1、,航天器熱控制 Thermal Control of Spacecraft,第九章,問題： 1、航天器熱控制的基本概念？ 2、航天器熱控制的主要手段？ 3、航天器熱控制系統(tǒng)的典型部件？,9.1概述 9.2航天器熱設(shè)計(jì) 9.3航天器熱控制技術(shù) 9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例 9.5 航天器熱控制技術(shù)展望,哈勃望遠(yuǎn)鏡的太陽能帆板表面溫度情況 圖左：在地球陰影中時(shí)其表面溫度為110左右 圖右：在太陽照射下其表面溫度為120左右,9.1概述,1987年2月，美國(guó)的GOES7入軌后，其有效載荷控制裝置限定的溫度立即升至35度，而工作安全溫度為15-25度，經(jīng)搶救而恢復(fù)正常,9.1概述,9.1概述,我國(guó)航天

2、器熱控技術(shù)的奠基人：閔桂榮院士,請(qǐng)問：熱傳遞有哪幾種形式。,9.1概述,請(qǐng)問：熱傳遞有哪幾種形式。,9.1概述,傳導(dǎo) 對(duì)流 輻射,傳導(dǎo)（傅理葉定律）,：?jiǎn)挝粫r(shí)間內(nèi)傳導(dǎo)的熱量 ：材料的導(dǎo)熱率（W/Km） ：材料的橫截面積（m2） ：材料兩端的溫度差（K） ：熱傳輸距離（m）,9.1概述,輻射（斯蒂芬-玻爾茲曼定律）,：?jiǎn)挝粫r(shí)間內(nèi)輻射的熱量 ：斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)（5.6710-8W/m2K4） ：輻射系數(shù)（01） ：輻射體的表面積（m2） ：黑體的溫度（K）,9.1概述,一、航天器熱控制任務(wù)和功能 控制航天器內(nèi)外的熱交換過程，保證航天器各個(gè)部位及星上儀器設(shè)備在整個(gè)任務(wù)期間都處于正常工作的溫度范圍

3、。,9.1概述,熱總體！,二、航天器飛行熱環(huán)境 空間的各種環(huán)境條件，真空、低溫、微重力、太陽輻射以及地球和其它行星熱輻射等，它們是航天器熱控系統(tǒng)首先要滿足的環(huán)境條件，因此對(duì)航天器熱控制方法與設(shè)計(jì)起決定作用。,9.1概述,1. 高真空 空間處于極高真空狀態(tài)，這就決定了航天器與外部環(huán)境的熱交換幾乎僅以輻射的方式進(jìn)行，而在地面上經(jīng)常存在的氣體對(duì)流換熱可忽略不計(jì)。 利 弊,9.1概述,高真空會(huì)對(duì)許多材料、運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、元器件產(chǎn)生不良影響： 材料蒸發(fā)溫控涂層表面加速蒸發(fā)，器件表面污染 干摩擦和冷焊 熱控制機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)部件阻尼增大或者卡死 熱阻加大，溫差增大 傳熱面之間僅存在固體點(diǎn)接觸,9.1概述,2. 空間低溫

4、 宇宙空間背景上的輻射能量相當(dāng)于3K絕對(duì)黑體輻射。 可以認(rèn)為航天器的自身輻射全部進(jìn)入宇宙空間，即空間對(duì)航天器是黑體。,9.1概述,1964年美國(guó)貝爾實(shí)驗(yàn)室的彭齊亞斯和威爾遜發(fā)現(xiàn)宇宙背景輻射現(xiàn)象，美國(guó)普林斯頓大學(xué)的一個(gè)研究小組預(yù)言，宇宙空間有著3K左右的背景輻射存在。（2.76K）,3. 微重力 地面上依靠氣體自然對(duì)流散熱的儀器熱量排散受阻，溫度則很快升高，在地面進(jìn)行模擬實(shí)驗(yàn)時(shí)十分困難。 對(duì)傳熱器件的有利影響：熱管在微重力條件下可以不考慮其幾何位置的影響，一些主動(dòng)溫控裝置也因重力的減小而比較容易驅(qū)動(dòng)和控制。,9.1概述,三、航天器熱源 航天器的熱源主要是太陽輻射、地球（月球和各行星）的熱輻射及它

5、們對(duì)太陽輻射的反射、航天器內(nèi)部熱源等。,9.1概述,地球反照,地球紅外輻射,太陽輻射,航天器向外輻射熱能,航天器內(nèi)部熱源,1. 太陽輻射 太陽是一個(gè)巨大的高溫?zé)彷椛潴w，在地球大氣層外距太陽為一個(gè)天文單位處，輻射密度約為1358 W/，一年四季略有變化。 太陽輻射光譜對(duì)航天器熱平衡也會(huì)產(chǎn)生較大影響。,9.1概述,2. 地球及其它行星熱輻射 地球的能量主要來自于太陽輻射，落于全地球的太陽輻射率為1.71014KW。這些能量大約2/3被地球及其大氣所吸收，它轉(zhuǎn)化為熱能以后以長(zhǎng)波輻射的方式輻射到空間去，即地球的紅外輻射。 其余的太陽輻射被地球反射到空間去，稱為地球反照。,9.1概述,一、熱設(shè)計(jì)的任務(wù)

6、根據(jù)航天器飛行任務(wù)的要求及航天器工作期間所要經(jīng)受的內(nèi)、外熱負(fù)荷的狀況，采取各種熱控制措施來組織航天器內(nèi)、外的熱交換過程，保證航天器在整個(gè)運(yùn)行期間所有的儀器設(shè)備、生物和結(jié)構(gòu)件的溫度水平都保持在規(guī)定的范圍內(nèi)。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),二、航天器熱控技術(shù)的特點(diǎn) 航天器的熱控技術(shù)在原理上與工業(yè)生產(chǎn)熱控技術(shù)相同，但是由于航天器的熱控要求及所處的環(huán)境條件特殊而具有特殊性。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),1. 滿足各種溫度要求 限制溫度變化范圍：常溫要求 恒定部件溫度水平：恒溫要求 勻化部件溫度：等溫要求 控制極限溫度：高低溫要求,9.2航天器熱設(shè)計(jì),9.2航天器熱設(shè)計(jì),星上部分組件/元件溫度要求,9.2航天器熱設(shè)計(jì),S

7、pitzer空間紅外望遠(yuǎn)鏡，其望遠(yuǎn)鏡鏡片的表面溫度必須保持幾十K左右。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),2. 適應(yīng)變化大的熱環(huán)境 地面段：航天器發(fā)射前的溫度在預(yù)定的范圍內(nèi) 上升段：星內(nèi)氣體對(duì)流減小直至消失 軌道段：輻射 返回段：自然對(duì)流由無到有，外殼氣動(dòng)加熱,9.2航天器熱設(shè)計(jì),3. 提高通用性及應(yīng)變能力 應(yīng)該十分注重通用性設(shè)計(jì)。 熱控系統(tǒng)在整個(gè)飛行期間一直需要發(fā)揮功能，應(yīng)具備較強(qiáng)的適應(yīng)能力，有較好的自動(dòng)調(diào)節(jié)性能。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),4. 滿足航天器總體要求 航天器的總體方案對(duì)熱控制系統(tǒng)的質(zhì)量、能源消耗有嚴(yán)格的限制，對(duì)系統(tǒng)的可靠性及壽命有較高的要求。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),5. 實(shí)現(xiàn)與星上各系統(tǒng)的最佳配合

8、 航天器是一個(gè)多系統(tǒng)的綜合體，各系統(tǒng)要協(xié)同工作，熱控系統(tǒng)與其它系統(tǒng)的熱交換、機(jī)械接觸和電路聯(lián)系將直接或間接的影響到熱控系統(tǒng)的狀態(tài)。,9.2航天器熱設(shè)計(jì),三、熱設(shè)計(jì)依據(jù) (1)航天器任務(wù)和特點(diǎn)； (2)航天器軌道參數(shù)； (3)航天器空間環(huán)境條件； (4)航天器設(shè)計(jì)壽命與可靠性指標(biāo)； (5)航天器結(jié)構(gòu)外形與材料特性；,9.2航天器熱設(shè)計(jì),(6)航天器總體布局； (7)航天器飛行程序與姿態(tài)狀況； (8)航天器各種儀器的外形尺寸、質(zhì)量、熱容量、耗散熱功率、工作模式與溫度要求； (9)航天器分配給熱控制系統(tǒng)的質(zhì)量指標(biāo)； (10)航天器分配給熱控制系統(tǒng)的功耗指標(biāo)； (11)航天器在發(fā)射架上的環(huán)境條件。,一

9、、熱控制技術(shù) 按控制的原理劃分為： 被動(dòng)熱控制 主動(dòng)熱控制,9.3航天器熱控制技術(shù),1. 被動(dòng)熱控制技術(shù) 開環(huán)控制。控制過程中被控對(duì)象的溫度變化無反饋?zhàn)饔?，例如：選擇具有一定熱物理性能的結(jié)構(gòu)材料、表面涂層、隔熱材料、相變材料及熱管等措施，選擇一定的外形設(shè)計(jì)，合理安排星體表面與空間環(huán)境之間及星體內(nèi)部?jī)x器部件之間的熱傳遞，使航天器各部分處于期望的溫度范圍內(nèi)。 優(yōu)點(diǎn)：技術(shù)簡(jiǎn)單，運(yùn)行可靠，工作壽命長(zhǎng)及經(jīng)濟(jì)性能好。,9.3航天器熱控制技術(shù),2. 主動(dòng)熱控制技術(shù) 閉環(huán)控制。在控制過程中被控制對(duì)象的溫度可反饋到熱控制機(jī)構(gòu)上，通常具有溫度敏感器、控制器和執(zhí)行器。 優(yōu)點(diǎn)：可適時(shí)調(diào)節(jié)被控對(duì)象的傳熱特性，它對(duì)外部變

10、化反應(yīng)靈活，溫度調(diào)節(jié)精度高，但在壽命和可靠性方面受到限制，質(zhì)量與能耗也相應(yīng)增加。 當(dāng)熱控條件十分惡劣或要求溫度控制在幾度的變化范圍內(nèi)時(shí),主動(dòng)熱控是必須的。,9.3航天器熱控制技術(shù),二、被動(dòng)熱控制技術(shù) 1. 熱控涂層 各種熱控表面，其熱輻射性質(zhì)主要由太陽輻射吸收率和星體外表面輻射率來體現(xiàn)。 太陽輻射吸收率越大，表明其吸收太陽輻射的能力越強(qiáng)； 星體外表面輻射率越大，表明其向外輻射熱能的能力越強(qiáng)。,9.3航天器熱控制技術(shù),(1) 涂料型涂層：應(yīng)用最廣。 有機(jī)白漆:0.15-0.27,:0.86-0.95； 有機(jī)黑漆:0.89-0.95,:0.88-0.96； 有機(jī)灰漆:介于白黑之間； 有機(jī)金屬漆:0

11、.24-0.31,:近似為1 (2) 電化學(xué)涂層： 陽極氧化涂層：:0.12-0.16,:0.6-0.8 鋁光亮陽極氧化涂層、電鍍 (3) 二次表面鏡涂層： 對(duì)可見光透明的表層薄膜對(duì)可見光反射的真空鍍膜金屬底構(gòu)成。 極低，常用于局部增加散熱 (4) 其它涂層： 溫控帶、低溫固化低放氣涂層、織物涂層等,9.3航天器熱控制技術(shù),9.3航天器熱控制技術(shù),有機(jī)白漆,2. 多層隔熱材料 防止熱的流入或流出。 一般由多層金屬反射屏構(gòu)成，溫度高：金屬箔；溫度低：金屬膜。,9.3航天器熱控制技術(shù),9.3航天器熱控制技術(shù),金屬箔防熱材料,9.3航天器熱控制技術(shù),金屬箔防熱材料,3. 熱管 管內(nèi)充特殊液體（如氨、

12、氟里昂等），內(nèi)壁為多孔毛細(xì)槽道芯材,9.3航天器熱控制技術(shù),吸熱段液體蒸發(fā)，吸熱；冷卻段冷凝放熱，液體沿毛細(xì)管回到吸熱段,9.3航天器熱控制技術(shù),4. 相變熱控材料 利用相變材料在相變過程中吸或放熱而溫度基本上保持不變的特性來實(shí)現(xiàn)周期性發(fā)熱設(shè)備的控制。 如阿波羅15號(hào)月球車上的3個(gè)相變材料熱控系統(tǒng)，液固型,9.3航天器熱控制技術(shù),二、主動(dòng)熱控制技術(shù) 1. 輻射式主動(dòng)熱控方法,9.3航天器熱控制技術(shù),改變蒙皮發(fā)射率來控制Tp：熱控百葉窗。,9.3航天器熱控制技術(shù),電動(dòng)百葉窗原理,輻射器 （高輻射率）,葉片 （低輻射率）,9.3航天器熱控制技術(shù),2. 電加熱 通過電加熱來實(shí)現(xiàn)增溫。,9.3航天器熱

13、控制技術(shù),9.3航天器熱控制技術(shù),3. 傳導(dǎo)式主動(dòng)熱控方法 通過控制熱傳導(dǎo)途徑上的熱阻來實(shí)現(xiàn)溫控。 如接觸式熱開關(guān)和可控?zé)峁堋?9.3航天器熱控制技術(shù),4. 對(duì)流主動(dòng)熱控方法 在空間環(huán)境中，(1)嚴(yán)格密封；(2)強(qiáng)制對(duì)流 氣體循環(huán)系統(tǒng)、液體循環(huán)系統(tǒng)、兩相流體循環(huán)系統(tǒng),9.3航天器熱控制技術(shù),9.3航天器熱控制技術(shù),兩相流體循環(huán)系統(tǒng)是美國(guó)技術(shù)演示驗(yàn)證衛(wèi)星ST8重點(diǎn)演示的四項(xiàng)鍵技術(shù)之一,算例： 衛(wèi)星正方體，邊長(zhǎng)0.3m； 四面貼太陽能帆板。透射系數(shù)0，反射系數(shù)0.05，吸收系數(shù)0.95，帆板輻射系數(shù)0.85。立方體頂部和底部用多層隔熱材料覆蓋，輻射系數(shù)和吸收系數(shù)都為0。 衛(wèi)星平臺(tái)運(yùn)行時(shí)功耗11.5

14、W，而在有效載荷工作時(shí)，最高需要額外的20W功耗。 當(dāng)有一塊太陽能帆板完全被陽光照射，求此時(shí)有效載荷運(yùn)行時(shí)衛(wèi)星達(dá)到的熱平衡溫度。若衛(wèi)星進(jìn)入日蝕區(qū)（此時(shí)有效載荷不工作），情況又如何？忽略來自地球的熱輻射（237W/m2）。,9.3航天器熱控制技術(shù),1）航天器總面積航天器高寬帆板個(gè)數(shù)0.36m2；陽光照射到的面積0.09m2。 2）載荷工作期間，太陽光輸入陽關(guān)照射面積太陽能輸入帆板吸收系數(shù)116.11W；內(nèi)部消耗平臺(tái)功耗+載荷功耗31.5W；照射期總熱量147.61W 3）照射期總熱量（輻射）輸出總熱量 T30.56C 4）日蝕期功耗 （輻射）輸出總熱量 T-112.70C,9.3航天器熱控制技術(shù)

15、,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,一、“實(shí)踐1號(hào)”衛(wèi)星的熱控系統(tǒng),“實(shí)踐1號(hào)”衛(wèi)星是中國(guó)的第2顆人造地球衛(wèi)星，是一顆科學(xué)探測(cè)和技術(shù)試驗(yàn)衛(wèi)星。主要任務(wù)： (1) 試驗(yàn)太陽能電池和鎘鎳電池供電系統(tǒng)、輻射式主動(dòng)無源溫控系統(tǒng)、長(zhǎng)壽命遙測(cè)設(shè)備及無線電線路在空間環(huán)境下長(zhǎng)期工作性能； (2) 測(cè)量高空磁場(chǎng)、X射線、宇宙射線、外熱流等空間環(huán)境參數(shù)。衛(wèi)星上的探測(cè)儀器有紅外地平儀、太陽角計(jì)等。,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,1971年3月3日用“長(zhǎng)征1號(hào)”運(yùn)載火箭在酒泉發(fā)射入軌。原設(shè)計(jì)壽命為1年，實(shí)際在軌工作約8年。衛(wèi)星在軌期間星上長(zhǎng)期工作的遙測(cè)系統(tǒng)一直清晰地向地面發(fā)回遙測(cè)信號(hào)。對(duì)接收到的遙測(cè)數(shù)據(jù)分析表明，衛(wèi)星上的

16、電源系統(tǒng)、遙測(cè)系統(tǒng)、溫控系統(tǒng)性能良好。由于它的遙測(cè)信號(hào)長(zhǎng)期穩(wěn)定地向地面發(fā)射而引起世人注目，為中國(guó)以后設(shè)計(jì)和制造長(zhǎng)壽命衛(wèi)星提供了寶貴的經(jīng)驗(yàn)。,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,“實(shí)踐1號(hào)”衛(wèi)星初期姿態(tài)自旋穩(wěn)定，運(yùn)行軌道參數(shù)為：近地點(diǎn)455.3公里，遠(yuǎn)地點(diǎn)1430.2公里，傾角69.2度。衛(wèi)星重221公斤，外形為72面體，近似球形，直徑1米。設(shè)主艙、副艙I、副艙、信標(biāo)機(jī)艙和應(yīng)答機(jī)艙。主艙經(jīng)玻璃鋼支架固定在下框上，其余4個(gè)小艙分布在腰帶上。,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,“實(shí)踐1號(hào)”衛(wèi)星熱控制示意圖,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,熱控方案: 星體表面采用鋁光亮陽極氧化涂層，其太陽吸收率對(duì)半球發(fā)射率之比為

17、0.45-0.55 蒙皮內(nèi)表面噴涂F-650白漆，半球發(fā)射率0.85，以增強(qiáng)星內(nèi)的輻射換熱。 星內(nèi)主艙采用多層隔熱材料包扎并留出適當(dāng)?shù)呐摫砻婷娣e噴上涂層用于散熱。 副艙I的發(fā)熱功率較小，而且變化倍率大。因此，除包扎多層隔熱材料外，還采用百葉窗主動(dòng)熱控機(jī)構(gòu)。,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,“實(shí)踐2號(hào)”衛(wèi)星的主要任務(wù)是探測(cè)空間物理環(huán)境、試驗(yàn)太陽電池陣對(duì)日定向姿態(tài)控制和大容量數(shù)據(jù)存貯等新技術(shù)。在衛(wèi)星上安裝的主要深測(cè)儀器有熱電離計(jì)、太陽X射線探測(cè)器、太陽紫外探測(cè)器、磁強(qiáng)計(jì)、太陽角計(jì)、閃爍計(jì)數(shù)器、短波紅外輻射器、長(zhǎng)波紅外輻射器、紅外地平儀、半導(dǎo)體電子方向探測(cè)器、半導(dǎo)體質(zhì)子方向探測(cè)器等。,二、“實(shí)踐2號(hào)”

18、衛(wèi)星的熱控系統(tǒng),9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,“實(shí)踐2號(hào)”是自旋穩(wěn)定的衛(wèi)星，轉(zhuǎn)速為15-20r/min。衛(wèi)星的運(yùn)行軌道參數(shù)為：近地點(diǎn)237公里，遠(yuǎn)地點(diǎn)1622公里，傾角60度。衛(wèi)星重257公斤，外形為八面棱柱體，其外接球直徑為1.23米，高為1.1米。殼體分上下二部分，星體外布有四塊對(duì)稱的太陽帆板，星體對(duì)太陽定向。,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,9.4航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)實(shí)例,整體熱控方案： 星體外表面采用隔熱措施，并配以百葉窗系統(tǒng)來控制全星的溫度。 頂部，采用隔熱夾層剛性結(jié)構(gòu)，外面安裝有太陽能電池板。 柱面和底面采用多層隔熱材料，無帆板的四個(gè)柱面上，有散熱窗口，布置百葉窗。全星發(fā)熱功率的63由百葉窗直接向空間散熱，其余的發(fā)熱功率經(jīng)多層隔熱材料漏至空間。 在井字梁上的18個(gè)儀器，在安裝面涂覆導(dǎo)熱硅脂，加強(qiáng)熱傳導(dǎo)。,9.5 航天器熱控制技術(shù)展望,1.熱管理系統(tǒng)的研究 對(duì)熱環(huán)境和熱行為進(jìn)行統(tǒng)一的調(diào)節(jié)、分配和管理 2.兩相流體回路熱控技術(shù)的研究 對(duì)于大型空間站意義重大 3. 適應(yīng)高熱負(fù)荷的熱輻射器研究 可組裝式、