[讲解]在地球大气层以外的宇宙空间

[讲解]在地球大气层以外的宇宙空间 在地球大气层以外的宇宙空间，执行探索、开发 或利用太空等特定任务的飞行器。 2. 人造卫星: 环绕地球运行(至少一圈)的无人航天器。 关于人造卫星，潘老师的观点: 第一，卫星是一个肩负着国家使命的载体，一代代 的航天热在“自力更生，奋发图强”精神的鼓舞下， 承担着强国富民的光荣而艰巨的任务; 第二，卫星是一个复杂的系统工程，需要“大力协 同、无私奉献”的航天精神，才能圆满完成任务; 第三，卫星是集光、机、电、热于一身的矛盾统一 体。 3. 航天器热控制的概念 卫星热控制根据飞行的具体条件，合理地控制卫星 内、外的热交换过程，采取各种热控措施，使星上 的仪器设备工作在规定的温度范围内，以保证整个 飞行任务的完成。 卫星热控制是星上的一个很重要的分系统，和结构、 姿轨控、电源、测控等分系统一样，也是一个服务 系统，因此，它首先要服从飞行任务的需要，满足 总体对热控提出的技术要求。 航天器热控方法与地面热控有何区别,与其它工业具 有互相借鉴的意义。 4. 航天器热控制是一门新兴学科 自从1957年人类第一次把人造卫星送入绕地球 运行轨道以来，航天技术已经得到了迅速发展，从 五、六十年代的早期试验到七十年代的载人飞行， 八、九十年代的逐步成熟，至今迈进21世纪的蓬 勃发展。我国自1970年4月成功地发射了自己研 制的第一颗“东方红”卫星以来，到目前为止，已 经成功发射了100多颗人造卫星，并且已从试验阶 段跨入各种实际应用阶段。 迄今，世界各国已向空间发射了5000余颗各种不 同类型的航天器，在几十年的实践中 人们逐渐深刻认识到卫星的热控制已发展成为一 门独立的学科，这就是空间热物理学。它和许多 学科有着广泛的联系，涵盖了热力学、传热学、 传热传质学、流体力学、计算传热学、空间几何 学、电子学、化学、物理、计算机等多种学科的 知识。 5.航天器为什么要进行热控制, 举例说明: 一个在地球同步轨道运行的薄壳球形卫星，如果 这球体表面不加任何热控涂层，就是加工后的铝 抛光表面，卫星内没有内热源，分析指出，当卫 星对太阳定向时，则向阳面得最高温度达250 ， 0 0 C C 而背阳面的温度将会低到-200 ，而卫星内部的 设备温度的不均匀性及其波动虽然小一些，但分 析表明，如果不采取任何热控措施的话，则其温 度的不均匀性或温度的变化也能达到 ， 这对于星上的各种仪器设备、结构部件来说都是 ?50 ~ 1000 C 无法承受的。因此，需要对卫星进行热控制，保 证卫星各个部件的正常运行。 6.热控制功能 卫星从地上腾空而起，潜入太空遨游，需要经历 各种各样的严峻考验:宇宙真空、低温深冷、粒 子辐射等。 一个卫星的飞行过程要经历四个阶段:地面段、 上升段、轨道段和返回段。这四个阶段的热环境 是极其恶劣的，其温度变化非常剧烈，从摄氏零 下二百多度变至数千度以上。 地面段:卫星处于发射场塔架上的环境条件下 的工作状态，他的工作状态与发射场的地理气象 条件密切相关，不同地区冬夏和昼夜的变化很大----配备地面调温系统; 上升段:卫星在运载火箭的运送下，离开地面 后进入轨道飞行的阶段(此阶段由于卫星速度从 零逐渐增大，穿过稠密的大气层后达到7.9公里/ 秒的第一宇宙速度，因此卫星表面受到强烈的气 动加热影响，温度急剧升高达到摄氏几百度); 轨道段:卫星入轨后在轨道上长期运行的阶段， 这也是执行任务的主要阶段，此时，卫星要长期 经受太阳、行星和空间低温热沉的交替加热和冷 却，引起高低温的剧烈变化，变化幅度可达 ?200 0C ; 到 返回段:卫星脱离运行轨道再进入大气层返回地 面的飞行过程。此时，卫星以极高的速度再入大 气层，巨大的动能在大气层阻尼作用下转变成为 大气的热能，气体温度猛烈上升到摄氏数千度以 上，给卫星以强烈的气动加热。 面对这样恶劣的环境条件，要保证卫星能正常工 作就必须进行合理热设计，并研制有效和可靠的 热控制系统，否则必将影响正常飞行计划，甚至 导致飞行失败。 7.热控制基本原理 (1)能量守恒原理 地球及其大气在行星际空间围绕太阳运转，在 研究地球及其大气在行星际空间的能量平衡时，通 常把地球及其大气作为一个整体来考虑，把地球及 其大气作为一个统一的系统，即地球-大气系统。 地球-大气系统的能量基本来源于太阳，其主要 传输方式为辐射。太阳辐射进入地球-大气系统后， 部分被反射，部分被吸收，被反射的能量简称为地 球反照，被 地球大气系统吸收的太阳辐射能，转化 为热能后又以长波辐射的方式辐射到空间去，这部 分能量称为地球热辐射或红外辐射。 能量守恒:卫星表面从外部空间环境中获得的 热量，加上卫星内部仪器设备产生的热量，等于卫 星向外部空间排散的热量及其内能的变化。 Q1 + Q2 + Q3 + Q4 + Q5 = Q6 + Q7 Q1 太阳直接加热量; Q2 地球及其大气对太阳的反照加热量; Q3 地球的红外加热量; Q4 空间背景加热量; Q5 在卫星内部还有仪器设备工作时产生的内热量; Q6 卫星向空间辐射的热量; Q7 内能变化量; 由热平衡方程确定卫星的温度水平，这个温度水平 的高低与各种热能的大小，卫星材料及其表面的热 物理性能(包括表面对太阳的吸收率、热辐射率、 材料的比热和密度等)有关。 =空间外热流 (2)原理分析 热控涂层 吸收的外热流 辐射热流 热 控 涂 层 多层 隔热 材料 组件 导 热 填 料 隔 热 材 料 热 管 相变 贮能 装置 电 加 热 器 件 百叶 窗和 转盘 热控 结构 其他 星体内部部件 热容 内热源 温度 加热功率 8.航天器热控制方法 (1)控制方式 卫星的热控制分为被动式和主动式。 被动式控制:又称无源控制，即依靠合理的总体布 局和选择设计参数，正确地组织与控制星体内、外 的热交换过程来达到热控制的目的。 优点:技术简单，无运动部件，所以可靠性高，使 用寿命长;缺点:无自动调节温度的能力。 主动式:当卫星内、外热流状况发生变化时，通过 某种机构的动作或电子控制线路来实现热控制。 优点:具有较大的适应能力和热控制能力;缺点: 系统复杂，可靠性问题和重量问题使它在应用中受 到一定得限制。 (2)热控制手段 热控涂层 定义:涂覆于卫星各个表面或仪器壳体上的热控 涂层。 α 两个重要参数:太阳吸收率: s ，辐射率:ε 。 这两个重要参数决定了表面的热辐射性质，而热 辐射性质又直接控制着卫星表面的温度水平。因 此，热控涂层材料的选取至关重要。 目前，世界各国已经研制出的热控涂层材料按照 热辐射性质可分为九种类型:全反射表面;中等 反射表面;太阳吸收表面;中等红外反射表面; 灰体表面;中等红外吸收表面;太阳反射表面; 中等太阳反射表面;全吸收表面。 按照涂层组成特点可分为四类: 未经涂覆的金属表面，如抛光表面、喷砂表面; 涂料型涂层，如有机漆、无机漆等; 电化学涂层，如阳极氧化涂层、电镀; 二次表面镜，如光学太阳反射镜，塑料薄膜二次 表面镜等。 热控涂层的使用原则: 根据热控制所需要的各种表面的热辐射性质来 选择涂层; 要考虑工艺的可行性，考虑被涂件的尺寸，形 状等; 要考虑空间环境的影响，涂层有较好稳定性， 其退化率小; 要考虑涂层的污染问题。 多层隔热材料 定义:利用许多高反射率的屏面的层层反射，对 辐射热流造成很高的热阻，在空间环境的高真空 条件下，隔热效果达到最佳。 作用:保温或者隔热 根据反射屏的不同可分为高温型和中低温型两 类。 ? 9000 C 高温型:由金属箔构成反射屏，多用于 的高温; 中低温型:由金属镀膜构成反射屏，金属镀膜一 般是附着于某种透明而柔软的薄膜底材上，使用 0 ~ 2500 C(中温); 196 ~ 1200 C (低温) 温度范围: 影响多层隔热性能的因素: 反射屏的表面辐射率; 反射屏层数; 冷、热边界的温度; 间隔材料的性质、结构及光学特性; 多层所受的压缩负荷; 层间的真空程度; 端边漏热以及由结构因素引起的其他漏热; 材料的放气等。 理想情况下，影响多层隔热性能的因素只有前三 项，但是要想确立一个包括各种影响因素的分析 式是非常困难的。各位专家、学者多年来的研究 认为影响多层隔热性能的因素主要有三个方面: 与 T 4 成正比的层间辐射; 与T 1/ 2 成正比的层间气体导热; 与 T 成正比的层间固体导热。 多层隔热设计应该考虑的因素: 层密度; 减少端边漏热; 制作工艺的规范化; 净化与穿孔。 热管 定义:热管是一种靠工质的蒸发、凝结和循环流动 而传递热量的器件。 热管由管壳、工质以及具有毛细结构的管芯组成。 热管工作原理 卫星上选用热管时，应该注意的使用要求: 工作温度范围:热管工作时所需要承受的最高工 作温度和最低工作温度所确定的温度区间，一般 60 ~ 600 C 。这个要求限制了所用工质种类。工 在 作温度范围必须在工质的临界点和凝固点之间， 保证工质既不凝固也不会处于超临界状态。 传热量和热流密度:该要求是指热管传递的总的热 流量和蒸发段单位面积 上的热负荷。它决定了热管 的尺寸、管芯的类型以及所用热管的数量。蒸发段 的热流密度不得超过热管沸腾极限的允许值。 热管的总温降:热管的总温降是指蒸发段外壁面与 凝结段外壁面之间的温差，这个要求决定了热管蒸 发段和凝结段的管芯设计和热管的最小尺寸。 尺寸、重量和几何形状:主要由应用场合的条件来 决定。其尺寸、走向和外形要和应用对象匹配。卫 星应用中常要求热管与结构件合为一体，如在蜂窝 夹层板中预埋热管。 可靠性和寿命:热管可靠性是指其在给定的条件下， 热管工作性能的稳定。寿命是指热管从开始工作到 失效之间的时间。 工作环境:热管的工作环境对其性能产生重要影 响，这些环境主要包括热管可能经历的重力，离 心力、振动和冲击力等力学环境，以及与之耦合 的热源、热沉状态等。 相变材料 工作原理:将相变材料放在被控设备和外界环境 之间，当相变材料与发热元件的界面温度升高到 相变材料熔点时，相变材料熔化并按熔化潜热吸 收热量，使界面温度仍保持在熔点附近。当界面 温度由于内部或者外部原因下降时，相变材料放 出潜热而凝固。只要存在两相，界面温度就仍保 持在熔点附近。 选择相变材料时应考虑的因素: 熔化潜热高; 有一个适当的熔化温度; 固-液相转化可逆; 液相和固相都有高的导热率和热扩散率; 比热大，密度高; 长期使用可靠; 熔化、凝固过程可靠; 相变过程中体积变化小; 相变时蒸气压低; 与容器材料的相容性好; 没有过冷现象; 无毒，也无其他有害性质。 相变材料分类: 石蜡类—熔化潜热高，熔点范围宽，无毒，无腐 蚀性，相变过程体积变化小，可靠性高; 非石蜡有机物; 水化盐; 金属等。 薄膜加热器 定义:利用电导体的电热性质来进行热控制的器件。 分类:被动式和主动式。 被动式:在电加热器上加一个恒定电源，不要另 外进行控制。电加热器由电热元件、绝缘层和引 线组成。星用薄膜加热器是以镍铬合金或者铜镍 锰合金作为电热元件，制成丝状或片状与聚酰亚 胺薄膜复合而成。 主动式:主动类电加热器件由电加热器，电源，热 控仪和热敏电阻组成，称为电热调温系统。 薄膜加热器特点:结构简单，体积小，重量轻， 使用方便，控制精度高。--适用于卫星热控制应用， 常作为卫星的主动热控制方式。 百叶窗 定义:百叶窗是一种利用低辐射率的可动叶片，不同 程度地遮挡高辐射率的仪器散热表面的方法来控制 温度的装置。 结构:支持框架、叶片、动作室、驱动元件、轴承和 地板。 工作原理:当仪器温度由于发热量增大而升高时，叶 片旋转而张开，露出高辐射率的仪器表面，散热量 增大，从而使一起温度下降。相反，当仪器发热量 减小而使温度下降时，叶片自动关闭，辐射表面散 热量减小，从而使仪器温度逐渐上升。在这种机构 中，叶片的动作使得辐射表面的当量辐射率发生了 变化，才使得辐射排热发生变化，从而实现对仪器 的温度控制。 9.航天器热设计(如何进行航天器热控制) 目的与任务 目的:确保星上所有的仪器设备和卫星本身的构件的 环境温度都处于要求的范围内。 温度要求:常温要求 恒温要求 高低温要求 等温要求 热设计任务:根据航天器的飞行任务和对热控制的 需求，分析各个阶段的内、外热环境状况，采取 各种热控制技术和方法，有效组织航天器内、外 的热交换来达到热设计的目的。 热设计原则 兼顾全局，有一盘棋的思想; 有较高的适应性; 尽可能地减轻热控系统的重量，一般不超过卫星 总重量的3%~5%; 尽可能地减少消耗星上的电能，优先考虑不消耗 电能加热的热控技术，利用星内废热或者吸收星 外的热量作为热控使用。 要考虑到地面空间模拟实验的可能性、经济性以及 热计算分析的准确性; 应注意热控措施在工艺上的可行性; 要保证热控系统具有一定的可靠性; 要降低投资费用。 输入条件 上级下达的设计任务书; 卫星的轨道参数及姿态状况; 卫星的结构外形和仪器设备的布局; 一起设备的名称、材料、尺寸、重量、功耗及其工 作模式; 仪器设备的工作温度水平和温度变化速率的要求; 热控需要的重量和电加热功率; 热控系统的可靠度; 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。 这些输入条件主要来自卫星的总体设计的设 想，在这个阶段，热控系统必须进行热平衡的初步 估算，以确定热控的基本方针，即从整体上 说来是 保温还是排热。如果是排热，需要估计卫星外蒙皮 的辐射面积在给定温度下是否足以散出全部余热。 一般来说，每平方米的散热量在250W左右—经验 值。 工况选择 卫星在轨道运行期间，将会经历各种不同的热工况。 热工况:在轨道运行期间，卫星内、外受热及散热 的状况，它在整个轨道运行期间是不断变化的。-选择一些典型的有代表性的热工况作为热设计依据。 一般选择极端工况，即最高温度工况和最低温度工 况。但这种设计方法过于保守，可选择一个标称工 况(--正常的外热流和内热源的耦合情形)作比较， 如果标称工况下的温度水平偏向高温，则可适当提 高下限温度指标，但是必须保证上限的温度有足够 的余量而下限又能满足要求。 选择设计工况时，必须考虑的因素: 运行阶段; 发射窗口; 外热流随轨道的变化; 姿态变化; 工作模式和热耗情况; 热控材料的性能退化; 极端高温工况和极端低温工况。 热控措施选择 原则:从影响整个卫星温度水平的地方开始。 通常，卫星壳体温度水平对内部仪器设备的温 度水平有决定性的影响，因此首先考虑的就是壳 体内、外表面的热控涂层措施。接着考虑卫星内 部的基本热控措施。卫星内部通常采用等温化的设 计方法，尽可能使内部温度均匀。 热控措施优先考虑被动控制方法，在被动控制不能 满足设计要求时，必须考虑主动热控措施。 设计余量 设计余量的确定:据多年实践经验并参考美国的标 准，我国在1990年指定了相应的军用《卫星 热设计》，其中就规定了热设计的余量。 对于被动式热控来说，仪器设备在高温极端工况下 的预期温度，应该比设计规定的高温极限至少低11 摄氏度;而低温极端工况下的预期温度，应该比设 计规定温度至少高11摄氏度; 对于主动式热控来说，在高、低温极端工况下应该 至少留有25%的控制能力。 灵敏度分析 目的:通过灵敏度分析，找出对卫星温度水平和温 度分布影响敏感的热设计参数，提高热设计的针对 性、有效性，有利于提高效率，降低成本，增加可 靠性。 热设计灵敏度参数: α s --太阳吸收比 ε --红外发射率; λ --热导率; H --接触热阻; Q --内部耗热 p 方案阶段设计 主要内容:认证考虑总体对热控系统的技术要求， 用多方案比较的方法确定热控设计方案;运用优化 设计理论，在重量、功率、可靠性和成本等方面进 行优化;着重结对温度指标要求高、对系统具有重 大影响的系统级关键设备的热控制问题;留有充分 的设计余量，所采用的热控措施要有调整余地;壁 面在这个阶段陷入详细热分析计算之中，有些技术 问题可以凭经验进行估算;最后，要对热控制方案 进行评估。 具体工作: 确定热控系统的控制方式热控措施; 进行多方案比较分析 确定可能选用的热控产品 估计热控系统重量、功率要求; 估计热控系统的遥测遥控要求; 关键技术的攻关; 确定试验验证的项目; 可靠性、安全性的初步分析。 初样阶段设计 主要工作: 空间外热流分析计算; 散热面的设计; 工况的选择; 热控措施的确定; 有效载荷或者关键设备的热设计与分析; 热控关键技术攻关; 热控系统遥测通道和遥控指令的确定; 写出热控系统详细的热设计分析; 可靠性和安全性的设计与分析; 完成整星或舱段的热平衡试验; 编写热控系统的研制技术流程。 正样阶段设计 主要工作: 确定正样的热控技术状态; 研制正样的热控产品和地面设备; 完成热设计; 完成可靠性与安全性的设计分析报告; 完成整星的热平衡试验; 参加整星的电性能测试和力学试验 飞艇环控技术研究及环控系统设计 平流层飞艇的环境控制系统设计与卫星等航天器环境控制相似，主 要控制对象包括艇体、设备载荷舱和舱外关键部件三个部分，基本设计 思路以被动热控制为主，主动热控为辅，通过隔热保温、散热与局部加 热组合，合理控制飞艇内外热交换，并对艇内压力、湿度等特殊环境参 数进行有效控制。由于平流层飞艇艇体和有效载荷热控制要求多样化， 既有低温要求，常温要求，又有恒温要求，因此必须对飞艇的热控制技 术予于深入研究，主要研究内容包括: 1.适合平流层飞艇的热控理论，和在热控系统设计中的应用; 2.热控涂层和热管等航空航天热控制、热管理技术对飞艇热控可行的 技术方案和途径; 3.各种隔热、防热等被动热控制技术，以及隔、防热效果及其对艇体 重量和强度等因素的综合影响; 4.对艇体热优化的设计方法，及其工程设计上实用的 优化设计软件; 航空航天技术博览 班级:B141301 学号:B14130113 姓名:郝景帅 导员:秦晔