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。
指令舱和服务舱的热控措施

流体回路系统

单相流体回路为核心的热控方案，工质为乙二醇水溶液， 流量为90.8kg/hr，使用停滞式辐射器

其工作原理是：系统在低温工况时允许辐射器部分流体 管路冻住，在高温工况时通过未冻住的流体管路把热量 通过辐射器面板传导给冻住的流体管路实现快速解冻。
（通过选择合适的材料和管壁厚度，流体管路的承压能力大大增强，能承受解冻时乙二 醇水溶液工质膨胀带来的巨大的局部压力的影响）

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
+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：

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。


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。

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

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
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。
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,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
MLI覆盖
外热流变化大， 无外热流 稳定散热面
-z面 仅受太阳辐照
OSR

主动热控措施：



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 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
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。

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
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。
“阿波罗”登月飞行器

阿波罗计划简介 研究此飞行器的意义 飞行器的组成 热控方案

热控方案概述 具体热控措施

指令舱和服务舱的热控

单相流体回路 指令舱涂层 蒸发器

登月舱热控
阿波罗计划简介


阿波罗计划（Apollo Project），又称阿波罗工程， 是美国从1961年到1972年从事的一系列载人登月飞 行任务。（始于1961年5月，1972年12月第6次登月成功结束），历时约 11年，耗资255亿美元。 1969年7月16日，巨大的“土星5号”火箭载着“阿 波罗11号”飞船从美国肯尼迪角发射场点火升空， 开始了人类首次登月的太空征程。美国宇航员尼 尔· 阿姆斯特朗、埃德温· 奥尔德林、迈克尔· 科林斯 驾驶着阿波罗11号宇宙飞船跨过38万公里的征程， 承载着全人类的梦想踏上了月球表面。
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。