典型航天器热控
航天器热控材料
航天器热控原理与材料姓名：***学号：12S******指导教师：***日期：2012.10.12航天器热控材料1 前言航天器热控制又称温度控制, 是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术, 是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。
它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域。
它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程, 使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内, 为航天器的仪器设备正常工作, 提供良好的温度环境。
航天器热控制技术种类很多，使用的场合也各不相同，但从总体上看，一般可分成被动热控制技术和主动热控制技术两类。
被动热控制技术是一种开环控制，在控制过程中被控对象的温度无反馈作用，一旦状态确定后，基本上没有调节的余地，通常选择具有一定热物理性能的材料，并通过航天器的布局，合理安排与空间环境及内部仪器设备之间的热交换，使航天器各部分处于要求的温度范围内。
被动热控制部分除了布局上的合理安排之外．主要通过包括热控涂层、多层隔热组件等各种不同热控材料的使用，最大限度地减少航天器和周围宇宙空间不可调节的热交换，以控制和调节外部恶劣的热环境及其变化对航天器的影响，这样可以减少航天器内部的温度波动，以满足大部分仪器设备的温度范围要求。
被动热控制技术是航天器热控的主要手段之一，而各种热控材料是重要的实现途径，在各类航天器上得到广泛的应用。
2 典型热控材料随着空间技术的不断发展, 我国已经研制成功多种热控材料。
日前, 应用最多最广的有涂层、多层隔热材料、热管、电加热器、导热填料、控温仪和测、控温元件, 在某些情况下也使用过百叶窗、相变材料、热扩散板和环路热管。
在载人飞船上还使用厂泵驱动单相流体回路、风扇等装置。
这些热控材料, 确保我国航天器热控任务顺利实现。
2.1 热控涂层在空间真空环境下，物体的表面温度在很大程度上取决于其表面的太阳吸收比和红外发射率的比值αs/ε。
航空航天工程师的航天器热力学和热控技术
航空航天工程师的航天器热力学和热控技术航空航天工程师在设计和建造航天器过程中需要了解和应用热力学和热控技术。
本文将探讨航天器热力学的基本原理和热控技术的应用，以及这些技术在航天工程中的重要性。
一、航天器热力学的基本原理航天器在太空中面临极端的温度条件，从极高的温度到极低的温度都可能存在。
航天器上不同部位的温度差异会引起热膨胀、收缩和热应力，对航天器的结构和性能产生影响。
航天器热力学研究的基本原理包括热传导、热辐射和对流换热。
热传导是指热量通过固体或液体的直接传递，传热速度取决于物质的导热性能。
热辐射是指热量通过电磁波辐射传递，无需介质，是一种无空间阻碍的传热方式。
对流换热是指通过流体的对流传热，包括自然对流和强迫对流两种方式。
航天器热力学的研究使得工程师能够预测航天器在不同温度条件下的热响应，为航天器设计提供重要依据。
二、热控技术在航天工程中的应用1. 温度控制航天器中的电子设备和敏感器件在工作过程中需要保持稳定的温度环境。
热控技术用于控制航天器内部的温度，防止设备过热或过冷，保证航天器的正常运行。
航天器的温度控制主要通过热控系统实现，系统中包括温度传感器、温度控制装置和热交换设备等。
通过实时监测航天器内部温度，并配合热控系统进行调节，可以保持设备的工作温度在安全范围内。
2. 热保护航天器进入大气层时，会受到气动加热的影响，温度会急剧升高。
热保护系统用于保护航天器不受高温的损害，在进入大气层时提供保温措施。
热保护系统的主要部分是热防护层，由耐高温材料构成。
当航天器进入大气层时，热防护层能够阻挡热量的传递，并保护航天器内部的设备和载荷不受高温影响。
3. 热控结构航天器的热控结构是指能够调节航天器表面温度的设备和结构。
热控结构主要包括被动热控和主动热控两种。
被动热控是指通过改变航天器表面的热辐射特性来调节整个航天器的温度。
例如，在太阳面朝向航天器的表面覆盖具有高发射率的材料，减少热辐射的吸收，达到降低温度的目的。
航空航天工程师的航天器热控和电力系统
航空航天工程师的航天器热控和电力系统航空航天工程师是航天工程领域中至关重要的角色之一。
在航天器设计和运行过程中，热控和电力系统是不可或缺的组成部分。
本文将探讨航空航天工程师在航天器热控和电力系统方面的职责和挑战。
一、航天器热控系统航天器热控系统是确保航天器在各种环境条件下保持稳定工作的关键。
它涉及到航天器内外热量的管理和调节。
航空航天工程师需要根据不同任务和环境要求设计合理的热控系统，以保护航天器的关键元件和设备。
1.1 热平衡在太空中，航天器暴露在极端温度变化的环境中，既有来自太阳的强烈辐射，也有来自宇宙的极低温度。
航空航天工程师需要通过合理的绝缘和反射材料的选用来维持航天器的热平衡，避免设备过热或过冷。
1.2 散热管理航天器在工作中会产生大量的热量，需要及时有效地散发出去，以防止设备损坏。
航空航天工程师需要设计散热器和热管等散热装置，并进行热力学计算来确保热量的有效处理。
1.3 热控调节航天器的各个设备和系统在不同工作状态下的热量输出会有所不同。
航空航天工程师需要设计恰当的热控调节系统，根据实时的温度和工作状态来调整热控设备的工作情况，以保持航天器的稳定工作状态。
二、航天器电力系统航天器电力系统是保障航天器正常运行的关键系统。
它涉及到电力的供应、分配和管理。
航空航天工程师需要设计可靠的电力系统，以满足航天器的各种需求。
2.1 电力供应航天器需要在太空中长时间工作，因此电力的持续供应至关重要。
航空航天工程师需要设计适应不同任务需求的电力供应系统，包括太阳能电池板、锂电池、核电等，以保证电力的可靠供应。
2.2 电力分配航天器内部需要将电能分配给各个设备和系统，同时保持电力的平稳分配。
航空航天工程师需要设计合理的电力分配系统，包括配电盒、开关和线缆等，确保电能按需分配给各个系统和设备。
2.3 电力管理航天器电力系统还需要具备自检自修复的能力。
航空航天工程师需要设计电力管理系统，能够监测和控制电力系统的运行情况，并在发现故障时进行自动修复或告警处理，提高系统的可靠性和稳定性。
航空航天工程师的航天器热控和电力系统
航空航天工程师的航天器热控和电力系统航空航天工程师在航天器的设计和生产过程中起着至关重要的角色。
在其中，航天器的热控和电力系统是两个不可忽视的关键要素。
本文将探讨航空航天工程师在航天器热控和电力系统方面的职责和挑战。
1. 航天器热控系统航天器在太空中面临极端的温度变化，由于没有大气层的保护，航天器在日照和阴影间会经历巨大温度差异。
航天器热控系统的主要任务是确保飞行器在各种运行条件下的温度稳定，以保证航天器的正常运行和有效保护载荷。
航天器热控系统通常包括热隔离、散热、加热和温度监测等方面的技术。
热隔离材料和涂层能够降低热能的流失和吸收，以保持航天器内部的温度稳定。
在某些情况下，加热器能够提供额外的热量，以应对低温环境的挑战。
航天器的散热系统负责将过剩热能排出航天器，以保持理想温度。
利用辐射、传导和对流等方式，散热系统能够有效地管理航天器的热能平衡。
同时，温度监测系统可以实时监测航天器各个部分的温度，以便及时采取必要的措施。
2. 航天器电力系统航天器的电力系统是维持航天器运行的核心要素。
航天器通常需要驱动动力系统、供应电子设备、保持通信链接和控制载荷等功能，这些都依赖于高性能和可靠的电力系统。
航天器电力系统通常包括电池、太阳能电池，以及必要的电力管理和分配装置等。
电池在航天器日照期间负责储存太阳能产生的电力，以便在阴影期间提供电力支持。
太阳能电池板是航天器主要的能源来源之一，它能够转换太阳辐射能为电能。
电力管理和分配装置是航天器电力系统的关键组成部分，它能够控制电力的流动和分配，保证各个系统和设备得到足够的电力供应。
此外，电力系统也需要考虑能源的节约和电力的优化，以满足航天任务的需求和延长电力系统的寿命。
3. 航空航天工程师的挑战航空航天工程师在航天器热控和电力系统的设计和开发中面临着许多挑战。
首先，航天器在太空中的特殊环境下工作，需要工程师考虑和应对极端温度和真空的影响。
其次，航天器的热控和电力系统需要在长期的太空任务中保持高度可靠性和稳定性。
“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
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
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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
航天器热控制PPT课件
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19
9.2 航天器热设计
一、热设计的任务
根据航天器飞行任务的要求及航天器工作期间 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仪器设备、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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20
9.2 航天器热设计
二、航天器热控技术的特点
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24
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
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25
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。
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34
9.3 航天器热控制技术
(1) 涂料型涂层：应用最广。
有机白漆α:0.15-0.27,ε:0.86-0.95； 有机黑漆α:0.89-0.95,ε:0.88-0.96； 有机灰漆:介于白黑之间； 有机金属漆α:0.24-0.31,ε:近似为1
(2) 电化学涂层：
阳极氧化涂层：α:0.12-0.16,ε:0.6-0.8 铝光亮阳极氧化涂层、电镀
p : 仪器表面辐射率；
s : 蒙皮辐射率；
F p : 仪器辐射面积；
T p : 仪器辐射温度；
T
：蒙皮温度
s
改变蒙皮发射率来控制Tp： 热控百叶窗。
.
43
9.3 航天器热控制技术
辐射器 （高辐射率）
叶片 （低辐射率）
电动百叶窗原理
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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
-8-
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
-1-
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
-6-
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
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：
航空航天工程师的航天器热控技术
航空航天工程师的航天器热控技术航空航天工程师是从事航空航天领域研究的专业人士，其中航天器热控技术是航空航天工程中至关重要的一项技术。
本文将深入探讨航天器热控技术的原理与应用。
一、热控技术在航天器设计中的重要性航天器受到太空环境中严酷的温度条件的影响，而热控技术就是为了确保航天器在极端温度下的正常运行而存在的。
在太空中，航天器会面临极高的温度和低温，例如接近拜占庭空间站的太阳面温度可达200多摄氏度，而背面则可能下降至负200多摄氏度。
这种极端的温度条件可能会导致航天器的重要组件失效，甚至彻底破坏航天器。
二、航天器热控技术的核心原理航天器热控技术的核心原理是通过合理的热防护材料和热控系统来控制航天器与外界温度环境的热交换。
其中，热防护材料的选择和设计是至关重要的，它能够保护航天器内部的重要部件避免受到过热或过冷的影响。
航天器的热控系统同样扮演着重要的角色。
热控系统包括热控传感器、电加热器、热电材料以及热控回路等组成部分。
热控传感器主要用于实时监测航天器内外的温度变化，并将信息传递给热控回路。
热控回路则通过调节电加热器和热电材料的工作状态来实现航天器的热平衡。
三、航天器热控技术在实际应用中的挑战与解决方案尽管航天器热控技术在理论上非常成熟，但在实际应用中仍然面临一些挑战。
首先是太空环境下的高温和低温条件极端，要求热控系统能够在各种极端温度环境下正常运行。
其次是航天器内部的组件种类繁多，它们在温度敏感性和热稳定性上存在差异，这要求热控系统能够精确控制不同组件的温度。
为了应对这些挑战，航空航天工程师们采取了多种解决方案。
首先，合适的热防护材料的选择和设计可以减缓温度变化对航天器的影响。
其次，合理的热控系统设计和热控回路的优化可以提供精准的温度控制。
此外，航空航天工程师还会考虑热辐射损失、航天器热交换的方式等因素来提高航天器的热控效能。
四、航天器热控技术的现状与未来发展随着航天技术的不断进步，航天器热控技术也在不断发展。
航空航天工程师的航天器热控制和保护
航空航天工程师的航天器热控制和保护航空航天工程师在设计和制造航天器时面临着许多挑战，其中之一是如何有效地进行热控制和保护，以确保航天器能够在极端环境中正常运作。
本文将探讨航天器热控制和保护的重要性，以及工程师们采取的关键策略。
一、热控制的重要性航天器在太空中经历着极端的温度变化，从极低的温度到高达数百摄氏度的高温。
这种极端的温度变化对航天器的结构和内部设备造成了巨大的挑战。
不正确的热控制可能导致设备故障、结构变形以及整个航天器的运行风险增加。
因此，热控制是航天器设计中至关重要的一环。
二、热保护材料的使用为了有效地控制航天器的温度，航空航天工程师采取了多种策略。
其中之一是使用热保护材料。
这些材料具有良好的隔热性能，可以减少航天器受到外部温度的影响。
热保护材料通常涂覆在航天器的外表面上，形成一个保护层，隔离外部高温或低温。
常见的热保护材料包括石棉、耐高温陶瓷材料等。
三、热控制系统的设计为了实现航天器内部的温度控制，航空航天工程师设计了热控制系统。
热控制系统通常包括传感器、热交换器和温控设备。
传感器用于检测航天器内部的温度，并将数据传输给热交换器。
热交换器通过控制冷却剂的流动和传热管道的设计，将过热的部分或过冷的部分的热量分散，从而维持航天器内部的稳定温度。
温控设备用于监测并调整热控制系统的工作状况，确保其正常运行。
四、太阳能控制和保护航天器在太空中暴露在强烈的太阳辐射下，这对太阳能电池板等太阳能设备产生了巨大的热量。
为了控制太阳能设备的温度，航空航天工程师设计了太阳能控制和保护系统。
这个系统包括热反射材料的使用，以减少太阳辐射的吸收；热辐射板的安装，以将过剩的热量辐射到太空中。
通过这些措施，航空航天工程师能够降低太阳能设备的温度，延长其使用寿命。
五、冷却系统的优化除了热保护和热控制，航空航天工程师还致力于优化航天器的冷却系统，以确保航天器的正常运行。
冷却系统通常包括冷却剂的循环和冷却器的设计。
航空航天工程师通过研究冷却器的材料、结构和布局，以及冷却剂的流动方式和温度控制，来最大限度地提高航天器的冷却效果。
载人航天器主动热控系统热负荷布局优化
载人航天器主动热控系统热负荷布局优化彭灿;徐向华;梁新刚【摘要】针对典型的含有低温内回路、中温内回路和外回路的载人航天器主动热控单相流体回路系统,研究了给定温度的热负荷布置在低温或中温内回路对系统总质量的影响,给出了根据热负荷温度和功率进行布置的原则.根据系统质量的数学模型和能量平衡关系,采用Lagrange乘子法对热控系统进行了轻量化建模和求解.结果表明,存在一个热负荷的临界温度使两种布置方案系统的总质量相等:热负荷温度低于该临界温度时,布置在低温内回路可使系统总质量更小,反之应当布置在中温内回路.热负荷布置在低温内回路还是中温内回路需要根据其温度和功率来选择.最后,对热负荷布置原则从换热温差分配的角度进行了定性上的分析.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2015(036)008【总页数】7页(P974-980)【关键词】航天器;主动热控系统;轻量化【作者】彭灿;徐向华;梁新刚【作者单位】清华大学航天航空学院,热科学与动力工程教育部重点实验室,北京100084;清华大学航天航空学院,热科学与动力工程教育部重点实验室,北京100084;清华大学航天航空学院,热科学与动力工程教育部重点实验室,北京100084【正文语种】中文【中图分类】V444.3;TK1210 引言热控系统是载人航天器的重要组成部分。
为了给航天员提供舒适的工作和生活环境以及保证各种设备正常工作，热控系统需要将航天员和设备产生的废热排散到太空环境中去。
热控系统可以分为被动热控系统和主动热控系统［1］。
主动热控系统因具有控制能力强，能够适应极端温度条件等特点［1］而应用广泛。
目前人类发展的载人航天器普遍采用以单相流体回路为主的主动热控系统，如“国际空间站”、“神舟”飞船等。
通常载人航天器主动热控制系统包括内部热控制系统和外部热控制系统［2］，内部热控系统还可以分为低温内回路和中温内回路，分别提供温度不等的冷源。
航天器密封舱内的热负荷分别布置在低温内回路和中温内回路上，由于回路温度水平不同，热负荷在内回路上的布局会影响相应换热器的换热面积，进而影响整个热控系统的质量。
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
航空航天工程师的航天器热控制和保护
航空航天工程师的航天器热控制和保护航空航天工程师负责设计和开发各种类型的航天器，其中一个关键的任务是确保航天器在极端环境下的热控制和保护。
在这篇文章中，我们将探讨航空航天工程师在航天器热控制和保护方面所面临的挑战以及他们采取的解决方案。
1. 引言航天器在执行任务时会遭受到各种极端温度条件的影响，如在宇宙空间的真空环境中，航天器会暴露在太阳辐射和宇宙射线的强烈影响下。
因此，航空航天工程师必须采取一系列的热控制和保护措施，确保航天器的正常运行和乘员的安全。
2. 设计考虑航天器的热控制和保护设计需要考虑多个因素。
首先，航天器内部的温度应保持在合适的范围内，以确保仪器、设备和电子元件能够正常工作。
其次，航天器的外部温度要在可承受范围内，以保护航天器结构不受热膨胀和热应力的影响。
最后，航天器必须在重入大气层时能够有效地抵御高温冲击。
3. 热控制技术为了满足航天器的热控制需求，航空航天工程师采用了各种热控制技术。
其中之一是隔热材料的使用，例如热隔层和热膨胀材料，用于减少热传导和吸收外部辐射。
此外，航天器还需要配备恒温系统和冷却系统，以保持内部温度的稳定。
4. 热保护技术在重返地球大气层时，航天器会面临高温和高压的极端环境。
为了保护航天器和乘员的安全，航空航天工程师采用了多种热保护技术。
最著名的是热防护系统，它由耐高温材料制成，能够在高温环境下保护航天器的结构和系统不受损害。
此外，涡流制动器和降落伞等系统也被设计用于减速和稳定航天器的下降过程。
5. 持续创新航空航天工程师在热控制和保护领域持续努力创新。
新型材料的开发被广泛用于改善航天器的热性能和耐高温能力。
热控制系统的智能化也得到了更多的关注，以提高航天器的热控制效率和操作灵活性。
此外，航天器热控制和保护的研究也在不断推动航天技术的发展。
6. 结论航空航天工程师在航天器热控制和保护方面面临着重大挑战，但他们通过采用热控制和保护技术来确保航天器的正常运行和乘员的安全。
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
a
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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
a
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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
a
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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
a
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神舟五号飞船简介
a
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
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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。
另外,由于太阳、地球及月球的相对运动,在2008年2月21日及2008年8月21日,
将出现月食现象。由于在月食期间,卫星没有了外热流,同时星上设备依靠蓄电
池组供电,电源使用受到限制
典型航天器热控
OSR散热面及多层布局
外热流变化大， 无外热流 稳定散热面
+z面 月球红外辐射
-z面 仅受太阳辐照
+y面,-y面,+x面,-x面 月球红外辐射 太阳辐照
开散热面（内外表面ZKS白漆） 舱外表面纵向热管 除散热面外，其他舱外表面MLI，内表面粘贴泡沫塑
料 6块仪器安装板（非仪器安装处）双面涂高发射率黑漆
ERB-2B 舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或者喷
涂高发射率无毒热控层 设置航天员活动区和仪典型航器天器区热控之间的隔热罩
典型航天器热控
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
典型航天器热控
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。
典型航天器热控
+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
典型航天器热控
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
制
典型航天器热控
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
典型航天器热控
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：
特点：
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;
典型航天器的热控方案综述
典型航天器热控
三个典型航天器
嫦娥一号卫星 神舟载人飞船 “阿波罗”登月飞行器
典型航天器热控
嫦娥一号
运行期间轨道环境及外热流特点 热控方案
被动热控措施
OSR散热面及多层布局 热管的应用
相变材料热管的结构 热管的应用实例
主动热控特点
典型航天器热控
运行轨道
典型航天器热控
神舟五号飞船简介
神舟五号载人飞船是“神舟”号系列飞船之 一，是中国首次发射的载人航天飞行器，于 2003年10月15日将航天员杨利伟送入太空。 这次的成功发射标志着中国成为继前苏联 （现由俄罗斯承继）和美国之后，第三个有 能力独自将人送上太空的国家。
典型航天器热控
飞船结构组成
轨道舱
嫦娥一号卫星的主体结构继承了东方红三号卫星的 结构,即中心承力筒加蜂窝板的板式结构,太阳翼采用 单自由度对称双翼布局。
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
三号甲运载火箭成功发射.
卫星由长征三号甲运载火箭送入近地点200km,远地 点51 000km、倾角31°、周期为16h的超地球同步轨 道,之后卫星经历调相轨道、地-月转移轨道,最后进 入轨道高度为200km的圆形极月使命轨道。途中卫 星经过1次远地点加速、3次近地点加速、1次中途修 正、3次近月点制动共计8次轨控。
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
典型航天器热控
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
典型航天器热控
MLI覆盖 OSR OSR
热管的使用
嫦娥一号卫星热控系统中共使用了 32根热管=9根外贴热管+23根预埋热管。 热管布局时, 通过预埋或外贴等方式,利用热
管实现舱板的等温化设计;而且根据卫星外 热流的特点及星上设备温度控制需求,利用 槽道热管实现了下舱+ Y、-Y舱板间的热耦 合,扩展了热管网络的应用范围
典型航天器热控
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。
典型航天器热控
+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。