典型航天器的熱控課件

典型航天器的熱控方案綜述1三個(gè)典型航天器嫦娥一號(hào)衛(wèi)星神舟載人飛船“阿波羅”登月飛行器2嫦娥一號(hào)運(yùn)行期間軌道環(huán)境及外熱流特點(diǎn)熱控方案被動(dòng)熱控措施OSR散熱面及多層布局熱管的應(yīng)用相變材料熱管的結(jié)構(gòu)熱管的應(yīng)用實(shí)例主動(dòng)熱控特點(diǎn)3運(yùn)行軌道嫦娥一號(hào)衛(wèi)星的主體結(jié)構(gòu)繼承了東方紅三號(hào)衛(wèi)星的結(jié)構(gòu),即中心承力筒加蜂窩板的板式結(jié)構(gòu),太陽翼采用單自由度對(duì)稱雙翼布局。北京時(shí)間2007年10月24日18時(shí)05分（UTC+8時(shí)）左右,嫦娥一號(hào)探測(cè)器從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心由長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭成功發(fā)射.衛(wèi)星由長(zhǎng)征三號(hào)甲運(yùn)載火箭送入近地點(diǎn)200km,遠(yuǎn)地點(diǎn)51000km、傾角31°、周期為16h的超地球同步軌道,之后衛(wèi)星經(jīng)歷調(diào)相軌道、地-月轉(zhuǎn)移軌道,最后進(jìn)入軌道高度為200km的圓形極月使命軌道。途中衛(wèi)星經(jīng)過1次遠(yuǎn)地點(diǎn)加速、3次近地點(diǎn)加速、1次中途修正、3次近月點(diǎn)制動(dòng)共計(jì)8次軌控。4運(yùn)行期間軌道環(huán)境及外熱流特點(diǎn)衛(wèi)星在一年的壽命期間內(nèi),β角(太陽矢量與軌道面的夾角)在0°~360°范圍內(nèi)變化,為保證太陽翼發(fā)電,衛(wèi)星采用了正飛和側(cè)飛兩種飛行姿態(tài)。當(dāng)β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范圍內(nèi)時(shí)衛(wèi)星采用正飛姿態(tài)運(yùn)行;當(dāng)β角在其他范圍內(nèi)時(shí),衛(wèi)星采用側(cè)飛姿態(tài)。另外,由于太陽、地球及月球的相對(duì)運(yùn)動(dòng),在2008年2月21日及2008年8月21日,將出現(xiàn)月食現(xiàn)象。由于在月食期間,衛(wèi)星沒有了外熱流,同時(shí)星上設(shè)備依靠蓄電池組供電,電源使用受到限制5OSR散熱面及多層布局+z面月球紅外輻射外熱流變化大,無外熱流穩(wěn)定散熱面-z面僅受太陽輻照+y面,-y面,+x面,-x面月球紅外輻射太陽輻照MLI覆蓋OSROSR6熱管的使用嫦娥一號(hào)衛(wèi)星熱控系統(tǒng)中共使用了32根熱管=9根外貼熱管+23根預(yù)埋熱管。熱管布局時(shí),通過預(yù)埋或外貼等方式,利用熱管實(shí)現(xiàn)艙板的等溫化設(shè)計(jì);而且根據(jù)衛(wèi)星外熱流的特點(diǎn)及星上設(shè)備溫度控制需求,利用槽道熱管實(shí)現(xiàn)了下艙+Y、-Y艙板間的熱耦合,擴(kuò)展了熱管網(wǎng)絡(luò)的應(yīng)用范圍7相變材料熱管在中間圓形腔體內(nèi)充裝液氨,作為常規(guī)熱管使用兩邊兩個(gè)腔體內(nèi)充裝相變材料,腔體中的肋片起到增強(qiáng)熱管與相變材料熱耦合的作用。8+X面艙板等溫化應(yīng)用:需要采用增大熱容設(shè)計(jì)方法,使被控對(duì)象溫度波動(dòng)過大的現(xiàn)象得到糾正。例如:+X板散熱面在外熱流的作用下,溫度有很大的波動(dòng)(孤立散熱面的溫度波動(dòng)20℃至-20℃),造成被控區(qū)域溫度波動(dòng)幅度較大,高溫時(shí)溫度過高,低溫時(shí)需要電功率補(bǔ)償。為了規(guī)避月球紅外熱流的影響,安裝在對(duì)月板處的載荷設(shè)備的散熱面設(shè)在+X板上,利用熱管將X板的散熱面和散熱設(shè)備熱耦合進(jìn)行設(shè)備的溫度控制。9+Y板、-Y板間熱耦合采取軸向槽道熱管兩相對(duì)艙板間的熱耦合技術(shù),為首次在此類衛(wèi)星上使用,+Y板、-Y板間熱耦合保證蓄電池組間的溫差要求,同時(shí)也降低了光照側(cè)蓄電池組的溫度,減少蓄電池組散熱面面積,為蓄電池度過月食提供了基本保證10主動(dòng)熱控充分利用星上的數(shù)據(jù)管理設(shè)備、遙測(cè)遙控設(shè)備,加上熱控系統(tǒng)研制的執(zhí)行部件———加熱控制器,形成智能主動(dòng)控溫系統(tǒng)的物理結(jié)構(gòu)特點(diǎn):1)對(duì)加熱回路狀態(tài)的批處理集中設(shè)置,以適應(yīng)衛(wèi)星在正常飛行、變軌階段、以及月食階段星上能源供給的限制,實(shí)現(xiàn)可控地利用星上的能源2)實(shí)現(xiàn)了多個(gè)熱敏電阻的聯(lián)合控溫,提供了被控對(duì)象的溫度均勻性和控溫系統(tǒng)的可靠性;3)在蓄電池組溫度控制上實(shí)現(xiàn)了跟蹤控溫功能,為保證蓄電池組間的溫差要求提供了保證;4)能夠?qū)訜峄芈返臓顟B(tài)設(shè)置,如:加熱回路開關(guān)狀態(tài)、控溫?zé)崦綦娮枋褂?、控溫閾值、熱敏電阻?shù)據(jù)有效范圍等參數(shù)通過遙控進(jìn)行修改,在軌管理能力及故障應(yīng)急能力顯著增強(qiáng)11神舟載人飛船載人飛船對(duì)比一般衛(wèi)星的特點(diǎn)神舟五號(hào)飛船簡(jiǎn)介熱控方案軌道艙返回艙推進(jìn)艙流體回路系統(tǒng)總結(jié)12神舟五號(hào)飛船簡(jiǎn)介神舟五號(hào)載人飛船是“神舟”號(hào)系列飛船之一,是中國(guó)首次發(fā)射的載人航天飛行器,于2003年10月15日將航天員楊利偉送入太空。這次的成功發(fā)射標(biāo)志著中國(guó)成為繼前蘇聯(lián)（現(xiàn)由俄羅斯承繼）和美國(guó)之后,第三個(gè)有能力獨(dú)自將人送上太空的國(guó)家。13飛船結(jié)構(gòu)組成軌道艙作為航天員的工作和生活艙,以及用于出艙時(shí)的氣閘艙。配有泄復(fù)壓控制、艙外航天服支持等功能。內(nèi)部有航天員生活設(shè)施。軌道艙頂部裝配有一顆伴飛小衛(wèi)星和5個(gè)復(fù)壓氣瓶。無留軌功能。返回艙形狀似碗,用于航天員返回地球的艙段,與軌道艙相連。裝有用以降落降落傘和反推力火箭,實(shí)行軟著陸。推進(jìn)艙裝有推進(jìn)系統(tǒng),以及一部分的電源、環(huán)境控制和通訊系統(tǒng),裝有一對(duì)太陽能電池板。14載人飛船對(duì)比一般衛(wèi)星的特點(diǎn)熱控特點(diǎn):飛船和載荷發(fā)熱功率大，內(nèi)部熱負(fù)荷變化大，控溫精度要求高密封艙內(nèi)采用了風(fēng)冷系統(tǒng)和流體回路系統(tǒng)對(duì)可靠性與安全性要求更高熱設(shè)計(jì)和熱試驗(yàn)要適應(yīng)不同飛行階段和不同批次工作模式（自主飛行期間保溫和留軌利用期間散熱）航天員呼吸和皮膚排濕，要進(jìn)行濕度測(cè)量和控制15熱控總體方案熱控被動(dòng)熱控（基礎(chǔ)）主動(dòng)熱控（重點(diǎn)）MLI涂層熱管流體回路氣體通風(fēng)風(fēng)冷回路電動(dòng)百葉窗電加熱控溫儀16軌道艙熱控

在自主飛行期間（軌道艙是密封艙，工作儀器發(fā)熱量不大）需減少漏熱；留軌期間（軌道艙是非密封艙，儀器發(fā)熱量大），要加強(qiáng)散熱被動(dòng)熱控措施:開散熱面（內(nèi)外表面ZKS白漆）艙外表面縱向熱管除散熱面外，其他艙外表面MLI，內(nèi)表面粘貼泡沫塑料6塊儀器安裝板（非儀器安裝處）雙面涂高發(fā)射率黑漆ERB-2B艙內(nèi)電子儀器設(shè)備表面進(jìn)行黑色陽極氧化處理或者噴涂高發(fā)射率無毒熱控層設(shè)置航天員活動(dòng)區(qū)和儀器區(qū)之間的隔熱罩17主動(dòng)熱控措施:對(duì)推進(jìn)劑貯箱、鎘鎳電池、相機(jī)窗口、紅外地平儀、分流調(diào)節(jié)器等采用主動(dòng)電加熱控和被動(dòng)熱控相結(jié)合隔熱罩上布置兩路空氣加熱器設(shè)置軌道艙熱控風(fēng)機(jī)散熱面外設(shè)置電動(dòng)百葉窗（葉片外表面貼F46單面鍍鋁膜），以提高自主飛行期間的艙溫和降低留軌期間儀器的工作溫度布置了7個(gè)濕度傳感器、一個(gè)便攜式風(fēng)速傳感器軌道艙熱控18返回艙熱控返回艙熱控要保證:航天員活動(dòng)區(qū)域的空氣溫度在(待發(fā)段、主動(dòng)段及自主飛行段)為，在返回段低于艙內(nèi)儀器設(shè)備溫度在所要求的范圍內(nèi)熱控總體思想:艙外表面涂層，減少散熱限制冷凝干燥器風(fēng)門開度，減少艙內(nèi)空氣向流體回路散熱控制外回路，穩(wěn)定冷凝干燥器入口溫度對(duì)未布置冷板而發(fā)熱功率密度大的陀螺組合體與應(yīng)答機(jī)，進(jìn)行風(fēng)冷換熱返回前第5圈進(jìn)行熱控預(yù)冷，降低大底儀器與結(jié)構(gòu)部件溫度，充分利用返回艙的熱慣性，從而保證返回著陸時(shí)的空氣溫度19返回艙熱控被動(dòng)熱控措施:返回艙外表面噴涂S781-C涂層，減少散熱內(nèi)表面膠接熱管，側(cè)面貼泡沫塑料大底上貼一層聚酰亞胺薄膜壓敏膠帶艙內(nèi)儀器設(shè)備進(jìn)行黑色陽極氧化處理或噴涂高發(fā)射率無毒熱控涂層主動(dòng)熱控措施:設(shè)置7塊冷板對(duì)儀器設(shè)備降溫，并在冷板和儀器設(shè)備安裝面間充導(dǎo)熱脂返回艙大底上設(shè)置了陀螺熱控風(fēng)機(jī)和應(yīng)答機(jī)熱控風(fēng)機(jī)（提高空氣溫度的基礎(chǔ)上，降低發(fā)熱量大的儀器設(shè)備溫度）返回艙還布置了2個(gè)濕度傳感器及其轉(zhuǎn)接盒，用以測(cè)量艙內(nèi)空氣相對(duì)濕度20推進(jìn)艙熱控

被動(dòng)熱控措施柱段儀器圓盤對(duì)應(yīng)處設(shè)置散熱面2平方米外表面包覆MLI（除散熱面外）在尾流罩部位安裝高溫隔熱屏（防止變軌發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)產(chǎn)生的高熱流對(duì)艙內(nèi)的影響）返回艙和推進(jìn)艙之間的防熱罩上也包覆MLI內(nèi)表面噴涂高發(fā)射率的熱控涂層艙內(nèi)電子儀器設(shè)備表面進(jìn)行黑色陽極氧化處理或噴涂高發(fā)射率無毒熱控涂層主動(dòng)熱控措施推進(jìn)劑貯箱、應(yīng)急電源、紅外地球敏感期、分流調(diào)節(jié)器等采用主動(dòng)電加熱控溫和被動(dòng)熱控相結(jié)合4個(gè)鎘鎳電池采取冷板降溫,在距后Y框約295mm鉚接了3圈液體加熱管路熱控外回路的全部設(shè)備和部件21流體回路系統(tǒng)

ZKS22經(jīng)驗(yàn)總結(jié)以流體回路、氣體通風(fēng)換熱回路、大面積電動(dòng)百葉窗為代表的主動(dòng)熱控技術(shù)得到了考核。液體內(nèi)外冷卻回路在熱負(fù)荷變化劇烈的情況下,均可有效地進(jìn)行自動(dòng)調(diào)節(jié)。通過風(fēng)機(jī)（包括風(fēng)扇）驅(qū)動(dòng)空氣流經(jīng)儀器設(shè)別,或者按照預(yù)定的流動(dòng)方向在艙段內(nèi)循環(huán),產(chǎn)生氣體強(qiáng)迫對(duì)流換熱,實(shí)現(xiàn)降低儀器設(shè)備溫度或拉平密封艙空氣溫濕度,達(dá)到控溫目的。電動(dòng)百葉窗在入軌后全關(guān),軌返分離前順利打開,從而兼顧了軌道艙在自主飛行和留軌利用2種狀態(tài)下艙內(nèi)溫度水平的要求。23“阿波羅”登月飛行器阿波羅計(jì)劃簡(jiǎn)介研究此飛行器的意義飛行器的組成熱控方案熱控方案概述具體熱控措施指令艙和服務(wù)艙的熱控單相流體回路指令艙涂層蒸發(fā)器登月艙熱控24阿波羅計(jì)劃簡(jiǎn)介阿波羅計(jì)劃（ApolloProject）,又稱阿波羅工程,是美國(guó)從1961年到1972年從事的一系列載人登月飛行任務(wù)。（始于1961年5月,1972年12月第6次登月成功結(jié)束）,歷時(shí)約11年,耗資255億美元。1969年7月16日,巨大的“土星5號(hào)”火箭載著“阿波羅11號(hào)”飛船從美國(guó)肯尼迪角發(fā)射場(chǎng)點(diǎn)火升空,開始了人類首次登月的太空征程。美國(guó)宇航員尼爾·阿姆斯特朗、埃德溫·奧爾德林、邁克爾·科林斯駕駛著阿波羅11號(hào)宇宙飛船跨過38萬公里的征程,承載著全人類的夢(mèng)想踏上了月球表面。25研究此飛行器的意義“阿波羅”登月飛行器是目前唯一完成脫離地球軌道飛行的載人深空探測(cè)飛行器。其熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案和實(shí)施措施可為我國(guó)將來研制載人深空探測(cè)航天器熱控系統(tǒng)所借鑒。26飛行器組成阿波羅”登月飛行器包括飛船（包括指令艙和服務(wù)艙）和登月艙3個(gè)部分組成[2]。在發(fā)射階段,指令艙和服務(wù)艙是連接在一起的,如圖1所示。指令艙是航天員在飛行中生活和工作的座艙也是全飛船的控制中心。服務(wù)艙前端與指令艙對(duì)接,它為航天員提供電氧氣和其它的生保功能,以及發(fā)動(dòng)機(jī)所需的推進(jìn)劑后端為推進(jìn)系統(tǒng)主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管。服務(wù)艙后端為登月艙。登月艙包括兩個(gè)艙段,分別稱為上升級(jí)和下降級(jí)27熱控方案概要“阿波羅”登月飛船熱控系統(tǒng)在水星和“雙子星”飛船熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上進(jìn)行研制，其使用的多層隔熱材料、高溫隔熱屏、電加熱控溫系統(tǒng)及通風(fēng)系統(tǒng)等技術(shù)已較為成熟相對(duì)于“水星”、“雙子星”飛船和神舟飛船的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)，“阿波羅”獨(dú)特的熱控手段:停滯式輻射器為熱排散系統(tǒng)的流體回路系統(tǒng)減少了系統(tǒng)在低溫工況所需的補(bǔ)償功率，擴(kuò)展了單相流體回路的適應(yīng)性；指令艙涂層設(shè)計(jì)方案減少了指令艙同外部空間的熱交換，降低了指令艙和服務(wù)艙熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度；消耗性相變熱排散系統(tǒng)為流體回路系統(tǒng)提供了輔助散熱的手段，可在輻射器散熱能力不足時(shí)對(duì)流體回路進(jìn)行輔助散熱。28指令艙和服務(wù)艙的熱控措施流體回路系統(tǒng)單相流體回路為核心的熱控方案，工質(zhì)為乙二醇水溶液，流量為90.8kg/hr，使用停滯式輻射器其工作原理是:系統(tǒng)在低溫工況時(shí)允許輻射器部分流體管路凍住，在高溫工況時(shí)通過未凍住的流體管路把熱量通過輻射器面板傳導(dǎo)給凍住的流體管路實(shí)現(xiàn)快速解凍。（通過選擇合適的材料和管壁厚度，流體管路的承壓能力大大增強(qiáng)，能承受解凍時(shí)乙二醇水溶液工質(zhì)膨脹帶來的巨大的局部壓力的影響）這種設(shè)計(jì)方案使得輻射器有效輻射面積顯著減小，極大地減少了系統(tǒng)向外太空排散的熱量。2930指令艙涂層“阿波羅”登月飛行器在轉(zhuǎn)移軌道飛行或遭遇月影期間,外熱流極低；而在環(huán)月軌道飛行時(shí),月球紅外熱流極大通過在指令艙表面包覆聚酯膜,同時(shí)讓飛船翻滾達(dá)到飛船各個(gè)表面均勻受照的熱控設(shè)計(jì)方案,減少飛船同環(huán)境熱流的交換并使涂層表面溫度滿足要求31蒸發(fā)器

“流體回路（阿波羅”指令艙與服務(wù)艙的）在使用升華器的基礎(chǔ)上,耦合了一個(gè)蒸發(fā)器進(jìn)行輔助散熱。蒸發(fā)器通過壁面換熱的形式對(duì)乙二醇溶液流體回路進(jìn)行冷卻,其工質(zhì)為水。內(nèi)部采用的是平板翅片夾層構(gòu)型,流道為叉流布置方式。其內(nèi)核由焊接的帶鰭乙二醇流道簇單元,每一層的外表面焊接帶鰭蒸汽流道組成。當(dāng)輻射