典型航天器的热控.ppt

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1、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51000km、倾角31°、周期为16h的超地球同步轨道,之后卫星经历

2、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。另外,由于太阳、地球及月球的相对运动,在2008年2月21日及2008年8月21日,将出现月食现象。由于在月食期间,卫星没有了外热流

3、,同时星上设备依靠蓄电池组供电,电源使用受到限制OSR散热面及多层布局+z面月球红外辐射外热流变化大，无外热流稳定散热面-z面仅受太阳辐照+y面,-y面,+x面,-x面月球红外辐射太阳辐照MLI覆盖OSROSR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

4、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。+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

5、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：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制,实现可控地利用星上的能源2)实现了多个热敏电阻的联合控温,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

6、轨管理能力及故障应急能力显著增强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。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

7、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。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热控总体方案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