航天器热控制分系统设计

图7-4 美国“双子星座”宇宙飞船的交会与 回收、再入控制舱锥段的防热结构图
(a)辐射防热结构；(b)热导率k=0；(c) 向内无辐射ε′=0
图7-5 辐射式防热结构防热原理示意图
航天飞机所用的防热瓦



实际上就是去掉辐射结构中的金属蒙皮，并将隔热材料外表 面处理得具有高辐射特性，从而使蒙皮和隔热材料合二为一， 大大简化了系统的结构。 由四部分组成：表面防热瓦；表面涂层系统；与本体结构的 连接层；航天飞机的本体结构。 对隔热材料的要求：主要是隔热性好即热导率小（k小）、 热容量大（Cp大）及质地轻（ρ小），即ρk/Cp小； 强度和 韧性的要求，能承受振动、冲击及高、低温交变； 热稳定， 即高温时材料性能稳定。 对涂层的要求：因为防热瓦轻质疏松、吸水、表面需涂层改 善表面特性。 对连接胶层的要求：有弹性、可吸收变形；粘接力强。
是卫星热设计工作中 不可缺少的部分，贯 穿卫星整个研制过程 以及发射和运行的全 过程。

热分析计算的作用
热计算为热设计提供基本依据； 热设计过程中需要通过热计算来确定各种 热控措施的效果，进行多方案比较； 为热环境模拟试验提供环境模拟依据； 预示卫星在轨寿命期内的各种温度变化， 包括预示偏离设计运行工况可能产生的温 度偏差。
热控涂层种类与特性




按涂层组成特点可分为：未经涂覆的金属表面、 涂料型涂层、电化学涂层、二次表面镜涂层、 温控带、织物涂层等。 热控涂层的性能范围为： s＝0.08~0.95； ＝0.02~0.90； s/＝0.10~10。 常常用两种或几种涂层组合的条纹搭配来满足 热设计要求的涂层指标。


利用防热层材料的热容量吸收大部分气动热的一 种防热方法。 机理：在返回舱结构的外面包覆一层热容量较大 的材料，这层材料吸收大部分进入返回舱表面的 气动热，从而使传入结构内部的热量减小。 基本特点：防热层的总质量与传入的总热量成正 比；防热层表面形状和物理状态不变；这种防热 方式所用的材料或受熔点的限制，或受氧化破坏 的限制。 缺点：效率不高 优点：简单易行
图7-1 航天器热平衡示意图
7.2.1 卫星热设计的任务和原则
1 热设计的任务
卫星热设计的任务就根据卫星飞行任务的 要求以及卫星工作期间所要经受的内、外 热负荷的状况。采取各种热控措施来组织 卫星内、外的热交换过程，保证卫星在整 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。
多层隔热材料示意图

反射层一般使用镀金属 材料的塑料薄膜，表面发射率0.02～0.06。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 6~20µm。 间隔层：常用低导热率的质地疏松的纤维纸或织物制成
隔热原理


在理想情况下（屏间真空，彼此不接触），多层隔 热材料的外层反射屏只能通过辐射向内层反射屏传 热，由于每层反射屏的表面发射率很低，所以向内 辐射的热量很少，这样经过多层反射屏的作用，达 到保温或隔热的效果。 隔热效果与隔热屏的层数和发射率有关，隔热屏层 数越多，发射率越低，其隔热效果越好。但在实际 应用中，是用间隔层隔离隔热屏，当单位厚度内层 数增多时，层间接触就会增加，接触导热也就增加， 有时反而会降低隔热效果。
7.2.2 热控系统的方案设计
1 热设计的基本条件





1）卫星的任务； 2）卫星的轨道参数及姿态状况； 3）卫星的构型和仪器设备的布局； 4）卫星各仪器设备和部件的材料、尺寸、质量、功 耗、必要的热物理性质、工作周期及工作寿命等； 5）卫星各仪器设备和部件的工作温度范围和温度变 化速率要求； 6）卫星的总装测试、环境模拟试验和发射场地的环 境条件及其对热控的要求； 7）各种被动、主动热控方法的性能特性、工艺水平 和使用条件。

整星热平衡计算方程

dT q se q I qc AT mc d
4
（7-1）
se——舱表面吸收的太阳辐射，地球反照和地球表面辐射热
q
流之和，W
q I ——舱内发热功率，W q c ——相邻舱段热交换热流，W




——舱表面平均发射率 A ——舱表面辐射面积，m2 T ——舱表面平均温度，K m ——舱质量，kg c ——舱平均比热容，J/(kg· K) ——时间，S
第七章 热控制分系统
7.1 概述 7.2 卫星热设计 7.3 卫星热控制技术 7.4 卫星热试验 7.5 展望
7.1 概述


1 宇宙真空和深空低温 当气压降至10-3Pa以下时，航天器与空间环境热交 换几乎完全以辐射形式进行。 宇宙空间背景上的辐射能量极小，相当于3K绝对黑 体辐射。空间对航天器来说是黑体。 2 微重力 气体自然对流换热可以忽略不计 3 空间外热流 太阳辐射、地球反照、地球热辐射 4 地球大气环境 密度极低，对卫星的热平衡没有影响
s S T 4
(7-3)
表7-2 不同 s/值涂层的绝热平面和等温球 体的平衡温度
热控涂层
白漆 灰漆 灰漆 黑漆 金
s/
0.25 0.50 0.75 1.0 10.0
平衡温度/℃
绝热平面
5 57 92 120 425
等温球体
-77 -40 -15 5 221
其他条件相同，左板表面发射率0.8，右板0.2
表7-1 飞行Ma数与表面气流最高温度的关系
Ma 0.3 0.8 1.2 1.6 2.0 3.0 4.0
T0/K 286.5 295.6 337.5 396.1 471.6(铝合金临界使用温度) 733.7(钛合金临界使用温度) 1100
图7-2 飞行器的几种再入外形
1 热容吸热式防热结构

7.3 卫星热控制技术
分为主动热控制技术和被动热控制技术两 大类。 被动热控制技术包括：热控涂层、多层隔 热材料、热管、相变材料、导热填料、软 质泡沫塑料、导热胶等。 主动热控制技术包括：电加热恒温装置、 热控百叶窗、接触式热开关、可控热管、 风冷系统、液体冷却回路子系统等。

7.3.1 被动热控制技术
热控涂层的选用原则 根据航天器热控制所需的各种表面的热 辐射性质 考虑涂层工艺的可能性 涂层在空间环境的稳定性 避免或减少卫星涂层表面被污染而导致 其热物性的破坏 选用成熟的涂层，注意经济性

2 多层隔热材料


组成：反射屏、间隔层 和定型件
用来保温或隔热


当量导热系数小于 1×10-5W/(m•K)
热容吸热防热层
qc
T
4 w
d
本体结构 结构层
d
ρ Cp
图7-3 热容吸热式防热结构原理图
2 辐射式防热结构
组成： 1）蒙皮，主要功能用以辐射散热，外表面要处理成 具有较大辐射系数（≥0.8）的特性，向内表面的辐 射系数应尽可能低； 2）隔热材料，功能是将外蒙皮与内部结构隔开，并 阻止热量向内部传递，材料热导率要小； 3）飞行器本体结构； 4）除此以外，还有将以上三部分连成整体的连接体。 特点：辐射防热结构只能在热流密度较小的条件下 使用；辐射防热结构虽受热流密度限制，但不受加 热时间的限制；辐射防热结构外形不变，可以重复 使用。
7.2 卫星热设计

2 设备的温度要求 1）常温要求：蓄电池组 2）恒温要求：遥感光学系统 3）高、低温要求：遥感器的红外光 学器件，要求低温，范围20~80K 4）等温要求：等温化，蓄电池组

3 热设计的原则



1）妥善处理热控分系统与其他分系统之间的矛盾， 妥善处理不同飞行阶段热控技术要求之间的矛盾； 2）应具有较高的适应性，同时留有改变热载荷和 局部修改设计的余地； 3）质量轻，一般不超过整星质量的3%~5%； 4）功耗低； 5）便于分析计算和热模拟试验； 6）工艺可行； 7）保证可靠性； 8）降低费用。

s S T
4


s——表面太阳吸收率； S——太阳常数； ——表面发射率； ——斯忒藩-玻尔兹曼常数=5.67×10-8W/(m2· 4) ； K T ——表面温度。 表面温度取决于吸收-辐射比（或称吸收-发射比） s/。 表7-2列出绝热平面与球面喷涂不同热控涂层的表面 平衡温度
多层隔热材料的设计考虑
层密度适中 注意整体布置的合理性 规范生产加工过程 保证层内真空度

3 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，其典型结构如图7-7所示 组成：管壳、工质和具有毛细结构的管芯
图7-7 热管热结构示意图
热管工作原理


工作原理：热能在蒸发段从外热源经管壁传给工作液体，液 体蒸发后成为蒸汽流向另一端，在冷凝段蒸汽凝结成液体放 出的热量再经过管壁传给冷源，而液体沿管芯在毛细力的作 用下，再回流到蒸发段，如此循环不已，可不断地将热量从 蒸发段传递到冷凝段。 驱动力：毛细结构中液体产生的毛细力和气体的扩散现象 优点：工质循环不消耗电源，也没有机械运动部件，运行可 靠、结构紧凑。 各种不同功能的热管：可变热导热管、热二极管、旋转热管、 重力热管、抗重力热管、电动力热管等。
2 设计工况的选择



设计工况就是进行热设计所依据的一个或几个特定 的热工况。 瞬时工况、周期平均工况、最大热流工况、最小热 流工况、最高温度工况、最低温度工况、稳定工况 最高温度工况：通常组合了航天器在轨道上可能遇 到的各种使航天器处于最高温度的极端热条件。 最低温度工况：通常组合了航天器在轨道上可能遇 到的各种使航天器处于最低温度的极端热条件。 对航天器上部分仪器或个别仪器，有时需要增加新 的工况或这两个工况下的分工况。
7.2.4 再入卫星的防热



返回式卫星在完成轨道任务后，有效载荷的回收 舱会返回地面。需要进行相应的热防护。 热环境：外热流变化大，大气制动造成飞行器在 大气层中高速飞行时遇到热障。 防热途径：设计合理的气动外形，减少气流的气 动加热，这是航天器总体设计的任务；采用防热 结构，这是防热结构设计的任务。 防热方法：吸热式防热、辐射式防热和烧蚀防热 表7-1为飞行Ma数与表面气流最高温度的关系 图7-2 为飞行器的几种再入外形
被动热控制是依靠选择热控材料、器件和 合理的总体布局来控制航天器热交换的技 术。 优点：无运动部件，又无须消耗电能，具 有技术简单，运行可靠。寿命长及经济性 能好等优点。 缺点：本身没有自动调节温度的能力，不 能克服卫星内、外热流变化带来的对仪器 设备的影响。

1 热控涂层

热控涂层控温原理：对于一绝热平面，若只考虑辐 射换热，该平面的热平衡温度：
图7-6 航天飞机辐射防热瓦的组成
3 烧蚀防热结构


烧蚀：就是材料在再入的热环 境中发生的一系列物理、化学 反应的总称，在烧蚀过程中， 利用材料质量的损耗，获得了 吸收气动热的效果。 组成：烧蚀层、隔热层和内部 的承力结构。 整个烧蚀材料从开始受热到发 生烧蚀的全过程会在整个烧蚀 材料里形成三个不同的分区， 即原始材料区、热解区和炭化 区。

热分析计算的基本过程



建立热网络数学模型； 用原型热平衡试验数据修正热 网络数学模型； 根据修正后的热网络模型及其 误差分析计算，计算所需的温 度值； 比较计算、试验和飞行遥测数 据，对热分析计算进行评价。
热分析计算复杂性的原因
结构复杂使得热交换的情况复杂； 换热方式多，影响换热的因素多。
航天器内部热平衡计算平衡方程式


T1 T2 T3 dT qp mc R1 R2 R3 d
(7-2)
q p ——仪器发热功率，W
T1 ——仪器与安装面平均温差，℃ R1 ——仪器与Leabharlann Baidu装面传导热阻，℃/W

T2
——仪器与周围物体的平均温差，℃ R2 ——仪器与周围物体之间的辐射热阻，℃/W T3 ——仪器与周围气体平均温差，℃ R3 ——仪器与周围气体间对流换热热阻，℃/W。
3 设计措施的选择 一般原则：先考虑使用被动热控方法，再考 虑使用主动热控方法。 先考虑卫星壳体内、外表面的热控措施，再 考虑卫星内部的热控措施。 合理组织卫星内部热交换过程 注意与其他分系统设计的配合

7.2.3 热分析计算

卫星的热计算主要包 括轨道计算、外热流 计算和温度计算三个 方面。