航天器热控制分系统设计
2 设计工况的选择源自 设计工况就是进行热设计所依据的一个或几个特定 的热工况。 瞬时工况、周期平均工况、最大热流工况、最小热 流工况、最高温度工况、最低温度工况、稳定工况 最高温度工况：通常组合了航天器在轨道上可能遇 到的各种使航天器处于最高温度的极端热条件。 最低温度工况：通常组合了航天器在轨道上可能遇 到的各种使航天器处于最低温度的极端热条件。 对航天器上部分仪器或个别仪器，有时需要增加新 的工况或这两个工况下的分工况。
利用防热层材料的热容量吸收大部分气动热的一 种防热方法。 机理：在返回舱结构的外面包覆一层热容量较大 的材料，这层材料吸收大部分进入返回舱表面的 气动热，从而使传入结构内部的热量减小。 基本特点：防热层的总质量与传入的总热量成正 比；防热层表面形状和物理状态不变；这种防热 方式所用的材料或受熔点的限制，或受氧化破坏 的限制。 缺点：效率不高 优点：简单易行
7.2.2 热控系统的方案设计
1 热设计的基本条件
1）卫星的任务； 2）卫星的轨道参数及姿态状况； 3）卫星的构型和仪器设备的布局； 4）卫星各仪器设备和部件的材料、尺寸、质量、功 耗、必要的热物理性质、工作周期及工作寿命等； 5）卫星各仪器设备和部件的工作温度范围和温度变 化速率要求； 6）卫星的总装测试、环境模拟试验和发射场地的环 境条件及其对热控的要求； 7）各种被动、主动热控方法的性能特性、工艺水平 和使用条件。
热分析计算的基本过程
建立热网络数学模型； 用原型热平衡试验数据修正热 网络数学模型； 根据修正后的热网络模型及其 误差分析计算，计算所需的温 度值； 比较计算、试验和飞行遥测数 据，对热分析计算进行评价。
热分析计算复杂性的原因
结构复杂使得热交换的情况复杂； 换热方式多，影响换热的因素多。
航天器内部热平衡计算平衡方程式
T1 T2 T3 dT qp mc R1 R2 R3 d
(7-2)
q p ——仪器发热功率，W
T1 ——仪器与安装面平均温差，℃ R1 ——仪器与安装面传导热阻，℃/W
T2
——仪器与周围物体的平均温差，℃ R2 ——仪器与周围物体之间的辐射热阻，℃/W T3 ——仪器与周围气体平均温差，℃ R3 ——仪器与周围气体间对流换热热阻，℃/W。
多层隔热材料示意图
反射层一般使用镀金属 材料的塑料薄膜，表面发射率0.02～0.06。塑料薄膜材料常 用涤纶薄膜和聚酰亚胺薄膜，常用薄膜厚度为 6~20µm。 间隔层：常用低导热率的质地疏松的纤维纸或织物制成
隔热原理
在理想情况下（屏间真空，彼此不接触），多层隔 热材料的外层反射屏只能通过辐射向内层反射屏传 热，由于每层反射屏的表面发射率很低，所以向内 辐射的热量很少，这样经过多层反射屏的作用，达 到保温或隔热的效果。 隔热效果与隔热屏的层数和发射率有关，隔热屏层 数越多，发射率越低，其隔热效果越好。但在实际 应用中，是用间隔层隔离隔热屏，当单位厚度内层 数增多时，层间接触就会增加，接触导热也就增加， 有时反而会降低隔热效果。
7.3 卫星热控制技术
分为主动热控制技术和被动热控制技术两 大类。 被动热控制技术包括：热控涂层、多层隔 热材料、热管、相变材料、导热填料、软 质泡沫塑料、导热胶等。 主动热控制技术包括：电加热恒温装置、 热控百叶窗、接触式热开关、可控热管、 风冷系统、液体冷却回路子系统等。
7.3.1 被动热控制技术
是卫星热设计工作中 不可缺少的部分，贯 穿卫星整个研制过程 以及发射和运行的全 过程。
热分析计算的作用
热计算为热设计提供基本依据； 热设计过程中需要通过热计算来确定各种 热控措施的效果，进行多方案比较； 为热环境模拟试验提供环境模拟依据； 预示卫星在轨寿命期内的各种温度变化， 包括预示偏离设计运行工况可能产生的温 度偏差。
s S T 4
(7-3)
表7-2 不同 s/值涂层的绝热平面和等温球 体的平衡温度
热控涂层
白漆 灰漆 灰漆 黑漆 金
s/
0.25 0.50 0.75 1.0 10.0
平衡温度/℃
绝热平面
5 57 92 120 425
等温球体
-77 -40 -15 5 221
其他条件相同，左板表面发射率0.8，右板0.2
3 设计措施的选择 一般原则：先考虑使用被动热控方法，再考 虑使用主动热控方法。 先考虑卫星壳体内、外表面的热控措施，再 考虑卫星内部的热控措施。 合理组织卫星内部热交换过程 注意与其他分系统设计的配合
7.2.3 热分析计算
卫星的热计算主要包 括轨道计算、外热流 计算和温度计算三个 方面。
热控涂层种类与特性
按涂层组成特点可分为：未经涂覆的金属表面、 涂料型涂层、电化学涂层、二次表面镜涂层、 温控带、织物涂层等。 热控涂层的性能范围为： s＝0.08~0.95； ＝0.02~0.90； s/＝0.10~10。 常常用两种或几种涂层组合的条纹搭配来满足 热设计要求的涂层指标。
整星热平衡计算方程
dT q se q I qc AT mc d
4
（7-1）
se——舱表面吸收的太阳辐射，地球反照和地球表面辐射热
q
流之和，W
q I ——舱内发热功率，W q c ——相邻舱段热交换热流，W
——舱表面平均发射率 A ——舱表面辐射面积，m2 T ——舱表面平均温度，K m ——舱质量，kg c ——舱平均比热容，J/(kg· K) ——时间，S
热控涂层的选用原则 根据航天器热控制所需的各种表面的热 辐射性质 考虑涂层工艺的可能性 涂层在空间环境的稳定性 避免或减少卫星涂层表面被污染而导致 其热物性的破坏 选用成熟的涂层，注意经济性
2 多层隔热材料
组成：反射屏、间隔层 和定型件
用来保温或隔热
当量导热系数小于 1×10-5W/(m•K)
多层隔热材料的设计考虑
层密度适中 注意整体布置的合理性 规范生产加工过程 保证层内真空度
3 热管
热管是一种利用工质的相变和循环流动而工作 的传热器件，其典型结构如图7-7所示 组成：管壳、工质和具有毛细结构的管芯
图7-7 热管热结构示意图
热管工作原理
工作原理：热能在蒸发段从外热源经管壁传给工作液体，液 体蒸发后成为蒸汽流向另一端，在冷凝段蒸汽凝结成液体放 出的热量再经过管壁传给冷源，而液体沿管芯在毛细力的作 用下，再回流到蒸发段，如此循环不已，可不断地将热量从 蒸发段传递到冷凝段。 驱动力：毛细结构中液体产生的毛细力和气体的扩散现象 优点：工质循环不消耗电源，也没有机械运动部件，运行可 靠、结构紧凑。 各种不同功能的热管：可变热导热管、热二极管、旋转热管、 重力热管、抗重力热管、电动力热管等。
7.2 卫星热设计
2 设备的温度要求 1）常温要求：蓄电池组 2）恒温要求：遥感光学系统 3）高、低温要求：遥感器的红外光 学器件，要求低温，范围20~80K 4）等温要求：等温化，蓄电池组
3 热设计的原则
1）妥善处理热控分系统与其他分系统之间的矛盾， 妥善处理不同飞行阶段热控技术要求之间的矛盾； 2）应具有较高的适应性，同时留有改变热载荷和 局部修改设计的余地； 3）质量轻，一般不超过整星质量的3%~5%； 4）功耗低； 5）便于分析计算和热模拟试验； 6）工艺可行； 7）保证可靠性； 8）降低费用。
s S T
4
s——表面太阳吸收率； S——太阳常数； ——表面发射率； ——斯忒藩-玻尔兹曼常数=5.67×10-8W/(m2· 4) ； K T ——表面温度。 表面温度取决于吸收-辐射比（或称吸收-发射比） s/。 表7-2列出绝热平面与球面喷涂不同热控涂层的表面 平衡温度
热容吸热防热层
qc
T
4 w
d
本体结构 结构层
d
ρ Cp
图7-3 热容吸热式防热结构原理图
2 辐射式防热结构
组成： 1）蒙皮，主要功能用以辐射散热，外表面要处理成 具有较大辐射系数（≥0.8）的特性，向内表面的辐 射系数应尽可能低； 2）隔热材料，功能是将外蒙皮与内部结构隔开，并 阻止热量向内部传递，材料热导率要小； 3）飞行器本体结构； 4）除此以外，还有将以上三部分连成整体的连接体。 特点：辐射防热结构只能在热流密度较小的条件下 使用；辐射防热结构虽受热流密度限制，但不受加 热时间的限制；辐射防热结构外形不变，可以重复 使用。
图7-1 航天器热平衡示意图
7.2.1 卫星热设计的任务和原则
1 热设计的任务
卫星热设计的任务就根据卫星飞行任务的 要求以及卫星工作期间所要经受的内、外 热负荷的状况。采取各种热控措施来组织 卫星内、外的热交换过程，保证卫星在整 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。
第七章 热控制分系统
7.1 概述 7.2 卫星热设计 7.3 卫星热控制技术 7.4 卫星热试验 7.5 展望
7.1 概述
1 宇宙真空和深空低温 当气压降至10-3Pa以下时，航天器与空间环境热交 换几乎完全以辐射形式进行。 宇宙空间背景上的辐射能量极小，相当于3K绝对黑 体辐射。空间对航天器来说是黑体。 2 微重力 气体自然对流换热可以忽略不计 3 空间外热流 太阳辐射、地球反照、地球热辐射 4 地球大气环境 密度极低，对卫星的热平衡没有影响
被动热控制是依靠选择热控材料、器件和 合理的总体布局来控制航天器热交换的技 术。 优点：无运动部件，又无须消耗电能，具 有技术简单，运行可靠。寿命长及经济性 能好等优点。 缺点：本身没有自动调节温度的能力，不 能克服卫星内、外热流变化带来的对仪器 设备的影响。
航天器的热力学特性与热控分析
航天器的热力学特性与热控分析标题：航天器的热力学特性与热控分析航天器的热力学特性与热控分析导言航天器在极端的宇宙环境中长时间工作，其热力学特性和热控对于保障其正常运行和乘员的安全至关重要。
本文将对航天器的热力学特性和热控进行分析，并探讨如何优化热控系统以满足航天器的需求。
一、航天器的热力学特性1.航天器的热传导特性航天器在宇宙空间中会遇到各种不同的热传导方式，包括导热、对流和辐射。
在真空中，热传导主要通过辐射传递热量，因此我们需要对航天器的表面材料进行特殊设计，以提高其辐射传热能力。
同时，也需要考虑对流传热的影响，因为当航天器进入大气层时，会出现对流传热的情况。
2.航天器的热吸收特性航天器在宇宙空间中会接收到太阳辐射，并将其转化为热能。
这种热能的吸收对于航天器的运行至关重要，因为它可以提供所需的能量来驱动航天器的各种系统。
因此，我们需要在航天器的设计中考虑如何最大化太阳辐射的吸收效果。
3.航天器的热辐射特性航天器在工作时会释放出大量的热量，因此需要进行有效的散热。
热辐射是一种重要的散热方式，航天器需要通过选择合适的散热材料和表面涂覆，来提高其辐射散热能力，以保持适宜的温度范围。
二、航天器的热控分析1.热控系统的设计航天器的热控系统旨在维持航天器内部的温度在安全范围内，并保护关键设备和乘员免受高温或低温的影响。
设计热控系统时，需要考虑到航天器的热特性、耐热材料的选择以及散热系统的设计等因素。
2.散热系统的优化散热系统对于航天器的正常运行至关重要。
通过优化航天器散热系统的设计，可以提高散热效率，减少热量积聚，从而降低内部温度。
同时，还需要考虑到航天器所处环境的特点，如太阳的辐射强度和大气层的对流传热等。
3.温度控制与监测航天器的温度控制和监测是热控系统的重要组成部分。
通过安装传感器和温度控制设备，可以及时感知和调整航天器内部的温度。
这有助于预防设备过热或过冷带来的风险，同时也为操作人员提供了及时的温度信息。
航天系统热控制方法
航天系统热控制方法
航天系统热控制方法主要包括主动式热控制和被动式热控制。
被动式热控制主要通过改变航天器外部材料的光学和热学性能，如发射前进行外部涂层处理，使用隔热材料或改变热控涂层等，以实现热平衡和温度控制。
主动式热控制则更为复杂，它通过各种装置和系统来调节航天器内部的温度。
具体方法包括：
1.辐射式热控制：改变航天器内部设备的热辐射率，从而改变散热能力以保
持设备温度范围。
例如，使用热控百叶窗和热控旋转盘。
2.对流式热控制：在具有气体或流体循环调节的航天器内部，改变流体的对
流换热系数以实现温度调节。
这通常涉及液体循环和气体循环两种系统。
3.传导式主动热控制：通过改变航天器内部设备的热传导系数来自动调节设
备温度。
例如接触导热开关和可变热导的热管。
电加热器也是航天器常用的主动热控制器件。
4.过渡段热控制：这是航天器在发射前、发射中、再入地球大气层或进入其
他行星大气层时所采取的热控制技术。
在发射前，可以利用地面低温系统对航天器进行温度调节；在发射中，可以采取措施减少高温外壳传给内部仪器设备的热量；再入段则需要降低气动加热量，加强航天器的对外辐射散热和增加壳体的热容和潜热。
以上航天系统热控制方法可以有效地帮助航天器在不同环境中保持稳定的温度，从而确保航天器的正常运行和任务的成功执行。
航天热控文档
航天热控1. 简介航天热控（Spacecraft Thermal Control），是指在航天器运行过程中，对其内部温度进行控制以保证正常运行的一项重要工作。
航天器在太空中面临极端的温度环境，既有高温的阳光辐射，又有极低的太空温度，热控系统的设计和优化对于航天器的科学探索和任务的成功具有重要意义。
2. 航天器热平衡问题在航天器的运行过程中，航天器本身会产生一定的热量，而周围的太空环境则会通过辐射和传导方式来吸收或释放热量。
航天器需要通过热控系统来平衡内外热的交换，确保航天器内部温度在可控的范围内。
航天器热平衡问题主要包括如下几个方面：2.1. 太阳辐射热耦合航天器在太空中暴露在阳光辐射下，会吸收到大量的太阳能，导致温度升高。
太阳辐射热耦合主要通过航天器表面的材料选择和涂层来进行控制。
2.2. 热传导和对流航天器内部一般有各种设备和舱段，它们之间通过传导方式来交换热量。
同时，在太空环境中还存在微弱的气体流动，也会通过对流的方式进行热交换。
热传导和对流方面的问题可以通过设计隔热层和隔热结构来解决。
2.3. 热辐射热辐射是太空中最主要的热交换方式，包括航天器表面的辐射和周围天体的辐射。
航天器的表面温度与辐射热量之间存在着复杂的关系，热辐射方面的问题可以通过航天器表面的涂覆材料和表面结构来进行优化。
3. 航天热控系统的设计航天热控系统的设计需要综合考虑多个因素，包括航天器的设计要求、任务需求、材料特性等。
一般而言，航天热控系统主要包括以下几个方面：3.1. 热控系统组成航天热控系统由热控设备、传感器、控制装置、散热器等组成。
热控设备用于调节航天器内部的温度，传感器用于监测航天器内外的温度，控制装置用于控制热控设备的工作状态，散热器用于散发航天器内部多余的热量。
3.2. 热控设备选择根据航天器的需求，热控设备的选择包括制冷设备和加热设备。
制冷设备用于降低航天器温度，加热设备用于提高航天器温度。
热控设备的选择需要综合考虑功耗、体积、重量等因素。
航空航天工程师的航天器热控制和材料
航空航天工程师的航天器热控制和材料航空航天工程领域一直在不断追求先进技术和创新，其中航天器的热控制和材料是至关重要的领域之一。
本文将介绍航空航天工程师在航天器热控制和材料方面的工作内容和挑战。
一、航天器热控制的重要性航天器在太空中承受着极端的温度变化，从太阳光的强烈辐射到宇宙的极低温度，这对航天器的正常运行产生了巨大的挑战。
航天器的热控制旨在确保航天器在恶劣环境下的温度稳定，以保证其正常工作和寿命。
二、航天器热控制的方法为了实现航天器的热控制，航空航天工程师采用了多种方法，包括被动控制和主动控制。
被动控制主要通过航天器外部的热保护材料来减少热量的传导和吸收。
航天器的外表层通常采用特殊的金属涂层或绝热材料来反射或隔离热量。
而主动控制则采用热控制系统，通过散热器、加热器和温度传感器等设备来实时监测和调控航天器的温度。
三、航天器热控制面临的挑战航天器热控制面临着多种挑战，首先是温度的极端变化。
在太阳光照耀下，航天器表面温度可能会升高到几百摄氏度，而在太阳背面则可能下降到几十摄氏度以下。
这极端的温度变化对航天器的热控制系统提出了高要求。
其次，太空环境中的真空对材料性能也有很大影响。
航天器的材料必须能够在真空环境下保持稳定，并具备良好的热传导性能和抗辐射能力。
此外，航天器在发射和返回过程中还会经历大气层的重新进入，这也对热控制系统提出了更高的要求。
四、航天器热控制材料的需求在航天器热控制中，材料起着至关重要的作用。
首先，热控制材料需要具备良好的热传导性能，以确保热量能够迅速传递和散发。
其次，材料还需要具备较高的耐热性，能够承受极高温度或急剧的温度变化而不发生损坏。
同时，由于航天器长时间暴露在太空环境中，材料还需要具备良好的耐辐射性和抗氧化性能，以抵抗太空环境中的辐射和氧化作用。
五、航天器材料的研究和创新为了满足航天器热控制的需求，航空航天工程师进行了大量的材料研究和创新。
他们探索了新型的高温合金材料、陶瓷复合材料和纳米材料等，以提升航天器材料的耐热性和耐辐射性。
航天器控制系统设计及测试技术
航天器控制系统设计及测试技术一、航天器控制系统航天器控制系统是航天器的重要组成部分，包括指令接收、航天器姿态控制、导航与定位、数据传输等多个子系统。
它可以保证航天器在太空环境中进行运行时稳定可靠，是航天器发射与运行的基础。
二、航天器控制系统设计1. 系统需求分析在设计控制系统之前，首先需要明确系统的需求，包括航天器的动力系统、姿态控制要求、信号传输等等多个方面。
通过需求分析确定后，再考虑控制系统的设计方案。
2. 航天器姿态控制航天器姿态控制是航天器控制系统中的重要环节，旨在保证航天器在太空中的精确定位、姿态控制和稳定性。
航天器姿态控制方法包括陀螺仪率系统、星敏感器定向控制系统等。
3. 航天器导航与定位航天器在运行过程中需要进行精确的导航和定位，以确保航天器的运行安全和目标达成。
航天器导航与定位方法包括GPS导航、星敏感器定位等。
4. 航天器数据传输航天器数据传输是指在航天器运行期间，将航天器中产生的数据传送回地面的过程。
数据传输方式包括射频通信、遥测遥控等。
三、航天器控制系统测试技术1. 环境试验在太空环境下，航天器需要承受极为复杂和严酷的工作环境，包括辐射、空气稀薄、高温、低温等。
因此，对控制系统进行环境试验，包括电气性能测试、热导性能测试、防辐射测试等，是检验控制系统工作稳定性和可靠性的重要手段。
2. 硬件测试硬件测试是指对航天器控制系统中的各类硬件进行性能测试，包括陀螺仪、控制芯片、支持芯片等。
通过硬件测试，评估硬件的可靠性、稳定性和生命周期，从而保证航天器运行期间系统的正常工作和稳定性。
3. 软件测试软件测试是指对航天器控制系统中各类软件、指令进行验证和量化分析的过程。
软件测试主要包括功能测试、性能测试、网络测试等，通过对软件的测试，保证系统的正确性、可靠性和稳定性。
4. 集成测试集成测试是指将各个单元进行集成，测试集成后的整个控制系统的运行效果。
通过集成测试，发现并纠正系统中可能存在的缺陷，排除可能的风险，确保航天器运行期间系统的正常工作。
典型航天器的热控PPT演示课件PPT37页
第20页，共37页。
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
第13页，共37页。
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。
第21页，共37页。
流体回路系统
ZKS
第22页，共37页。
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
航空航天工程师的航天器热控制
航空航天工程师的航天器热控制航空航天工程师的航天器热控制在航天领域中扮演着重要的角色。
航天器的热控制是指通过有效的热管理系统来维持航天器内外部的温度，确保航天器在复杂的外太空环境中正常运行。
本文将介绍航天器热控制面临的挑战以及一些常用的热控制技术。
一、航天器的热控制挑战航天器在执行任务时会面临极端的温度条件。
太阳辐射、热辐射以及周围空间的真空是主要的热源和热传递方式。
航天器一旦暴露在太阳辐射下，其表面温度可能会迅速升高，而在阴影区域则可能会急剧降低。
这种剧烈的温度变化会对航天器的结构和设备产生不利的影响，因此需要有效的热控制系统来平衡这些热量。
二、航天器的 passiv 热控制技术1. 绝缘材料：航天器上常常使用绝缘材料来减少热传导，包括热屏蔽材料和绝缘涂层。
这些材料可以降低内部和外部温度的传导，减少热量的流失和吸收。
2. 表面处理：航天器的外表面经常需要特殊的处理，以提高反射能力和红外辐射能力。
例如，涂覆特殊的金属或涂料可以在一定程度上减少太阳辐射的吸收，从而降低航天器表面的温度。
3. 热防护材料：航天器的热防护结构，如热隔热瓦和热屏蔽板，可以在进入大气层时减少导热和吸收热量，保护航天器的结构不受损。
三、航天器的 active 热控制技术1. 热控制系统：这是航天器热控制中最关键的部分。
热控制系统可以通过电加热、液体或气体循环等方式调节航天器内部的温度。
通过控制冷却剂的流动和冷却能力，航天器的温度可以得到有效的调节。
2. 微通道散热器：这种散热器由一系列微小通道组成，通过传导和对流来移除热量。
微通道散热器可以有效地将热量从航天器的热源传导并散发出去，保持航天器温度的平衡。
3. 热电材料：利用热电材料的特性，可以将热量转化为电能，或者通过输入的电能来产生制冷效应。
这种技术可用于航天器中的温度调节。
四、航天器热控制的未来发展随着航天技术的不断发展和航天任务的复杂性增加，航天器的热控制技术也在不断改进。
航天器热控技术
影响多层隔热性能的因素： 反射屏的表面辐射率； 反射屏层数； 冷、热边界的温度； 间隔材料的性质、结构及光学特性； 多层所受的压缩负荷； 层间的真空程度； 端边漏热以及由结构因素引起的其他漏热； 材料的放气等。
理想情况下，影响多层隔热性能的因素只有前三 项，但是要想确立一个包括各种影响因素的分析 式是非常困难的。各位专家、学者多年来的研究 认为影响多层隔热性能的因素主要有三个方面： 与 T 4 成正比的层间辐射； 与T 1/2 成正比的层间气体导热； 与 T 成正比的层间固体导热。
多层隔热材料
定义：利用许多高反射率的屏面的层层反射，对 辐射热流造成很高的热阻，在空间环境的高真空 条件下，隔热效果达到最佳。 作用：保温或者隔热 根据反射屏的不同可分为高温型和中低温型两 类。 0 高温型：由金属箔构成反射屏，多用于 900 C 的高温； 中低温型：由金属镀膜构成反射屏，金属镀膜一 般是附着于某种透明而柔软的薄膜底材上，使用 196 ~ 1200 C（低温） 0 ~ 2500 C 温度范围： （中温）；
3. 航天器热控制的概念
卫星热控制根据飞行的具体条件，合理地控制卫星 内、外的热交换过程，采取各种热控措施，使星上 的仪器设备工作在规定的温度范围内，以保证整个 飞行任务的完成。 卫星热控制是星上的一个很重要的分系统，和结构、 姿轨控、电源、测控等分系统一样，也是一个服务 系统，因此，它首先要服从飞行任务的需要，满足 总体对热控提出的技术要求。 航天器热控方法与地面热控有何区别？与其它工业具 有互相借鉴的意义。
由热平衡方程确定卫星的温度水平，这个温度水平 的高低与各种热能的大小，卫星材料及其表面的热 物理性能（包括表面对太阳的吸收率、热辐射率、 材料的比热和密度等）有关。
基于分布式网络的航天器真空热试验控制系统
ｆ ．ｃ ｏ ｌｏ ｅ ｔｏ ｃＩ ｆｒ Ｓ ｈ ｏ ｆＥｌ ｃｒ ｎｉ ｎ ｏｍａｔｏ ｎｄＥｌｃ ｒｃ ｌＥｎｇｎ ｅ ｉ ｇ， Ｓｈ ｎ ｈａ ｉｏ ｏ ｇＵｎ ｖ ｒ ｉｙ， Ｓｈ ｎ ｈ ０２ ０， Ｃｈｉ １ ｉ ｎａ ｅ ｔｉａ ｉｅ ｒｎ ａ ｇ ｉ ａ ｔ ｎ ｉ ｅ ｓｔ Ｊ ａ ｇ ａｉ ２０ ４ ｎａ ２．ｈａ ｇ ａ ｎｓｉｕ ｅｏ ａ ｅｌｔ ｇ ｎ ｅ ｉ Ｓ ｎ ｈ ｉＩ ｔｔ ｔ ｆＳ ｔ ｌｉｅＥｎ ｉ ｅ ｒｎｇ， Ｓ ａ ｈ ｉ２ ０２ ０， Ｃｈ ｎ ） ｈ ｎｇ ａ ０ ４ ｉ ａ
中 图分 类 号 ：Ｔ ｌ ．２ Ｎ９ １７ ；Ｖ４１ ． ６６ 文 献 标 识 码 ：Ａ
Ｖａ ｕ ｍ ｈ ｒ ｌｔ ｓ ｏ ｔｏ ｙ ｔ ｍ ａ ｅ ｎ ｄ ｓｒｂ ｔ ｄ ｎ ｔ ｒ ｃ ｕ ｔ ｅ ｍａ ｅ ｔｃ ｎ ｒ ｌｓ ｓｅ ｂ ｓ ｄ ｏ ｉｔｉ ｕ ｅ ｅｗｏ ｋ
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无 法 满 足 新 型 航 天 器 的研 制 需 求 。 为 此 设 计 了一 套 基 于 分 布 式 网 络 、 具 备 高 可 靠 性 和 高 控 制 精 确 度 的 控 制 系 统 。该 控 制 系 统 所 有 终 端 均 遵 循 以太 网传 输 控 制 协 议 ／ 因特 网互 联 协 议 ， 以 实 现 分 布 式
航天器热控分系统的一种能源管理技术
２０２０年第３８卷１２月增刊西北工业大学学报ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＤｅｃ．Ｖｏｌ．３８２０２０Ｓｕｐｐｌｅｍｅｎｔ收稿日期：２０２０⁃０９⁃０１作者简介：卢威（１９８１ ），北京空间飞行器总体设计部高级工程师，主要从事航天器热控制技术研究㊂航天器热控分系统的一种能源管理技术卢威１，２，陈忠贵１，范含林１，庞波１（１．北京空间飞行器总体设计部，北京㊀１０００９４；２．空间热控技术北京市重点实验室，北京㊀１０００９４）摘㊀要：针对大型复杂航天器热控分系统在轨电能源消耗出现较大波动以及峰值功率较大的问题，提出一种基于总功率和温度二元参数耦合进行热控制的新型技术方法㊂该方法通过对热控电能源消耗值的实时统计监测来顶层控制热控用电部件（如电加热器）的工作状态，使热控电能源消耗值稳定在控制目标值附近，实现热控能源消耗的低值化和稳定化㊂将其应用到北斗三号ＩＧＳＯ卫星热控分系统中，在轨飞行结果表明：该技术可以有效降低热控用电峰值并减小功率波动，热控峰值功率降低２９０ ３６０Ｗ，热控总功率波动由ʃ５００Ｗ减小到约ʃ１００Ｗ㊂整星能源消耗亦趋于平稳且低值化㊂关㊀键㊀词：航天器；热控；能源；管理中图分类号：Ｖ２１１．３；Ｖ４２３；Ｖ５２４㊀㊀文献标识码：Ａ㊀㊀文章编号：１０００⁃２７５８（２０２０）Ｓ０⁃００５３⁃０５㊀㊀热控分系统是航天器的重要组成部分，其任务是保证与热相关的参数满足航天器可靠完成预定功能的要求，其中，最常见的是保证航天器的温度在要求范围内［１⁃４］㊂随着航天器任务越来越复杂，器上设备对温度的要求越来越高，导致主动控温的能源消耗越来越多㊂例如，世界各国航天器的规模越来越大，常用于航天器的主动热控制机构（例如电加热器㊁泵㊁风机等，这些也是热控用电部件），尤其是电加热器的数量不断增加，热控分系统消耗的功率随之增加㊂然而，由于现有航天器上的各路电加热器均以被控对象的温度作为唯一参数进行独立控制［５⁃６］，而没有在更高层面对所有电加热器进行统筹管理，因此易导致在某时刻发生多路电加热器同时开启或同时关闭的现象，最终导致热控的总功率消耗在时间上呈现 杂乱无章 ㊁功率曲线形成明显 波峰－波谷 ，进而造成整个航天器总功率出现较大波动㊂多年航天器工程研制及运行经验表明，航天器总功率波动主要是由于热控制机构控温 不协调 的控制引起，其中电加热器占据了很大比例㊂航天器电源系统设计时，需要考虑整器的最大功率情况，热控功率的较大波动可能造成电源系统过设计，最终导致整器电能资源的浪费㊂此外，热控功率的不稳定也不利于供配电设备的稳定运行㊂文献［７］研究了此问题，并给出了一种旨在优化加热器总功率的航天器电加热控制策略，但未考虑工程中电加热器所采用的控制方式和功率调节的实现问题㊂由于供电电压和电阻是固定值［８⁃９］，在航天器上单个电加热器开启的功率实际是不可调节的［１０］㊂本文从工程实际出发，研究了一种基于热控总功率和温度二元参数耦合控制的热控制方法（简称功率控温方法），利用航天器实测参数和热控软件，构造出一种热控能源管理算法，使热控电能源消耗值稳定在控制目标值附近，确保热控能源总消耗可控㊂本技术已在北斗三号卫星中得到应用，取得了良好效果㊂１ 总体思路在航天器热控软件中增加一种功率控温功能，从航天器系统顶层角度对所有主动热控制机构进行系统化参数控制管理㊂该功能能够实现基于热控总功率和温度二元参数对航天器进行耦合热控制，避免由于各个主动热控制机构基于温度一元参数控温西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷以及各自独立的㊁无关联性㊁不协调的开启或关闭导致热控总功率消耗出现随机性㊁无序化波动㊂航天器上的计算机根据装订在固定存储区的各个热控制机构的额定功率值以及各个热控制机构的运行状态（加电／断电㊁接通／断开等），实时统计出当前热控总功率㊂根据计算机统计得到或由地面统计得到的热控平均功率，或根据热控设计的结果以及在轨飞行任务剖面的具体情况，通过地面向航天器计算机发送指令设定热控总功率控制的目标值㊂随后将功率控温功能使能，航天器计算机自主进行功率控温运算以及从顶层上根据 总功率＋被控对象温度 二元参数按周期管理纳入功率控温范围的所有主动热控制机构，按逻辑和策略从顶层上干预下层热控制机构开启／关闭状态，从方法设计层面，在所有主动热控制机构被动对象温度仍在控制的正常范围之内的前提下使航天器实时热控总功率无限接近功率控温目标值，但理论上不超过功率控温目标值㊂２㊀算法设计在功率控温功能使能之前，预先设置功率控温目标值㊂根据计算机统计得到或由地面统计得到的热控平均功率，或根据热控设计的结果以及在轨飞行任务剖面的具体情况，通过地面向航天器计算机发送指令设定热控总功率控制的目标值㊂设定功率控温目标值Γ后，将功率控温功能使能，航天器自主进行热控功率管理和自动控温㊂所有纳入管理对象的主动热控制机构按周期进行管理㊂从管理开始至管理结束，即从ｔｉ时刻起进入管理程序至ｔｉ＋１时刻管理程序完成为一个周期㊂ｔ０为第一个周期的起始时刻㊂功率控温功能使能后，地面可随时根据具体情况发送指令修改功率控温目标值㊂为了构造航天器软件能够实现的逻辑和程序，进行如下算法设计：第１步㊀航天器上计算机统计所有管理对象主动热控制机构在ｔ０时刻的开启／关闭状态，获得所有加电开启的热控制机构的功率㊁控温阈值上下限以及控温点温度，统计ｔ０时刻管理对象内所有开启热控制机构的热控总功率ðｍＱｉ㊂第２步㊀比较热控总功率ｍＱｉ与功率控温目标值Γ之间的差异㊂第３步㊀若ðｍＱｉ＝Γ，则不进行顶层管理，直接进入下一个管理周期㊂第４步㊀若ðｍＱｉ＞Γ，则逐一关闭当前开启的热控制机构中控温点温度距离控温阈值上限最近的热控制机构，直至总功率小于或等于目标功率；同时判断在热控总功率不大于功率控温目标值的前提下，是否能逐一开启当前已经关闭的热控制机构中控温点温度距离控温阈值下限最近的热控制机构，如果能，则开启并执行，并进入下一个管理周期㊂第５步㊀若ðｍＱｉ＜Γ，则尽可能多地开启当前控温点温度距离控温阈值下限近的热控制机构，使热控总功率无限接近但不超过功率控温目标值㊂图１㊀功率控温算法协调逻辑上述的算法协调逻辑如图１所示㊂在进入下一个管理周期之前，先进行所有热控制机构基于温度的闭环控制，在所有被管理的热控制机构正常控温执行完成之后再进行功率管理㊂此设计使所有热控制机构管理对象的温度不超出控温阈值范围，保证航天器设备温度安全㊂３㊀飞行验证将基于功率控温方法的能源管理技术应用于北斗三号ＩＧＳＯ卫星上㊂目前已有３颗卫星发射上天，经过在轨飞行验证，该技术的应用效果显著㊂将功率控温技术应用在某颗卫星的飞控任务㊂４５增刊卢威，等：航天器热控分系统的一种能源管理技术飞控任务期间卫星载荷设备未开机，因此载荷舱温度主要靠热控电加热器来维持，热控总功率值处于较高水平㊂图２为此颗卫星应用功率控温前后的能源消耗变化曲线㊂应用功率控温技术之前，热控分系统总功率在１８００ ２４６９Ｗ之间波动，热控峰值功率为２４６９Ｗ，热控功率波动最大值为６６９Ｗ（功率波动范围约为ʃ３３５Ｗ）㊂卫星母线电流在２８．３２３７．４４Ａ间波动，由于卫星为１００Ｖ供电母线，相应的整星功率波动范围约为２８３２ ３７４４Ｗ，整星功率峰值为３７４４Ｗ，整星功率波动最大值为９１２Ｗ（功率波动范围约为ʃ４５６Ｗ）㊂从数值和曲线的变化规律均可看出热控功率是导致整星功率波动的主要原因㊂图２㊀功率控温在某星飞控中的应用应用功率控温技术后，热控分系统总功率在１９９６ ２１８５Ｗ之间波动，热控总功率能够有效控制在目标值附近，数值为目标值ʃ１００Ｗ左右（功率控温的目标值设为２１００Ｗ）㊂热控峰值功率为２１８５Ｗ，热控功率波动最大值为１８９Ｗ（波动范围约为ʃ９５Ｗ）㊂整星母线电流在２９．４９ ３４．１５Ａ间波动，相应整星功率波动范围约为２９４９ ３４１５Ｗ，整星功率峰值为３４１５Ｗ，整星功率波动最大值为４６６Ｗ（波动范围约为ʃ２３３Ｗ）㊂通过飞控期间的应用可以看出，功率控温技术可将热控用电总功率波动由ʃ３３５Ｗ降为ʃ９５Ｗ，波动范围减小为之前的２８％，效果显著㊂同时，热控用电峰值由２４６９Ｗ降为２１８５Ｗ，降低２８４Ｗ㊂总体上看，整星功率波动由ʃ４５６Ｗ降为ʃ２３３Ｗ，整星的功率波动范围降低为之前的５１％，整星用电峰值降低约３３０Ｗ㊂从数据上可以看出，热控用电功率的低值化和稳定化有力促进了整星用电功率的低值和稳定㊂将功率控温技术应用在另一颗导航卫星的正常飞行任务中㊂与飞控任务相比，正常飞行任务载荷设备均开机工作，因此热控的功率主要用于维持平台设备和舱外载荷设备的温度㊂而此时整星的功率水平也将达到正常的负载状态㊂图３为此颗卫星应用功率控温技术前后的能源消耗变化曲线㊂图３㊀功率控温在某星正常飞行中的应用在功率控温技术应用之前，热控分系统总功率在７８８ １７４５Ｗ之间波动，热控峰值功率为１７４５Ｗ，热控功率波动最大值为９５７Ｗ（波动范围约为ʃ４７９Ｗ）㊂卫星母线电流在３０．３０ ４２．２５Ａ间波动，相应的整星功率波动范围为３０３０ ４２２５Ｗ，整星功率峰值为４２２５Ｗ，整星功率波动最大值为１１９５Ｗ（波动范围约为ʃ５９８Ｗ）㊂从数值和曲线的变化规律均可看出正常飞行任务期间热控功率仍是导致整星波动的主要原因㊂应用功率控温技术后，热控分系统总功率在１２０９ １３８３Ｗ之间波动，热控总功率能够有效控制在目标值ʃ９０Ｗ左右（功率控温的目标值设为１３００Ｗ）㊂热控峰值功率为１３８３Ｗ，热控功率波动最大值为１７４Ｗ（波动范围约为ʃ８７Ｗ）㊂整星母线电流在３５．２８ ３９．２６Ａ间波动，相应的整星功率波动范围约为３５２８ ３９２６Ｗ，整星功率峰值为３９２６Ｗ，整星功率波动最大值为３９８Ｗ（波动范围约为ʃ１９９Ｗ）㊂通过在卫星正常飞行任务期间的应用可看出，功率控温技术可将热控用电总功率波动由ʃ４７９Ｗ降为ʃ８７Ｗ，波动范围减小为不到之前的２０％，效果更加显著㊂同时，热控用电峰值降低约３６２Ｗ㊂从总体上看，整星功率波动由ʃ５９８Ｗ降为ʃ１９９Ｗ，整星的功率波动范围降低为之前的３３％，整星用电峰值降低约３００Ｗ㊂从上述数据可以看出，与飞控时相比，正常飞行时热控用电功率进一步低值化和稳定化，同时有力地促进了整星用电功率的低值和稳定㊂正常飞行任务相对于飞控任务而言，航天器舱５５西㊀北㊀工㊀业㊀大㊀学㊀学㊀报第３８卷外载荷的温度要求更高，需要更多的电加热去维持，热控相应的功率波动也会增加㊂另外，由于外热流变化以及舱内设备的工作模式改变，也会导致热控功率变化，热控设计时需要仔细考虑这些影响因素㊂航天器总体设计时，热控功率是航天器电源分系统的设计输入之一，热控总功率的准确确定对于提高航天器平台的设计能力显得十分重要㊂应用功率控温技术可为整个航天器节省一部分能源，意味着航天器平台能够具有更多的承载能力并减少平台重量㊂４㊀结㊀论航天器热控分系统的能源管理研究，不仅对热控分系统设计能力的提高具有重要意义，而且对整个航天器的总体设计能力提升具有参考价值㊂本文提出一种功率控温方法，从顶层角度提出对所有主动热控制机构的控制规律进行系统化参数设计与控制㊂按照这种方法设计的热控软件，可以保证热控电能源消耗值较为稳定地控制在目标值附近㊂经过北斗三号ＩＧＳＯ系列卫星在轨飞行结果表明，该方法可显著降低热控分系统和整星的峰值功率和功率波动，实现了整星能源的小型化和稳定化㊂热控峰值功率降低了２９０ ３６０Ｗ，热控功率波动值由ʃ５００Ｗ减小到约ʃ１００Ｗ㊂整星峰值功率降低了３００ ３３０Ｗ，整个卫星的功率波动由ʃ６００Ｗ减小到约ʃ２００Ｗ㊂本文的技术和方法可以推广到其他航天器，具有广阔的应用前景㊂参考文献：［１］㊀苗建印，钟奇，赵啟伟，等．航天器热控制技术［Ｍ］．北京：北京理工大学出版社，２０１８ＭＩＡＯＪｉａｎｙｉｎ，ＺＨＯＮＧＱｉ，ＺＨＡＯＱｉｗｅｉ，ｅｔａｌ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２０１８（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［２］㊀闵桂荣，张正纲，何知朱，等．卫星热控制技术［Ｍ］．北京：中国宇航出版社，２００５ＭＩＮＧｕｉｒｏｎｇ，ＺＨＡＮＧＺｈｅｎｇｇａｎｇ，ＨＥＺｈｉｚｈｕ，ｅｔａｌ．ＳａｔｅｌｌｉｔｅＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃＰｕｂｌｉｓｈｉｎｇＨｏｕｓｅ，２００５（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［３］㊀侯增祺，胡金刚．航天器热控制技术：原理及其应用［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００７ＨＯＵＺｅｎｇｑｉ，ＨＵＪｉｎｇａｎｇ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ：ＰｒｉｎｃｉｐｌｅａｎｄＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２００７（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［４］㊀ＧＩＬＭＯＲＥＤ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＨａｎｄｂｏｏｋ［Ｍ］．ＥｌＳｅｇｕｎｄｏ，ＣＡ：ｔｈｅＡｅｒｏｓｐａｃｅＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎＰｒｅｓｓ，２００２［５］㊀郭坚，陈燕，邵兴国．航天器热控自主管理中的智能控制技术［Ｊ］．航天器工程，２０１２，２１（６）：４９⁃５３ＧＵＯＪｉａｎ，ＣＨＥＮＹａｎ，ＳＨＡＯＸｉｎｇｇｕｏ．ＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＡｕｔｏｎｏｍｏｕｓＭａｎａｇｅｍｅｎｔ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１２，２１（６）：４９⁃５３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［６］㊀李运泽，杨娟，宁献文，等．卫星主动控温回路的设计模型与算法［Ｊ］．中国工程科学，２００８，１０（７）：４８⁃５０ＬＩＹｕｎｚｅ，ＹＡＮＧＪｕａｎ，ＮＩＮＧＸｉａｎｗｅｎ，ｅｔａｌ．ＭｏｄｅｌａｎｄＡｌｇｏｒｉｔｈｍｆｏｒＳａｔｅｌｌｉｔｅᶄｓＡｃｔｉｖｅＴｅｍｐｅｒａｔｕｒｅＣｏｎｔｒｏｌＬｏｏｐＤｅｓｉｇｎ［Ｊ］．ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＳｃｉｅｎｃｅ，２００８，１０（７）：４８⁃５０（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［７］㊀张洪波，潘宇倩，冯文婧，等．一种航天器电加热智能控制策略［Ｊ］．航天器工程，２０１６，２５（４）：４８⁃５３ＺＨＡＮＧＨｏｎｇｂｏ，ＰＡＮＹｕｑｉａｎ，ＦＥＮＧＷｅｎｊｉｎｇ，ｅｔａｌ．ＡｎＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＣｏｎｔｒｏｌＳｔｒａｔｅｇｙｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｌｅｃｔｒｉｃＨｅａｔｉｎｇ［Ｊ］．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１６，２５（４）：４８⁃５３（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［８］㊀谭维炽，胡金刚．航天器系统工程［Ｍ］．北京：中国科学技术出版社，２００９ＴＡＮＷｅｉｃｈｉ，ＨＵＪｉｎｇａｎｇ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ［Ｍ］．Ｂｅｉｊｉｎｇ：ＣｈｉｎａＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＰｒｅｓｓ，２００９（ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ）［９］㊀ＨＹＤＥＲＡＫ，ＷＩＬＥＹＲＬ，ＨＡＬＰＥＲＴＧ，ｅｔａｌ．ＳｐａｃｅｃｒａｆｔＰｏｗｅｒＴｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ［Ｍ］．ＣｏｖｅｎｔＧａｒｄｅｎ，Ｌｏｎｄｏｎ：ＩｍｐｅｒｉａｌＣｏｌｌｅｇｅＰｒｅｓｓ，２００３［１０］ＣＡＳＩＥＺＰ，ＪＯＵＬＯＴＡ，ＲＯＣＨＡＳＬ，ｅｔａｌ．ＯｖｅｒｖｉｅｗｏｆｔｈｅＥｌｅｃｔｒｉｃａｌａｎｄＴｈｅｒｍａｌＰｏｗｅｒＭａｎａｇｅｍｅｎｔｏｆＡＴＶ［Ｃ］ʊＴｈｅ５２ｎｄＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｎｇｒｅｓｓ，Ｔｏｕｌｏｕｓｅ，Ｆｒａｎｃｅ，２００１６５增刊卢威，等：航天器热控分系统的一种能源管理技术ＡＰｏｗｅｒＭａｎａｇｅｍｅｎｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒＳｐａｃｅｃｒａｆｔＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＳｕｂｓｙｓｔｅｍＬＵＷｅｉ１，２，ＣＨＥＮＺｈｏｎｇｇｕｉ１，ＦＡＮＨａｎｌｉｎ１，ＰＡＮＧＢｏ１１．ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔＳｙｓｔｅｍＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａ；２．ＢｅｉｊｉｎｇＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＳｐａｃｅＴｈｅｒｍａｌＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９４，Ｃｈｉｎａæèçöø÷Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｎｅｗｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｂａｓｅｄｏｎｔｏｔａｌｐｏｗｅｒａｎｄｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｂｉｎａｒｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓｃｏｕｐｌｉｎｇｍａｎａｇｅｍｅｎｔｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒｆｏｒｔｈｅｌａｒｇｅｃｏｍｐｌｅｘｓｐａｃｅｃｒａｆｔ，ｗｈｉｃｈａｐｐｅａｒｓｌａｒｇｅｏｎ⁃ｏｒｂｉｔｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎａｎｄｐｅａｋｖａｌｕｅｉｎｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｓｕｂｓｙｓｔｅｍ（ＴＣＳ）．Ｉｎｔｈｉｓｍｅｔｈｏｄ，ｔｈｅｒｅａｌ⁃ｔｉｍｅｓｔａｔｉｓｔｉｃｓａｎｄｍｏｎｉｔｏｒｉｎｇａｒｅｍａｄｅｏｎｔｈｅｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｖａｌｕｅｏｆＴＣＳ，ａｎｄｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓｓｕｃｈａｓｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｈｅａｔｅｒｓａｒｅｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｏｎｔｏｐｌａｙｅｒ，ｔｈｅｒｅｆｏｒｅｔｈｅｔｏｔａｌｐｏｗｅｒｏｆＴＣＳｃａｎｂｅｓｔａｂｉｌｉｚｅｄｎｅａｒｔｈｅｔａｒｇｅｔｖａｌｕｅａｎｄｔｈｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆＴＣＳｃａｎｂｅｌｏｗｅｒａｎｄｈｉｇｈｓｔａｂｌｅ．ＡｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｉｎｔｈｅＴＣＳｏｆＢｅｉｄｏｕ⁃３ＩＧＳＯｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ，ｏｎ⁃ｏｒｂｉｔｆｌｉｇｈｔｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｉｓｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｒｅｄｕｃｅｔｈｅｐｅａｋｐｏｗｅｒｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎａｎｄｐｏｗｅｒｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎａｎｄｏｆＴＣＳ，ｗｈｉｃｈｔｈｅｐｅａｋｐｏｗｅｒｒｅｄｕｃｅｄ２９０ｔｏ３６０ｗａｔｔａｎｄｔｈｅｐｏｗｅｒｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎｒｅｄｕｃｅｄｆｒｏｍʃ５００ｗａｔｔｔｏｎｅａｒｌｙʃ１００ｗａｔｔｏｆＴＣＳｉｎＩＧＳＯｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ．Ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ，ｔｈｅｗｈｏｌｅｅｎｅｒｇｙｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓａｔｅｌｌｉｔｅａｌｓｏｔｅｎｄｓｔｏｂｅｓｔａｂｌｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ；ｔｈｅｒｍａｌｃｏｎｔｒｏｌ；ｐｏｗｅｒ；ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ７５。