典型航天器的热控PPT演示课件
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航天器的热控技术与应用
航天器的热控技术与应用当我们仰望星空，想象着那些在浩瀚宇宙中穿梭的航天器时，可能很少会想到它们面临着一个极其重要的挑战——热环境的控制。
在太空这个极端的环境中，温度的变化范围极大，从炽热的阳光直射下的高温到阴影区域的极寒，这种巨大的温差对航天器的正常运行构成了严重威胁。
为了确保航天器能够在这样恶劣的热环境中稳定工作，热控技术应运而生。
热控技术，简单来说，就是对航天器内部和外部的热量进行有效管理和控制的技术手段。
它就像是航天器的“温度调节器”，确保航天器的各个部件都能在适宜的温度范围内工作。
要理解航天器热控技术，首先得明白太空环境的特殊性。
在太空中，由于没有大气层的保护，航天器直接暴露在太阳辐射、宇宙射线以及真空环境中。
当航天器面向太阳时，表面温度可能会迅速升高到几百摄氏度；而当它转到背阴面时，温度又会急剧下降到零下一百多摄氏度。
这种剧烈的温度变化对航天器的电子设备、材料结构和燃料系统等都可能造成严重损害。
为了应对这种极端的热环境，航天器热控技术采用了多种方法。
其中，隔热是一种常见的手段。
航天器的表面通常会覆盖一层特殊的隔热材料，这些材料具有很低的热导率，可以有效地阻止热量的传递。
就像我们冬天穿的厚棉袄一样，能够阻挡外界的寒冷进入身体。
比如，多层隔热材料（MLI）就是一种常用的隔热手段，它由多层薄的反射屏和间隔层组成，能够反射大部分的太阳辐射，并减少热量的散失。
散热也是热控技术中的关键一环。
对于航天器上产生热量较多的部件，如电子设备，需要通过专门的散热装置将热量散发出去。
常见的散热方式有辐射散热和导热散热。
辐射散热是利用热辐射的原理，将热量以电磁波的形式向周围的空间散发。
而导热散热则是通过热传导的方式，将热量从高温区域传递到低温区域。
为了提高散热效率，航天器上还会使用热管等高效导热装置，热管内部的工作介质在受热端蒸发，在冷却端凝结，从而实现热量的快速传递。
除了隔热和散热，主动热控技术在一些复杂的航天器中也得到了广泛应用。
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。
载人航天技术PPT课件
植机物 物在 和O光2合；作用下把CO2和其它成分转变为有 植物以食物的形式供人食用，O2为人所吸收； 人的氧化废物作为无机营养供给植物，形成闭
环中只有光辐射作为外界的输入，但物质流是 闭合的。
.
26
闭合系统组成
由一组相互独立而又相互联系的分系统组成，包括： 1. 舱内环境控制； 2. 氧气的供应与二氧化碳的处理； 3. 水的处理与供应； 4. 废物处理； 5. 温、湿度控制； 6. 乘员系统（保健、卫生设备、饮食与居住设备）； 7. 航天员与舱外活动生命保障系统。
载人航天技术
——环境控制与生命保障系统
.
1
卫星 技术
+ 再入返 回技术
航天员
可回收 式卫星
+ 环控生 + 保技术
+ 生物载荷
载人飞船 生物卫星
.
2
载人航天器的组成
一般的载人航天器包括： 1. 结构与机构分系统 包括构成载人压力舱及设备舱的壳体；内部支承结构；防
结构；交会对接机构；分离解锁机构；舱门机构及天线、帆板展开机构等。 2. 环境控制与生命保障分系统（以下简称环控与生保系统）环控及生保系统的
需要选择合适的催化剂，使能在室温下反应。
.
31
三.系统工程设计
1. 制定系统工程设计方法的要求和地面规则； 2. 确定可能实现的闭环方案； 3. 建立关于氧和水闭环回路基本物质的系统水
平上的质量平衡； 4. 进行系统水平的综合比较研究，选择最优的
闭环方案； 5. 进行概念设计，制定出分系统的技术要求和
轨道机动，交会，对接．舱 外活动
其中6次登月，3次绕月飞行 空间修理，材料加工，生物 医学，地球资源，天文学等
研究 发射、回收与修理卫星、空
环中只有光辐射作为外界的输入，但物质流是 闭合的。
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闭合系统组成
由一组相互独立而又相互联系的分系统组成，包括： 1. 舱内环境控制； 2. 氧气的供应与二氧化碳的处理； 3. 水的处理与供应； 4. 废物处理； 5. 温、湿度控制； 6. 乘员系统（保健、卫生设备、饮食与居住设备）； 7. 航天员与舱外活动生命保障系统。
载人航天技术
——环境控制与生命保障系统
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卫星 技术
+ 再入返 回技术
航天员
可回收 式卫星
+ 环控生 + 保技术
+ 生物载荷
载人飞船 生物卫星
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载人航天器的组成
一般的载人航天器包括： 1. 结构与机构分系统 包括构成载人压力舱及设备舱的壳体；内部支承结构；防
结构；交会对接机构；分离解锁机构；舱门机构及天线、帆板展开机构等。 2. 环境控制与生命保障分系统（以下简称环控与生保系统）环控及生保系统的
需要选择合适的催化剂，使能在室温下反应。
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三.系统工程设计
1. 制定系统工程设计方法的要求和地面规则； 2. 确定可能实现的闭环方案； 3. 建立关于氧和水闭环回路基本物质的系统水
平上的质量平衡； 4. 进行系统水平的综合比较研究，选择最优的
闭环方案； 5. 进行概念设计，制定出分系统的技术要求和
轨道机动，交会，对接．舱 外活动
其中6次登月，3次绕月飞行 空间修理，材料加工，生物 医学，地球资源，天文学等
研究 发射、回收与修理卫星、空
空间热控制技术(适用于航天)
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
典型航天器的热控PPT演示课件PPT37页
第20页，共37页。
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（除散热面外）在尾流罩部位安装高温隔热屏（防止变轨发动机工作时产生的高热流对舱内的影响）返回舱和推进舱之间的防热罩上也包覆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主动热控措施推进剂贮箱、应急电源、红外地球敏感期、分流调节器等采用主动电加热控温和被动热控相结合4个镉镍电池采取冷板降温，在距后Y框约295mm铆接了3圈液体加热管路热控外回路的全部设备和部件
第13页，共37页。
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。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。
第21页，共37页。
流体回路系统
ZKS
第22页，共37页。
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。电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用2种状态下舱内温度水平的要求。
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。当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器
02 航天器热控制技术 第二章
出了常用的节点有限差分方程，对于特殊情况下节点的有限差分方程
还需要计算者自行推导。
2012-2-7
21
2.1 热传导－导热问题的数值求解
有限差分法求解步骤
（1）建立物理模型－－实际问题必要的简化 （2）建立数学模型－－给出导热过程的控制方程和边界条件 （3）选定节点－－求解区域离散化
（4）建立节点温度方程－－控制方程离散化，使问题由求解偏微分方
非密封航天器 热传导 热对流 热辐射 ▲ ▲ 密封航天器（或舱段） ▲ ▲ ▲
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3
2.1 热传导
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4
2.1 热传导－定义
• 定义：热传导是指在温度差作用下依靠物质微粒（分子、
原子和自由电子）的运动（移动、振动和转动）进行的能
量传递过程。 – 温差存在（温度场存在） – 是物质微粒的运动引起的能量交换，与物体整体运动 无关
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2.1 热传导－变物性问题
关于变物性问题－－以变热导率为例 • 大多数工程材料的热导率是温度的函数，一般表示为线性关 系 0 1 bt • 。
工程上，大多数只关心导热量的大小，而对其准确的温度分布并
不太关心。这时可以简化计算
• 根据傅立叶定律，考虑一维稳态无内热源的导热
t1
λ1
Q
1 2 Rc 1 A 2 A
t1 t 2
A
t2
Rc
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2.1 热传导－热导
热导h和H：热阻的倒数是热导
1 h r A 1 H R
W
W 2 K 2 m K m
一度温差下传递多 少热流密度
航天器热控制PPT课件
.
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。
.
20
9.2 航天器热设计
二、航天器热控技术的特点
.
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
.
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。
.
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
.
航天器热控分系统
-7-
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
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
载人航天技术ppt课件
3
载人航天技术的发展阶段
根据苏、美的经验，从发射无人飞船开始到建立长期性空间站， 花了约三十多年时间，经历了五个阶段。
（1）无人飞船 利用动物（如狗、猩猩）作为乘客对飞船的各 种系统进行轨道飞行及回收试验，为人上天作准备。
（2）单人飞船 试验人对轨道飞行的适应能力，全面验证飞船 的各基本系统。
14
苏联载人航天技术发展简况
名称
单人飞船 （“东方”号）
三人飞船 （“上升”号）
三人飞船 （短“期联空盟间”站号①） （“礼炮”1～5
空号间）站 （“礼炮”6～7
长期号空）间站 （“和平”号）
发射时间
飞船飞 行次数
1961.4～1963.6
6
1964.10～ 1965.3
2
1967.4～1970.6
载人航天技术
——环境控制与生命保障系统
1
卫星 技术
+ 再入返 回技术
航天员
可回收 式卫星
+
环控生 +
保技术
+ 生物载荷
载人飞船 生物卫星
2
载人航天器的组成
一般的载人航天器包括： 1. 结构与机构分系统 包括构成载人压力舱及设备舱的壳体；内部支承结构；防
结构；交会对接机构；分离解锁机构；舱门机构及天线、帆板展开机构等。 2. 环境控制与生命保障分系统（以下简称环控与生保系统）环控及生保系统的
大型空间结构的组装与展开、卫星的回收与维修、从轨道平台 上发射卫星等试验。
（5）长期性（永久性）空间站 是一种模块式组装的大型空间
基地，是从科学试验向轨道生产过渡的空间设施。
4
东方 号飞 船及 其运 载火
箭
5
载人航天技术的发展阶段
根据苏、美的经验，从发射无人飞船开始到建立长期性空间站， 花了约三十多年时间，经历了五个阶段。
（1）无人飞船 利用动物（如狗、猩猩）作为乘客对飞船的各 种系统进行轨道飞行及回收试验，为人上天作准备。
（2）单人飞船 试验人对轨道飞行的适应能力，全面验证飞船 的各基本系统。
14
苏联载人航天技术发展简况
名称
单人飞船 （“东方”号）
三人飞船 （“上升”号）
三人飞船 （短“期联空盟间”站号①） （“礼炮”1～5
空号间）站 （“礼炮”6～7
长期号空）间站 （“和平”号）
发射时间
飞船飞 行次数
1961.4～1963.6
6
1964.10～ 1965.3
2
1967.4～1970.6
载人航天技术
——环境控制与生命保障系统
1
卫星 技术
+ 再入返 回技术
航天员
可回收 式卫星
+
环控生 +
保技术
+ 生物载荷
载人飞船 生物卫星
2
载人航天器的组成
一般的载人航天器包括： 1. 结构与机构分系统 包括构成载人压力舱及设备舱的壳体；内部支承结构；防
结构；交会对接机构；分离解锁机构；舱门机构及天线、帆板展开机构等。 2. 环境控制与生命保障分系统（以下简称环控与生保系统）环控及生保系统的
大型空间结构的组装与展开、卫星的回收与维修、从轨道平台 上发射卫星等试验。
（5）长期性（永久性）空间站 是一种模块式组装的大型空间
基地，是从科学试验向轨道生产过渡的空间设施。
4
东方 号飞 船及 其运 载火
箭
5
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
中国航天长征五号遥三运载火箭航天专题学习PPT演示
长征五号是我国首个自主研制的 新一代大型运载火箭， 创下了多个“第一”与“之最” 阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着夏天的离去，多彩的秋天使者的到来。比起夏天，我更喜欢的那多彩的秋天，喜欢那鲜艳的菊花。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车菊了。 代表了我国运载火箭科技创新 最高水平 长征五号可谓是 名符其实的“大火箭” 与国际同类现役运载火箭相比 已位居世界前列
—长征五号 阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着夏天的离去，多彩的秋天使者的到来。比起夏天，我更喜欢的那多彩的秋天，喜欢那鲜艳的菊花。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车菊了。
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。
“胖五”
阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。
“胖五”
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
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—长征五号 阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着夏天的离去，多彩的秋天使者的到来。比起夏天，我更喜欢的那多彩的秋天，喜欢那鲜艳的菊花。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车菊了。
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。
“胖五”
阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。
“胖五”
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
大火箭有大梦想 大型运载火箭 —长征五号
阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。 阵阵秋风吹来，菊花怒放，这意味着 夏天的 离去， 多彩的 秋天使 者的到 来。比 起夏天 ，我更 喜欢的 那多彩 的秋天 ，喜欢 那鲜艳 的菊花 。 说到菊花，我最喜欢的就是小巧的矢车 菊了。
典型航天器的热控
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
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
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
电动 百叶窗
电加热 控温仪
a
16
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
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
总结
a
12
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
航天器仪器舱结构设计放热设计128页PPT
航天器仪器舱结构设计放热设计
16、自己选择的路、跪着也要把它走 完。 17、一般情况下)不想三年以后的事， 只想现 在的事 。现在 有成就 ，以后 才能更 辉煌。
18、敢于向黑暗宣战的人，心里必须 充满光 明。 19、学习的关键--重复。
20、懦弱的人只会裹足不前，莽撞的 人只能 引为烧 身，只 有真正 勇敢的 人才能 所向披 靡。
6、最大的骄傲于最大的自卑都表示心灵的最软弱无力。——斯宾诺莎 7、自知之明是最难得的知识。——西班牙 8、勇气通往天堂，怯懦通往地狱。——塞内加 9、有时候读书是一种巧妙地避开思考的方法。——赫尔普斯 10、阅读一切好书如同和过去最杰出的人谈话。——笛卡儿
Thank you
பைடு நூலகம்
16、自己选择的路、跪着也要把它走 完。 17、一般情况下)不想三年以后的事， 只想现 在的事 。现在 有成就 ，以后 才能更 辉煌。
18、敢于向黑暗宣战的人，心里必须 充满光 明。 19、学习的关键--重复。
20、懦弱的人只会裹足不前，莽撞的 人只能 引为烧 身，只 有真正 勇敢的 人才能 所向披 靡。
6、最大的骄傲于最大的自卑都表示心灵的最软弱无力。——斯宾诺莎 7、自知之明是最难得的知识。——西班牙 8、勇气通往天堂，怯懦通往地狱。——塞内加 9、有时候读书是一种巧妙地避开思考的方法。——赫尔普斯 10、阅读一切好书如同和过去最杰出的人谈话。——笛卡儿
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பைடு நூலகம்
卫星热控制技术48页PPT
卫 亲和力 。 27、自信是人格的核心。
28、目标的坚定是性格中最必要的力 量泉源 之一， 也是成 功的利 器之一 。没有 它，天 才也会 在矛盾 无定的 迷径中 ，徒劳 无功。- -查士 德斐尔 爵士。 29、困难就是机遇。--温斯顿．丘吉 尔。 30、我奋斗，所以我快乐。--格林斯 潘。
谢谢
11、越是没有本领的就越加自命不凡。——邓拓 12、越是无能的人，越喜欢挑剔别人的错儿。——爱尔兰 13、知人者智，自知者明。胜人者有力，自胜者强。——老子 14、意志坚强的人能把世界放在手中像泥块一样任意揉捏。——歌德 15、最具挑战性的挑战莫过于提升自我。——迈克尔·F·斯特利
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电动 百叶窗
电加热 控温仪
16
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
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。
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。
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
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;
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
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
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
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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
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
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。
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。
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
总结
12
Hale Waihona Puke 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。
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