(Q----使航天器温度提高的热能)
－－太阳直接辐射的能量
－－地球反射的太阳辐射能
－－地球本身的红外辐射能
13.3.3
温度控制的分类
航天器的温度控制
依据温度控制是否通过可动部件进行热交换，分为： 被动式温度控制
主动式温度控制
1）通常，在航天器热设计中，以被动温度控制措施为主，主动温度控 制措施为辅的方针考虑，这是因为被动温度控制技术简单可靠。
被动式温度控制
被动温度控制技术：是卫星温度控制最基本最主要的温度控制技 术。
被动温度控制技术包括：温度控制涂层、多层隔热材料、低密度泡 沫塑料、导热填料、相变材料、导热胶等。
13.3.1.1
温度控制涂层
航天器的外表面上涂以低吸收辐射比的涂层，如白漆、三氧化二 铝等减少蒙皮的热吸收量而降低温度。在蒙皮的内表面涂以高辐射率 材料的涂层（如表面发射率 ），以增强内部各部件之间的内 辐射，以保证内部各部位温度的均匀性。
第十三章 航天器的温度控制
13.1 航天器的热环境
航天器的飞行过程通常要经历4个阶段，即地面段、上升段、轨 道段和返回段。地面段指航天器在发射场地的地面工作环境，上升 段指航天器在火箭运送下穿过地球大气层的热环境，轨道段指航天 器在大气层外远行轨道上的空间运行热环境．而返回段指航天器再 入地球或行星大气层的热环境。因此，按航天器飞行过程，就需要 了解与航天器热设计有关的地球及其大气层，地球大气层外的宇宙 空间，各个行星，以及太阳的物理特征。了解上述各种环境及其特 点，对航天器热设计非常必要。
13.4热真空模拟实验
目的：为了保证航天器能够正常运行，所以在研制过程 中，要进行充分的空间热环境实验。 内 容： 13.4.4 真空模拟 满足航天器运行中的真空度条件（通常在 ）。 13.4.2 低温热沉的模拟 太空中空间背景温度为4K，为了模拟如此的低温，采用液氮作为 冷却气体，液氮温度为77k。另外模拟的空间背景的热吸收率要达到 最大，接近于1。 13.4.3 外热流的模拟 这里主要模拟太阳辐射、地球反射辐射和地球本身的红外辐射。 太阳模拟器：氙灯、石英灯、红外加热器模拟辐射。 给航天器表面按需求布置电阻加热器，按已确定的方案用电阻加 热器给航天器加热。
2）但是，对于一些技术复杂，温度控制水平和精度要求高、内外热环 境变化大的航天器，需要采用以主动温度控制措施为主，以被动温度控 制措施为辅的温度控制设计。这样，在实际设计中首先考虑主动温度控 制措施作为方案的重点，再以被动温度控制方法配合。这种设计可能达 到更大的温度控制能力及较高的温度控制精度。
13.3.1
13.3.1.2
热超导元件――热管
13.3.1.3多层隔热材料
多层隔热材料由低发射率的反射层与间隔层交错叠成，它具有极 好的隔热性能。 多层隔热材料的反射层有两种，一种是镀金属材料的塑料薄膜，镀 的金属材料常用铝、银、金等金属，用真空沉积或溅射方法镀到底材 上，其表面发射率 之间。塑料薄膜材料常用涤纶薄膜和 。 聚酰亚胺薄膜，常用薄膜厚度为6～20
航天器的飞行过程 ：
地面热环境 ：受到四季和昼夜影响，有温度变化。 发射轨道段 ：气动加热越来越加重，温度升高 。 运行轨道段 ：受到太阳辐射，温差大。 返回轨道段 ：剧烈的减速过程，由于摩擦产生大量气动热。
13.2
航天器的热平衡计算
航天器在空间轨道上各舱段外表面的能量平衡关系如图所示。
其能量平衡方程式为
多层隔热材料的间隔层，常用低导热率的质地疏松的纤维纸或织物 (丝绸、尼龙纱、涤纶纱等)制成。中国自行生产的多层隔热材料，已能 满足星、船热设计的要求。源自 13.3.2主动式温度控制
对于一些技术复杂，温度控制水平和精度要求 高、内外热环境变化大的航天器，需要采用以主动温 度控制措施为主，以被动温度控制措施为辅的温度控 制设计。
13.3.2.1 百叶窗
百叶窗主要由支持框架、叶片、动作室、动作器、轴承和底 板组成。
13.3.2.2 电加热器
如图13.4所示，电加 热器由直流电源、电阻 丝、双金属片恒温控制 器、设定温度调节器等组 成。
当温度超过设定 温度时，双金属片往 左侧弯曲，触点脱开 电路不工作，电阻丝 不加热。当温度低于 设定温度时，双金属 片往右弯曲，触点接 触电路工作，电阻丝 发热给仪器加热。