典型航天器的热控PPT课件

1.典型航天器热控制方案综述。2.三个典型的宇宙飞船。嫦娥一号神舟飞船阿波罗登月飞行器。3.嫦娥一号。运行期间的轨道环境和外部热流特性。被动热控措施。多层布局热管的OSR散热面及其应用。相变材料热管的结构实例。主动热控特性。4.运行轨道。嫦娥一号卫星的主体结构继承了东方红三号卫星的结构，即中心承力筒和蜂窝板的板结构。太阳能机翼采用单自由度对称双翼布局。2007年10月24日18时05分左右(世界协调时8分)，长征三号甲运载火箭从西昌卫星发射中心成功发射了嫦娥一号探测器。卫星被送入近地点为200公里、远地点为51000公里、倾角为31度、周期为16小时的超同步轨道。此后，卫星经历了调相轨道、地月转移轨道，最终进入轨道高度为200公里的环形极月任务轨道。在途中，该卫星经历了一次远地点加速、三次近地点加速、一次中途修正和三次近月制动，总共八次轨道控制。5，运行期间的轨道环境和外部热流特性。在卫星寿命期间，角(太阳矢量与轨道平面之间的角度)在0 360范围内变化。为了保证太阳能机翼发电，卫星采用前向飞行和侧向飞行两种飞行姿态。当角在0 45、135 225和315 360范围内时，卫星将以积极的姿态运行。当角在其他范围内时，卫星采用左右姿态。此外，由于太阳、地球和月球的相对运动，2008年2月21日和8月21日将会发生月食。月食期间，卫星没有外部热流，车载设备由电池组供电，因此电源的使用受到限制。6、热管铺设时，通过预埋或外贴等方式利用热管实现舱板的等温设计。此外，根据卫星外部热流的特点和星载设备的温度控制要求，利用通道热管实现下舱Y -Y舱板之间的热耦合，扩大了热管网络的应用范围。8，相变材料热管在中间圆形空腔内填充有液氨。作为常规的热管，两侧的两个空腔填充有相变材料，并且空腔中的肋起到增强热管和相变材料之间的热耦合的作用。9，X平面舱板等温，应用：需要增加热容量的设计方法来纠正被控对象温度波动过大的现象。例如，在外部热流的作用下，X板散热面的温度波动很大(孤立散热面的温度在20到-20之间波动)，导致控制区域温度波动大，高温时温度过高，低温时功率补偿。为了避免红外热流对月球的影响，安装在月球板上的负载设备的散热面设置在X板上，热管用于将X板的散热面与散热设备热耦合，以控制设备的温度。Y板和Y板之间的热耦合采用轴向通道热管的两个相对的舱板之间的热耦合技术。Y板和Y板之间的热耦合首次用于此类卫星，保证了蓄电池组之间的温差要求，同时也降低了蓄电池组在照明侧的温度，减小了蓄电池组的散热表面积，为蓄电池组通过月蚀提供了基本保证。11、智能主动温控系统的物理结构是充分利用机载数据管理设备、遥测遥控设备和热控系统开发的执行部分-加热控制器而形成的。1)集中对加热回路状态的批量处理，以适应卫星正常飞行、变轨和月食阶段星载能量供应的限制，实现星载能量的可控利用；2)实现多个热敏电阻的联合温度控制，提供被控对象的温度均匀性和温度控制系统的可靠性；3)在电池组的温度控制上实现跟踪和温度控制功能，为保证电池组之间的温差要求提供保障；4)加热电路的状态设置，如：加热电路开关状态、温控热敏电阻的使用、温控阈值、热敏电阻数据的有效范围等参数可以通过远程控制进行修改，从而显著提高在轨管理能力和故障应急响应能力。12岁，与普通卫星的特点相比，神舟五号飞船热控方案概述轨道模块再入模块推进模块流体回路系统，13，神舟五号载人飞船是“神舟”系列飞船之一，是中国发射的第一艘载人飞船，于2003年10月15日将宇航员杨利伟送入太空。这次成功的发射标志着中国成为继前苏联(现在由俄罗斯继承)和美国之后第三个能够单独将人送入太空的国家。14，它配有泄压和复压控制、舱外航天服支撑等功能。里面有宇航员生活设施。轨道舱顶部装有一颗伴星和五个再加压气瓶。无轨道保持功能。返回舱的形状像一个碗，用于宇航员返回地球的部分，并与轨道模块相连。配备降落伞和反推力火箭着陆，软着陆是实现。推进舱配有推进系统，以及部分电源、环境控制和通信系统，并配有一对太阳能电池板。与普通卫星的特点相比，载人航天器具有热控制的特点：由于在密封舱中使用了空气冷却系统和流体回路系统，航天器和负载具有高热功率、内部热负载变化大、温度控制精度高、可靠性和安全性要求高等特点。热设计和热试验应适应不同的飞行阶段和不同批次的工作模式(自主飞行时的保温和预定轨时的散热)、宇航员呼吸和皮肤除湿，并进行湿度测量和控制。16.总体热控制方案，17。轨道模块的热控制需要减少自主飞行期间的热泄漏(轨道模块是一个密封模块，工作仪器几乎不产生热量)。在保轨期间(轨道舱未密封，仪器产生大量热量)，应加强被动散热热控措施：打开舱外表面的散热面(内、外表面为ZKS白漆)纵向热管，除散热面外，舱外表面为MLI，内表面粘贴6块泡沫塑料仪器安装板(非仪器安装位置)，两侧涂高发射率黑漆ERB-2B。舱内电子设备表面经过黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控层。隔热罩布置在宇航员活动区域和仪器区域18之间，主动热控措施：推进剂箱、镉镍电池、摄像窗、红外地平线仪、分流调节器等。采用主动电加热控制和被动热控相结合的方式。隔热盖上设有两个空气加热器。在轨道舱热控风扇的散热面外设有电动百叶窗(叶片外表面粘贴有F46单面镀铝薄膜)。为了提高自主飞行时的座舱温度，降低轨道保持期间仪器的工作温度，安装了7个湿度传感器和一个便携式风速传感器。轨道舱热控，19，返回舱热控制。返回舱热控制应确保：航天员活动区的空气温度在要求的范围内(启动区、活动区和自主飞行区)。返回部分的热控制的总体思想是在要求的范围内低于机舱内的仪器和设备的温度：在机舱的外表面上涂覆涂层，减少冷凝干燥器的空气门的开度以限制散热，减少机舱内空气向流体回路的散热，并控制外部回路。稳定冷凝干燥器的入口温度对于没有冷板但加热功率密度高的陀螺组件和应答机，在风冷式热交换返回之前的第五个循环中进行热控预冷，降低大型仪器和结构部件的温度，充分利用返回舱的热惯性，从而保证返回陆地时的空气温度，20，返回舱的热控，被动热控措施：在返回舱的外表面喷涂S781-C涂层，减少热管与散热内表面的粘结，在一侧的泡沫塑料外底上粘贴一层聚酰亚胺薄膜压敏胶带，进行黑色阳极氧化处理或在舱内的仪器设备上喷涂一层高发射率无毒热控涂层。主动热控措施包括设置7个冷板来冷却仪器设备，在冷板和仪器设备的安装表面之间填充导热油脂，以及在返回舱的外底上设置陀螺仪热控风扇和应答器热控风扇(在提高空气温度的基础上，返回舱还配备有2个湿度传感器及其适配盒来测量舱中空气的相对湿度，21，推进舱的热控制，被动热控制措施：辐射面布置在圆柱部分的仪器盘的相应部分。柱部分的外表面涂有MLI涂层(除了辐射表面)。高温隔热屏安装在尾流罩部分(以防止产生高热流的影响电动百叶窗进入轨道后完全关闭，在轨道返回和分离前顺利打开，满足自主飞行和预留轨道利用两种状态下轨道舱内的温度要求。24岁，“阿波罗”登月飞行器，阿波罗计划简介；研究车辆的重要性；飞机组成概述；热控计划概述；热控措施；单相流体回路指挥舱和服务舱的热控制；涂层蒸发器月球着陆舱的热控制；25岁，阿波罗计划简介，也称为阿波罗计划，是美国从1961年到1972年进行的一系列载人登月任务。(它开始于1961年5月，结束于1972年12月，第六次登月成功完成)它花了大约11年时间，花费了255亿美元。1969年7月16日，搭载阿波罗11号宇宙飞船的巨大土星5号火箭从美国肯尼迪角发射场发射升空，开始了人类首次登月太空之旅。美国宇航员尼尔阿姆斯特朗、埃德温奥尔德林和迈克尔柯林斯驾驶阿波罗11号宇宙飞船飞行了38万公里，将全人类的梦想带到了月球表面。阿波罗登月飞行器是目前唯一一个完成了脱离地球轨道飞行的载人深空探测器。其热控系统的设计方案和实施措施可为我国载人深空探测器热控系统的未来发展提供借鉴。阿波罗登月飞行器由一艘宇宙飞船(包括一个指挥舱和一个服务舱)和一个登月舱2号组成。在启动阶段，命令模块和服务模块被连接，如图1所示。指挥舱是宇航员在飞行中生活和工作的驾驶舱，也是整个宇宙飞船的控制中心。服务舱的前端与为宇航员提供电力、氧气等健康保护功能的指挥舱相连，发动机所需推进剂的后端是推进系统的主发动机喷口。维修舱的后端是登月舱。登月舱由两个模块组成，分别称为上舱和下舱。28岁，热控方案概述。阿波罗登月飞船热控系统是在水星和双子座飞船热控系统设计的基础上发展起来的。热控系统采用的技术比水星、双子座和神舟飞船的技术更加成熟。阿波罗独特的热控方式：滞流散热器是散热系统的流体回路系统，降低了系统在低温下所需的补偿功率，扩展了单相流体回路的适应性；指令模块的涂层设计方案减少了指令模块与外部空间的热交换，降低了指令模块和服务模块热控系统的设计难度。本发明为流体回路系统提供了一种辅助散热方法，当散热器散热能力不足时，可以对流体回路进行辅助散热。29岁，指挥和服务舱的热控措施。流体回路系统的单相流体回路是核心热控制方案。工作介质为乙二醇水溶液，流速为90.8公斤/小时。滞流散热器的工作原理是系统允许散热器的部分流体管道在低温下冻结，并通过散热器面板将热量传导至冻结的流体管道，实现高温下的快速解冻。(通过选择合适的材料和壁厚，流体管道的承压能力大大增强，能够承受解冻过程中乙二醇水溶液工质膨胀产生的巨大局部压力。)这种设计方案使得散热器的有效散热面积显著减小，并且大大减少了系统向外部空间散发的热量。在转移轨道飞行或月球阴影期间，阿波罗登月器的外部热通量极低。在