基本介紹
- 中文名：太空飛行器熱控制
- 外文名：spacecraft thermal control
- 別稱：太空飛行器溫度控制
- 作用：控制太空飛行器內外的熱交換過程
- 理論基礎：傳熱學和工程熱力學
簡介,空間運行段熱控制,被動式熱控制,主動式熱控制,過渡段熱控制,地面段熱控制,發射段熱控制,再入段熱控制,國內外技術發展現狀及方向,國外發展,國內技術現狀,
簡介
太空飛行器是在十分嚴酷的溫度條件下工作的，例如返回式太空飛行器要經歷-200°C以下到 10000°C以上的環境溫度變化。太空飛行器的結構、儀器設備和所載生物都無法承受這樣劇烈的溫度變化。人造地球衛星上的有些紅外遙感器還需要有超低溫工作環境；廣播衛星的大功率行波管要求強化散熱；一些太空飛行器的電子設備艙要求均勻而恆定的溫度環境；太空梭則需要解決多次重複使用的防熱問題。太空飛行器熱控制一般可分為空間運行段熱控制和過渡段熱控制。前者是各類太空飛行器所共用的技術，是太空飛行器熱控制的主要內容;後者除地面段熱控制以外,主要是返回型太空飛行器和進入有大氣行星的空間探測器需要採用的技術。
空間運行段熱控制
被動式熱控制
依靠選取不同的熱控材料和合理的總裝布局來處理太空飛行器內外的熱交換過程，使太空飛行器的各部分溫度在各種工作狀態下都不超出允許的範圍。被動式熱控制本身沒有自動調節溫度的能力，但它簡單可靠，是熱控制的主要手段。
一般常用的技術有：①在太空飛行器外殼表面覆蓋特殊的溫控塗層，以降低表面的太陽吸收率與熱輻射率比值，這是太空飛行器常用的熱控制技術；②在外殼不同部位或儀器之間布置熱管，把熱端的熱量導向冷端，減少部件、儀器之間的溫度差；③在儀器或部件表面包敷多層隔熱材料或低輻射率塗層，防止熱量散失或阻隔其他熱源；④採用在熔化、凝固過程中吸收和釋放熱量的相變材料，例如石蠟、水化物等，以緩和某些元、部件的高低溫交替變化。除此之外太空飛行器內部儀器設備的布局使熱源分布合理並安排足夠的傳熱通道，選擇太空飛行器外殼溫度變化不大的表面作為儀器設備的散熱熱沉，以減少儀器設備的溫度波動。
主動式熱控制
當外熱流或內熱源發生變化時，自動調節太空飛行器內部設備溫度，並保持在規定的範圍之內。主動熱控制根據不同的傳熱方式分為輻射式、對流式和傳導式三種:①輻射式熱控制:當太空飛行器內設備溫度升高或下降時能自動改變表面組合熱輻射率，從而改變散熱能力以保持設備的溫度範圍，如熱控百葉窗和熱控旋轉盤。②對流式熱控制：在具有氣體或流體循環調節的太空飛行器內部改變流體的對流換熱係數以實現溫度調節，這類系統有液體循環和氣體循環兩種。流體在泵或風扇的驅動下將太空飛行器內部熱量引出，流經外部的熱輻射器排向宇宙空間。③傳導式主動熱控制：將太空飛行器內部設備的熱量通過傳導的方式散至外殼表面排向宇宙空間。熱傳導係數可以隨設備的溫度升降而改變，從而對設備溫度起自動調節作用，如接觸導熱開關和可變熱導的熱管。電加熱器也是太空飛行器常用的主動熱控制器件。電加熱絲（片）安裝在被加熱部件上，通過遙控或自動控制加熱。它的結構簡單，使用方便，控制精度較高。
過渡段熱控制
太空飛行器在發射前的地面段、發射段（上升段）和再入地球大氣段或進入其他行星大氣段所採取的熱控制技術。地面段熱控制是各類太空飛行器共用的技術；發射段熱控制僅用於發射時沒有整流罩保護的太空飛行器；再入段或進入段熱控制是返回型太空飛行器或進入有大氣行星的空間探測器採取的熱控制技術。
地面段熱控制
地面段熱控制主要指太空飛行器在發射場的溫度控制。發射場存在四季和晝夜的氣溫變化，為保證太空飛行器的正常測試和適宜的起飛溫度，在發射塔架上設有溫度調節系統。地面段的溫度控制比較容易實現，可以充分利用地面的電源、氣源和低溫系統。夏季採用氟利昂冷卻或其他低溫氣體的表面式或混合式冷卻系統；冬季採用電加熱系統或熱氣系統。
發射段熱控制
發射段熱控制主要指太空飛行器在運載器運送下飛離地面，穿過大氣層進入軌道過程的熱控制。用運載火箭發射太空飛行器時，太空飛行器外面大多套有整流罩，以使太空飛行器內部能保持良好的環境。太空梭運送太空飛行器進入空間時，太空飛行器裝在它的貨艙內，環境條件可以調節和控制。
許多返回型太空飛行器和一些其他太空飛行器用運載火箭發射時不帶整流罩，發射環境比較惡劣，這些太空飛行器在發射段直接經受氣動加熱，溫度迅速增加，入軌後初期受溫升滯後的影響，太空飛行器內部的溫度仍繼續升高，上升段熱控制的任務就是防止太空飛行器結構和儀器設備過熱。主要的措施是：①減少高溫外殼傳給內部儀器設備的熱量；②增加儀器設備的熱容量；③降低太空飛行器在發射時的初始溫度。
再入段熱控制
這是太空飛行器返回技術和進入行星大氣層技術中的一項關鍵技術（見太空飛行器進入技術）。利用大氣阻尼可有效地消除太空飛行器返回地球表面時的巨大動能，但是氣動加熱會引起太空飛行器表面產生高溫。解決方法是降低氣動加熱量，加強太空飛行器的對外輻射散熱和增加殼體的熱容和潛熱，通常需要專門設計再入（進入）防熱結構。
國內外技術發展現狀及方向
目前，太空飛行器主要朝著兩個方向發展，一個是大型套用衛星和長期有人照料的載人空間站，以及太空飛行器的在軌組裝、重構等，另一個是小衛星和微小衛星，必須解決高熱負荷的向外排散、高度集成化所帶來的傳熱問題、遙感器的精密控溫等問題，空間系統攻防和深空探測的興起也對熱控分系統提出了新的要求，與此同時要求縮短研製周期，降低研製費用，提高工作的壽命和可靠性，這些都給太空飛行器熱控制技術帶來了新的挑戰。
國外發展
a.大功率熱量排散技術
隨著太空飛行器功率的不斷提高，熱量的排散技術顯得尤為重要，通信衛星的功率達到10kW以上的水平，最大可以達到18kW國際空間站總功率110kW，熱控分系統輻射器的散熱能力要求達到150kW。在這種情況下，依靠傳統的太空飛行器體裝輻射器己經不能滿足熱量排散的需求，因此必須採用可以兩面散熱的展開式輻射器，以及輻射器的定向和控制技術，以提高輻射器的散熱能力。
b.精密控溫技術
b.精密控溫技術
為得到科學任務的高精度科學數據，要求機械硬體保持尺度的精確穩定。而影響機械穩定的關鍵是硬體的溫度分布。非常精密的溫度控制是保持尺度高穩定性的途徑之一。典型的空間結構如光學裝置、大型天線和用於干涉測量的大型結構。所採用熱控技術包括迴路熱管、主動冷卻迴路、機械熱開關、可變發射率裝置、高性能隔熱組件及相變材料儲熱。在這方面，有代表性的是哈勃望遠鏡，採用了在每個鏡片上設計儘量多的主動控溫迴路的辦法和在只要有漏熱的位置即設定保護加熱器的方法，例如，僅一個球面反射鏡背部就有3fi個精密控溫迴路。迴路位置設定合理，迴路間相互關聯且調整能力較強。哈勃的光學器件的溫度梯度也因此被控制在
2℃範圍之內。
c.深冷環境下熱量的收集和輸運
c.深冷環境下熱量的收集和輸運
對於工作在深冷環境下的遙感器來說，必須解決深冷環境下熱量的收集和輸運問題。國外主要從低溫CPL和LHP方面進行研究，它們可以使探頭和低溫製冷器相分離，這樣減少了製冷器對其的振動和電磁影響，低溫CPL/LHP還有熱二極體的功能，在製冷器停止工作或工作不正常的情況下，可以防止後部的漏熱。1998年在太空梭上進行了以氮為丁質的低溫CPL的飛行試驗，結果表明啟動正常，在80K左右的傳熱能力為2.5W，以氖和氫為工質的地面試驗已經進行，啟動正常、傳熱能力達到數瓦，下一步是要研究以氦為工質的低溫兩相迴路，在2到4K溫度，傳熱能力達到數毫瓦，而稀釋制冷機與氦吸收制冷機可以達到0.1~0.25K的溫度。
國內技術現狀
隨著我國空間技術的發展，太空飛行器熱控制技術也取得了很大的成就，十年來先後開展和完成了以資源二號衛星為代表的對地觀測遙感衛星熱設計，東方紅三號乎台通信衛星和東方紅四號大容量通信衛星的熱設計，新一代返回式衛星熱設計，載人七船熱設計，以及小衛星的熱設計。在這些整星(船)的熱設計過程中，採用了一系列新型熱設計技術，如中等口徑光學遙感器的精密控溫技術、熱管輻射器散熱技術、密封艙整艙精密溫度控制技術、單相主動流體迴路熱控制技術、大面積電動百葉窗技術等。這些技術的採用對於完成上述型號的熱設計起到了至關重要的作用，也使我國太空飛行器的熱設計水平有了一個較大幅度的提高。
通過國際上先進的熱分析軟體的引進、熱分析模型的不斷修改和完善，以及對於熱控材料相關數據的整理和測試，太空飛行器熱分析水平有了很大的提高。目前對於某些積累了一定的飛行試驗數據、熱控設計繼承性較好的型號，熱分析結果與地面試驗及飛行試驗數據相比，大部分的誤差在S℃的範圍內，這樣可以減小地面試驗規模，節省試驗工況，加快研製進度。同時由於熱分析手段和水平的提高，對於隨著系統的複雜程度提高，以及對太空飛行器資源利用的限制，在方案階段更多地開展了分系統的最佳化設計，提高了設計水平。
