航天器热控分系统
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。
航空航天工程师的航天器热控和电力系统
航空航天工程师的航天器热控和电力系统在航空航天领域中，航天器热控和电力系统是非常重要的组成部分。
航天工程师需要设计和开发能够有效控制航天器温度和提供稳定可靠电力供应的系统。
本文将探讨航天器热控和电力系统的工作原理、挑战以及发展趋势。
一、航天器热控系统航天器热控系统的主要任务是在太空中维持航天器内的合适温度范围，以确保各种关键设备和系统能够正常运行。
航天器在受到阳光辐射的同时也需要散热，因此热控系统需要在这两个方面进行处理。
首先，为了保持航天器内部温度稳定，航天工程师会使用绝缘材料对航天器进行隔热，以减少热能交换。
此外，他们还会在航天器外表面涂覆反射性涂层，以减少太阳光的吸收。
这些措施有助于保持航天器内的温度在安全范围内。
其次，在热能散热方面，航天工程师会使用放热器来将航天器内部产生的热量传递到太空中。
这些放热器通常是由辐射翅片组成，通过辐射热传递的方式将热量散发出去。
另外，航天器还会通过液体或气体循环冷却系统来控制温度，以确保关键部件的工作温度在可接受的范围内。
航天器热控系统的设计和优化需要考虑多个因素，例如航天器的尺寸、所处轨道和任务要求等。
航天工程师需要使用数值模拟和实验验证相结合的方法，以确保热控系统的性能和可靠性。
二、航天器电力系统航天器电力系统的主要任务是为航天器提供稳定的电力供应，以支持各种仪器设备和系统的正常运行。
这对于保证航天器的长期运行和任务的顺利完成至关重要。
航天器电力系统分为两个主要部分：能源系统和分配系统。
能源系统通常采用太阳能电池板来收集太阳能，并将其转化为使用航天器所需的电能。
太阳能电池板需要根据任务需求来确定数量和布局，以确保足够的能源供应。
分配系统负责将能源转化为电力，并分配给各个设备和系统。
航天工程师需要考虑不同设备和系统的功率需求，并合理分配电力资源。
此外，为了保证电力系统的可靠性，他们还会设计备用电源和电池组，以应对可能的故障情况。
航天器电力系统还需要考虑能源的储存和管理。
航空航天工程师的航天器热控和电力系统
航空航天工程师的航天器热控和电力系统航空航天工程师是航天工程领域中至关重要的角色之一。
在航天器设计和运行过程中，热控和电力系统是不可或缺的组成部分。
本文将探讨航空航天工程师在航天器热控和电力系统方面的职责和挑战。
一、航天器热控系统航天器热控系统是确保航天器在各种环境条件下保持稳定工作的关键。
它涉及到航天器内外热量的管理和调节。
航空航天工程师需要根据不同任务和环境要求设计合理的热控系统，以保护航天器的关键元件和设备。
1.1 热平衡在太空中，航天器暴露在极端温度变化的环境中，既有来自太阳的强烈辐射，也有来自宇宙的极低温度。
航空航天工程师需要通过合理的绝缘和反射材料的选用来维持航天器的热平衡，避免设备过热或过冷。
1.2 散热管理航天器在工作中会产生大量的热量，需要及时有效地散发出去，以防止设备损坏。
航空航天工程师需要设计散热器和热管等散热装置，并进行热力学计算来确保热量的有效处理。
1.3 热控调节航天器的各个设备和系统在不同工作状态下的热量输出会有所不同。
航空航天工程师需要设计恰当的热控调节系统，根据实时的温度和工作状态来调整热控设备的工作情况，以保持航天器的稳定工作状态。
二、航天器电力系统航天器电力系统是保障航天器正常运行的关键系统。
它涉及到电力的供应、分配和管理。
航空航天工程师需要设计可靠的电力系统，以满足航天器的各种需求。
2.1 电力供应航天器需要在太空中长时间工作，因此电力的持续供应至关重要。
航空航天工程师需要设计适应不同任务需求的电力供应系统，包括太阳能电池板、锂电池、核电等，以保证电力的可靠供应。
2.2 电力分配航天器内部需要将电能分配给各个设备和系统，同时保持电力的平稳分配。
航空航天工程师需要设计合理的电力分配系统，包括配电盒、开关和线缆等，确保电能按需分配给各个系统和设备。
2.3 电力管理航天器电力系统还需要具备自检自修复的能力。
航空航天工程师需要设计电力管理系统，能够监测和控制电力系统的运行情况，并在发现故障时进行自动修复或告警处理，提高系统的可靠性和稳定性。
航空航天工程师的航天器热控和电力系统
航空航天工程师的航天器热控和电力系统航空航天工程师在航天器的设计和生产过程中起着至关重要的角色。
在其中，航天器的热控和电力系统是两个不可忽视的关键要素。
本文将探讨航空航天工程师在航天器热控和电力系统方面的职责和挑战。
1. 航天器热控系统航天器在太空中面临极端的温度变化，由于没有大气层的保护，航天器在日照和阴影间会经历巨大温度差异。
航天器热控系统的主要任务是确保飞行器在各种运行条件下的温度稳定，以保证航天器的正常运行和有效保护载荷。
航天器热控系统通常包括热隔离、散热、加热和温度监测等方面的技术。
热隔离材料和涂层能够降低热能的流失和吸收，以保持航天器内部的温度稳定。
在某些情况下，加热器能够提供额外的热量，以应对低温环境的挑战。
航天器的散热系统负责将过剩热能排出航天器，以保持理想温度。
利用辐射、传导和对流等方式，散热系统能够有效地管理航天器的热能平衡。
同时，温度监测系统可以实时监测航天器各个部分的温度，以便及时采取必要的措施。
2. 航天器电力系统航天器的电力系统是维持航天器运行的核心要素。
航天器通常需要驱动动力系统、供应电子设备、保持通信链接和控制载荷等功能，这些都依赖于高性能和可靠的电力系统。
航天器电力系统通常包括电池、太阳能电池，以及必要的电力管理和分配装置等。
电池在航天器日照期间负责储存太阳能产生的电力，以便在阴影期间提供电力支持。
太阳能电池板是航天器主要的能源来源之一，它能够转换太阳辐射能为电能。
电力管理和分配装置是航天器电力系统的关键组成部分，它能够控制电力的流动和分配，保证各个系统和设备得到足够的电力供应。
此外，电力系统也需要考虑能源的节约和电力的优化，以满足航天任务的需求和延长电力系统的寿命。
3. 航空航天工程师的挑战航空航天工程师在航天器热控和电力系统的设计和开发中面临着许多挑战。
首先，航天器在太空中的特殊环境下工作，需要工程师考虑和应对极端温度和真空的影响。
其次，航天器的热控和电力系统需要在长期的太空任务中保持高度可靠性和稳定性。
宇航器的热控制系统设计与优化
宇航器的热控制系统设计与优化标题：宇航器热控制系统设计与优化：突破极限的关键摘要：在宇宙探索中，宇航器的热控制系统设计与优化是至关重要的。
本文将介绍宇航器热控制系统的重要性，探讨其设计过程和关键技术，以及优化方法，旨在为未来宇航器设计者提供一些有益的技术指导。
一、引言热控制系统是宇航器设计中的关键部分，它的主要作用是确保宇航器在极端的温度环境下仍能正常运行。
宇航器在太阳辐射、宇宙真空和大气层等多种环境条件下工作，因此需要一个高效可靠的热控制系统来管理其内部和外部温度。
二、设计过程1. 热平衡分析：通过热平衡分析，可以确定宇航器在各种工况下的热控制需求，包括传热、辐射和对流等机制。
2. 热辐射设计：针对不同部件和表面，设计合适的热辐射器件，以控制热量的辐射和吸收。
3. 热绝缘设计：采用适当的热绝缘材料和结构设计，以最小化热量在宇航器内部的传导。
4. 热控设备选型：选取适合的热控设备，如热电偶、温控器和加热器等，来监测和调节宇航器的温度。
5. 热控系统集成：将各个热控设备和辐射器件进行集成，通过合理的布局和控制策略，实现宇航器内部温度的稳定控制。
三、关键技术1. 热电特性测试：通过对材料和器件的热电特性测试，建立精确的热控制模型，为热控系统的设计和优化提供准确的参数。
2. 热传导和热辐射分析：采用数值模拟方法，分析宇航器内外的热传导和热辐射过程，为热控系统的设计提供科学依据。
3. 温度传感器技术：研究和改进温度传感器技术，提高测量温度的准确性和稳定性。
4. 系统控制算法：开发高效可靠的温度控制算法，实现宇航器内部温度的精确控制。
四、优化方法1. 材料优化：选择高导热、低发射率的材料，降低热损失和热吸收。
2. 结构优化：通过优化宇航器的结构和外形设计，减少热传导的路径和表面积，提高系统热控制效率。
3. 系统整合优化：综合考虑热控制系统中各个组件的相互影响，通过系统整合优化，实现整体性能的最优化。
结论：宇航器的热控制系统设计与优化是宇宙探索的关键步骤。
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。
航空航天器的热管理系统设计
航空航天器的热管理系统设计在航空航天领域，热管理系统的设计至关重要。
随着航空航天器性能的不断提升，其内部的电子设备、动力系统等产生的热量也日益增加。
如果不能有效地管理这些热量，将会严重影响设备的正常运行，甚至可能导致灾难性的后果。
因此，设计一个高效、可靠的热管理系统是航空航天器研发中的关键环节。
航空航天器在运行过程中会面临各种极端的环境条件。
在太空环境中，由于没有大气层的保护，航天器会直接暴露在太阳辐射下，温度可能会急剧升高；而在背向太阳的一面，温度又会骤降。
在大气层内飞行的航空器，由于空气摩擦也会产生大量的热量。
此外，航空航天器内部的各种设备在工作时也会产生热量，比如发动机、电子设备等。
这些热量如果不能及时散发出去，就会导致设备温度过高，从而影响其性能和可靠性。
为了有效地管理这些热量，热管理系统通常采用多种散热方式。
其中，最常见的是热传导和热辐射。
热传导是通过固体材料将热量从高温区域传递到低温区域。
在航空航天器中，常用的热传导材料有铝合金、铜合金等，它们具有良好的导热性能。
热辐射则是通过电磁波的形式将热量散发出去。
为了提高热辐射效率，航天器的表面通常会涂覆特殊的涂层，以增强其辐射散热能力。
除了散热方式，热管理系统的结构设计也非常重要。
在航空航天器中，由于空间有限，热管理系统需要尽可能地紧凑和轻量化。
例如，在卫星中，热管理系统通常会与电子设备紧密集成，通过合理的布局和管道设计，将热量传递到散热片上。
在航空器中，发动机的热管理系统则需要考虑空气动力学因素，以确保散热装置不会增加过多的阻力。
在热管理系统的设计中，还需要考虑流体的流动和传热特性。
例如，在冷却系统中，冷却液的流速、流量和温度等参数都会影响散热效果。
通过优化管道的形状和尺寸，以及控制冷却液的流动参数，可以提高冷却效率，降低系统的能耗。
此外，热管理系统还需要具备良好的温度控制能力。
为了确保航空航天器内部的设备在不同的工作条件下都能保持在适宜的温度范围内，热管理系统通常会采用温度传感器和控制器来实时监测和调节温度。
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。
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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
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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
7. 热控分系统星红外相机要求在极低温度下工作（低于120 K ） • 高分辨率相机对工作温度范围要求极高（有的要求控制在-0.5～2 ° 内） • 通信卫星行波管需要散热 • 载人飞船需要满足宇航员生存条件 • 其它和热控分系统设计有关的要求还有：轨道高度、太阳角、卫星结构 材料、仪器设备的发热量、天线及太阳翼的遮挡等。
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7.2 航天器热控分系统的设计
热分析计算提供给热控设计一种定量参考手段 • 热计算为热设计提供依据 • 热设计过程需要热计算确定各种热控措施的效果 • 为热环境模拟实验提供依据 • 预测航天器在轨寿命期间的热变化
航天器热分析过程 • 数学建模与模型修正 • 预测热变化 • 热分析评价
航天器热分析软件 加拿大TMG，美国SINDA/G， ESATAN， NASA NEVADA等
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7.1 热控分系统
被动热控技术 • 主要依靠航天器的总体布局，正确组织航天器内外热交换，确保仪器 设备的温度不超出允许的范围
• 被动热控技术是一种开环控制，在控制过程中被控对象温度无反馈作 用，一旦状态确定后，基本上没有调节的余地
被动热控手段 • 合理的布局 • 热控涂层 • 多层隔热组件 • 热管 • 相变材料
典型的温度范围要求 • 常温要求，如遥感相机 • 恒温要求，高精度光学系统 • 高低温要求，红外探测仪器要求低温，制冷系统要求较高温度 • 等温要求 • 考虑航天器经历全过程温度控制
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7.2 航天器热控分系统的设计
热设计基本依据 • 航天器的任务和特点
• 分配给热控系统的质量指标
• 航天器的轨道参数 • 航天器的空间环境条件 • 航天器的设计寿命和可靠性指标
• 分配给热控系统的功耗指标 • 航天器在发射架上的环境条件
• 航天器的机构外形和材料特性
• 航天器的总体布局
• 航天器的飞行程序和姿态状况
• 航天器上各种仪器、部件的外形尺寸、质量、热容量、耗散热功率、 工作模式和温度要求
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7.2 航天器热控分系统的设计
设计工况指进行热设计所依据的一个或者几个特定的热工况 航天器设计无法一开始同时考虑所有工况
• 航天器在轨道上运动 • 航天器姿态的不断变化 • 航天器内部热源的发热状况在不断变化 • 航天器发射时间和如果时刻的不确定性
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7.2 航天器热控分系统的设计
热控措施的选取原则： • 先考虑使用被动热控，再考虑主动热控 • 首先考虑壳体、外表面热控，再考虑内部热控 • 对于技术复杂、温度控制要求高、热环境变化大的航天器，以主 动热控为主 • 合理组织航天器内部热交换过程 • 与其它分系统联合设计 • 综合考虑，多方案比对，择优实施
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7.3航天器热控分系统实验
整星热平衡试验
• 热模型星热平衡实验，目的是获取有效的工程设计数据，校核数 学模型、验证热控方案 • 正样星热平衡鉴定实验，采用真实仪器和部件 • 发射星热平衡验收实验
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7. 1. 1 被动热控技术
隔热材料
隔热材料，是指能阻滞热流传递的材料，具有轻质、多孔、疏松等特点， 并且有较小的热导率和一定的耐热能力 • 多孔纤维质隔热材料 • 多孔颗粒类隔热材料 • 发泡类隔热材料 • 新型纳米孔超级隔热材料-气凝胶
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7. 1. 1 被动热控技术
热管和相变热控材料
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7.3 航天器热控分系统实验
部件热试验
• 对某些关键仪器、部件的热环境条件和热控措施进行模拟，通过 实验来验证热设计是否正确 • 对某些仪器和部件的热设计，通过专门试验获取数据 • 由于实验设备或者经费等限制，利用部件热试验代替整星热试验 • 利用整个航天器缩比热模型化实验作为热设计的手段之一
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7. 1. 1 被动热控技术
热控涂层
热控涂层是专门用来调整固体表面热辐射性质从而达到热控制目的的表 面材料 原理：改变航天器表面的太阳辐射吸收率和发射率
• 直接调整未经涂覆的金属基材型热控表面属性：抛光、喷砂 • 电化学涂层：阳极氧化涂层、电镀涂层
• 涂料型涂层 • 真空沉积型热控涂层：真空蒸发-沉积金属性热控涂层、第二表面镜型 热控涂层 • 随着技术发展，产生其他涂层