热控制系统PPT课件

1 空间飞行器总体设计 空间飞行器总体设计 2 空间飞行器总体设计 第八章热控制系统 8 1概述 8 2卫星热设计 8 3卫星热控制技术 8 4卫星热试验 3 空间飞行器总体设计 8 1概述 卫星热控制系统的任务是通过对卫星内外热交换过程的控制 保证星体各个部位及星上仪器设备在整个任务期间都处于正常工作的温度范围 为卫星正常运行提供技术保障 最主要的热环境是空间热环境 而与热控制有关的基本空间环境有 1 宇宙真空和深空低温当气压降至10 3Pa以下时 气体的传导和对流传热便可忽略不计 因此 航天器与空间环境热交换几乎完全以辐射形式进行 宇宙空间背景上的辐射能量极小 辐射能量仅约10 5W m 它相当于3K绝对黑体辐射 空间对航天器来说是黑体 认为航天器的自身辐射全部被宇宙空间吸收 4 空间飞行器总体设计 8 1概述 2 微重力在空间微重力作用下 舱内因温差而产生的气体自然对流换热非常微小 可以忽略不计 3 空间外热流航天器的空间热源主要是 太阳辐射 地球反照 地球热辐射太阳辐射 太阳不断地向空间辐射大量的能量 其辐射密度为S 1353 21 W m 地球反照 通常用地球反照率来描述地球反照的强弱程度 反照率最高可达100 地球热辐射 可把地球当作250K左右的绝对黑体 向航天器热辐射 太阳 5762K的黑体 5 空间飞行器总体设计 8 1概述 4 地球大气环境密度极低 对卫星的热平衡没有影响 航天器热平衡示意图 6 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 1卫星热设计的任务和原则1 热设计的任务卫星热设计的任务就是根据卫星飞行任务的要求以及卫星工作期间所要经受的内 外热负荷的状况 采取各种热控措施来组织卫星内 外的热交换过程 保证卫星在整个运行期间所有的仪器设备 生物和结构件的温度水平都保持在规定的范围内 7 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 1卫星热设计的任务和原则2 设备的温度要求卫星上各种仪器设备工作模式 热特性不同 对温度的要求也不同 归纳起来大致有以下几类 常温要求 星上大部分电子设备要求的工作温度范围在0 40 波动值也要求不超出这个范围 恒温要求 为保证星上的精密仪器设备 如遥感系统中的光学系统 精密的电子器械 良好工作 其温度必须恒定 不随时间变化 8 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 1卫星热设计的任务和原则2 设备的温度要求高 低温要求 遥感器的红外光学探测元件 其工作低温范围约在20 80K 卫星热设计必须为其提供相应的低温工作条件 与此相反 有些星上装置 如某些制冷系统 温差发电系统要求提供高温条件 这些要求也是热设计所必须考虑的 等温要求 指通过采取一定的热控措施 合理的热源布局 使卫星上局部范围或整星的温度基本上达到相等 即所谓等温化 星体的局部或整体的等温化不仅有利于改善星体的热性能 而且有利于简化卫星热设计 简化热试验以及增加热设计的可靠性 9 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 1卫星热设计的任务和原则3 热设计的原则妥善处理热控分系统与其他分系统之间的矛盾 妥善处理不同飞行阶段热控技术要求之间的矛盾 应具有较高的适应性 同时留有改变热载荷和局部修改设计的余地 扩展能力 减少质量 一个典型的热控系统的总质量大约不超过卫星整体质量的3 5 减少功耗 便于分析计算和热模拟试验 工艺可行 尽量选择成熟的或经过飞行考验的热控产品 确保系统的可靠性 降低费用 10 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 2热控系统的方案设计1 热设计的基本条件卫星的任务 卫星的轨道参数及姿态状况 卫星的构型和仪器设备的布局 卫星各仪器设备和部件的材料 尺寸 质量 功耗 必要的热物理性质 工作周期及工作寿命等 卫星各仪器设备和部件的工作温度范围和温度变化速率要求 卫星的总装测试 环境模拟试验和发射场地的环境条件及其对热控的要求 各种被动 主动热控方法的性能特性 工艺水平和使用条件 11 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 2热控系统的方案设计2 设计工况的选择设计工况就是进行热设计所依据的一个或几个特定的热工况 卫星的热工况是很多的 必须选择一些典型的 有代表性的热工况作为热设计的依据 最高温度工况 通常组合了航天器在轨道上可能遇到的各种使航天器处于最高温度的极端热条件 包括最大受晒因子 最大受照截面积 最大地球红外辐射与地球反照热流 航天器内部最大发热功率 涂层最大退化 太阳常数为高值等条件的组合 12 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 2热控系统的方案设计2 设计工况的选择最低温度工况 通常组合了航天器在轨道上可能遇到的各种使航天器处于最低温度的极端热条件 包括最小受晒因子 最小受照截面积 航天器内部最小发热功率 涂层热特性为初始值 太阳常数为低值等条件的组合 13 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 2热控系统的方案设计3 设计措施的选择热设计是通过各种热控措施来实现的 选取热控措施的一般原则 先考虑使用被动热控方法 再考虑使用主动热控方法 设计顺序是先考虑卫星壳体内 外表面的热控措施 再考虑卫星内部的热控措施 设计时要合理组织卫星内部热交换过程 注意与其他分系统设计的配合 14 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 热分析计算卫星的热计算主要包括轨道计算 外热流计算和温度计算三个方面 贯穿卫星整个研制过程以及发射和运行的全过程 1 热计算的作用为热设计提供基本依据 热设计过程中需要通过热计算来确定各种热控措施的效果 进行多方案比较 为热环境模拟试验提供环境模拟依据 预示卫星在轨寿命期内的各种温度变化 包括预示偏离设计运行工况可能产生的温度偏差 15 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 3热分析计算2 热计算的基本过程建立热网络数学模型 用原型热平衡试验数据修正热网络数学模型 根据修正后的热网络模型及其误差分析计算 计算所需的温度值 比较计算 试验和飞行遥测数据 对热分析计算进行评价 16 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 3热分析计算整星热平衡计算方程 舱表面吸收的太阳辐射 地球反照和地球表面辐射热流之和 W 舱内发热功率 W 相邻舱段热交换热流 W 斯蒂芬 玻而兹曼常数 舱表面平均发射率 A 舱表面辐射面积 m 舱表面平均温度 K m 舱质量 kg c 舱平均比热容 J kg K 时间 S 17 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 3热分析计算航天器内部热平衡计算平衡方程式 仪器发热功率 W 仪器与安装面平均温差 R1 仪器与安装面传导热阻 W 仪器与周围物体的平均温差 R2 仪器与周围物体之间的辐射热阻 W 仪器与周围气体平均温差 R3 仪器与周围气体间对流换热热阻 W 18 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热返回式卫星在完成轨道任务后 有效载荷的回收舱会返回地面 需要进行相应的热防护 热环境 外热流变化大 大气制动造成飞行器在大气层中高速飞行时遇到热障 防热途径 设计合理的气动外形 减少气流的气动加热 这是航天器总体设计的任务 采用防热结构 这是防热结构设计的任务 防热方法 吸热式防热 辐射式防热和烧蚀防热 19 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热飞行Ma数与表面气流最高温度的关系 20 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 再入卫星的防热下图为飞行器的几种再入外形 a 弹头 b 再入卫星 c 载人飞船 d 行星再入器 21 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热1 热容吸热式防热结构利用防热层材料的热容量吸收大部分气动热的一种防热方法 机理 在返回舱结构的外面包覆一层热容量较大的材料 这层材料吸收大部分进入返回舱表面的气动热 从而使传入结构内部的热量减小 热容吸热式防热结构原理图 22 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热1 热容吸热式防热结构基本特点 防热层的总质量与传入的总热量成正比 防热层表面形状和物理状态不变 这种防热方式所用的材料或受熔点的限制 或受氧化破坏的限制 缺点 效率不高 优点 简单易行 23 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热 美国 双子星座 宇宙飞船的交会与回收 再入控制舱锥段的吸热防热结构图 24 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热2 辐射式防热结构a 机理与特点辐射式防热结构就是利用耐高温并有高辐射特性的外表面 以辐射散热方式对气动加热进行防护的结构形式 为此 设想一个防热结构 如下图示 a 辐射防热结构 由3部分组成 直接与高温环境接触的外蒙皮 内部结构 外蒙皮与内部结构之间的隔热层 b 隔热材料与外蒙皮贴合 热导率k 0 c 外蒙皮与隔热材料间留有空隙 两者间仅有辐射传热 向内无辐射 辐射系数 0 25 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 辐射式防热结构防热原理示意图 26 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 再入卫星的防热特点 辐射防热结构只能在热流密度较小的条件下使用 辐射防热结构虽受热流密度限制 但不受加热时间的限制 辐射防热结构外形不变 可以重复使用 27 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热b 辐射式防热结构的组成蒙皮 主要功能用以辐射散热 外表面要处理成具有较大辐射系数 0 8 的特性 向内表面的辐射系数应尽可能低 隔热材料 功能是将外蒙皮与内部结构隔开 并阻止热量向内部传递 材料热导率要小 飞行器本体结构 除此以外 还有将以上三部分连成整体的连接体 28 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热c 应用实例 航天飞机所用的防热瓦由四部分组成 表面防热瓦 表面涂层系统 与本体结构的连接层 航天飞机的本体结构 航天飞机辐射防热瓦的组成 29 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 4再入卫星的防热c 应用实例 航天飞机所用的防热瓦对隔热材料的要求 主要是隔热性好即热导率小 热容量大 Cp大 及质地轻 小 即 k Cp小 强度和韧性的要求 能承受振动 冲击及高 低温交变 热稳定 即高温时材料性能稳定 对涂层的要求 因为防热瓦轻质疏松 吸水 表面需涂层改善表面特性 对连接胶层的要求 有弹性 可吸收变形 粘接力强 30 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 再入卫星的防热3 烧蚀防热结构烧蚀 就是材料在再入的热环境中发生的一系列物理 化学反应的总称 在烧蚀过程中 利用材料质量的损耗 获得了吸收气动热的效果 整个烧蚀材料从开始受热到发生烧蚀的全过程会在整个烧蚀材料里形成三个不同的分区 即炭化区 热解区和原始材料区 炭化烧蚀材料的剖面分层 31 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 再入卫星的防热3 烧蚀防热结构烧蚀防热结构由3个主要部分组成 烧蚀层 隔热层和内部的承力结构 烧蚀层 主要作用是进行烧蚀反应以达到防热 散热目的 隔热层 主要是阻隔烧蚀层剩余的热量向内部结构传递 承力结构 就是航天器的本体 32 空间飞行器总体设计 8 2卫星热设计 烧蚀防热结构的典型形式 33 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 卫星热控制技术分为主动热控制技术和被动热控制技术两大类 被动热控制技术包括 热控涂层 多层隔热材料 热管 相变材料 导热填料 软质泡沫塑料 导热胶等 主动热控制技术包括 电加热恒温装置 热控百叶窗 接触式热开关 可控热管 风冷系统 液体冷却回路子系统等 34 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术被动热控制是依靠选择热控材料 器件和合理的总体布局来控制航天器热交换的技术 优点 无运动部件 又无需消耗电能 具有技术简单 运行可靠 寿命长及经济性能好等优点 缺点 本身没有自动调节温度的能力 不能克服卫星内 外热流变化带来的对仪器设备的影响 35 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术1 热控涂层热控涂层控温原理对于在轨道上运行的航天器任一绝热平面 若只考虑太阳直接辐射 而忽略地球反照 地球红外辐射以及内热的影响 则它吸收热量等于它辐射的热量 可计算出该平面的热平衡温度 S 表面太阳吸收比 S 太阳常数 表面发射率 T 表面温度 斯蒂芬 玻而兹曼常数 36 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术1 热控涂层不同 S 值涂层的绝热平面和等温球体的平衡温度 37 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术1 热控涂层热控涂层种类与特性按涂层组成特点可分为 未经涂覆的金属表面 涂料型涂层 电化学涂层 二次表面镜涂层 温控带 织物涂层等 热控涂层的性能范围为 S 0 08 0 95 0 02 0 90 S 0 10 10 对于一种涂层 往往只能达到其中的一个性能指标 因此 常常用两种或几种涂层组合的条纹搭配来满足热设计要求的涂层指标 38 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术1 热控涂层热控涂层的选用原则根据航天器热控制所需的各种表面的热辐射性质 考虑涂层工艺的可能性 涂层在空间环境的稳定性 避免或减少卫星涂层表面被污染而导致其热物性的破坏 选用成熟的涂层 注意经济性 39 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术2 多层隔热材料多层隔热材料是一种组合结构 由反射层 间隔层和定型件交错叠成 具有极好的隔热性能 用来保温或隔热 是超级隔热材料 其当量导热系数小于1 10 5W m K 40 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术2 多层隔热材料多层隔热材料组成反射层一般使用镀金属材料的塑料薄膜 镀的金属材料常用铝 银 金等金属 表面发射率0 02 0 06 塑料薄膜材料常用涤纶薄膜和聚酰亚胺薄膜 常用薄膜厚度为6 20 m 间隔层 常用低导热率的质地疏松的纤维纸或织物 丝绸 尼龙纱 涤纶纱等 制成 41 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术2 多层隔热材料隔热原理在理想情况下 屏间真空 彼此不接触 多层隔热材料的外层反射屏只能通过辐射向内层反射屏传热 由于每层反射屏的表面发射率很低 所以向内辐射的热量很少 这样经过多层反射屏的作用 达到保温或隔热的效果 隔热效果与隔热屏的层数和发射率有关 隔热屏层数越多 发射率越低 其隔热效果越好 多层隔热材料的设计考虑层密度适中 注意整体布置的合理性 规范生产加工过程 保证层内真空度 42 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术2 多层隔热材料多层隔热材料如下图所示 43 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术3 热管热管是一种利用工质的相变和循环流动而工作的传热器件 由管壳 工质和具有毛细结构的管芯组成 其典型结构如下图所示 44 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术3 热管优点 工质循环不消耗电源 也没有机械运动部件 运行可靠 结构紧凑 各种不同功能的热管 可变热导热管 热二极管 旋转热管 重力热管 抗重力热管 电动力热管等 45 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术4 相变材料航天器上应用的相变材料指在一定温度下材料产生相变过程 并利用相变时放出或吸收的相变潜热 达到保持仪器设备温度在要求范围内的材料 理想的相变材料的特点 熔化潜热高 有适当的熔化温度 固 液相转化可逆 液相和固相都有高的导热率和热扩散率 比热大 密度大 长期使用可靠 相变过程体积变化小 相变时蒸汽压低 没有过冷现象 无毒等 46 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术4 相变材料 典型石蜡材料热物理特性 47 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术5 导热填料通常两个接触面之间的传热主要是3种途径 真正接触表面之间的固体导热 两表面之间的辐射传热 间隙中空气或其他物质的导热 影响接触热阻的因素主要是 接触表面材料 接触压力 接触表面粗糙度和不平度 接触面间的填充材料等 航天器上常用的导热填料有 金属箔 导热脂和导热硅橡胶等 48 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术5 导热填料常用导热填料接触热导率 49 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 1被动热控制技术6 软质泡沫塑料软质泡沫塑料是一种多孔轻质聚胺脂固体材料 这种材料孔的尺寸小 其内气体对流传热可以忽略 所以它主要通过固体和气体导热以及辐射的方式传热 软质泡沫塑料的密度比多层隔热材料小得多 在密封舱内隔热时 常用软质泡沫塑料 软质泡沫塑料的固定方式 压敏胶黏贴 尼龙塔扣固定或布带捆扎等 50 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术主动热控制技术是指当航天器内 外热流状况发生变化时 通过某种自动调节系统使航天器内的仪器设备的温度保持在指定范围内的热控技术 优点 具有一定的温度调节能力 可大大减少由于热源变化而引起的仪器设备温度的波动 1 辐射式主动热控方法辐射式主动热控方法主要是通过控制辐射热阻的方法来对星上仪器或某一舱段进行温度控制 主要有热控百叶窗和热控旋转盘 51 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术热控百叶窗热控百叶窗是利用敏感于热胀冷缩的驱动元件 带动机械结构运动 控制传热通路的辐射换热热阻 从而达到控制排放热量 维持仪器设备一定温度范围的目的 基本工作原理 由敏感温度的双金属弹簧 记忆合金元件 或波纹管组件等动作器来驱动或是由电机来驱动具有低发射率和低太阳吸收率的叶片 随着被控表面温度升高 动作器带动叶片开启 暴露出底板表面的高发射率涂层 把热量散出 而当被控温度降低时 叶片关闭 暴露出低发射率的叶片表面 使被控表面的温度也会维持在所要求的范围内 52 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术1 辐射式主动热控方法 百叶窗热结构示意图 53 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术2 传导式主动热控方法传导式主动热控技术是通过控制传导途径上的热阻来实现控温的 例如接触式热开关和可控热管 可变热导热管 热二极管 热管式热开关 54 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术3 对流式主动热控方法对流热控制是利用流体对流换热的方法对卫星内部整体或局部实施热控 包括 气体循环热控制系统 液体循环热控制系统 两相流体回路热控制系统 对流热控方法的优点 换热能力很强 组织航天器内部的换热比较容易 对流热控制技术用于航天器时需要注意的问题 保持密封 以保证对流控制系统有足够的流体进行热交换 由于失重 一般需使用强制对流手段组织热交换 这就需要使用运动机械 要消耗电能 因而系统复杂 55 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 2主动热控制技术3 对流式主动热控方法载人航天器上所用的典型液体冷却回路如下图所示 56 空间飞行器总体设计 8 3卫星热控制技术 3航天器制冷方法必要性 航天器的制冷系统主要是为红外光学探测元件以及其他一些要求在超低温工作环境的器件提供合适的工作条件 主要考虑因素 能达到的致冷温度 致冷能力和寿命周期其他考虑因素 几何尺寸 质量 轨道类型 能耗 可靠性和成本 分类 开式循环系统 闭式循环机械致冷机 辐射致冷器和热电致冷等 57 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 必要性 为了验证航天器热设计的正确性 保证卫星可靠运行 包括 热平衡试验 气动加热试验 地面调温试验和热缩比模型试验等 需要的基本条件 真空 低温 黑背景和外热流 1 真空环境模拟飞行高度为200km时 其环境真空度约为10 5Pa 400km时约为10 7Pa 600km时约为10 8Pa 这样高的真空度在地面大型空间环境室内实现十分困难 因为气压低于10 3Pa时气体导热可以忽略不计 所以工程上应用的真空度一般为10 4 10 6Pa 58 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 2 低温 黑背景和真空容积低温 黑背景和真空容积的模拟与实际完全一样是不可能的 工程上要求符合允许误差范围 就达到了热试验的目的 一般F1 F2 1 3 空间环境模拟室一般用液氮 77K 作为热沉冷却工质 F1 F2分别为航天器的主尺寸和空间环境模拟室的主尺寸 59 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟空间外热流的模拟 技术难度较大 常用的外热流模拟设备 红外加热笼 红外灯 康铜加热片与太阳模拟器 正确地使用这些设备 均能正确地模拟航天器在空间吸收的外热流 满足热试验精度的要求 模拟空间外热流的方法 通常采用吸收热流模拟方法 一般分为三类 非接触式红外加热方法 包括红外加热器与红外灯 根据航天器在轨道上遇到的空间热流和航天器外形 将适当的红外加热笼或红外灯阵布置在航天器的周围 并与航天器保持一定的距离 通过对其通电发出红外辐射 使到达航天器表面的红外热流中被表面吸收的部分等于航天器在轨道上吸收的外热流 60 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟 红外灯阵示意图 61 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟接触式加热片在卫星外表面胶贴一层薄膜加热器 通电后使其产生的热 加上热沉的辐射和反射热流等于航天器表面吸收的空间外热流的方法 太阳模拟器方法利用太阳灯来模拟航天器在空间所吸收的太阳热流并同时采用红外加热方法模拟航天器所吸收的地球反照和地球辐射热流的方法 62 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟 空间环境模拟器示意图 63 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟 l 抛物面反射镜 2 导筒 3 椭圆面反射镜 4 氙灯 5 7 8 光学镜头 6 真空室壁 同轴式太阳模拟器示意图 64 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 3 空间外热流模拟 离轴式太阳模拟器示意图 65 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 1热平衡试验1试验卫星模型在初样阶段要设计一颗热控试验星 温控星温控星的各个与热控制有关的部分都与真实卫星的设计状态相同 电子仪器设备的发热用电阻加热器模拟 安装热流计和温度传感器纪录卫星各部位的温度和热流 正样卫星也要做相应的热真空试验和热平衡试验正样卫星只能用红外加热器或太阳模拟器加热 66 空间飞行器总体设计 8 4卫星热试验 1热平衡试验2试验工况确定航天器在空间飞行时的热工况是很多的 试