典型航天器的热控PPT演示课件
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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。
14
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
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
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。
OSR
OSR
6
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
7
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。
8
+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。
电动 百叶窗
电加热 控温仪
16源自文库
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：
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
总结
12
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。
13
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。
典型航天器的热控方案综述
1
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
2
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
3
运行轨道
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。
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
5
OSR散热面及多层布局
+z面 月球红外辐射
MLI覆盖
外热流变化大， 无外热流 稳定散热面
-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
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
15
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
9
+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
10
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：
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;
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器区之间的隔热罩
17
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
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
11
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
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。
14
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
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
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。
OSR
OSR
6
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
7
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。
8
+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。
电动 百叶窗
电加热 控温仪
16源自文库
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：
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
总结
12
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。
13
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。
典型航天器的热控方案综述
1
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
2
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
3
运行轨道
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。
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
5
OSR散热面及多层布局
+z面 月球红外辐射
MLI覆盖
外热流变化大， 无外热流 稳定散热面
-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
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
15
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
9
+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
10
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：
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;
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器区之间的隔热罩
17
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
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
11
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