空间热控制技术(适用于航天)

空间光机载荷热控制技术

专题讲座前言

本讲座以工程实践为背景，介绍空间光机载荷热控基础知识、空间热环境、热控分系统的设计思路和分析方法、以及地面热试验的基本原理和方法。本课程主要以空间光机载荷热控技术为背景，也适用于所有的航天器。1航天器简介

航天器定义（GJB421A-97)：在地球大气层以外的外层空间（太空），执行探索、开发和利用太空等特定任务的飞行器。如人造地球卫星、载人航天器、空间探测器。航天器无人航天器人造地球卫星空间探测器行星和行星际探测器月球探测器应用卫星技术试验卫星科学卫星载人航天器空间站载人飞船航天飞机卫星式载人飞船登月载人飞船2有效载荷有效载荷（载荷）

PayloadModule—PM

－－直接完成特定任务的仪器、设备或系统，又称专用系统。光机载荷：航天器必备的有效载荷之一，完成遥感、成像、通讯等任务的设备，如激光器、光谱仪、红外相机、空间望远镜等太空环境恶劣－－如果不采取任何热控措施，载荷上的部件、设备的温度有可能达到零下一百多度到零上一百多度。载荷上使用的材料及电子器件都有一个其功能和性能正常发挥作用的工作温度范围（如-10~45℃）。光学元件对工作温度范围要求更加苛刻（20±1℃），光学仪器的温度波动会使光学元件产生热应力及热变形，影响成像性能与跟踪精度。

解决办法－采取热控制技术，进行精心的热控设计！3空间光机载荷热控制必要性航天器飞行环境（以地球卫星为例）（航天器整个生命周内所期经历的外在条件）地面段环境上升段环境空间段环境返回段环境着陆段环境大气环境（温度、湿度、有机物、尘埃等）力环境（发射、运输、吊装等）太阳热辐射（短时间）热环境粒子辐照环境力环境（微流星/空间碎片撞击）4空间环境地球空间热环境真空低温星体热辐射太阳辐射地球热辐射地球反照4空间环境当航天器到达离地高度80km以上时，气体己很稀薄，空气对流可忽略。高度超过150km己进入高真空，则气体分子导热也可忽略。此时只有固体导热与热辐射存在。随高度增加大气压力迅速降低（真空度升高）真空对载荷的影响在压力低于10－3Pa时空气的传导和对流换热可忽略；只存在固体的导热和物体表面热辐射；固体表面之间接触界面热阻加大，影响热量传递；材料会产生挥发物而导致对其他表面的污染，特别是光学表面和热控表面；运动部件可能出现冷焊或滞涩；电子器件在10~10-1Pa低真空度条件下，可能产生放电（低气压放电），致使电子设备出现故障。真空4空间环境低温黑背景（冷黑）宇宙中除了各种星体以辐射的形式发射能量外，其余为无限广阔的宇宙空间。研究表明，宇宙空间的辐射能量极小（～10-5W/m2），相当于4K(-269℃)的极低温天体。（冷）其次，航天器辐射出去的能量将被无限大宇宙空间全部吸收，而无任何的反射，犹如石沉大海，这样的宇宙空间就像热沉一样。(黑）效应：提供吸收航天器辐射热量背景（热沉），有多少，收多少，来者不拒。4空间环境热辐射（空间外热流简称外热流）地球及其大气系统的能量来源于太阳辐射。太阳辐射进入地﹣气系统后，部分被反射，部分被吸收。被反射的能量称为地球反照；被吸收的能量转换成地球内能，再以热辐射形式向太空辐射称为地球红外辐射（地球热辐射）。对于地球轨道卫星：太阳直接辐射——太阳辐射地球反射太阳辐射——地球反照地球吸收太阳辐射后转化为地球自身热辐射——地球红外辐射影响：提供航天器外部热量，使其能维持一定的温度；提供太阳能电池发电能源4空间环境卫星的热平衡（能量）方程：Q1为吸收的太阳热流；Q2为吸收的地球反照热流；Q3为吸收的地球辐射热流；Q5为卫星发热功率；Q6为卫星向太空辐射的热量5载荷在空间环境中的热平衡对于安装在航天器舱外的载荷，热环境主要包括4K冷空间，太阳辐照、地球反照及地球红外辐射。对于安装在航天器舱内的载荷，载荷周围物体（如安装结构板、舱壁、邻近设备）的表面温度、外形及表面发射率等，构成了真空条件下舱内载荷的热环境通过正确选用热控材料及热控制方式，确保载荷各部件的温度，在全寿命工作周期内（各工作阶段），处于任务所要求的范围内。热分析。建立相应的热数学模型，完成各阶段热分析和模型修正。热分析贯穿载荷研制全过程；热设计。在初步热分析的基础上，完成热设计。设计一般分为方案设计、初样设计和正样设计；热试验。完成充分和合理的地面模拟热试验，验证热设计的正确性。6载荷热控设计任务卫星（载荷）热控分系统研制技术流程简图

热控任务书

下达

拟定

热控方案

光,机,电,热

接口定义

初步

热设计

详细

热分析

初步设计评审

（PDR）

初样热控状态确定

参加整星初样

AIT

关键设计评审

（CDR）

正样

热设计

参加整星正样

AIT

最终设计评审

（FDR）

参加发射场

AIT

发

射

在

轨

测

试

热控初样产品齐套交付

热控正样产品齐套交付

出厂

热

控

性

能

在

轨

评

价

设

计

改

进

7热控系统研制流程8光机载荷热设计被动热控制技术热控涂层：专门用于改变航天器设备部件表面热辐射性质（

s，）从而达到对物体温度控制目的的表面材料。目前，航天器上常用的热控涂层主要是电化学涂层、有机漆、无机漆、二次表面镜、热控带等。多层隔热组件：由反射辐射热的反射层和隔离传导热的间隔层组成，其功能是阻隔热量的传递，达到隔热的目的。对于舱外的载荷，除散热面外，其余部位原则上都全部包覆多层隔热组件以阻止载荷内部热量的散失，确保载荷温度达到设计要求。只能在真空中使用。热管：是一种利用工质的蒸发、凝结相变和循环流动而工作的器械。由于液体蒸发和凝结时的热阻很小，因此热管可以实现在小温差下传递大热量。传递的驱动力是毛细力。导热或隔热填料：

增强传热能力——填充导热硅脂、导热硅橡胶、金属箔（铝箔、铟箔）等软性材料；

降低传热能力——填充导热性能差的非金属材料，如玻璃钢垫片等非金属垫片。相变材料：放置在被控设备与外部环境之间，当相变材料与被控设备（发热部件）的界面温度升高到相变材料的熔点时，相变材料熔化并吸收与熔化潜热相当的热量，使界面温度保持在熔点温度附近；当界面温度由于某种内部或外部原因而下降时，相变材料凝固并放出潜热，维持界面温度基本不变。8光机载荷热设计主动热控制技术：直接对被控对象输入/出能量电加热－输入能量组成：加热器控温热敏电阻控温仪（星务计算机控制）通过设定控温热敏电阻控温上下温度限，自动接通加热回路，结合优化的热控设计，可实现精确控温，可以达到0.1℃的量级。技术成熟，可靠性高，应有范围非常广。致冷－输出能量热电制冷器利用物理现象中的珀而帖效应，靠电子(空穴)在运动中直接传递热量。具有体积小、作用速度快、可靠性高、寿命长、无噪声、无需维护以及可模块化设计等特点。9热仿真分析热分析技术流程图9热仿真分析热分析输入条件：载荷结构模型（简化）、材料参数、载荷与卫星的边界条件、轨道参数、飞行姿态、初步热设计方案（表面涂层参数、隔热/导热措施等）、内热源功耗等热分析输出结果：载荷外热流数据各部件温度水平及温度梯度（不同环境条件与工作模式下、稳态/瞬态）分析模型修正：地面热平衡试验、在轨遥测数据9热仿真分析KXX星有效载荷：载荷主要光机部件温度计算值与试验值误差在3℃范围内。9地面热试验热平衡试验热真空试验试验目的验证热设计的正确性，考核热控分系统的能力；获取整星温度数据，修正热分析数学模型暴露卫星在设计、材料和制造工艺上的缺陷；排除早期故障；评定整星的工作性能试验模型热控星（初样）发射星（正样）

发射星（正样）

控制参数外热流值。控制载荷外表面吸收的外热流值等同于载荷表面在太空中吸收的外热流值

温度。控制载荷各部件的温度，达到鉴定级或验收级的温度水平

试验过程按工况，施加外热流值和设置载荷工作模式，直至载荷各部件温度