為使太空飛行器的熱參數，如溫度、溫度差和濕度等滿足總體設計要求而選用並安裝在太空飛行器上的設備和部件的集合。太空飛行器熱控系統是太空飛行器眾多重要系統之一。
為滿足太空飛行器在發射前準備階段、上升段，軌道運行及再入段對熱參數的要求，控制熱環境對太空飛行器的影響，排散因太空飛行器設備工作而產生的廢熱，為航天員及搭裁生物提供適宜的熱環境，必須選用各種熱控設備和部件，並通過設計使骯天器設備的溫度、溫變差以及密封艙內氣體的濕度保持在總體規定的技術指標範圍內，確保太空飛行器飛行任務的完成。太空飛行器熱控系統與總體及其他系統密切相關，設備散熱問題是影響總體布局的重要因素，熱控設備和部件的廣泛分布也會對總體布局產生影響；熱控系統為其他系統創造適合工作的熱環境，而這些系統也必須滿足熱接口的要求。太空飛行器熱控系統通常由熱控塗層、熱管、多層隔熱組件、控溫儀，電加熱器、風扇、流體迴路、濕度調節裝置、百葉窗和相變控溫裝置等組成。
基本介紹
- 中文名：太空飛行器熱控系統
- 外文名：thermal control system for space craft
必要性,組成,技術要求,任務,
必要性
太空飛行器熱控的必要性：太空飛行器所處的太空環境的惡劣性——如果不採取任何熱控措施，衛星上的部件、設備所處的溫度範圍可能在零下一百多攝氏度到零上一百多攝氏度。
目前星上使用的材料（含由其構造的部件、設備），都有一個性能和功能都正常發揮作用的工作溫度範圍，因此，對太空飛行器採取熱控制是十分必要的。
組成
太空飛行器熱控系統組成太空飛行器熱控系統主要由如下6個子系統組成：1)熱設計與熱計運算元系統；2)被動熱控子系統；3)流體冷卻迴路子系統；4)主動熱控子系統；5)測控與地面調溫子系統；6)真空熱試驗子系統。
熱設計與熱計運算元系統
太空飛行器的熱設計是控制太空飛行器與空間環境的熱交換量，以及調整太空飛行器內部熱量的吸收、貯存、傳遞和向空間的排散，使太空飛行器結構部件和艙內外儀器設備處於要求的溫度範圍之內，且為航天員提供生存與舒適的溫度、濕度和通風環境的設計。
熱設計與熱計算的工作原理與過程，首先根據太空飛行器總體布局、結構、軌道、姿態和內部熱源等條件，劃分若干個等溫節點，建立簡化的數學模型，考慮各種熱控措施的可用性、工藝性、空間穩定性、熱控系統重量、功耗、經濟性、可靠性等因素，通過熱分析計算，求出太空飛行器或其一定部位最佳穩定變化範圍所需採用的熱控措施及其性能參數的方法。
通常，在太空飛行器熱設計中，以被動熱控措施為主，主動熱控措施為輔的方針考慮，這是因為被動熱控技術簡單可靠。但是，對於一些技術複雜，溫度控制水平和精度要求高、內外熱環境變化大的太空飛行器，需要採用以主動熱控措施為主，以被動熱控措施為輔的熱設計。這樣，在實際設計中首先考慮主動熱控措施作為方案的重點，再以被動熱控方法配合。這種設計，可能達到更大的熱控能力與較高的控溫精度，比如載人太空飛行器或特定的太空飛行器。太空飛行器熱設計按飛行階段，可分為地面待射階段凋溫設計、上升段熱設計，在軌運行段熱設計、返回與著陸段熱設計。熱設汁的重點是軌道運行段熱設計：在軌運行段熱設計可分為：太空飛行器外熱流計算、艙體溫室分布計算、艙內儀器與氣體溫度分布計算，按太空飛行器結構又可分為太空飛行器整體熱設計、艙段熱設計、部件熱設計和儀器設備熱設計。載人太空飛行器在軌運行階段必須提供航天員生活必需的大氣與通風環境條件，又必須採用流體冷卻迴路系統。在熱設計過程中，除了要考慮衛星熱設計所需考慮的輻射與傳導傳熱外，還要考慮氣體與液體的對流換熱。另外，由於載人，在上升段熱設計與返回著陸熱設計中，也要保證航天員生存的溫度環境條件，這些均是衛星熱設計所沒有的。在太空飛行器熱設計與熱分析計算方面，中國已形成了一整套方法與標準，具有多種不同的軟體，並在不斷地完善這些軟體，使熱計算結果更符合軌道實際運行情況，使熱設計能更好地滿足太空飛行器在軌溫度要求。中國也引進了美國軟體NEVADA與SINDA/FLUINT，分別用來計算空間外熱流與太空飛行器溫度，這些引進的軟體，常用來作為國內軟體計算結果的校核計算。
被動熱控子系統
被動熱控制是依靠選擇熱控材料、器件和合理的總體布局來控制太空飛行器熱交換的技術。被動熱控制技術，是衛星熱控最基本最主要的熱控技術。對載人太空飛行器而言，為充分發揮液體冷卻迴路系統的作用，使它更有效，被動熱控制技術，用於隔離空間環境對太空飛行器內部的熱影響，太空飛行器固定區域外表面的散熱，以及太空飛行器內部結構部件與儀器設備的保溫與散熱。被動熱控制技術包括：熱控塗層、多層隔熱材料、低密度泡沫塑膠、導熱填料、相變材料、導熱膠等。被動熱控技術，無運動部件，又無需消耗電能，具有技術簡單，運行可靠、壽命長及經濟性能好等優點。因此，在考慮熱設計方案時，首先考慮採用被動熱控措施，只有在被動熱控不能滿足儀器溫度要求時，才採用主動熱控，對載人太空飛行器而言，被動熱控措施除了像非載人太空飛行器一樣要求材料熱性能好、重量輕、放氣率低、耐空間輻照與原於氧環境外，對這些材料還有無毒、低吸水、不可燃或阻燃的要求。
對載人太空飛行器而言，通常，除少部分固定的散熱面採用熱控塗層外，為了隔離在軌空間環境的影響，提高整個太空飛行器的控溫精度，在太空飛行器的其餘表面均包覆多層隔熱材料：為了隔離與阻止在軌空間環境與返回氣動加熱環境的影響，提高艙內周向溫度均勻性，在航天員生活的艙段內部表面，常常採用貼上低密度耐溫阻燃、低吸水的泡沫塑膠；為了提高載人艙段內部壁溫的均勻性，防止在艙壁低溫處結露，有時在艙壁內部還採用熱管來拉平艙壁周向溫差。這些均是載人太空飛行器特有的要求。
對載人太空飛行器而言，通常，除少部分固定的散熱面採用熱控塗層外，為了隔離在軌空間環境的影響，提高整個太空飛行器的控溫精度．在太空飛行器的其餘表面均已包覆多層隔熱材料。為了隔離與阻止在軌空間環境與返回氣動加熱環境的影響，提高艙內周向溫度均勻性，在人生活的艙段內部表面，常常採用貼上低密度耐溫阻燃、低吸水的泡沫塑膠。為了提高載人艙段內部壁溫的均勻性，防止在艙壁低溫處結露，有時在艙壁內部還採用熱管來拉平艙壁周向溫差。這些均是載人太空飛行器特有的要求。
被動熱控技術，在載人與非載人太空飛行器熱控系統中，無一例外地均要套用它，它是套用最多最廣的熱控技術。
液體冷卻迴路子系統
液體冷卻迴路子系統是一般衛星上所沒有的，它具有較高的控溫精度，又能適應載人太空飛行器吸收、傳輸與排除比衛星大得多的內部熱負荷的需要，當今各類載人太空飛行器無一例外地均把液體冷卻迴路作為控溫的主要手段。
原理
液體冷卻迴路通常分為內循環迴路與外循環迴路。內迴路吸收艙內人與儀器設備的熱量，通過中間換熱器傳遞給外迴路。由外迴路中的輻射器向空間排散熱量，達到控制太空飛行器內溫度的目的。
外循環迴路是按最大熱負荷設計的，在最大熱負荷時，迴路的旁路控制，使熱流體全流量或大部分流量流過輻射器，把太空飛行器內熱量排散至空間，並保證進人中間換熱器的冷側外迴路液體溫度保持恆溫，通常取7±2℃。
內循環迴路也是按最大熱負荷設計的，內迴路沒有旁路溫度控制，它實質上是一種間接形式的溫度控制，內迴路的溫度分布是靠系統熱設計與外循環迴路來保證的。系統和外迴路熱設計要保證在內迴路最大熱負荷運行時，流出中間換熱器內迴路一側液體溫度控制在一定範圍內，通常取9±2℃。當在最小熱負荷運行時，甚至在內迴路熱負荷為零時，其流出中間換熱器的液體溫度7±2℃。所以，通過熱設計，內迴路採用這種簡單間接的溫度控制，使系統簡單、可靠，只要合理地設計傳熱部件，把艙內的發熱傳給液體迴路，或利用迴路加熱低溫部件，就能保證艙內人生活的良好溫度環境和儀器設備足夠的控溫精度。
系統的組成
外循環迴路由中間換熱器、冷板、艙壁加熱器、熱輻射器、地面換熱器、泵、過濾器、自控閥、加排閥、自鎖閥、溫控閥、熱控單元及各類感測器等組成。由熱控控制單元對整個迴路系統進行監測和控制。
液體迴路工作過程
內循環迴路的工質，經泵驅動流至中間換熱器，在釋放熱量溫度降低後，進入返回艙與軌道艙．分別在各艙的冷凝乾燥器與冷板內吸收熱量或對結構部件加熱，之後回到中間換熱器，形成閉式循環。外循環迴路工質，經過中間換熱器，吸收內循環迴路傳來的熱量，經冷板吸收推進艙內前部儀器發熱後，進入位於推進艙後部的艙壁加熱器(維持推進艙後部設備溫度水平)，然後進入推進艙外的熱輻射器，把工質吸收的熱量排散至空間，再經溫控閥旁路調節，使經過輻射器與未經輻射器的工質混合後的溫度滿足要求(通常取7±2℃)，最後經過地面調溫換熱器，回到中間換熱器，形成閉式循環。
通過內外循環迴路連續運行，形成艙內外熱量的吸收與排散的平衡，保持太空飛行器內人、儀器設備與結構部件的合適的溫度範圍。
迴路工質
對迴路工質的要求是，它能在較大的溫度範圍內工作，工作時不結冰，具有粘度較低，高比熱與導熱，使用安全，不燃、無毒、無腐蝕等特性。
內循環迴路是吸熱與傳遞熱的載熱迴路，工質工作溫度範圍變化不大，工質較易選取，通常用低濃度乙二醇水溶液，而外迴路是吸熱與傳遞熱迴路，也是散熱迴路，在熱輻射器內，當飛行器內熱負荷最低，流入輻射器流量減小，又進人陰影區，此時輻射器內工質溫度將降至很低，所以要求外迴路工質冰點低，且在低溫下仍有良好的傳熱性能與低流阻性能。
液體冷卻迴路的控制
內外循環迴路的啟動、停止、液體溫度控制、流動參數與熱參數的監測與控制，以及故障工作狀態的控制，由熱控控制單元來完成，通常熱控控制單元主備份各一台，它的主要功能如下：
(1)控制外迴路溫控閥旁路開關來調節輻射器出口液體混合溫度保持定值，比如取7±2℃。
(2)內外循環迴路主備份泵的啟動，運行管理，停止與切換控制。
(3)輻射器入口管路加熱器工作控制。
(4)內外循環迴路故障工作狀態的控制。
主動熱控子系統
主動熱控制是根據外熱流或內熱源的變化，適時調節太空飛行器結構部件和儀器設備溫度的熱控技術。在國外，有的學者把主動熱控定義為消耗電能與具有轉動部件的熱控技術。液體冷卻迴路也屬於主動熱控技術，由於它是載人太空飛行器熱控技術的重點，在上一小節已單獨描述，本小節簡單描述在載人太空飛行器套用的其它主動與半主動熱控技術，包括：電加熱恆溫裝置，百葉窗，熱管等。
電加熱恆溫裝置
控制器分為機械式控制器和電子式控制器兩種。
機械式控制器，在太空飛行器上套用最廣的是雙金屬熱繼電器。溫度變化使雙金屬變形，驅動加熱迴路觸點的接通與斷開來控制被控表面的溫度。
電子式控制器在太空飛行器上套用的有開關式和比例式電子控制器，近來又發展套用了智慧型式電子控制器。智慧型式電子控制器採用模糊控制法，在回響時間、超調量、穩定控溫精度等方面均優於其它電子控制器，它利用單片機作為控制單元，穩定設定等工作完全由軟體完成，因此，系統靈活，通用性和可擴充性都比較強。
測控與地面調溫子系統
測控子系統
載人太空飛行器熱控系統的測控子系統統管熱控參數(包括溫度、壓力、壓差、轉速、溫度等)的測量與控制。在載人太空飛行器上的設備有熱控控制單元與控溫儀。熱控控制單元負責液體冷卻迴路上的熱控參數的測量與控制，以及故障狀態的處理。控溫儀負責液體冷卻迴路以外的儀器設備和結構部件的溫度測量，控制和故障狀態的處理。熱控控制單元，是一般衛星上所沒有的。在載人太空飛行器上，也可以把控溫儀合併至熱控控制單元，由熱控控制單元實現液體冷卻迴路以及儀器設備和結構部件的熱控參數的測量與控制。考慮到載人太空飛行器各艙段內均有需要控溫的儀器設備與結構部件，以及需要測量的大量溫度參數，如果統一由一台設備負責測量與控制，必然增加大量的穿艙引線，同時也降低了系統的可靠性，所以常常把控溫儀與熱控控制單元分開，並且在各艙段，分別布置一台控溫儀，負責各艙段內液體冷卻迴路以外的儀器設備與結構部件的溫度測量和控制，而熱控控制單元則專門用於液體冷卻迴路的熱控參數的測量、控制及故障處理。
測控子系統的熱控控制單元與控溫儀是熱控系統關鍵設備，與其配套的還有地面檢測設備，檢測載人太空飛行器測控子系統的工作性能。測控子系統要參載入人太空飛行器研製階段的各項大型試驗與發射場地的測試，檢驗自身工作性能與各系統設備的匹配接口關係，發現與處理在測試過程中出現的問題，以保證在軌飛行中，完成熱控分系統的各項測控任務。
地面調溫子系統
載人太空飛行器除了與衛星一樣，在地面調溫時，需要冷熱氣系統進行地面氣體調溫外，還需要地面液體冷凍系統，向艙內吸收熱量排散至大氣中，達到在地面上控制艙內溫度的目的。
冷熱氣系統乾淨的空氣吹人整流罩與載人太空飛行器之間，保證載人太空飛行器地面溫度環境與潔淨度。夏天發射時吹入的是冷空氣，冬天發射時，吹入的是熱空氣。冷熱氣由發射場區的地下氣體站供應。空氣在經過乾燥、去油、去塵淨化、壓縮、冷卻降溫或加熱後，達到額定的溫度，經調節閥與吹氣管嘴吹人整流罩。
冷熱氣系統保證了載人太空飛行器地面溫度環境與潔淨度，由於艙壁的熱阻很大，加上冷熱氣系統的氣體溫度比室溫低不了太多，所以在地面測試與臨射前艙內人與儀器的發熱，依靠氣體調溫系統，只能帶走一小部分。因而需要設定地面液體冷凍系統，通過載人太空飛行器的地面調溫換熱器，降低艙內液體冷卻迴路的溫度，帶走人與儀器設備的發熱，達到控制載人太空飛行器內部射前溫度的目的。
地面調溫冷卻液體，經過冷凍機組的換熱器，降溫後進入載入太空飛行器內的地面調溫換熱器，吸收艙內熱量後回到貯液箱，再經泵打入冷凍機組換熱器，重新投入下一循環，完成對艙內溫度的控制。在載人太空飛行器起飛前，撤除地面調溫管路，並把艙內地面調溫換熱器內的地面調溫工質吹除乾淨。
真空熱試驗子系統
載人太空飛行器的熱平衡試驗，與衛星熱平衡試驗相比，儘管在試驗原理上是相同的，但由於載人太空飛行器本身比衛星大得多，需要龐大的真空熱試驗設備，常常遇到現有的真空設備尺寸的限制，不能容納載人太空飛行器，需要採用模擬邊界條件的方法分艙進行模擬試驗。另外，通常在軌道上，衛星內部為真空狀態，即使星內充氣也是靜止的氣體，氣體傳熱僅為熱擴散，所以衛星地面熱試驗時，無論星內充氣與否，均為真空狀態進行地面熱平衡試驗，而載人太空飛行器艙內具有保證人正常生活的大氣與通風環境。這就存在受迫對流換熱，在地面進行熱平衡試驗時，需要分析地面重力產生自然對流對試驗結果的影響，以及如何在地面熱試驗時消除這種影響，使地面熱平衡試驗所獲取的艙內溫度分布數據與載人太空飛行器在軌道上運行時艙內溫度分布相一致，這就使熱平衡試驗比衛星複雜得多。
真空熱試驗子系統負責提出載人太空飛行器、分艙段與部件熱試驗方案和試驗大綱，完成熱試驗專用設備(包括外熱流模擬設備、艙內人與儀器的發熱功率模擬設備、艙內氣壓調節設備、艙內濕度模擬設備、熱試驗專用風機等)的設計、生產與調試，完成熱試驗測控系統的設計(提出測控方案，完成參數測量系統圖紙與加熱系統圖紙)與實施，編寫各項技術要求檔案。
技術要求
太空飛行器對熱控的技術要求因其任務和特點而異。對熱控的技術要求主要體現在星上設備部件的溫度水平、溫度均勻性和溫度變化率(溫度穩定性)上。除溫度指標外，系統(總體)對熱控的要求還有熱控分系統的質量(重量)、耗功、可靠度等。
溫度水平要求
常溫(室溫)要求：涉及太空飛行器上大多數設備部件的溫度要求，不同的對象其要求不同。一般的電子設備保持在-15℃~+50℃；Ni-Cd電池0℃~25%(耐受-10℃~+40℃)。長壽命的更窄：機構0℃~50℃。
低溫要求：對於一些探測器(如紅外探測器等)，為了減少背景熱噪聲，要求很低的背景溫度（從2.2K~150K不等）。
恆溫要求：控制溫度在較窄範圍。如．JB-3衛星的CCD相機要求18±3℃，JB-2衛星的相機要求其周圍的空氣溫度在15±2℃等。而有些設備內部有更高的恆溫要求如±0.1℃、±0.01℃等，由設備內部控制。
溫度均勻性要求
JB-3的CCD相機，其軸向的溫差要求在3℃以內，徑向溫差在2℃以內；而JB-2相機的軸向溫差要求在1℃以內，在直徑0.5m的主鏡上的溫差要求在0.3℃以內(俄羅斯要求0.1℃)；Hubble望遠鏡主鏡(近3m)恆溫21.1℃，溫差0.1℃，用36路精密加熱器控溫。
溫度穩定性要求
對於某些特殊的設備，除了有溫度範圍要求外，還有溫度變化率(℃/h(min))的要求，如導航衛星上的時問基準(銣鐘)。
任務
太空飛行器熱控分系統的任務是：確保太空飛行器上設備、部件的溫度在太空飛行器工作期內處於任務要求的範圍內，為太空飛行器正常運行提供技術保障。
1)地面段：主要指太空飛行器處於發射場發射塔上測試和待發射階段。
熱控分系統要適應不同發射場區的氣候條件(冬夏、晝夜)以及大氣溫度、濕度等氣象條件，如氣溫(-50℃~+40℃)及太空飛行器地面測試要求。對於有整流罩和無整流罩的情況要單獨制定熱控措施，解決整星測試時的儀器設備工作發熱問題。
2)上升段(起飛-星箭分離)：指太空飛行器從起飛到進入軌道前的飛行階段。
3)軌道段(人軌-衛星任務終止或進入返回軌道)：指衛星進人軌道後，直至完成預定任務的時間段。
此時太空飛行器溫度主要受制於空間外熱流(取決於太空飛行器的構形、姿態、軌道高度、熱控措施)和太空飛行器儀器設備的熱功耗及工作模式。
4)返回段(進人返回軌道-著陸地面)：指從衛星脫離運行軌道，再人大氣層返回地面著陸所經歷的時間段。
衛星再人時巨大動能在大氣阻尼下，使激波後和附面層內的氣體溫度急劇升高，給衛星以強烈的氣動力加熱(甚至電離空氣)，這種加熱取決於再人軌道參數及衛星表面形狀和結構形式；熱控分系統要與其他分系統共同解決再人段的氣動加熱問題。
5)著陸段(著陸後-返回體被回收)：指太空飛行器扳回體著陸後．直到返回體被回收的時間段。著陸點可以是陸地，也可以是水面。大氣或海水的條件將對返回艙的溫度產生直接影響；同時，返回艙經過返回軌道時的氣動加熱，也將影響其著陸後熱狀態。
熱控系統要綜合考慮這些因素，制定著陸後的熱控方案，滿足回收體對溫度的要求。
