《航天器热控制》PPT课件.ppt

1、,航天器热控制 Thermal Control of Spacecraft,第九章,问题： 1、航天器热控制的基本概念？ 2、航天器热控制的主要手段？ 3、航天器热控制系统的典型部件？,9.1概述 9.2航天器热设计 9.3航天器热控制技术 9.4航天器热控系统设计实例 9.5 航天器热控制技术展望,哈勃望远镜的太阳能帆板表面温度情况 图左：在地球阴影中时其表面温度为110左右 图右：在太阳照射下其表面温度为120左右,9.1概述,1987年2月，美国的GOES7入轨后，其有效载荷控制装置限定的温度立即升至35度，而工作安全温度为15-25度，经抢救而恢复正常,9.1概述,9.1概述,我国航天

2、器热控技术的奠基人：闵桂荣院士,请问：热传递有哪几种形式。,9.1概述,请问：热传递有哪几种形式。,9.1概述,传导 对流 辐射,传导（傅理叶定律）,：单位时间内传导的热量 ：材料的导热率（W/Km） ：材料的横截面积（m2） ：材料两端的温度差（K） ：热传输距离（m）,9.1概述,辐射（斯蒂芬-玻尔兹曼定律）,：单位时间内辐射的热量 ：斯蒂芬-玻尔兹曼常数（5.6710-8W/m2K4） ：辐射系数（01） ：辐射体的表面积（m2） ：黑体的温度（K）,9.1概述,一、航天器热控制任务和功能 控制航天器内外的热交换过程，保证航天器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

3、。,9.1概述,热总体！,二、航天器飞行热环境 空间的各种环境条件，真空、低温、微重力、太阳辐射以及地球和其它行星热辐射等，它们是航天器热控系统首先要满足的环境条件，因此对航天器热控制方法与设计起决定作用。,9.1概述,1. 高真空 空间处于极高真空状态，这就决定了航天器与外部环境的热交换几乎仅以辐射的方式进行，而在地面上经常存在的气体对流换热可忽略不计。 利 弊,9.1概述,高真空会对许多材料、运动机构、元器件产生不良影响： 材料蒸发温控涂层表面加速蒸发，器件表面污染 干摩擦和冷焊 热控制机构运动部件阻尼增大或者卡死 热阻加大，温差增大 传热面之间仅存在固体点接触,9.1概述,2. 空间低温

4、 宇宙空间背景上的辐射能量相当于3K绝对黑体辐射。 可以认为航天器的自身辐射全部进入宇宙空间，即空间对航天器是黑体。,9.1概述,1964年美国贝尔实验室的彭齐亚斯和威尔逊发现宇宙背景辐射现象，美国普林斯顿大学的一个研究小组预言，宇宙空间有着3K左右的背景辐射存在。（2.76K）,3. 微重力 地面上依靠气体自然对流散热的仪器热量排散受阻，温度则很快升高，在地面进行模拟实验时十分困难。 对传热器件的有利影响：热管在微重力条件下可以不考虑其几何位置的影响，一些主动温控装置也因重力的减小而比较容易驱动和控制。,9.1概述,三、航天器热源 航天器的热源主要是太阳辐射、地球（月球和各行星）的热辐射及它

5、们对太阳辐射的反射、航天器内部热源等。,9.1概述,地球反照,地球红外辐射,太阳辐射,航天器向外辐射热能,航天器内部热源,1. 太阳辐射 太阳是一个巨大的高温热辐射体，在地球大气层外距太阳为一个天文单位处，辐射密度约为1358 W/，一年四季略有变化。 太阳辐射光谱对航天器热平衡也会产生较大影响。,9.1概述,2. 地球及其它行星热辐射 地球的能量主要来自于太阳辐射，落于全地球的太阳辐射率为1.71014KW。这些能量大约2/3被地球及其大气所吸收，它转化为热能以后以长波辐射的方式辐射到空间去，即地球的红外辐射。 其余的太阳辐射被地球反射到空间去，称为地球反照。,9.1概述,一、热设计的任务

6、根据航天器飞行任务的要求及航天器工作期间所要经受的内、外热负荷的状况，采取各种热控制措施来组织航天器内、外的热交换过程，保证航天器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。,9.2航天器热设计,二、航天器热控技术的特点 航天器的热控技术在原理上与工业生产热控技术相同，但是由于航天器的热控要求及所处的环境条件特殊而具有特殊性。,9.2航天器热设计,1. 满足各种温度要求 限制温度变化范围：常温要求 恒定部件温度水平：恒温要求 匀化部件温度：等温要求 控制极限温度：高低温要求,9.2航天器热设计,9.2航天器热设计,星上部分组件/元件温度要求,9.2航天器热设计,S

7、pitzer空间红外望远镜，其望远镜镜片的表面温度必须保持几十K左右。,9.2航天器热设计,2. 适应变化大的热环境 地面段：航天器发射前的温度在预定的范围内 上升段：星内气体对流减小直至消失 轨道段：辐射 返回段：自然对流由无到有，外壳气动加热,9.2航天器热设计,3. 提高通用性及应变能力 应该十分注重通用性设计。 热控系统在整个飞行期间一直需要发挥功能，应具备较强的适应能力，有较好的自动调节性能。,9.2航天器热设计,4. 满足航天器总体要求 航天器的总体方案对热控制系统的质量、能源消耗有严格的限制，对系统的可靠性及寿命有较高的要求。,9.2航天器热设计,5. 实现与星上各系统的最佳配合

8、 航天器是一个多系统的综合体，各系统要协同工作，热控系统与其它系统的热交换、机械接触和电路联系将直接或间接的影响到热控系统的状态。,9.2航天器热设计,三、热设计依据 (1)航天器任务和特点； (2)航天器轨道参数； (3)航天器空间环境条件； (4)航天器设计寿命与可靠性指标； (5)航天器结构外形与材料特性；,9.2航天器热设计,(6)航天器总体布局； (7)航天器飞行程序与姿态状况； (8)航天器各种仪器的外形尺寸、质量、热容量、耗散热功率、工作模式与温度要求； (9)航天器分配给热控制系统的质量指标； (10)航天器分配给热控制系统的功耗指标； (11)航天器在发射架上的环境条件。,一

9、、热控制技术 按控制的原理划分为： 被动热控制 主动热控制,9.3航天器热控制技术,1. 被动热控制技术 开环控制。控制过程中被控对象的温度变化无反馈作用，例如：选择具有一定热物理性能的结构材料、表面涂层、隔热材料、相变材料及热管等措施，选择一定的外形设计，合理安排星体表面与空间环境之间及星体内部仪器部件之间的热传递，使航天器各部分处于期望的温度范围内。 优点：技术简单，运行可靠，工作寿命长及经济性能好。,9.3航天器热控制技术,2. 主动热控制技术 闭环控制。在控制过程中被控制对象的温度可反馈到热控制机构上，通常具有温度敏感器、控制器和执行器。 优点：可适时调节被控对象的传热特性，它对外部变

10、化反应灵活，温度调节精度高，但在寿命和可靠性方面受到限制，质量与能耗也相应增加。 当热控条件十分恶劣或要求温度控制在几度的变化范围内时,主动热控是必须的。,9.3航天器热控制技术,二、被动热控制技术 1. 热控涂层 各种热控表面，其热辐射性质主要由太阳辐射吸收率和星体外表面辐射率来体现。 太阳辐射吸收率越大，表明其吸收太阳辐射的能力越强； 星体外表面辐射率越大，表明其向外辐射热能的能力越强。,9.3航天器热控制技术,(1) 涂料型涂层：应用最广。 有机白漆:0.15-0.27,:0.86-0.95； 有机黑漆:0.89-0.95,:0.88-0.96； 有机灰漆:介于白黑之间； 有机金属漆:0

11、.24-0.31,:近似为1 (2) 电化学涂层： 阳极氧化涂层：:0.12-0.16,:0.6-0.8 铝光亮阳极氧化涂层、电镀 (3) 二次表面镜涂层： 对可见光透明的表层薄膜对可见光反射的真空镀膜金属底构成。 极低，常用于局部增加散热 (4) 其它涂层： 温控带、低温固化低放气涂层、织物涂层等,9.3航天器热控制技术,9.3航天器热控制技术,有机白漆,2. 多层隔热材料 防止热的流入或流出。 一般由多层金属反射屏构成，温度高：金属箔；温度低：金属膜。,9.3航天器热控制技术,9.3航天器热控制技术,金属箔防热材料,9.3航天器热控制技术,金属箔防热材料,3. 热管 管内充特殊液体（如氨、

12、氟里昂等），内壁为多孔毛细槽道芯材,9.3航天器热控制技术,吸热段液体蒸发，吸热；冷却段冷凝放热，液体沿毛细管回到吸热段,9.3航天器热控制技术,4. 相变热控材料 利用相变材料在相变过程中吸或放热而温度基本上保持不变的特性来实现周期性发热设备的控制。 如阿波罗15号月球车上的3个相变材料热控系统，液固型,9.3航天器热控制技术,二、主动热控制技术 1. 辐射式主动热控方法,9.3航天器热控制技术,改变蒙皮发射率来控制Tp：热控百叶窗。,9.3航天器热控制技术,电动百叶窗原理,辐射器 （高辐射率）,叶片 （低辐射率）,9.3航天器热控制技术,2. 电加热 通过电加热来实现增温。,9.3航天器热

13、控制技术,9.3航天器热控制技术,3. 传导式主动热控方法 通过控制热传导途径上的热阻来实现温控。 如接触式热开关和可控热管。,9.3航天器热控制技术,4. 对流主动热控方法 在空间环境中，(1)严格密封；(2)强制对流 气体循环系统、液体循环系统、两相流体循环系统,9.3航天器热控制技术,9.3航天器热控制技术,两相流体循环系统是美国技术演示验证卫星ST8重点演示的四项键技术之一,算例： 卫星正方体，边长0.3m； 四面贴太阳能帆板。透射系数0，反射系数0.05，吸收系数0.95，帆板辐射系数0.85。立方体顶部和底部用多层隔热材料覆盖，辐射系数和吸收系数都为0。 卫星平台运行时功耗11.5

14、W，而在有效载荷工作时，最高需要额外的20W功耗。 当有一块太阳能帆板完全被阳光照射，求此时有效载荷运行时卫星达到的热平衡温度。若卫星进入日蚀区（此时有效载荷不工作），情况又如何？忽略来自地球的热辐射（237W/m2）。,9.3航天器热控制技术,1）航天器总面积航天器高宽帆板个数0.36m2；阳光照射到的面积0.09m2。 2）载荷工作期间，太阳光输入阳关照射面积太阳能输入帆板吸收系数116.11W；内部消耗平台功耗+载荷功耗31.5W；照射期总热量147.61W 3）照射期总热量（辐射）输出总热量 T30.56C 4）日蚀期功耗 （辐射）输出总热量 T-112.70C,9.3航天器热控制技术

15、,9.4航天器热控系统设计实例,一、“实践1号”卫星的热控系统,“实践1号”卫星是中国的第2颗人造地球卫星，是一颗科学探测和技术试验卫星。主要任务： (1) 试验太阳能电池和镉镍电池供电系统、辐射式主动无源温控系统、长寿命遥测设备及无线电线路在空间环境下长期工作性能； (2) 测量高空磁场、X射线、宇宙射线、外热流等空间环境参数。卫星上的探测仪器有红外地平仪、太阳角计等。,9.4航天器热控系统设计实例,1971年3月3日用“长征1号”运载火箭在酒泉发射入轨。原设计寿命为1年，实际在轨工作约8年。卫星在轨期间星上长期工作的遥测系统一直清晰地向地面发回遥测信号。对接收到的遥测数据分析表明，卫星上的

16、电源系统、遥测系统、温控系统性能良好。由于它的遥测信号长期稳定地向地面发射而引起世人注目，为中国以后设计和制造长寿命卫星提供了宝贵的经验。,9.4航天器热控系统设计实例,“实践1号”卫星初期姿态自旋稳定，运行轨道参数为：近地点455.3公里，远地点1430.2公里，倾角69.2度。卫星重221公斤，外形为72面体，近似球形，直径1米。设主舱、副舱I、副舱、信标机舱和应答机舱。主舱经玻璃钢支架固定在下框上，其余4个小舱分布在腰带上。,9.4航天器热控系统设计实例,“实践1号”卫星热控制示意图,9.4航天器热控系统设计实例,热控方案: 星体表面采用铝光亮阳极氧化涂层，其太阳吸收率对半球发射率之比为

17、0.45-0.55 蒙皮内表面喷涂F-650白漆，半球发射率0.85，以增强星内的辐射换热。 星内主舱采用多层隔热材料包扎并留出适当的舱表面面积喷上涂层用于散热。 副舱I的发热功率较小，而且变化倍率大。因此，除包扎多层隔热材料外，还采用百叶窗主动热控机构。,9.4航天器热控系统设计实例,“实践2号”卫星的主要任务是探测空间物理环境、试验太阳电池阵对日定向姿态控制和大容量数据存贮等新技术。在卫星上安装的主要深测仪器有热电离计、太阳X射线探测器、太阳紫外探测器、磁强计、太阳角计、闪烁计数器、短波红外辐射器、长波红外辐射器、红外地平仪、半导体电子方向探测器、半导体质子方向探测器等。,二、“实践2号”

18、卫星的热控系统,9.4航天器热控系统设计实例,“实践2号”是自旋稳定的卫星，转速为15-20r/min。卫星的运行轨道参数为：近地点237公里，远地点1622公里，倾角60度。卫星重257公斤，外形为八面棱柱体，其外接球直径为1.23米，高为1.1米。壳体分上下二部分，星体外布有四块对称的太阳帆板，星体对太阳定向。,9.4航天器热控系统设计实例,9.4航天器热控系统设计实例,整体热控方案： 星体外表面采用隔热措施，并配以百叶窗系统来控制全星的温度。 顶部，采用隔热夹层刚性结构，外面安装有太阳能电池板。 柱面和底面采用多层隔热材料，无帆板的四个柱面上，有散热窗口，布置百叶窗。全星发热功率的63由百叶窗直接向空间散热，其余的发热功率经多层隔热材料漏至空间。 在井字梁上的18个仪器，在安装面涂覆导热硅脂，加强热传导。,9.5 航天器热控制技术展望,1.热管理系统的研究 对热环境和热行为进行统一的调节、分配和管理 2.两相流体回路热控技术的研究 对于大型空间站意义重大 3. 适应高热负荷的热辐射器研究 可组装式、