空间飞行器总体设计
§8.2 卫星热设计
1 卫星热设计的任务和原则
2）设备的温度要求 卫星上各种仪器设备工作模式、热特性不同，对温度的
要求也不同，归纳起来大致有以下几类：
常温要求。星上大部分电子设备要求的工作温度范围在 0～40℃，波动值也要求不超出这个范围。
恒温要求。为保证星上的精密仪器设备（如遥感系统中
空间飞行器总体设计
§8.2 卫星热设计
3 热分析计算
航天器内部热平衡计算平衡方程式： T T T dT q p 1 2 3 mc d qp ——仪器发热功率，W； R1 R2 R3
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，℃；
热容吸热防热层
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。
结构层
ddd ddd
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。
热容吸热式防热结构原理图
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
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§8.2 卫星热设计
辐射式防热结构防热原理示意图
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
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。
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§8.2 卫星热设计
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。
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
返回式卫星在完成轨道任务后，有效载荷的回收舱会 返回地面。需要进行相应的热防护。 热环境：外热流变化大，大气制动造成飞行器在大气 层中高速飞行时遇到热障。 防热途径：设计合理的气动外形，减少气流的气动加
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
2）辐射式防热结构 a. 机理与特点
辐射式防热结构就是利用耐高温并有高辐射特性的外表面， 以辐射散热方式对气动加热进行防护的结构形式。为此，设想 一个防热结构，如下图示。 (a) 辐射防热结构（由3部分组成：直接与高温环境接触的外蒙 皮；内部结构；外蒙皮与内部结构之间的隔热层） (b)（隔热材料与外蒙皮贴合，热导率 k=0）； (c)外蒙皮与隔热材料间留有空隙，两者间仅有辐射传热，向内 无辐射，辐射系数ε’=0）
2 热控系统的方案设计
3）设计措施的选择
热设计是通过各种热控措施来实现的。选取热控措施的
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。设计顺序是先考虑卫星壳体内、外表面的热
控措施，再考虑卫星内部的热控措施。设计时要合理组
织卫星内部热交换过程，注意与其他分系统设计的配合。
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§8.1 概述
2）微重力
在空间微重力作用下，舱内因温差而产生的气体自然对流换热非常 微 小，可以忽略不计。
3）空间外热流
航天器的空间热源主要是：太阳辐射、地球反照、地球热辐射 太阳辐射：太阳不断地向空间辐射大量的能量，其辐射密度为S＝ 1353±21（W/m² ）。 地球反照：通常用地球反照率来描述地球反照的强弱程度。反照率 最高可达100%。 地球热辐射：可把地球当作250K左右的绝对黑体，向航天器热辐射。 （太阳：5762K的黑体）
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§8.2 卫星热设计
2 热控系统的方案设计
2）设计工况的选择
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，包括最小受
晒因子，最小受照截面积，航天器内部最小发热功率， 涂层热特性为初始值，太阳常数为低值等条件的组合。
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§8.2 卫星热设计
471.6(铝合金临界使用温度) 733.7(钛合金临界使用温度)
4
1100
空间飞行器总体设计§8.2 来自星热设计4 再入卫星的防热
下图为飞行器的几种再入外形。
（a）弹头 （b）再入卫星 （c）载人飞船 （d）行星再入器
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
1）热容吸热式防热结构
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§8.2 卫星热设计
烧蚀防热结构的典型形式
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§8.2 卫星热设计
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，贯穿卫星整个研制过程以及发射和运行的全过程。
1）热计算的作用
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。
炭化烧蚀材料的剖面分层
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
3）烧蚀防热结构 烧蚀防热结构由3个主要部分组成：烧蚀层、隔热层和内
部的承力结构。
烧蚀层：主要作用是进行烧蚀反应以达到防热、散热目的； 隔热层：主要是阻隔烧蚀层剩余的热量向内部结构传递；
承力结构：就是航天器的本体。
1）热容吸热式防热结构 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。
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
美国“双子星座”宇宙飞船的交会与回收、再入控制舱锥段的吸热防热结构图
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§8.2 卫星热设计
2 热控系统的方案设计
1）热设计的基本条件
卫星的任务； 卫星的轨道参数及姿态状况； 卫星的构型和仪器设备的布局； 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； 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； 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； 各种被动、主动热控方法的性能特性、工艺水平和使用条件。
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§8.1 概述
4）地球大气环境
密度极低，对卫星的热平衡没有影响。
航天器热平衡示意图
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§8.2 卫星热设计
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是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。
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§8.2 卫星热设计
3 热分析计算
2）热计算的基本过程
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。
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§8.2 卫星热设计
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§8.2 卫星热设计
2 热控系统的方案设计
2）设计工况的选择 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。卫星的热工况是很多的，必须选择一些典型的、有 代表性的热工况作为热设计的依据。 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，包括最大受晒 因子，最大受照截面积，最大地球红外辐射与地球反照热 流，航天器内部最大发热功率，涂层最大退化，太阳常数 为高值等条件的组合。
4 再入卫星的防热
b. 辐射式防热结构的组成 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； 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；
飞行器本体结构。 除此以外，还有将以上三部分连成整体的连接体。
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§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
3）烧蚀防热结构
烧蚀：就是材料在再入的热环境中发生的一系列物理、化学 反应的总称，在烧蚀过程中，利用材料质量的损耗，获得了 吸收气动热的效果。 整个烧蚀材料从开始受热到 发生烧蚀的全过程会在整个烧蚀 材料里形成三个不同的分区， 即炭化区、热解区和原始材料区。
境有：
1）宇宙真空和深空低温
当气压降至10-3Pa以下时，气体的传导和对流传热便可忽略不计。
因此，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，辐射能量仅约 10-5W/m² ，它相
当于3K绝对黑体辐射。 空间对航天器来说是黑体：认为航天器的自身辐射全部被宇宙空 间吸收。
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第八章 热控制系统
§8.1 概述 §8.2 卫星热设计 §8.3 卫星热控制技术 §8.4 卫星热试验
空间飞行器总体设计
§8.1 概述
卫星热控制系统的任务是通过对卫星内外热交换过程的控制，保 证星体各个部位及星上仪器设备在整个任务期间都处于正常工作的 温度范围，为卫星正常运行提供技术保障。 最主要的热环境是空间热环境，而与热控制有关的基本空间环
3 热分析计算
整星热平衡计算方程： qse qI qc AT 4 mc dT d qse——舱表面吸收的太阳辐射，地球反照和地球表面辐射热流 之和，W； qI ——舱内发热功率，W； qc ——相邻舱段热交换热流，W； σ——斯蒂芬－玻而兹曼常数； ——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；