协调的开启或关闭导致热控总功率消耗出现随机性㊁无序化波动㊂航天器上的计算机根据装订在固定存储区的各个热控制机构的额定功率值以及各个热控制机构的运行状态（加电／断电㊁接通／断开等），实时统计出当前热控总功率㊂根据计算机统计得到或由地面统计得到的热控平均功率，或根据热控设计的结果以及在轨飞行任务剖面的具体情况，通过地面向航天器计算机发送指令设定热控总功率控制的目标值㊂随后将功率控温功能使能，航天器计算机自主进行功率控温运算以及从顶层上根据 总功率＋被控对象温度 二元参数按周期管理纳入功率控温范围的所有主动热控制机构，按逻辑和策略从顶层上干预下层热控制机构开启／关闭状态，从方法设计层面，在所有主动热控制机构被动对象温度仍在控制的正常范围之内的前提下使航天器实时热控总功率无限接近功率控温目标值，但理论上不超过功率控温目标值㊂２㊀算法设计在功率控温功能使能之前，预先设置功率控温目标值㊂根据计算机统计得到或由地面统计得到的热控平均功率，或根据热控设计的结果以及在轨飞行任务剖面的具体情况，通过地面向航天器计算机发送指令设定热控总功率控制的目标值㊂设定功率控温目标值Γ后，将功率控温功能使能，航天器自主进行热控功率管理和自动控温㊂所有纳入管理对象的主动热控制机构按周期进行管理㊂从管理开始至管理结束，即从ｔｉ时刻起进入管理程序至ｔｉ＋１时刻管理程序完成为一个周期㊂ｔ０为第一个周期的起始时刻㊂功率控温功能使能后，地面可随时根据具体情况发送指令修改功率控温目标值㊂为了构造航天器软件能够实现的逻辑和程序，进行如下算法设计：第１步㊀航天器上计算机统计所有管理对象主动热控制机构在ｔ０时刻的开启／关闭状态，获得所有加电开启的热控制机构的功率㊁控温阈值上下限以及控温点温度，统计ｔ０时刻管理对象内所有开启热控制机构的热控总功率ðｍＱｉ㊂第２步㊀比较热控总功率ｍＱｉ与功率控温目标值Γ之间的差异㊂第３步㊀若ðｍＱｉ＝Γ，则不进行顶层管理，直接进入下一个管理周期㊂第４步㊀若ðｍＱｉ＞Γ，则逐一关闭当前开启的热控制机构中控温点温度距离控温阈值上限最近的热控制机构，直至总功率小于或等于目标功率；同时判断在热控总功率不大于功率控温目标值的前提下，是否能逐一开启当前已经关闭的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最近的热控制机构，如果能，则开启并执行，并进入下一个管理周期㊂第５步㊀若ðｍＱｉ＜Γ，则尽可能多地开启当前控温点温度距离控温阈值下限近的热控制机构，使热控总功率无限接近但不超过功率控温目标值㊂图１㊀功率控温算法协调逻辑上述的算法协调逻辑如图１所示㊂在进入下一个管理周期之前，先进行所有热控制机构基于温度的闭环控制，在所有被管理的热控制机构正常控温执行完成之后再进行功率管理㊂此设计使所有热控制机构管理对象的温度不超出控温阈值范围，保证航天器设备温度安全㊂３㊀飞行验证将基于功率控温方法的能源管理技术应用于北斗三号ＩＧＳＯ卫星上㊂目前已有３颗卫星发射上天，经过在轨飞行验证，该技术的应用效果显著㊂将功率控温技术应用在某颗卫星的飞控任务㊂４５增刊卢威，等：航天器热控分系统的一种能源管理技术飞控任务期间卫星载荷设备未开机，因此载荷舱温度主要靠热控电加热器来维持，热控总功率值处于较高水平㊂图２为此颗卫星应用功率控温前后的能源消耗变化曲线㊂应用功率控温技术之前，热控分系统总功率在１８００ ２４６９Ｗ之间波动，热控峰值功率为２４６９Ｗ，热控功率波动最大值为６６９Ｗ（功率波动范围约为ʃ３３５Ｗ）㊂卫星母线电流在２８．３２３７．４４Ａ间波动，由于卫星为１００Ｖ供电母线，相应的整星功率波动范围约为２８３２ ３７４４Ｗ，整星功率峰值为３７４４Ｗ，整星功率波动最大值为９１２Ｗ（功率波动范围约为ʃ４５６Ｗ）㊂从数值和曲线的变化规律均可看出热控功率是导致整星功率波动的主要原因㊂图２㊀功率控温在某星飞控中的应用应用功率控温技术后，热控分系统总功率在１９９６ ２１８５Ｗ之间波动，热控总功率能够有效控制在目标值附近，数值为目标值ʃ１００Ｗ左右（功率控温的目标值设为２１００Ｗ）㊂热控峰值功率为２１８５Ｗ，热控功率波动最大值为１８９Ｗ（波动范围约为ʃ９５Ｗ）㊂整星母线电流在２９．４９ ３４．１５Ａ间波动，相应整星功率波动范围约为２９４９ ３４１５Ｗ，整星功率峰值为３４１５Ｗ，整星功率波动最大值为４６６Ｗ（波动范围约为ʃ２３３Ｗ）㊂通过飞控期间的应用可以看出，功率控温技术可将热控用电总功率波动由ʃ３３５Ｗ降为ʃ９５Ｗ，波动范围减小为之前的２８％，效果显著㊂同时，热控用电峰值由２４６９Ｗ降为２１８５Ｗ，降低２８４Ｗ㊂总体上看，整星功率波动由ʃ４５６Ｗ降为ʃ２３３Ｗ，整星的功率波动范围降低为之前的５１％，整星用电峰值降低约３３０Ｗ㊂从数据上可以看出，热控用电功率的低值化和稳定化有力促进了整星用电功率的低值和稳定㊂将功率控温技术应用在另一颗导航卫星的正常飞行任务中㊂与飞控任务相比，正常飞行任务载荷设备均开机工作，因此热控的功率主要用于维持平台设备和舱外载荷设备的温度㊂而此时整星的功率水平也将达到正常的负载状态㊂图３为此颗卫星应用功率控温技术前后的能源消耗变化曲线㊂图３㊀功率控温在某星正常飞行中的应用在功率控温技术应用之前，热控分系统总功率在７８８ １７４５Ｗ之间波动，热控峰值功率为１７４５Ｗ，热控功率波动最大值为９５７Ｗ（波动范围约为ʃ４７９Ｗ）㊂卫星母线电流在３０．３０ ４２．２５Ａ间波动，相应的整星功率波动范围为３０３０ ４２２５Ｗ，整星功率峰值为４２２５Ｗ，整星功率波动最大值为１１９５Ｗ（波动范围约为ʃ５９８Ｗ）㊂从数值和曲线的变化规律均可看出正常飞行任务期间热控功率仍是导致整星波动的主要原因㊂应用功率控温技术后，热控分系统总功率在１２０９ １３８３Ｗ之间波动，热控总功率能够有效控制在目标值ʃ９０Ｗ左右（功率控温的目标值设为１３００Ｗ）㊂热控峰值功率为１３８３Ｗ，热控功率波动最大值为１７４Ｗ（波动范围约为ʃ８７Ｗ）㊂整星母线电流在３５．２８ ３９．２６Ａ间波动，相应的整星功率波动范围约为３５２８ ３９２６Ｗ，整星功率峰值为３９２６Ｗ，整星功率波动最大值为３９８Ｗ（波动范围约为ʃ１９９Ｗ）㊂通过在卫星正常飞行任务期间的应用可看出，功率控温技术可将热控用电总功率波动由ʃ４７９Ｗ降为ʃ８７Ｗ，波动范围减小为不到之前的２０％，效果更加显著㊂同时，热控用电峰值降低约３６２Ｗ㊂从总体上看，整星功率波动由ʃ５９８Ｗ降为ʃ１９９Ｗ，整星的功率波动范围降低为之前的３３％，整星用电峰值降低约３００Ｗ㊂从上述数据可以看出，与飞控时相比，正常飞行时热控用电功率进一步低值化和稳定化，同时有力地促进了整星用电功率的低值和稳定㊂正常飞行任务相对于飞控任务而言，航天器舱５５西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷外载荷的温度要求更高，需要更多的电加热去维持，热控相应的功率波动也会增加㊂另外，由于外热流变化以及舱内设备的工作模式改变，也会导致热控功率变化，热控设计时需要仔细考虑这些影响因素㊂航天器总体设计时，热控功率是航天器电源分系统的设计输入之一，热控总功率的准确确定对于提高航天器平台的设计能力显得十分重要㊂应用功率控温技术可为整个航天器节省一部分能源，意味着航天器平台能够具有更多的承载能力并减少平台重量㊂４㊀结㊀论航天器热控分系统的能源管理研究，不仅对热控分系统设计能力的提高具有重要意义，而且对整个航天器的总体设计能力提升具有参考价值㊂本文提出一种功率控温方法，从顶层角度提出对所有主动热控制机构的控制规律进行系统化参数设计与控制㊂按照这种方法设计的热控软件，可以保证热控电能源消耗值较为稳定地控制在目标值附近㊂经过北斗三号ＩＧＳＯ系列卫星在轨飞行结果表明，该方法可显著降低热控分系统和整星的峰值功率和功率波动，实现了整星能源的小型化和稳定化㊂热控峰值功率降低了２９０ ３６０Ｗ，热控功率波动值由ʃ５００Ｗ减小到约ʃ１００Ｗ㊂整星峰值功率降低了３００ ３３０Ｗ，整个卫星的功率波动由ʃ６００Ｗ减小到约ʃ２００Ｗ㊂本文的技术和方法可以推广到其他航天器，具有广阔的应用前景㊂参考文献：［１］㊀苗建印，钟奇，赵啟伟，等．航天器热控制技术［Ｍ］．北京：北京理工大学出版社，２０１８ＭＩＡＯＪｉａｎｙｉｎ，ＺＨＯＮＧＱｉ，ＺＨＡＯＱｉｗｅｉ，ｅｔａｌ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２０１８（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［２］㊀闵桂荣，张正纲，何知朱，等．卫星热控制技术［Ｍ］．北京：中国宇航出版社，２００５ＭＩＮＧｕｉｒｏｎｇ，ＺＨＡＮＧＺｈｅｎｇｇａｎｇ，ＨＥＺｈｉｚｈｕ，ｅｔａｌ．ＳａｔｅｌｌｉｔｅＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃＰｕｂｌｉｓｈｉｎｇＨｏｕｓｅ，２００５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［３］㊀侯增祺，胡金刚．航天器热控制技术：原理及其应用［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００７ＨＯＵＺｅｎｇｑｉ，ＨＵＪｉｎｇａｎｇ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ：ＰｒｉｎｃｉｐｌｅａｎｄＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２００７（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［４］㊀ＧＩＬＭＯＲＥＤ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＨａｎｄｂｏｏｋ［Ｍ］．ＥｌＳｅｇｕｎｄｏ，ＣＡ：ｔｈｅＡｅｒｏｓｐａｃｅＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎＰｒｅｓｓ，２００２［５］㊀郭坚，陈燕，邵兴国．航天器热控自主管理中的智能控制技术［Ｊ］．航天器工程，２０１２，２１（６）：４９⁃５３ＧＵＯＪｉａｎ，ＣＨＥＮＹａｎ，ＳＨＡＯＸｉｎｇｇｕｏ．ＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＡｕｔｏｎｏｍｏｕｓＭａｎａｇｅｍｅｎｔ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１２，２１（６）：４９⁃５３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［６］㊀李运泽，杨娟，宁献文，等．卫星主动控温回路的设计模型与算法［Ｊ］．中国工程科学，２００８，１０（７）：４８⁃５０ＬＩＹｕｎｚｅ，ＹＡＮＧＪｕａｎ，ＮＩＮＧＸｉａｎｗｅｎ，ｅｔａｌ．ＭｏｄｅｌａｎｄＡｌｇｏｒｉｔｈｍｆｏｒＳａｔｅｌｌｉｔｅᶄｓＡｃｔｉｖｅＴｅｍｐｅｒａｔｕｒｅＣｏｎｔｒｏｌＬｏｏｐＤｅｓｉｇｎ［Ｊ］．ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＳｃｉｅｎｃｅ，２００８，１０（７）：４８⁃５０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［７］㊀张洪波，潘宇倩，冯文婧，等．一种航天器电加热智能控制策略［Ｊ］．航天器工程，２０１６，２５（４）：４８⁃５３ＺＨＡＮＧＨｏｎｇｂｏ，ＰＡＮＹｕｑｉａｎ，ＦＥＮＧＷｅｎｊｉｎｇ，ｅｔａｌ．ＡｎＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＣｏｎｔｒｏｌＳｔｒａｔｅｇｙｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｌｅｃｔｒｉｃＨｅａｔｉｎｇ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１６，２５（４）：４８⁃５３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［８］㊀谭维炽，胡金刚．航天器系统工程［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００９ＴＡＮＷｅｉｃｈｉ，ＨＵＪｉｎｇａｎｇ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２００９（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［９］㊀ＨＹＤＥＲＡＫ，ＷＩＬＥＹＲＬ，ＨＡＬＰＥＲＴＧ，ｅｔａｌ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＰｏｗｅｒＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ［Ｍ］．ＣｏｖｅｎｔＧａｒｄｅｎ，Ｌｏｎｄｏｎ：ＩｍｐｅｒｉａｌＣｏｌｌｅｇｅＰｒｅｓｓ，２００３［１０］ＣＡＳＩＥＺＰ，ＪＯＵＬＯＴＡ，ＲＯＣＨＡＳＬ，ｅｔａｌ．ＯｖｅｒｖｉｅｗｏｆｔｈｅＥｌｅｃｔｒｉｃａｌａｎｄＴｈｅｒｍａｌＰｏｗｅｒＭａｎａｇｅｍｅｎｔｏｆＡＴＶ［Ｃ］ʊＴｈｅ５２ｎｄＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｎｇｒｅｓｓ，Ｔｏｕｌｏｕｓｅ，Ｆｒａｎｃｅ，２００１６５增刊卢威，等：航天器热控分系统的一种能源管理技术ＡＰｏｗｅｒＭａｎａｇｅｍｅｎｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＳｕｂｓｙｓｔｅｍＬＵＷｅｉ１，２，ＣＨＥＮＺｈｏｎｇｇｕｉ１，ＦＡＮＨａｎｌｉｎ１，ＰＡＮＧＢｏ１１．ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ；２．ＢｅｉｊｉｎｇＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＳｐａｃｅＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａæèçöø÷Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｎｅｗｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｂａｓｅｄｏｎｔｏｔａｌｐｏｗｅｒａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｂｉｎａｒｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓｃｏｕｐｌｉｎｇｍａｎａｇｅｍｅｎｔｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒｆｏｒｔｈｅｌａｒｇｅｃｏｍｐｌｅｘｓｐａｃｅｃｒａｆｔ，ｗｈｉｃｈａｐｐｅａｒｓｌａｒｇｅｏｎ⁃ｏｒｂｉｔｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎａｎｄｐｅａｋｖａｌｕｅｉｎｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｓｕｂｓｙｓｔｅｍ（ＴＣＳ）．Ｉｎｔｈｉｓｍｅｔｈｏｄ，ｔｈｅｒｅａｌ⁃ｔｉｍｅｓｔａｔｉｓｔｉｃｓａｎｄｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇａｒｅｍａｄｅｏｎｔｈｅｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｖａｌｕｅｏｆＴＣＳ，ａｎｄｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｓｕｃｈａｓｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｈｅａｔｅｒｓａｒｅｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｏｎｔｏｐｌａｙｅｒ，ｔｈｅｒｅｆｏｒｅｔｈｅｔｏｔａｌｐｏｗｅｒｏｆＴＣＳｃａｎｂｅｓｔａｂｉｌｉｚｅｄｎｅａｒｔｈｅｔａｒｇｅｔｖａｌｕｅａｎｄｔｈｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆＴＣＳｃａｎｂｅｌｏｗｅｒａｎｄｈｉｇｈｓｔａｂｌｅ．ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｉｎｔｈｅＴＣＳｏｆＢｅｉｄｏｕ⁃３ＩＧＳＯｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ，ｏｎ⁃ｏｒｂｉｔｆｌｉｇｈｔｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｉｓｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｒｅｄｕｃｅｔｈｅｐｅａｋｐｏｗｅｒｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎａｎｄｐｏｗｅｒｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎａｎｄｏｆＴＣＳ，ｗｈｉｃｈｔｈｅｐｅａｋｐｏｗｅｒｒｅｄｕｃｅｄ２９０ｔｏ３６０ｗａｔｔａｎｄｔｈｅｐｏｗｅｒｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎｒｅｄｕｃｅｄｆｒｏｍʃ５００ｗａｔｔｔｏｎｅａｒｌｙʃ１００ｗａｔｔｏｆＴＣＳｉｎＩＧＳＯｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ．Ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ，ｔｈｅｗｈｏｌｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅａｌｓｏｔｅｎｄｓｔｏｂｅｓｔａｂｌｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ；ｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌ；ｐｏｗｅｒ；ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ７５。
温度与航天器设计：热控系统、材料选择与空间环境适应
航天器热控系统的维修技术
01
维修方法
• 利用维修技术，对航天器热控系统的故 障进行修复和处理，保证航天器的正常运 行 • 常用的维修方法包括更换部件、维修故 障部件等
02
维修策略
• 根据航天器热控系统的故障特点和运行 状态，制定合理的维修策略，提高维修效 率 • 可以采用预防性维修、定期维修等策略， 保证航天器热控系统的正常运行
热导率
• 热导率是衡量材料导热性能的重要参 数，材料的选择应考虑其热导率 • 选择热导率较低的材料作为热绝缘材 料，减少热量传递 • 选择热导率较高的材料作为热沉，提 高散热效果
03
航天器空间环境适应性设计
航天器在轨运行的热环境分析
01
太阳辐射
• 航天器在轨运行过程中，会受到 太阳辐射的影响，尤其是太阳直射时， 航天器表面会吸收大量热量 • 需要通过热控系统进行散热和保 温，保证航天器内部温度在正常工作 范围内
03
• 航天器热控技术将在航天器 制造领域发挥重要作用，提高 航天器的制造质量和性能
谢谢观看
THANK YOU FOR WATCHING
航天器热控系统的仿真与优化
航天器热控系统仿真技术概述
仿真技术
• 利用计算机技术，对航天器热控系统进 行模拟和仿真，为航天器设计提供依据 • 通过仿真技术，可以预测航天器在轨运 行过程中的热环境，为热控系统设计和优 化提供依据
仿真软件
• 目前常用的航天器热控系统仿真软件包 括ANSYS、MATLAB等 • 利用这些仿真软件，可以对航天器热控 系统进行详细的模拟和仿真，为航天器设 计提供依据
航天器热控系统的可靠性分析
01
可靠性分析
• 利用可靠性分析技术，对航天器 热控系统的可靠性进行评估，为航天 器设计提供依据 • 可靠性分析可以包括故障率分析、 寿命分析等
航天器热控技术研究
航天器热控技术研究从地球出发，飞往太空。
这条人类的新航线，伴随着航天技术的突飞猛进而被逐渐织出来的。
航天技术的不断发展需要严格的技术标准和高效的操作方法，而热控技术则是航天器研究的重要部分之一。
因为热控技术不仅涉及航天器本身的保护，还与出航和返航的燃烧条件和速度息息相关。
因此，对热控技术研究的深入探索，对于人类进一步探索宇宙的未来至关重要。
一、航天器热控技术的重要性航天器热控技术在航天器的设计、研发、制造、发射、任务执行等各个环节都发挥着非常重要的作用。
首先，热控技术是航天器保护的重要手段之一。
在航天器进入大气层、穿越热层、进入卫星轨道等过程中，航天器表面会受到严重的高温熔化、氧化等热力因素的影响，热控技术的任务就是减小这种影响对航天器的破坏和损伤。
其次，航天器热控技术是航天器发布任务的保障。
发射航天器前，必须对航天器进行保护措施，以保证航天器在飞行过程中不被大气等各种高热环境破坏。
通过热控技术，使得航天器在高温、高压、高速的环境下能够安全运行，保证了航天任务的顺利进行。
二、航天器热控技术的研究内容航天器热控技术涉及范围十分广泛，其研究内容分为以下几点：（一）航天器的热控面材料选用和设计目前的热控面材料主要是耐高温陶瓷材料和耐高温复合材料两种。
在航天器设计的过程中，需要对不同部位选用不同的耐热材料，并对航天器表面进行合理的设计，以增强其耐高温、抗氧化和导热性能。
（二）航天器热控系统的研制航天器的热控系统由热保护装置和热控制系统组成。
热保护装置包括热隔板、热隔热片、热控毛细结构等。
热控制系统由热管、热泵、电绝缘涂层等构成。
针对不同的航天任务，需要研制出适合的热保护装置和热控制系统来确保航天器在高温、高压和高速的环境中能够平稳运行。
（三）航天器的热防护设计在航天器发射前后、进入大气层、穿过热层及进入轨道等各个环节，航天器表面均面临巨大的热能冲击。
因此，需要通过热防护设计来减小这种影响，确保航天器表面温度控制在正常工作范围内。
基于泵变频调速的航天器热控制技术
本 文针 对某 单相 流体 回路 地面原 理样 机 ，提 出采用泵 变 频调速 技术 进行 控温 ，并 对 系统控 温特
性 进行 了地 面试 验研 究 ，验 证 了基 于泵 变频调 速 的热控制 技术 的有 效性 。
灵 活 、鲁棒 性 高 以及 可继 承性好 等优 点 ，能够 显 著 提 高航 天 器 热控 系 统 的适 应 能 力 ，并且 已经 成功应 用在航 天 机 、同际空 间站 以及 “ 神舟 ”飞 船等 大型 载人航 天 器热控 系统 ｒ ，有效解 决 ｒ这 ｝ Ｊ
些 载人 航天器 的热控难 题 。
摘 要 文 章 针 对 某 单 相 流 体 回 路 地 面 原 理 样 机 ，提 出采 用 泵 变 频 调 速 技 术 进 行 控 温 ， 并 对 系统 控 温 特 性 进 行 了 地 面 试 验 研 究 ， 整 个 瞬 态 试 验 过 程 中控 温 精 度 一 般 都 在 ±０ ３ 以 ．℃ 内 ， 最 大 波 动 也 基 本 不 超 过 ±０ ５ ，基 于 泵 变 频 调 速 技 术 的 热 控 制 策 略 性 能 优 良 、 有 效 ， ．℃ 试 验 结 果 可供 实 际 工 程 设 计 参 考 。 关 键 词 热 控 制 变 频 泵 单 相 流 体 回 路 地 面原理 样机 航 天 器
Ｆｉ １ Ｓｋｅ ｃ ｆｓ ｃ ｉ ｌ ｈａ ｅ ｆｕｉ ｏ ｐ ｇ． ｔ ｈ ｏ ｐａ ｅ ｓｎｇ ｅ ｐ ｓ ｌ ｄ ｌ ｏ
图 ２ 地 面 原 理 样 机示 意 图
Ｄ（Ｉ ０ ３ ８ ／． ｓ ｎ １ ０ ５ Ｘ． ０ ． ２ ０ ８ ） ：１ ． ７ ０ ｊ ｉｓ ． ０ ０ ７ ８ ２ １ ０ ． ０ １
热管技术在航天器热控中的应用研究
热管技术在航天器热控中的应用研究热管技术是一种高效的热管理器件，被广泛应用于航空航天、电子和光电领域等高端技术领域。
航天器对热管理的需求十分严格，因为航天器在飞行中会受到极端的高温和低温影响，需要在短时间内将多种温度区域平衡，保证航天器的正常运行和航行安全。
本文主要讨论热管技术在航天器热控中的应用研究。
一、热管技术在航天器热控中的基本原理热管技术是利用热管内的工作流体的相变循环来实现高效的热传导。
热管由恒温器、蒸发器、冷凝器和传热管道组成，其中蒸发器和冷凝器交替出现，传热均匀。
当热源作用于热管的蒸发器时，热管内的工作流体沸腾变成气体形成气态冷凝器侧，并在该侧的传动管道内引起气流流动，将热量沿着传热管道传导到冷凝器侧，冷凝器侧的工作流体会液化成为液态，循环回到蒸发器侧，并在相变过程中释放吸收热量，完成热量传递和热控调节。
热管技术不依赖于外部能源及动力驱动，具有环保、高效、可靠、长使用寿命、重量轻等特点。
二、热管技术在航天器热控中的应用热管技术在航天器热控中得到了广泛的应用，可以用于热负荷的平衡、热管散热和温度控制。
1.热负荷平衡航天器在空间中飞行时，受到太阳辐射的照射，太阳能散热系统需要大量的热量传递。
但是，在地球影子区和月球影子区，航天器需要利用电池等设备进行能量储存和供应，该区域温度较低，需要使用热管技术将能量散热。
2.热管散热航天器的引擎和仪表等设备需要通过热管来实现热量的对流和散热。
尤其是火箭发动机对温度要求更高，使用热管技术可以将热量快速传递到热散器处进行散热。
3.温度控制航天器的不同部位需要进行密切的测控，在不同海拔、温度和湿度环境中需要适时进行温度调节，以确保仪表和设备的正常运行。
热管被广泛用于保持设备的温度稳定，通过热传导调控温度，保证航天器的正常运转和维护。
三、热管技术在未来航天器中的应用展望未来，在探测和载人的空间发射器中，热管技术将更加被广泛应用。
例如，对于月球探测器、太空站等基地设施，热管将会在太阳能、冷凝、热散热和温度控制方面进一步应用和完善。
中国空间站相关零件对应的技术
中国空间站相关零件对应的技术1、用于“天和”核心舱电推进系统霍尔推力器的氮化硼陶瓷基复合材料电推进系统。
氮化硼陶瓷基复合材料电推进系统又称电火箭发动机，是一种先进的空间推进技术，其中的霍尔推进器可以依靠强磁场和电场，利用离子流和电场形成了霍尔效应。
这种装置不需要使用燃料，仅利用电能喷出的离子流为核心舱提供动力。
而霍尔推力器中等离子体的电离、加速均在由氮化硼陶瓷基复合材料做成的放电腔中完成，因此放电腔可以比喻成霍尔推力器的“心脏”。
据报道，中科院金属所沈阳材料科学国家研究中心陈继新副研究员团队通过研制具备高强度、抗热震、绝缘性能好等优点的氮化硼基复合材料，攻克了普通氮化硼陶瓷材料强度低和抗离子溅射能力差等缺点，使其能够广泛应用在重大航天计划中，满足了航天器对陶瓷腔体材料的高要求。
更多精彩内容请关注公众号前沿材料。
2、用于空间站太阳翼伸展机构关键部件的高性能碳化硅颗粒增强铝基复合材料。
我国的空间站有两对单翼翼展约30米的柔性太阳翼。
它们与双轴对日定向机构、高效能锂离子电池等一起，构成了空间站的电源系统，能够为空间站提供可靠、充足的不间断供电。
据报道，“天和”核心舱首次采用了大面积可展收柔性太阳电池翼，双翼展开面积可达134平方米。
与传统刚性、半刚性的太阳电池翼相比，柔性翼体积小、展开面积大、功率重量比高，单翼即可为空间站提供9千瓦的电能，在满足舱内所有设备正常运转的同时，也完全可以保证航天员在空间站中的日常生活。
据报道，中科院金属所师昌绪先进材料创新中心马宗义团队研制的高性能碳化硅颗粒增强铝基复合材料（SiC/Al）成功应用于空间站太阳翼伸展机构关键部件，为太阳翼的顺利展开保驾护航。
目前该团队已为空间站电源系统提供了十余批次产品。
此外，马宗义团队所制备的铝基碳化硅复合材料已多次应用于我国各项航天任务中，包括：嫦娥五号月球钻取采样机构中的关键部件—钻杆及其结构件、“天问一号”火星探测器和“祝融号”火星车的关键结构材料（来源：新华社、中科院金属所官网、金属所金属基复合材料&特种焊接与加工研究团队官网）3、用于“天和”核心舱推进系统热控的多种铠装热控器件空间站热控系统。
美国舱外航天服热控技术研究进展
图 １ 水 升 华 器 结构 示 意 图
来稿 日期 ：０ ０ ｌ－ ７修 回 日期 ：００ １ — ０ ２ １一 ０ ２ ； ２１—２２。 作者简介 ： 丰茂龙（ ９ ２ ９ ， ， １ ８ ． 一）男 在读博士生 ， ０ 主要从事载人航天器热控制研究工作 。 ３ ６
工程技术
载人航天 ２ １ 年第 ３ ０１ 期
国舱 外航 天服 热控 技 术 的最 新研 究成 果及 一 些设 计 方法 ，如 辐射 热控 ，水升 华 器及 辐射 器
耦 合 热控 等 。 关键 词 水升 华器 舱 外航 天服 热控 辐射器 热耦合
分 类号
Ｖ ４ － 文 献标 识 码 ４ ５３
Ａ 文 章编 号 １７ — ８ ５ （０ ）０ — ０ ６ ０ ６４ ５ ２ ２ １ １ ３ ０ ３— ６
１ 引 言
随着载 人航 天技 术 的发展 ，航 天员 的 出舱活 动 变得 越来越 频 繁 ， 登月探 测 、 星探测 及建 立 国际 如 火 空 间站等 ，宇宙 空 间的深 冷背 景及环 境 的复 杂多 变
性 给航 天员 的 出舱 活动 （ ｘ ａｅ ｉ ｌｒ ｃ ｖｔ， — Ｅ ｔ ｖｈｃ ａ ｔ ｉ Ｅ ｒ ｕ Ａ ｉｙ Ｖ 带 来 了严重 的阻碍 ， 须进 行 隔热处 理 ， 航 天 Ａ） 必 但
究方向：
热控 系 统 的工 质研 究 ，尤其 是 水 升华 器 系统 内
部 的消 耗工 质 ， 目的是 开发 出一 种 热容 量较 大 ， 华 升
从循 环冷 却 回路 吸 收所要 排 散 的热量 。 由于多 孔板
的外 表 面暴 露在 真空 之 中 ，当不 断 渗透 进 多孔 板 内
性物 质是水 ， 有水 和乙二醇溶 液或者 氨水溶 液 。 也
卫星热控制技术
镀金：铝合金光亮镀层
镀黑镍：铝镀黑镍涂层
有机白漆，有机灰漆，有机黑漆，有机金属漆
热控涂层
涂料型
无机漆 无机白漆，无机黑漆 真空蒸发沉积金属 有机白漆，有机灰漆，有机黑漆，有机金属漆
真空沉积型
第二表面镜 其他
玻璃型，塑料薄膜型，复合薄膜型等
14
热控材料和热控装置
金属基材型热控涂层
磨砂不锈钢
抛光钨铜片
泡沫隔热材料是一种多孔轻质聚胺脂固体材料，主要通过固体和气体导热 以及辐射的方式传热。
镀 铝 聚 酯 薄 膜
泡 沫 硅 橡 胶
21
热控材料和热控装置
导热填料
为了改变两接触表面之间的接触热导率，可在接触表面之间填充导热材料。
一般的导热材料有金属箔、导热脂、导热硅胶。
金属箔
导热脂
导热硅胶
22
热控材料和热控装置
34
热控实例
推进舱热控
被动热控措施 • 柱段仪器圆盘对应处设置散热面 2平方米 • 外表面包覆 MLI ，在尾流罩部位 安装高温隔热屏返回舱和推进舱 之间的防热罩上包覆MLI • 内表面喷涂高发射率的热控涂层 • 舱内电子仪器设备表面进行黑色 阳极氧化处理或喷涂高发射率无 毒热控涂层
神州五号推进舱
22烷 C22H46
44
249
763
23
热控材料和热控装置
热管
热管是一种利用工质的相变和循环流动而工作的传热器件，由管壳、工质
和具有毛细结构的管芯组成。
24
热控材料和热控装置
热控涂层 隔热材料
被动热控
导热填料 相变材料
热管 辐射式主动热控
热控材料
热控
主动热控
航天器热控制技术研究与优化设计
航天器热控制技术研究与优化设计在航天器的设计与制造过程中，热控制技术是至关重要的一环。
航天器在太空中面临着极端的温度条件，既有来自太阳的高温辐射，又有来自宇宙的低温环境。
良好的热控制技术能够确保航天器的正常运行，提高其可靠性和寿命。
航天器的热控制技术主要包括两个方面：热保护和热辐射。
热保护是指采取措施防止高温热量传递进入航天器内部，热辐射则是通过航天器表面散发出热量，确保航天器能够保持稳定的温度。
热保护是航天器热控制技术的关键环节之一。
在航天器离开地球进入太空之后，它将直接面对高温辐射。
太阳的高温辐射会直接照射到航天器的表面，导致航天器内部温度升高。
为了保护航天器内部设备和仪器不受高温的影响，需要采取一系列措施来降低热量传递。
例如，可以使用隔热材料来包裹航天器的外壁，以减少来自外部的高温辐射。
此外，还可以采用冷却系统，通过循环流体来吸收和散发热量。
热辐射是航天器热控制技术的另一个重要方面。
在太空中，航天器的表面会散发出热量，以保持自身的稳定温度。
然而，在宇宙的低温环境下，热辐射很容易引起航天器的过热或过冷，影响其正常运行。
因此，需要设计合适的热辐射系统来控制航天器的表面温度。
常见的热辐射系统包括热辐射板和热辐射涂层。
热辐射板在航天器表面安装一层铝或其他金属，用以散发热量。
而热辐射涂层则是在航天器表面涂覆一层特殊材料，能够吸收和辐射热量。
为了优化航天器的热控制技术，科学家们进行了大量的研究。
他们利用数值模拟和实验测试的方法，对热控制系统进行了优化设计。
通过模拟不同温度条件下的热量传递和散发过程，科学家们能够提前预测并解决可能出现的问题。
同时，他们还研究了不同材料的热辐射性能，以寻找更加高效的热辐射方案。
除了研究热控制技术本身，优化设计也是非常重要的一环。
航天器的结构和布局会直接影响热控制系统的效果。
科学家们通过改变航天器的结构和材料选择，实现对热控制技术的优化。
例如，他们可以调整航天器外壁的厚度和材料，以提高热保护效果。
航空航天工程师的航天器材料与结构技术
航空航天工程师的航天器材料与结构技术航空航天工程是一门重要的工程学科，涉及到航空航天器材料和结构技术的研究与应用。
本文将探讨航空航天工程师在航天器材料与结构技术方面的工作内容和技术要求。
一、航天器材料的选择与应用航天器材料是航天工程中至关重要的一环。
航天器需要在极端的环境下运行，如太空中的真空，高温和低温等，因此需要选用具有高温抗氧化、耐腐蚀、轻质高强度等特点的材料。
常用的航天器材料包括钛合金、铝合金、高温合金、复合材料等。
航空航天工程师需要根据航天器的具体要求选择合适的材料，并进行材料性能测试和研究。
二、航天器结构设计与分析航天器结构设计是航空航天工程师的核心工作之一。
航天器的结构设计要满足强度、刚度、轻量化等多个要求。
航天器结构设计包括结构参数优化、静态、动态、疲劳和振动等分析。
工程师们利用计算机辅助设计软件进行结构设计和分析，确保航天器在各种复杂的工况下安全运行。
三、航天器热力学与热控制航天器在航天过程中会受到来自外界的热辐射、对流和传导热量，因此航天器热控制是不可忽视的。
航空航天工程师需要通过热控制技术，确保航天器内外温度的平衡，防止航天器过热或过冷，保证航天器各个部件正常运行。
热控制技术包括热防护材料的选用、热源分析和热控制系统设计等方面。
四、航天器可靠性与安全性航天器在极端环境下的运行要求十分苛刻，为了确保航天器的可靠性和安全性，航空航天工程师需要开展严谨的可靠性分析和降低风险的设计。
他们需要运用可靠性工程的原理和方法，对航天器的各个系统进行可靠性分析，制定合理的设计方案和应急预案，从而降低事故的发生概率。
五、航天器的结构改进与创新航空航天工程师需要不断对航天器的结构进行改进与创新。
随着科技的发展和航天工程领域的不断进步，航空航天工程师需要根据最新的科研成果和技术趋势，改进航天器的结构，提高航天器的性能和安全性。
例如，航空航天工程师正在致力于研究新型轻质材料和先进的结构设计，以满足未来航天器的需求。
航天器智能热控技术研究现状及展望
航天器智能热控技术研究现状及展望王瑾;刘小旭;李德富;陈益;巩萌萌【摘要】With the development of complex space mission like spacecraft orbit maneuver and rapid mobility, thermal control system should realize intelligent control to satisfy spacecraft operate effectively andreliability.Firstly, this paper introduces the classification and the application of spacecraft intelligent thermal control technology, and then the research advances from home and abroad in the intelligent thermal control technology are reviewed.Finally, suggestions of future research areas of thermal control autonomous management are made which can supply reference for future spacecraft intelligent thermal control.%随着航天器变轨、快速机动等复杂空间任务的发展,热控系统需要根据不同的要求进行智能化控制以满足航天器的高效可靠工作.文章首先介绍了航天器智能热控技术的分类及应用;然后,总结了国内外智能热控技术的发展现状;最后,提出了热控系统自主管理的进一步研究方向,为未来航天器的热控智能控制技术发展提供了参考依据.【期刊名称】《微型机与应用》【年(卷),期】2017(036)009【总页数】4页(P8-10,14)【关键词】航天器;快速机动;智能热控;自主管理【作者】王瑾;刘小旭;李德富;陈益;巩萌萌【作者单位】北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京 100076;北京宇航系统工程研究所,北京100076;中国运载火箭技术研究院研究发展中心,北京 100076【正文语种】中文【中图分类】V416热控系统作为航天器七大子系统之一，在航天器整个任务周期中，担负着为航天器内部所有机电设备、有效载荷等空间任务单元提供安全可靠的温度环境的重要任务。
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。
航空航天器热管理技术
航空航天器热管理技术航空航天器是人类探索和开拓更广阔天空的重要工具，但在其使用过程中，热管理问题一直是制约其安全和可靠运行的核心问题。
航空航天器的环境条件相对恶劣，有尘埃、辐射、气压、温度等因素影响，这些因素对航空航天器的热管理带来极大的挑战，需要针对性的优化设计和技术适配。
什么是航空航天器热管理技术？航空航天器热管理技术是指针对航空航天器在使用过程中产生的热量问题进行有效的管理和调控的技术手段。
航空航天器在使用期间，由于一系列内部活动和外部影响，会产生大量的热量，而这些热量如果不能有效地控制，会对航空航天器的各项运行指标造成负面影响。
在航空航天器设计之初，必须要考虑到热失控问题，而在整个航空航天器系统设计、制造和维护的各个阶段，都需要进行相关的热管理措施，以便保证航空航天器的安全性和可靠性。
航空航天器热管理技术的主要目的是：改善航空航天器内部环境温度、保护设备和航空航天器的构造件不受高温或低温影响、确保各种器件安全稳定运行，以及最终提高整个系统运行的效率和安全性。
航空航天器热失控的危害航空航天器在正常使用过程中产生的热量，如果不能得到有效的管理和调控，会造成以下影响和危害：（1）过高的温度会加速航空航天器内部零部件的老化速度，进而影响设备的寿命和性能表现。
（2）热能过多的积累还会导致部分设备的温度上升过快，触发过载保护装置从而停止工作，甚至酿成系统崩溃。
（3）过度热能不仅会威胁设备，同时会对机身的烤漆和其他防护涂层产生损害，削弱完好性，影响航空航天器的外观和性能。
（4）航空航天器在进入大气层时，会产生大量气动摩擦热，如果不能有效排除飞船表面产生的热能，会导致表面燃烧和飞船爆炸。
航空航天器热管理技术的适用范围航空航天器热管理技术主要适用于以下场合：（1）航空航天器的外壳和热敏部件的温度管理，对于外壳保护和防止器件损坏具有重要意义。
（2）对于太阳能电池板的温度监测和控制，尤其是在高亮度时为了保持光电板的输出功率，需要及时调控发热量的放散方式和环境。
探究热辐射在航空航天中的应用
探究热辐射在航空航天中的应用热辐射在航空航天中的应用航空航天是现代科技的重要领域之一，它涉及到许多复杂的技术和工艺。
其中，热辐射作为一种重要的能量传输方式，在航空航天中起着关键的作用。
本文将探究热辐射在航空航天中的应用，并分析其重要性和挑战。
首先，热辐射在航空航天中的应用范围广泛。
在太空探索中，航天器必须面对极端的温度条件，如高温太阳辐射和低温宇宙背景辐射。
热辐射技术可以帮助航天器有效地控制温度，保护内部设备免受过热或过冷的影响。
此外，热辐射还被用于太阳能电池板的设计和优化，以提高能源利用效率。
在航空领域，热辐射技术也被广泛应用于飞机发动机的热管理，以确保发动机的正常运行和安全性。
其次，热辐射在航空航天中的应用面临着一些挑战。
首先是温度波动的影响。
航天器在不同的轨道上运行，会经历太阳辐射和宇宙背景辐射的变化，从而导致温度的波动。
这种温度波动会对航天器的材料和设备产生不利影响，因此需要采取相应的热辐射控制措施。
其次是热辐射的传导和散射问题。
航天器表面的材料和涂层会对热辐射的传导和散射产生影响，从而影响航天器的热平衡和能量利用效率。
因此，需要对航天器的材料和涂层进行优化设计，以提高热辐射的效果。
为了克服这些挑战，科学家和工程师们进行了大量的研究和实验。
他们通过热辐射模拟和仿真技术，对航天器的热辐射特性进行了精确的分析和预测。
同时，他们还开发了一系列新的材料和涂层，以提高航天器对热辐射的响应和适应能力。
例如，一些新型的高反射率材料被用于太阳能电池板的制造，以提高光的吸收和能量转化效率。
此外，一些新型的热辐射控制技术也被应用于航空发动机的设计和优化，以提高发动机的热效率和性能。
总之，热辐射在航空航天中具有重要的应用价值。
它不仅可以帮助航天器有效地控制温度，保护内部设备免受过热或过冷的影响，还可以提高能源利用效率和发动机性能。
然而，热辐射的应用面临着温度波动和传导散射等挑战，需要通过研究和实验来克服。
随着科学技术的不断发展，相信热辐射在航空航天中的应用将会得到进一步的推广和完善，为航空航天事业的发展做出更大的贡献。
- 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)。
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。
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Biblioteka 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
• 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。
（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。
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）
• 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。
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
– 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
• 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：
地球空间热环境
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
– 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）
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。
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