航天器热控技术-课件PPT讲义(演示稿)
空间热控制技术(适用于航天)
最终设计评审 （FDR ）
出厂
参加发射场 AIT
发射
在轨测 试
热控性能 在轨评价
设计 改进
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。
载人航天器
层空间（太空），执行探索、
开发和利用太空等特定任务
空 间
的飞行器。如人造地球卫星、 站
载 人 飞 船
航 天 飞 机
载人航天器、空间探测器。
无人航天器
人
空
造
间
地 球 卫
探 测
星
器
卫登
星月
式 载 人载 人Biblioteka 飞飞船船技
科术 学试
卫验 星卫
星
应月
用 卫
球 探 测
星器
行 星 和 行 星 际 探 测
器
2 有效载荷
• 有效载荷（载荷） Payload Module — 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
3 空间光机载荷热控制必要性
– 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。
（航天器整个生命周内所期经历的外在条件）
地
上
返
着
面
升
回
陆
段
段
段
段
环
环
环
环
航空航天工程师的航天器热控技术
航空航天工程师的航天器热控技术航空航天工程师在航天器设计与制造过程中起到至关重要的作用。
其中，航天器热控技术是航空航天工程师必须掌握的关键技能之一。
本文将探讨航天器热控技术的基本原理、挑战以及未来发展趋势。
一、航天器热控技术的基本原理航天器在太空环境中面临极端的温度条件，从极高温度的太阳辐射到极低温度的深空环境。
因此，航天器热控技术的基本目标是保证航天器的各个部分在设计范围内的温度之间保持平衡，以确保器件和系统的正常工作。
1.1 航天器热交换原理航天器需要通过热交换来平衡内外部的温度差异。
热交换可以通过辐射、传导和对流等方式实现。
其中，辐射是太空环境下最主要的热交换方式，而传导和对流则在其他特定条件下起到重要作用。
1.2 热控规划和排布航天器的热控规划和排布涉及到热源和热辐射器的布置以及热保护层的设计等。
热控规划需要考虑到航天器的发射、空间操作和返回等各个阶段的热控要求，确保航天器在不同操作模式下的热控性能。
1.3 热控材料的选择航天器热控技术中，材料的选择对实现热控性能至关重要。
航天器所用材料必须具备较高的热阻和热导率，以保证良好的热控效果。
此外，航天器所用材料还需要具备较好的抗辐照和抗氧化性能，以应对太空环境的极端条件。
二、航天器热控技术的挑战航天器的热控技术面临诸多挑战。
在航空航天工程师的工作中，他们需要解决以下问题：2.1 多种热源的热控航天器在太空环境中会受到多种不同的热源影响，例如太阳辐射、地球辐射、内部系统热源等。
因此，航天器热控技术需要在各种情况下对不同热源进行有效的控制和管理。
2.2 热控效能的平衡在设计航天器的热控系统时，需要平衡热控效能和航天器的质量、功耗、体积等方面的考虑。
这涉及到在不同设计限制下做出最佳选择，以实现最佳的热控性能。
2.3 太空环境的极端条件航天器在太空中面临的温度条件极端，从高温到低温的过渡可能会对航天器的稳定性和正常运行产生负面影响。
因此，航空航天工程师需要设计出能够应对这些极端条件的热控系统。
热控技术讲课课件
DEH系统简介
DEH控制系统分为两大部分电子控制系统部分、液压调节保安系统部分。
DEH电子控制系统部分主要包括操作员站、HUB、控制柜等。控制柜中除配有与通常 DCS系统类似的开入、开出、模入、模出I/O模块外，还配有DEH专用模块——测速单 元、伺服单元。通过先进的图形化组态工具，可设计出完善的控制策略，以适应不同汽 轮机、不同液压系统的要求。操作画面、数据库、历史库等均可与DCS系统共享。 操作员站：主要完成的是人机接口，运行人员通过操作员站完成能够利用DEH完成的 正常操作。任意一台操作员站可以定义成工程师站，工程师和DEH软件维护人员可以通 过工程师站进行组态等修改算法和配置的功能。 HUB：网络集线器，实现上层网络的通讯物理接口。 控制柜：实现I/O模块的安装布置和接线端子的布置，I/O模块通过DP通讯线和主控单 元连接构成底层的数据网络，I/O模块主要实现对所需要的控制信号的采集转换工作。 通过工程师站将DEH控制算法下装到控制柜，控制柜中的主控单元实现DEH控制算法的 实现和运算。 测速单元：有三路测速通道，内部三选中逻辑，可输出超速限制、超速保护接点信号 。具有测速范围大 1~5000Hz、测速精度高0.1%、响应速度快10ms等特点。 伺服单元：它与伺服阀、油动机、LVDT等组成位置随动系统。具有自动整定零位幅值 、及紧急手动控制功能。定位精度为0.2%，响应时间小于0.5秒。可与各种液压伺服系
01234.....01234555555
日常维护及检查
第三章
日常维护及检查
对于LVDT部门制定了相关的定期检查制度，主要包括LVDT螺栓紧固 情况，在机组正常运行中，不能对LVDT的线圈进行测量，因此线圈阻 值的测量都是在停机后，启机前进行检查。检查的注意事项如下： 1、测量前将相应的VP卡拔出，（保证机组停运后，阀门全部关闭状态 下） 2、初级线圈及次级线圈不要弄错。 3、现场将铁芯拔出，检查磨损层度。 4、外壳紧固卡件是否紧固，有否损坏
典型航天器的热控PPT演示课件PPT37页
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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
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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。
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流体回路系统
ZKS
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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。
蒸发器
“流体回路（阿波罗”指令舱与服务舱的）在使用升华器的基础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器
02 航天器热控制技术 第二章
出了常用的节点有限差分方程，对于特殊情况下节点的有限差分方程
还需要计算者自行推导。
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2.1 热传导－导热问题的数值求解
有限差分法求解步骤
（1）建立物理模型－－实际问题必要的简化 （2）建立数学模型－－给出导热过程的控制方程和边界条件 （3）选定节点－－求解区域离散化
（4）建立节点温度方程－－控制方程离散化，使问题由求解偏微分方
非密封航天器 热传导 热对流 热辐射 ▲ ▲ 密封航天器（或舱段） ▲ ▲ ▲
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2.1 热传导
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2.1 热传导－定义
• 定义：热传导是指在温度差作用下依靠物质微粒（分子、
原子和自由电子）的运动（移动、振动和转动）进行的能
量传递过程。 – 温差存在（温度场存在） – 是物质微粒的运动引起的能量交换，与物体整体运动 无关
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2.1 热传导－变物性问题
关于变物性问题－－以变热导率为例 • 大多数工程材料的热导率是温度的函数，一般表示为线性关 系 0 1 bt • 。
工程上，大多数只关心导热量的大小，而对其准确的温度分布并
不太关心。这时可以简化计算
• 根据傅立叶定律，考虑一维稳态无内热源的导热
t1
λ1
Q
1 2 Rc 1 A 2 A
t1 t 2
A
t2
Rc
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2.1 热传导－热导
热导h和H：热阻的倒数是热导
1 h r A 1 H R
W
W 2 K 2 m K m
一度温差下传递多 少热流密度
航天器热控分系统
7. 1. 3 常用的热控技术
大功率热量排散技术 精密控温技术 CPL和LHP技术 纳米流体传热工质 高热导率材料与高热流
密度设备的热控 MEMS百叶窗热控技术
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7.2 航天器热控分系统的设计
热设计任务
航天器热设计的任务就是根据航天器飞行任务的要求及其工作期间所要 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一起设备、生物和结 构件的温度水平都保持在规定的范围内
-1-
7. 1 航天器的热控技术
航天器热控以传热学和工程力学为基础，综合多学科技术实现 • 被动式是指没有活动部件的或者可调解能力的热控方式 • 半被动式是指采用由热敏器件驱动的简单的控制装置来打开或关闭导 热通道，使热量散出，如百叶窗 • 主动式是指电加热器、机械循环泵和冷冻机等自动控制系统实现温度 控制
热管是利用管内工质的相变和循环流动而工作的器件，可传递很大的热 流
相变热控材料在相变过程中将吸收或
释放出相变潜热，使被控对象基本保
持不变
相变蜡
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7. 1. 2 主动热控技术
主动热控是在变化的内、外热环境下，利用某种自动控制系统，根据被 控对象的温度反馈，调节相关传热参数，以实现仪器设备的温度控制 • 辐射式、传导式、对流式、电加热 • 辐射式通过机构来实现仪器表面发射率的变化，如百叶窗和旋转盘 • 传导式通过控制热传导途径上的热阻来实现控温 • 对流式利用流体对流换热的方式对卫星内部整体或局部实施热控； 缺点为真空密封处理和系统复杂，优点为换热能力强 • 电加热通过安装加热丝（片）在被加热部件上，通过遥控或自动控 制加热；它的结构简单，使用方便，控制精度较高
航空航天工程师的航天器热控技术
航空航天工程师的航天器热控技术航空航天工程师是从事航空航天领域研究的专业人士，其中航天器热控技术是航空航天工程中至关重要的一项技术。
本文将深入探讨航天器热控技术的原理与应用。
一、热控技术在航天器设计中的重要性航天器受到太空环境中严酷的温度条件的影响，而热控技术就是为了确保航天器在极端温度下的正常运行而存在的。
在太空中，航天器会面临极高的温度和低温，例如接近拜占庭空间站的太阳面温度可达200多摄氏度，而背面则可能下降至负200多摄氏度。
这种极端的温度条件可能会导致航天器的重要组件失效，甚至彻底破坏航天器。
二、航天器热控技术的核心原理航天器热控技术的核心原理是通过合理的热防护材料和热控系统来控制航天器与外界温度环境的热交换。
其中，热防护材料的选择和设计是至关重要的，它能够保护航天器内部的重要部件避免受到过热或过冷的影响。
航天器的热控系统同样扮演着重要的角色。
热控系统包括热控传感器、电加热器、热电材料以及热控回路等组成部分。
热控传感器主要用于实时监测航天器内外的温度变化，并将信息传递给热控回路。
热控回路则通过调节电加热器和热电材料的工作状态来实现航天器的热平衡。
三、航天器热控技术在实际应用中的挑战与解决方案尽管航天器热控技术在理论上非常成熟，但在实际应用中仍然面临一些挑战。
首先是太空环境下的高温和低温条件极端，要求热控系统能够在各种极端温度环境下正常运行。
其次是航天器内部的组件种类繁多，它们在温度敏感性和热稳定性上存在差异，这要求热控系统能够精确控制不同组件的温度。
为了应对这些挑战，航空航天工程师们采取了多种解决方案。
首先，合适的热防护材料的选择和设计可以减缓温度变化对航天器的影响。
其次，合理的热控系统设计和热控回路的优化可以提供精准的温度控制。
此外，航空航天工程师还会考虑热辐射损失、航天器热交换的方式等因素来提高航天器的热控效能。
四、航天器热控技术的现状与未来发展随着航天技术的不断进步，航天器热控技术也在不断发展。
典型航天器的热控ppt课件
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。
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+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。
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
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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
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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
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。
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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
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