典型航天器的熱控課件

典型航天器的熱控方案綜述1三個典型航天器嫦娥一號衛(wèi)星神舟載人飛船“阿波羅”登月飛行器2嫦娥一號運行期間軌道環(huán)境及外熱流特點熱控方案被動熱控措施OSR散熱面及多層布局熱管的應用相變材料熱管的結構熱管的應用實例主動熱控特點3運行軌道嫦娥一號衛(wèi)星的主體結構繼承了東方紅三號衛(wèi)星的結構,即中心承力筒加蜂窩板的板式結構,太陽翼采用單自由度對稱雙翼布局。北京時間2007年10月24日18時05分（UTC+8時）左右,嫦娥一號探測器從西昌衛(wèi)星發(fā)射中心由長征三號甲運載火箭成功發(fā)射.衛(wèi)星由長征三號甲運載火箭送入近地點200km,遠地點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-月轉移軌道,最后進入軌道高度為200km的圓形極月使命軌道。途中衛(wèi)星經(jīng)過1次遠地點加速、3次近地點加速、1次中途修正、3次近月點制動共計8次軌控。4運行期間軌道環(huán)境及外熱流特點衛(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)星采用了正飛和側飛兩種飛行姿態(tài)。當β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范圍內(nèi)時衛(wèi)星采用正飛姿態(tài)運行;當β角在其他范圍內(nèi)時,衛(wèi)星采用側飛姿態(tài)。另外,由于太陽、地球及月球的相對運動,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,同時星上設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根預埋熱管。熱管布局時,通過預埋或外貼等方式,利用熱管實現(xiàn)艙板的等溫化設計;而且根據(jù)衛(wèi)星外熱流的特點及星上設備溫度控制需求,利用槽道熱管實現(xiàn)了下艙+Y、-Y艙板間的熱耦合,擴展了熱管網(wǎng)絡的應用范圍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)熱管使用兩邊兩個腔體內(nèi)充裝相變材料,腔體中的肋片起到增強熱管與相變材料熱耦合的作用。8+X面艙板等溫化應用:需要采用增大熱容設計方法,使被控對象溫度波動過大的現(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(孤立散熱面的溫度波動20℃至-20℃),造成被控區(qū)域溫度波動幅度較大,高溫時溫度過高,低溫時需要電功率補償。為了規(guī)避月球紅外熱流的影響,安裝在對月板處的載荷設備的散熱面設在+X板上,利用熱管將X板的散熱面和散熱設備熱耦合進行設備的溫度控制。9+Y板、-Y板間熱耦合采取軸向槽道熱管兩相對艙板間的熱耦合技術,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,同時也降低了光照側蓄電池組的溫度,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主動熱控充分利用星上的數(shù)據(jù)管理設備、遙測遙控設備,加上熱控系統(tǒng)研制的執(zhí)行部件———加熱控制器,形成智能主動控溫系統(tǒng)的物理結構特點:1)對加熱回路狀態(tài)的批處理集中設置,以適應衛(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,實現(xiàn)可控地利用星上的能源2)實現(xiàn)了多個熱敏電阻的聯(lián)合控溫,提供了被控對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)能夠對加熱回路的狀態(tài)設置,如:加熱回路開關狀態(tài)、控溫熱敏電阻使用、控溫閾值、熱敏電阻數(shù)據(jù)有效范圍等參數(shù)通過遙控進行修改,在軌管理能力及故障應急能力顯著增強11神舟載人飛船載人飛船對比一般衛(wèi)星的特點神舟五號飛船簡介熱控方案軌道艙返回艙推進艙流體回路系統(tǒng)總結12神舟五號飛船簡介神舟五號載人飛船是“神舟”號系列飛船之一,是中國首次發(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)射標志著中國成為繼前蘇聯(lián)（現(xiàn)由俄羅斯承繼）和美國之后,第三個有能力獨自將人送上太空的國家。13飛船結構組成軌道艙作為航天員的工作和生活艙,以及用于出艙時的氣閘艙。配有泄復壓控制、艙外航天服支持等功能。內(nèi)部有航天員生活設施。軌道艙頂部裝配有一顆伴飛小衛(wèi)星和5個復壓氣瓶。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,實行軟著陸。推進艙裝有推進系統(tǒng),以及一部分的電源、環(huán)境控制和通訊系統(tǒng),裝有一對太陽能電池板。14載人飛船對比一般衛(wèi)星的特點熱控特點:飛船和載荷發(fā)熱功率大，內(nèi)部熱負荷變化大，控溫精度要求高密封艙內(nèi)采用了風冷系統(tǒng)和流體回路系統(tǒng)對可靠性與安全性要求更高熱設計和熱試驗要適應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，要進行濕度測量和控制15熱控總體方案熱控被動熱控（基礎）主動熱控（重點）MLI涂層熱管流體回路氣體通風風冷回路電動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），要加強散熱被動熱控措施: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)電子儀器設備表面進行黑色陽極氧化處理或者噴涂高發(fā)射率無毒熱控層設置航天員活動區(qū)和儀器區(qū)之間的隔熱罩17主動熱控措施:對推進劑貯箱、鎘鎳電池、相機窗口、紅外地平儀、分流調(diào)節(jié)器等采用主動電加熱控和被動熱控相結合隔熱罩上布置兩路空氣加熱器設置軌道艙熱控風機散熱面外設置電動百葉窗（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個濕度傳感器、一個便攜式風速傳感器軌道艙熱控18返回艙熱控返回艙熱控要保證:航天員活動區(qū)域的空氣溫度在(待發(fā)段、主動段及自主飛行段)為，在返回段低于艙內(nèi)儀器設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未布置冷板而發(fā)熱功率密度大的陀螺組合體與應答機，進行風冷換熱返回前第5圈進行熱控預冷，降低大底儀器與結構部件溫度，充分利用返回艙的熱慣性，從而保證返回著陸時的空氣溫度19返回艙熱控被動熱控措施: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)儀器設備進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熱控措施:設置7塊冷板對儀器設備降溫，并在冷板和儀器設備安裝面間充導熱脂返回艙大底上設置了陀螺熱控風機和應答機熱控風機（提高空氣溫度的基礎上，降低發(fā)熱量大的儀器設備溫度）返回艙還布置了2個濕度傳感器及其轉接盒，用以測量艙內(nèi)空氣相對濕度20推進艙熱控

被動熱控措施柱段儀器圓盤對應處設置散熱面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)動機工作時產(chǎn)生的高熱流對艙內(nèi)的影響）返回艙和推進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)電子儀器設備表面進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熱控措施推進劑貯箱、應急電源、紅外地球敏感期、分流調(diào)節(jié)器等采用主動電加熱控溫和被動熱控相結合4個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備和部件21流體回路系統(tǒng)

ZKS22經(jīng)驗總結以流體回路、氣體通風換熱回路、大面積電動百葉窗為代表的主動熱控技術得到了考核。液體內(nèi)外冷卻回路在熱負荷變化劇烈的情況下,均可有效地進行自動調(diào)節(jié)。通過風機（包括風扇）驅動空氣流經(jīng)儀器設別,或者按照預定的流動方向在艙段內(nèi)循環(huán),產(chǎn)生氣體強迫對流換熱,實現(xiàn)降低儀器設備溫度或拉平密封艙空氣溫濕度,達到控溫目的。電動百葉窗在入軌后全關,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劃簡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阿波羅計劃簡介阿波羅計劃（ApolloProject）,又稱阿波羅工程,是美國從1961年到1972年從事的一系列載人登月飛行任務。（始于1961年5月,1972年12月第6次登月成功結束）,歷時約11年,耗資255億美元。1969年7月16日,巨大的“土星5號”火箭載著“阿波羅11號”飛船從美國肯尼迪角發(fā)射場點火升空,開始了人類首次登月的太空征程。美國宇航員尼爾·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號宇宙飛船跨過38萬公里的征程,承載著全人類的夢想踏上了月球表面。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飛行器。其熱控系統(tǒng)設計方案和實施措施可為我國將來研制載人深空探測航天器熱控系統(tǒng)所借鑒。26飛行器組成阿波羅”登月飛行器包括飛船（包括指令艙和服務艙）和登月艙3個部分組成[2]。在發(fā)射階段,指令艙和服務艙是連接在一起的,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。服務艙前端與指令艙對接,它為航天員提供電氧氣和其它的生保功能,以及發(fā)動機所需的推進劑后端為推進系統(tǒng)主發(fā)動機噴管。服務艙后端為登月艙。登月艙包括兩個艙段,分別稱為上升級和下降級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)設計的基礎上進行研制，其使用的多層隔熱材料、高溫隔熱屏、電加熱控溫系統(tǒng)及通風系統(tǒng)等技術已較為成熟相對于“水星”、“雙子星”飛船和神舟飛船的熱控系統(tǒng)設計，“阿波羅”獨特的熱控手段: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償功率，擴展了單相流體回路的適應性；指令艙涂層設計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艙熱控系統(tǒng)設計的難度；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對流體回路進行輔助散熱。28指令艙和服務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)在低溫工況時允許輻射器部分流體管路凍住，在高溫工況時通過未凍住的流體管路把熱量通過輻射器面板傳導給凍住的流體管路實現(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，能承受解凍時乙二醇水溶液工質(zhì)膨脹帶來的巨大的局部壓力的影響）這種設計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,月球紅外熱流極大通過在指令艙表面包覆聚酯膜,同時讓飛船翻滾達到飛船各個表面均勻受照的熱控設計方案,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”指令艙與服務艙的）在使用升華器的基礎上,耦合了一個蒸發(fā)器進行輔助散熱。蒸發(fā)器通過壁面換熱的形式對乙二醇溶液流體回路進行冷卻,其工質(zhì)為水。內(nèi)部采用的是平板翅片夾層構型,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。當輻射