,*,单击此处编辑母版标题样式,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,典型航天器的热控方案综述,典型航天器的热控方案综述,1,三个典型航天器,嫦娥一号卫星,神舟载人飞船,“阿波罗”登月飞行器,三个典型航天器嫦娥一号卫星,2,嫦娥一号,运行期间轨道环境及外热流特点,热控方案,被动热控措施,OSR散热面及多层布局,热管的应用,相变材料热管的结构,热管的应用实例,主动热控特点,嫦娥一号运行期间轨道环境及外热流特点,3,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,即中心承力筒加蜂窝板的板式结构,太阳翼采用单自由度对称双翼布局。,北京时间,2007年10月24日18时05分（,UTC,+8时）左右，嫦娥一号探测器从,西昌卫星发射中心,由,长征三号甲运载火箭,成功发射,.,卫星由长征三号甲运载火箭送入近地点200km,远地点51 000km、倾角31、周期为16h的超地球同步轨道,之后卫星经历调相轨道、地-月转移轨道,最后进入轨道高度为200km的圆形极月使命轨道。途中卫星经过1次远地点加速、3次近地点加速、1次中途修正、3次近月点制动共计8次轨控。,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,4,运行期间轨道环境及外热流特点,卫星在一年的寿命期间内，角(太阳矢量与轨道面的夹角)在0360范围内变化,为保证太阳翼发电,卫星采用了正飞和侧飞两种飞行姿态。,当角在045、135225及315360范围内时卫星采用正飞姿态运行;当角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。,另外,由于太阳、地球及月球的相对运动,在2008年2月21日及2008年8月21日,将出现月食现象。由于在月食期间,卫星没有了外热流,同时星上设备依靠蓄电,池组供电,电源使用受到限制,运行期间轨道环境及外热流特点卫星在一年的寿命期间内，角(太,5,OSR散热面及多层布局,+z面,月球红外辐射,外热流变化大，,无外热流,稳定散热面,-z面,仅受太阳辐照,+y面,-y面,+x面,-x面,月球红外辐射,太阳辐照,MLI覆盖,OSR,OSR,OSR散热面及多层布局+z面 外热流变化大，-z面+y面,6,热管的使用,嫦娥一号卫星热控系统中共使用了,32根热管=9根外贴热管+23根预埋热管。,热管布局时,通过预埋或外贴等方式,利用热管实现,舱板的等温化设计,;而且根据卫星外热流的特点及星上设备温度控制需求,利用槽道热管实现了,下舱+Y、-Y舱板间的热耦合,扩展了热管网络的应用范围,热管的使用 嫦娥一号卫星热控系统中共使用了,7,相变材料热管,在中间圆形腔体内充装液氨,作为常规热管使用,两边两个腔体内充装相变材料,腔体中的肋片起到增强热管与相变材料热耦合的作用。,相变材料热管 在中间圆形腔体内充装液氨,作为常规热管使用,8,+X面舱板等温化,应用：,需要采用,增大热容,设计方法,使被控对象温度波动过大的现象得到纠正。,例如：+X板散热面在外热流的作用下,温度有很大的波动,(孤立散热面的温度波动20至-20),造成被控区域温度波动幅度较大,高温时温度过高,低温时需要电功率补偿,。为了规避月球红外热流的影响,安装在对月板处的载荷设备的散热面设在+X板上,利用热管将,X板的散热面和散热设备热耦合,进行设备的温度控制。,+X面舱板等温化应用：,9,+Y板、-Y板间热耦合,采取轴向槽道热管两相对舱板间的热耦合技术,为首次在此类卫星上使用,+Y板、-Y板间热耦合,保证蓄电池组间的温差要求,同时也,降低了光照侧蓄电池组的温度,减少蓄电池组散热面面积,为蓄电池度过月食提供了基本保证,+Y板、-Y板间热耦合采取轴向槽道热管两相对舱板间的热耦合技,10,主动热控,充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备,加上热控系统研制的执行部件加热控制器,形成智能主动控温系统的物理结构,特点：,1)对加热回路状态的,批处理,集中设置,以适应卫星在正常飞行、变轨阶段、以及月食阶段星上能源供给的限制,实现可控地利用星上的能源,2)实现了,多个热敏电阻的联合控温,提供了被控对象的温度均匀性和控温系统的可靠性;,3)在,蓄电池组温度控制,上实现了,跟踪控温功能,为保证蓄电池组间的温差要求提供了保证;,4)能够,对加热回路的状态设置,如:加热回路开关状态、控温热敏电阻使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等,参数通过遥控进行修改,在轨管理能力及故障应急能力,显著增强,主动热控 充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备,加上热控,11,神舟载人飞船,载人飞船对比一般卫星的特点,神舟五号飞船简介,热控方案,轨道舱,返回舱,推进舱,流体回路系统,总结,神舟载人飞船载人飞船对比一般卫星的特点,12,神舟五号飞船简介,神舟五号载人,飞船,是“神舟”号系列飞船之一，是,中国,首次发射的,载人航天,飞行器，于2003年10月15日将航天员杨利伟送入太空。这次的成功发射标志着中国成为继前苏联（现由,俄罗斯,承继）和,美国,之后，第三个有能力独自将人送上太空的国家。,神舟五号飞船简介神舟五号载人飞船是“神舟”号系列飞船之一，是,13,飞船结构组成,轨道舱,作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的,气闸舱,。配有泄复压控制、,舱外航天服,支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5个复压气瓶。无留轨功能。,返回舱,形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。,推进舱,装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对,太阳能电池板,。,飞船结构组成轨道舱,14,载人飞船对比一般卫星的特点,热控特点：,飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大，控温精度要求高,密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统,对可靠性与安全性要求更高,热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批次工作模式（,自主飞行期间保温和留轨利用期间散热,）,航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控制,载人飞船对比一般卫星的特点 热控特点：,15,热控总体方案,热控,被动热控,（基础）,主动热控,（重点）,MLI,涂层,热管,流体回路,气体通风,风冷回路,电动,百叶窗,电加热,控温仪,热控总体方案热控被动热控主动热控MLI涂层热管流体回路气体通,16,轨道舱热控,在自主飞行期间,（,轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大,）,需减少漏热,；,留轨期间,（,轨道舱是非密封舱，仪器发热量大,），,要加强散热,被动热控措施：,开散热面（,内外表面ZKS白漆,）,舱外表面纵向热管,除散热面外，其他舱外表面MLI，内表面粘贴泡沫塑料,6块仪器安装板（,非仪器安装处,）双面涂高发射率黑漆ERB-2B,舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或者喷涂高发射率无毒热控层,设置航天员活动区和仪器区之间的隔热罩,轨道舱热控 在自主飞行期间（轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不,17,主动热控措施：,对推进剂贮箱、镉镍电池、相机窗口、红外地平仪、分流调节器等采用,主动电加热控和被动热控,相结合,隔热罩上布置两路空气加热器,设置轨道舱热控风机,散热面外设置电动百叶窗（,叶片外表面贴F46单面镀铝膜,），以提高自主飞行期间的舱温和降低留轨期间仪器的工作温度,布置了7个湿度传感器、一个便携式风速传感器,轨道舱热控,主动热控措施：轨道舱热控,18,返回舱热控,返回舱热控要保证:,航天员活动区域的空气温度在(,待发段、主动段及自主飞行段,)为 ，在返回段低于,舱内仪器设备温度在所要求的范围内,热控总体思想：,舱外表面涂层，减少散热,限制冷凝干燥器风门开度，减少舱内空气向流体回路散热控制外回路，稳定冷凝干燥器入口温度,对未布置冷板而发热功率密度大的陀螺组合体与应答机，进行风冷换热,返回前第5圈进行热控预冷，降低大底仪器与结构部件温度，充分利用返回舱的热惯性，从而保证返回着陆时的空气温度,返回舱热控返回舱热控要保证:,19,返回舱热控,被动热控措施：,返回舱外表面喷涂S781-C涂层，减少散热,内表面胶接热管，侧面贴泡沫塑料,大底上贴一层聚酰亚胺薄膜压敏胶带,舱内仪器设备进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控涂层,主动热控措施：,设置7块冷板对仪器设备降温，并在冷板和仪器设备安装面间充导热脂,返回舱大底上设置了陀螺热控风机和应答机热控风机（,提高空气温度的基础上，降低发热量大的仪器设备温度,）,返回舱还布置了2个湿度传感器及其转接盒，用以测量舱内空气相对湿度,返回舱热控被动热控措施：,20,推进舱热控,被动热控措施,柱段仪器圆盘对应处设置散热面2平方米,外表面包覆MLI（除散热面外）,在尾流罩部位安装高温隔热屏（防止变轨发动机工作时产生的高热流对舱内的影响）,返回舱和推进舱之间的防热罩上也包覆MLI,内表面喷涂高发射率的热控涂层,舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控涂层,主动热控措施,推进剂贮箱、应急电源、红外地球敏感期、分流调节器等采用主动电加热控温和被动热控相结合,4个镉镍电池采取冷板降温，在距后Y框约295mm铆接了3圈液体加热管路,热控外回路的全部设备和部件,推进舱热控 被动热控措施,21,流体回路系统,ZKS,流体回路系统 ZKS,22,经验总结,以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。,液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可有效地进行自动调节。,通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者按照预定的流动方向在舱段内循环，产生气体强迫对流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温湿度，达到控温目的。,电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用2种状态下舱内温度水平的要求。,经验总结以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百叶窗为代表,23,“阿波罗”登月飞行器,阿波罗计划简介,研究此飞行器的意义,飞行器的组成,热控方案,热控方案概述,具体热控措施,指令舱和服务舱的热控,单相流体回路,指令舱涂层,蒸发器,登月舱热控,“阿波罗”登月飞行器阿波罗计划简介,24,阿波罗计划简介,阿波罗计划（Apollo Project），又称阿波罗工程，是美国从1961年到1972年从事的一系列载人登月飞行任务。（,始于1961年5月，1972年12月第6次登月成功结束,），历时约11年，耗资255亿美元。,1969年7月16日，巨大的“,土星5号,”,火箭,载着“,阿波罗11号,”飞船从,美国,肯尼迪角发射场点火升空，开始了人类首次登月的太空征程。美国宇航员,尼尔阿姆斯特朗,、,埃德温奥尔德林,、,迈克尔科林斯,驾驶着阿波罗11号,宇宙飞船,跨过38万公里的征程，承载着全人类的梦想踏上了月球表面。,阿波罗计划简介阿波罗计划（Apollo Project），又,25,研究此飞行器的意义,“阿波罗”登月飞行器是目前唯一完成脱离地球轨道飞行的载人深空探测飞行器。其热控系统设计方案和实施措施可为我国将来研制载人深空探测航天器热控系统所借鉴。,研究此飞行器的意义“阿波罗”登月飞行器是目前唯一完成脱离地球,26,飞行器组成,阿波罗”登月飞行器包括飞船（包括指令舱和服务舱）和登月舱3个部分组成2。在发射阶段，指令舱和服务舱是连接在一起的，如图1所示。,指令舱是航天员在飞行中生活和工作的座舱也是全飞船的控制中心。,服务舱前端与指令舱对接，它为航天员提供电氧气和其它的生保功能，以及发动机所需的推进剂后端为推进系统主发动机喷管。,服务舱后端为登月舱。登月舱包括两个舱段，分别称为上升级和下降级,飞行器组成阿波罗”登月飞行器包括飞船（包括指令舱和服务舱）和,27,热控方案概要,“阿波罗”登月飞船热控系统在,水星和“双子星”飞船热控系统,设计的,基础上,进行研制，其使用的,多层隔热材料、高温隔热屏、电加热控温系统及通风系统,等技术已较为成熟,相对于“水星”、“双子星”飞船和神舟飞船的热控系统设计，“阿波罗”独特的热控手段：,停滞式辐射器,为热排散系统的流体回路系统减少了系统在低温工况所需的补偿功率，扩展了单相流体回路的