太阳辐射光谱对航天器热平衡也会产生较大 影响。
9.1 概述
2. 地球及其它行星热辐射
地球的能量主要来自于太阳辐射，落于全地球 的太阳辐射率为1.7×1014KW。这些能量大约2/3被 地球及其大气所吸收，它转化为热能以后以长波辐 射的方式辐射到空间去，即地球的红外辐射。
其余的太阳辐射被地球反射到空间去，称为地 球反照。
9.1 概述
三、航天器热源
航天器的热源主要是太阳辐射、地球（月球和各行星）的 热辐射及它们对太阳辐射的反射、航天器内部热源等。
太阳辐射 地球反照
航天器内部热源 航天器向外辐射热能
地球红外辐射
9.1 概述
1. 太阳辐射 太阳是一个巨大的高温热辐射体，在地球大
气层外距太阳为一个天文单位处，辐射密度约为 1358 W/㎡，一年四季略有变化。
9.2 航天器热设计
5. 实现与星上各系统的最佳配合
航天器是一个多系统的综合体，各系统要协同工作，热 控系统与其它系统的热交换、机械接触和电路联系将直接或 间接的影响到热控系统的状态。
9.2 航天器热设计
三、热设计依据
(1)航天器任务和特点； (2)航天器轨道参数； (3)航天器空间环境条件； (4)航天器设计寿命与可靠性指标； (5)航天器结构外形与材料特性；
-20
+60
-20
+60
+0
+40
+0
+40
-40
+85
-40
+85
9.2 航天器热设计
Spitzer 空 间 红 外 望 远镜，其望远镜镜片的 表面温度必须保持几十 K左右。
9.2 航天器热设计
2. 适应变化大的热环境 ✓地面段：航天器发射前的温度在预定的范围内 ✓上升段：星内气体对流减小直至消失 ✓轨道段：辐射 ✓返回段：自然对流由无到有，外壳气动加热
星上部分组件/元件温度要求
非工作状态
温度下限
温度上限
-40
+80
工作状态
温度下限
温度上限
+15
+35
-25
+75
-25
+75
-55
+125
-55
+125
-30
+60
-30+60- Nhomakorabea0+150
-50
+150
+15
+25
+15
+25
-20
+70
-20
+70
-66
+66
-66
+66
-40
+60
-40
+60
9.2 航天器热设计
1. 满足各种温度要求 ✓ 限制温度变化范围：常温要求 ✓ 恒定部件温度水平：恒温要求 ✓ 匀化部件温度：等温要求 ✓ 控制极限温度：高低温要求
9.2 航天器热设计
组件/元件 电路板 处理器
电子器件接口 通信组件 推力器 推进剂 调压器
太阳能电池片 CD/DC转换器
充电 放电 陀螺/磁强计
9.2 航天器热设计
3. 提高通用性及应变能力
✓ 应该十分注重通用性设计。 ✓ 热控系统在整个飞行期间一直需要发挥功能，应具 备较强的适应能力，有较好的自动调节性能。
9.2 航天器热设计
4. 满足航天器总体要求
航天器的总体方案对热控制系统的质量、能源消耗有 严格的限制，对系统的可靠性及寿命有较高的要求。
一、热控制技术
按控制的原理划分为： •被动热控制 •主动热控制
9.3 航天器热控制技术
1. 被动热控制技术
开环控制。控制过程中被控对象的温度变化无反馈作用， 例如：选择具有一定热物理性能的结构材料、表面涂层、隔 热材料、相变材料及热管等措施，选择一定的外形设计，合 理安排星体表面与空间环境之间及星体内部仪器部件之间的 热传递，使航天器各部分处于期望的温度范围内。
热总体！
9.1 概述
二、航天器飞行热环境
空间的各种环境条件，真空、低温、微重力、 太阳辐射以及地球和其它行星热辐射等，它们是 航天器热控系统首先要满足的环境条件，因此对 航天器热控制方法与设计起决定作用。
9.1 概述
1. 高真空
空间处于极高真空状态，这就决定了航天器与外部 环境的热交换几乎仅以辐射的方式进行，而在地面上经常 存在的气体对流换热可忽略不计。
1964年美国贝尔实验室的彭齐亚斯和威尔逊发现宇宙背景辐射现象，美国普林斯 顿大学的一个研究小组预言，宇宙空间有着3K左右的背景辐射存在。（2.76K）
9.1 概述
3. 微重力
地面上依靠气体自然对流散热的仪器热量排散受阻， 温度则很快升高，在地面进行模拟实验时十分困难。
对传热器件的有利影响：热管在微重力条件下可以不 考虑其几何位置的影响，一些主动温控装置也因重力的减 小而比较容易驱动和控制。
9.2 航天器热设计
一、热设计的任务
根据航天器飞行任务的要求及航天器工作期间 所要经受的内、外热负荷的状况，采取各种热控制 措施来组织航天器内、外的热交换过程，保证航天 器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。
9.2 航天器热设计
二、航天器热控技术的特点
航天器的热控技术在原理上与工业生产热 控技术相同，但是由于航天器的热控要求及所 处的环境条件特殊而具有特殊性。
利 弊
9.1 概述
高真空会对许多材料、运动机构、元器件产生 不良影响： 材料蒸发 温控涂层表面加速蒸发，器件表面污染
干摩擦和冷焊 热控制机构运动部件阻尼增大或者卡死 热阻加大，温差增大 传热面之间仅存在固体点接触
9.1 概述
2. 空间低温
宇宙空间背景上的辐射能量相当于3K绝对黑体辐射。 可以认为航天器的自身辐射全部进入宇宙空间，即空间对 航天器是黑体。
9.1 概述
• 辐射（斯蒂芬-玻尔兹曼定律）
qAT4
q ：单位时间内辐射的热量 ：斯蒂芬-玻尔兹曼常数（5.67×10-8W/m2·K4） ：辐射系数（0<ε<1） A ：辐射体的表面积（m2） T ：黑体的温度（K）
9.1 概述
一、航天器热控制任务和功能
控制航天器内外的热交换过程，保证航天器 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。
航天器热控制
问题：
1、航天器热控制的基本概念？ 2、航天器热控制的主要手段？ 3、航天器热控制系统的典型部件？
9.1 概述
• 传导（傅理叶定律） q k AT X
q ：单位时间内传导的热量 k ：材料的导热率（W/Km） A ：材料的横截面积（m2） T ：材料两端的温度差（K） X ：热传输距离（m）
9.2 航天器热设计
(6)航天器总体布局； (7)航天器飞行程序与姿态状况； (8)航天器各种仪器的外形尺寸、质量、热容量、耗散热功 率、工作模式与温度要求； (9)航天器分配给热控制系统的质量指标； (10)航天器分配给热控制系统的功耗指标； (11)航天器在发射架上的环境条件。
9.3 航天器热控制技术