典型航天器的热控分解
航天器热控材料
航天器热控原理与材料姓名：***学号：12S******指导教师：***日期：2012.10.12航天器热控材料1 前言航天器热控制又称温度控制, 是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术, 是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。
它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域。
它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程, 使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内, 为航天器的仪器设备正常工作, 提供良好的温度环境。
航天器热控制技术种类很多，使用的场合也各不相同，但从总体上看，一般可分成被动热控制技术和主动热控制技术两类。
被动热控制技术是一种开环控制，在控制过程中被控对象的温度无反馈作用，一旦状态确定后，基本上没有调节的余地，通常选择具有一定热物理性能的材料，并通过航天器的布局，合理安排与空间环境及内部仪器设备之间的热交换，使航天器各部分处于要求的温度范围内。
被动热控制部分除了布局上的合理安排之外．主要通过包括热控涂层、多层隔热组件等各种不同热控材料的使用，最大限度地减少航天器和周围宇宙空间不可调节的热交换，以控制和调节外部恶劣的热环境及其变化对航天器的影响，这样可以减少航天器内部的温度波动，以满足大部分仪器设备的温度范围要求。
被动热控制技术是航天器热控的主要手段之一，而各种热控材料是重要的实现途径，在各类航天器上得到广泛的应用。
2 典型热控材料随着空间技术的不断发展, 我国已经研制成功多种热控材料。
日前, 应用最多最广的有涂层、多层隔热材料、热管、电加热器、导热填料、控温仪和测、控温元件, 在某些情况下也使用过百叶窗、相变材料、热扩散板和环路热管。
在载人飞船上还使用厂泵驱动单相流体回路、风扇等装置。
这些热控材料, 确保我国航天器热控任务顺利实现。
2.1 热控涂层在空间真空环境下，物体的表面温度在很大程度上取决于其表面的太阳吸收比和红外发射率的比值αs/ε。
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。
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
航天器展开机构间接式主动热控设计方法
航天器展开机构间接式主动热控设计方法张晓峰;赵璇;诸成;冯建朝;刘红;吴立【摘要】针对目前航天器展开机构直接热控实施的功能局限性和可靠性风险的问题,提出了一种采用间接控制点控制目标点温度的设计方法,并以某卫星展开机构的热控设计为例,对关键机构部位的热控设计进行了阐述.仿真分析、地面热试验与在轨数据结果均表明:该间接热控设计方法能够满足机构产品的控温需求,展开机构的顺利展开验证了此方法的正确性和合理性,可为以后机构产品的热控设计提供借鉴.【期刊名称】《航天器工程》【年(卷),期】2019(028)001【总页数】7页(P77-83)【关键词】航天器;展开机构;间接热控方法;热分析【作者】张晓峰;赵璇;诸成;冯建朝;刘红;吴立【作者单位】上海微小卫星工程中心,上海 201210;哈尔滨工业大学,哈尔滨150001;上海微小卫星工程中心,上海 201210;上海微小卫星工程中心,上海201210;上海微小卫星工程中心,上海 201210;上海微小卫星工程中心,上海201210;上海微小卫星工程中心,上海 201210【正文语种】中文【中图分类】V444.3航天器上暴露在空间环境下的活动机构部件(如展开、分离、解锁机构等)因其需要实现的重要功能，往往定义为航天器上的关键部件，但其在轨工作时多处于舱外，热空间环境变化剧烈，部件本身承受的温差甚至可达±100 ℃以上。
这些舱外关键部件和装置，通常在这样严酷的空间环境下难以正常工作。
为了适应在轨的这种极端热环境下的正常工作要求，通常要采取相应的热控措施保证这些机构的在轨温度要求，以提高机构产品的可靠性。
从目前来看，对航天器上电子学仪器热控设计的研究很多，基本均采用传统直接热控的方法，即在电子学仪器本体或周围采用被动或主动热控设计，达到其控制要求。
而针对机构及附属设备热设计的研究，国内外相关资料较少，且研究重点大都在机械的热弹变形方面[1-8]，或是通过热控涂层等简易控制在一个较宽范围内[9-10]。
航空航天器的热管理技术与研究
航空航天器的热管理技术与研究航空航天器在太空探索和航空运输中扮演着至关重要的角色。
然而，在其运行过程中，热管理是一个极其关键且具有挑战性的问题。
高温、低温、极端的温差变化以及复杂的空间环境，都对航空航天器的热管理技术提出了极高的要求。
热管理技术的重要性不言而喻。
首先，航空航天器中的电子设备、推进系统和生命支持系统等都会产生大量的热量。
如果这些热量不能得到有效散发，将会导致设备性能下降、故障甚至损坏，严重威胁飞行安全。
其次，在太空环境中，航天器会受到太阳的直接照射，表面温度可能会急剧升高；而在阴影区域，温度又会骤降。
这种极端的温差变化对材料和结构的稳定性造成巨大考验，热管理技术可以帮助维持合适的温度范围，确保航天器的结构完整性和可靠性。
为了实现有效的热管理，目前采用了多种技术手段。
其中，热传导是最基本的方式之一。
通过使用高导热率的材料，如铜、铝等金属，以及热管等高效热传导元件，将热量从发热源快速传递到散热区域。
例如，在航天器的电子设备中，常常使用热管将芯片产生的热量迅速传导到散热片上。
热辐射也是一种重要的热管理方式。
利用具有高发射率的表面材料，将热量以电磁波的形式辐射到太空中。
为了提高热辐射效率，航天器的表面通常会进行特殊处理，如镀上一层具有特定发射率的涂层。
此外，相变材料在热管理中也发挥着重要作用。
相变材料在相变过程中会吸收或释放大量的潜热，从而实现热量的储存和释放。
例如，在一些航天器的热控系统中，使用了石蜡等相变材料来平衡温度波动。
主动热管理技术也是不可或缺的一部分。
例如，液冷系统通过循环冷却液来带走热量，这种方式在高性能计算机和大功率电子设备的冷却中得到了广泛应用。
另外，热控百叶窗可以根据温度变化自动调节开度，控制热量的散发。
在航空航天器的热管理研究中，面临着诸多难题。
首先，空间环境的复杂性和不确定性使得热模型的建立和验证变得非常困难。
由于太空环境中的辐射、真空等因素与地面环境有很大差异，传统的热分析方法可能不再适用，需要开发更加精确和可靠的热仿真软件和实验手段。
航天器动态热分析技术
航天器动态热分析技术
谢龙;翟载腾;孙大强;徐涛
【期刊名称】《系统仿真学报》
【年(卷),期】2014(26)10
【摘要】传统航天器热控系统只能在特定输入条件下才能保持理想输出,自适应热控系统则具备较高鲁棒性,自适应热控技术的动态热分析技术是其设计与应用层面的关键技术。
基于航天器热分析软件求解原理,提出了自适应热控技术的动态热分析方案;针对辐射、对流和导热三类自适应热控技术的热控方式及仿真特性,提出了各类自适应热控技术的动态仿真能力需求及具体仿真方案;对各类动态热分析方案进行了可行性分析。
所提出的航天器动态热分析技术对自适应热控技术设计及其应用研究具有指导意义,对高适应能力热控体系研究与方案设计具有重要价值。
【总页数】5页(P2524-2528)
【作者】谢龙;翟载腾;孙大强;徐涛
【作者单位】上海卫星工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V416
【相关文献】
1.国外载人航天器热控技术发展分析
2.航天器发展对热控制技术的需求分析
3.航天器结构动态响应分析的外部超单元技术
4.采用动态力学热分析和差示扫描量热技术...
5.基于FTA的航天器热试验技术风险分析方法
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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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返回舱
推进舱
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
+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
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：
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。 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。 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。
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
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
热控总体思想：
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 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
主动热控措施
流体回路系统
ZKS
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。
轨道舱热控
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
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
这种设计方案使得辐射器有效辐射面积显著减小，极大 地减少了系统向外太空排散的热量。
指令舱涂层
“阿波罗”登月飞行器在转 移轨道飞行或遭遇月影期间， 外热流极低；而在环月轨道 飞行时，月球红外热流极大 通过在指令舱表面包覆聚酯 膜，同时让飞船翻滚达到飞 船各个表面均匀受照的热控 设计方案，减少飞船同环境 热流的交换并使涂层表面温 度满足要求
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。
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
+y面,-y面,+x面,-x面 月球红外辐射 太阳辐照
OSR
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
典型航天器的热控方案综述
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
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
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。
运行期间轨道环境及外热流特点
卫星在一年的寿命期间内，β角(太阳矢量与轨道面的夹角)在0°~360°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β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范围内时卫星采用正飞 姿态运行;当β角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。
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适应性； 指令舱涂层设计方案减少了指令舱同外部空间的热交换，降低了指 令舱和服务舱热控系统设计的难度； 消耗性相变热排散系统为流体回路系统提供了辅助散热的手段，可 在辐射器散热能力不足时对流体回路进行辅助散热。
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。
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。
+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。
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
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