航天器热控制分系统设计共78页
航天系统热控制方法
航天系统热控制方法
航天系统热控制方法主要包括主动式热控制和被动式热控制。
被动式热控制主要通过改变航天器外部材料的光学和热学性能，如发射前进行外部涂层处理，使用隔热材料或改变热控涂层等，以实现热平衡和温度控制。
主动式热控制则更为复杂，它通过各种装置和系统来调节航天器内部的温度。
具体方法包括：
1.辐射式热控制：改变航天器内部设备的热辐射率，从而改变散热能力以保
持设备温度范围。
例如，使用热控百叶窗和热控旋转盘。
2.对流式热控制：在具有气体或流体循环调节的航天器内部，改变流体的对
流换热系数以实现温度调节。
这通常涉及液体循环和气体循环两种系统。
3.传导式主动热控制：通过改变航天器内部设备的热传导系数来自动调节设
备温度。
例如接触导热开关和可变热导的热管。
电加热器也是航天器常用的主动热控制器件。
4.过渡段热控制：这是航天器在发射前、发射中、再入地球大气层或进入其
他行星大气层时所采取的热控制技术。
在发射前，可以利用地面低温系统对航天器进行温度调节；在发射中，可以采取措施减少高温外壳传给内部仪器设备的热量；再入段则需要降低气动加热量，加强航天器的对外辐射散热和增加壳体的热容和潜热。
以上航天系统热控制方法可以有效地帮助航天器在不同环境中保持稳定的温度，从而确保航天器的正常运行和任务的成功执行。
航天器中的热控制机构设计与优化
航天器中的热控制机构设计与优化导语：航天器的热控制是航天工程中至关重要的一环。
本文将从航天器热控制的概念出发，探讨热控制机构设计的关键因素以及优化方法。
一、航天器热控制的概念航天器在进入外太空后，将面临极端的热环境，既有来自太阳的辐射热，又存在来自宇宙背景辐射的冷却。
热控制的目标是保证航天器各个部分的温度在可接受范围内，以确保航天器的正常运行。
热控制一般包括热防护、热辐射、热传导和热对流等方面。
二、航天器热控制机构设计的关键因素1. 材料选择航天器热控制机构中使用的材料应具有良好的导热性能、耐高温性能和低密度等特点。
合适的材料选择可以有效降低成本，提高热控制的性能。
2. 热控制系统设计热控制系统是航天器热控制的核心，包括热隔离结构、热源和热控制组件等。
合理的热控制系统设计可以提供良好的热控制效果，确保航天器的正常运行。
3. 热边界条件热边界条件是指航天器与外界环境的热交换条件。
航天器在不同的轨道和任务中，面临的热边界条件会有所不同。
合理的热控制机构设计需要考虑各种热边界条件下的热控制效果。
4. 热分析模拟热分析模拟可以通过数值计算的方法，对航天器的热控制效果进行预测和评估。
热分析模拟可以提供设计优化的依据，降低实验验证的成本和风险。
三、航天器热控制机构设计的优化方法1. 多物理场耦合优化航天器热控制涉及多个物理场的耦合问题，如热传导、热辐射和热对流等。
通过建立多物理场的耦合模型，可以对热控制机构进行综合优化，提高热控制效果。
2. 结构参数优化航天器热控制机构中的结构参数对热控制效果有重要影响。
通过设计参数优化算法，可以寻找最优的结构参数组合，提高热控制的性能。
3. 材料优化航天器热控制机构中使用的材料对热控制效果有直接影响。
通过材料优化的方法，可以找到最合适的材料组合，提高热控制性能。
4. 热控制系统优化热控制系统是航天器热控制的核心，通过优化热控制系统的设计，可以提高热控制效果，降低热控制的成本。
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。
典型航天器的热控ppt课件
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流体回路系统
ZKS
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经验总结
以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百 叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。
液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可 有效地进行自动调节。
通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者 按照预定的流动方向在舱段内循环，产生气体强迫对 流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温 湿度，达到控温目的。
这种设计方案使得辐射器有效辐射面积显著减小，极大 地减少了系统向外太空排散的热量。
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指令舱涂层
“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
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指令舱和服务舱的热控措施
流体回路系统
单相流体回路为核心的热控方案，工质为乙二醇水溶液， 流量为90.8kg/hr，使用停滞式辐射器
其工作原理是：系统在低温工况时允许辐射器部分流体 管路冻住，在高温工况时通过未冻住的流体管路把热量 通过辐射器面板传导给冻住的流体管路实现快速解冻。
（通过选择合适的材料和管壁厚度，流体管路的承压能力大大增强，能承受解冻时乙二 醇水溶液工质膨胀带来的巨大的局部压力的影响）
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蒸发器
“流体回路（阿波罗”指令舱与服务舱的）在使用升华器的基 础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发器 通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行 冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层 构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带 鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍 蒸汽流道组成。
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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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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9.2 航天器热设计
二、航天器热控技术的特点
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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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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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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。
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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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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
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
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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
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：
微型航天器热控系统设计
2002年10月第13卷第5期装备指挥技术学院学报Journal of t he Academy of Equipment Command &T echnolog y October 2002Vol.13 No 5收稿日期:2002 05 08基金项目:国家教委骨干教师资助项目(2000 1027 01056133) 作者简介:向四桂(1970-),男,讲师,硕士.微型航天器热控系统设计向四桂 沈怀荣(装备指挥技术学院试验工程系,北京101416)摘 要:20世纪80年代中期以来,小卫星技术发展十分迅速,并带动了卫星向小型化发展。
介绍了微型航天器温度环境分析方法,使用简单热分析模型和整星热分析模型分析了某微型航天器的温度情况,并介绍了其热控系统设计方案。
关 键 词:微型航天器;热控系统;辐射中图分类号:V 423.4文献标识码:A 文章编号:CN11 3987/G3(2002)05 0044 03人造卫星热控制技术是控制卫星内部及外部环境热交换过程,使其热平衡温度处于要求范围内的技术,它是航天技术的重要组成部分[1]。
由用于卫星热控制的各种材料、部件和设备组成的卫星热控系统,是卫星各系统中十分重要的系统之一;其系统性能的优劣,可靠性的高低直接影响到其他系统的工作状态及卫星的工作寿命。
以华盛顿大学研制的Daw gstar 小卫星[2]为例,它是华盛顿大学与犹他州大学、维吉尼亚工业学院联合研制的一种小卫星,用于验证小总线技术、小卫星编队飞行以及太空中分布式卫星的性能。
为保证成功飞行,Daw gstar 的所有部件无论是否工作,其温度都必须控制在一定的范围之内。
而当卫星每90分钟绕轨道飞行一周时,由于各种因素的影响,卫星将经历不同的热量梯度。
这就要求为其设计一个热控子系统,以保证各部件在任何情况下都能正常工作。
1 最简单的热量分析模型在对Daw gstar 的热量情况进行详细分析之前,首先要估算其经历的最高温度(卫星处于一个最小的背阴轨道)和最低温度(卫星处于一个最大的背阴轨道),可以通过如图1所示的模型进行估算。
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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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