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嫦娥一号

嫦娥一号热控系统及特点

运行特点：

卫星在一年的寿命期间内，β角（太阳矢量与轨道面的夹角）在0°~360°范围内变化,为保证太阳翼发电,卫星采用了正飞和侧飞两种飞行姿态。

当β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范围内时卫星采用正飞姿态运行;当β角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。

图1a,1b给出了卫星在正飞姿态和侧飞姿态时卫星、太阳和月球之间的相对关系。

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：

在卫星在轨运行的一年里,太阳相对于月球将围绕月球转一周,相应地卫星各个舱板都能受到太阳的辐照,且外热流变化大。

因此嫦娥一号卫星没有类似近地轨道卫星上的外热流稳定的散热面。

+Z面由于受到强的月球红外的辐射,无法设置任何散热面,故全部用多层隔热组件覆盖,以隔离月球红外辐射对卫星热控系统的影响;-Z面仅受太阳辐照,适合于设置OSR涂层散热面,是星上吸收外热流最稳定的散热面;+Y面、-Y面既受到太阳辐照,又受到较强的月球红外辐照,但在同一时刻只有一面能够受到太阳辐照,其外热流在整个寿命周期内变化大。

热管的使用:

嫦娥一号卫星热控系统中共使用了32根热管,其中包括9根外贴热管、23根预埋热管。

在嫦娥一号卫星热管布局时,不但充分继承了近地轨道卫星上热管应用的经验,即通过预埋或外贴等方式,利用热管实现舱板的等温化设计;而且根据卫星外热流的特点及星上设备温度控制需求,利用槽道热管实现了下舱+Y、-Y舱板间的热耦合,扩展了热管网络的应用范围

图2给出嫦娥一号卫星上利用周向热管进行大范围内热耦合的实例,即用3根轴向槽道热管外贴在蓄电池安装板外侧,外贴热管与舱板内的预埋热管形成热管网络,从而形成+Y板、-Y板间强的热耦合。

+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。

发明了相变材料热管：

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。

应用：

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。

+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。

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

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,解决了±Y舱内蓄

电池组在轨出现的高温问题,同时也为卫星成功度过月食的低温环境提供了根本保证

主动热控的特点：

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：

1）利用计算机实现了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

神舟载人飞船热控分系统设计

载人飞船对比一般卫星的特点：

以涂层、多层隔热材料、热管等被动热控为基础，以主动热控为重点。

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；而在留轨期间，轨道舱是非密封舱，仪器发热量大，要加强散热

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；而在留轨期间，轨道舱是非密封舱，仪器发热量大，要加强散热

返回舱热控

主动热控措施：

设置7块冷板对发热量大的仪器设备进行降温，在冷板和其上的仪器设备安装面之间填充导热脂。

为了在空气温度提高的基础上降低发热量大的仪器设备温度，在返回舱大底上设置了陀螺热控风机和应答机热控风机。

另外，返回舱还布置了2个湿度传感器及其转接盒，用以测量舱内空气相对湿度。

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

主动热控措施

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

流体回路系统：

成功点或者评价：

“阿波罗”登月飞行器热控系统方案

“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。

调研了“阿波罗”登月飞行器的热控系统方案，对比近地轨道载人飞船热控系统设计方案，得到“阿波罗”为了适应任务的需要，在“水星”、“双子星”热控方案的基础上发展出在指令舱与服务舱使用的独特的以停滞式辐射器为热排散系统的流体回路系统；指令舱新型热涂层系统；以升华器、蒸发器等为热排散装置的消耗型相变热排散系统；然后对比分析了登月舱初期热控系统设计方案及最终的热控系统设计方案

飞行器组成

阿波罗”登月飞行器包括飞船（包括指令舱和服务舱）和登月舱3个部分组成[2]。

在发射阶段，指令舱和服务舱是连接在一起的，如图1所示。

指令舱是航天员在飞行中生活和工作的座舱也是全飞船的控制中心。

服务舱前端与指令舱对接，它为航天员提供电氧气和其它的生保功能，以及发动机所需的推进剂后端为推进系统主发动机喷管。

服务舱后端为登月舱。

登月舱包括两个舱段，分别称为上升级和下降级

热控方案

“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”独特的以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[6]

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，

这种设计方案使得辐射器有效辐射面积减少到初始面积的一部分，极大地减少了系统向外太空排散的热量。

高温工况时散热能力不够通过乙二醇蒸发器进行蒸发提供辅助热排散手段，其辐射器入口流体温度最大可达到42℃；辐射器面板上的涂层为Z93白漆，其太阳吸收率为0.17，红外发射率为0.92；飞船通过多孔式冷凝换热器进行除湿，由于除湿能力不够强，难免在舱壁产生液滴，壁面除水工作需要航天员手动完成。

“阿波罗”指令舱与服务舱辐射器流体回路系统构型如图3所示[7]。

流体回路包括主回路和次回路。

主回路通过比例阀分为两路，并在进入大辐射器面板前分为5条并联管路，流过辐射器面板后合并成单管，与其后的小辐射器面板串联起来。

次回路为单管路结构，将大辐射器面板和小辐射器面板串联起来。

在高温工况时，回路系统正常运行，主路辐射器出口温度若存在差异，则通过比例阀增大辐射器出口温度更低的那一路的流量。

低温工况时，使用旁路阀调节旁路的流量，并在辐射器出口温度降到-26℃时自动打开加热器。

若还不能满足控温要求，则大辐射器平行的五条流体管路中的距次回路流体管路较远的外侧三条流体管路依次发生冻结，使辐射器有效辐射面积减少。

当系统转到高温工况时，通过导热方式将未冻住的流体管路的热量传递到冻住的流体管路进行解冻。

次回路是主回路的备份，不采用停滞式辐射器的热控系统设计，其在大辐射器上位于主回路不发生冻结的两条管路的中间，低温时使用加热器进行控温。

所以，当次回路不工作时也不会发生工质冻结。

高温工况散热能力不足时使用消耗性相变热排散系统器进行辅助散热[8]。

3.2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。

因此“，阿波罗”飞船研制了一种新型的涂层系统。

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

3.3蒸发器

“阿波罗”指令舱与服务舱的流体回路在使用升华器的基础上还耦合了一个蒸发器进行辅助散热，蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。

内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。

其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。

其外部构型如图7所示，内部核构型如图8所示[8]。

当辐射器出口温度超过9.5℃时自动打开蒸发器

蒸发器工作需要消耗水，系统的水源主要是燃料电池发电产水，燃料电池每产生1kWh的电能生成350g的水，水存储系统由一个16.3kg容量的可移动水箱和一个25.4kg容量的废水储箱组成。

密封舱舱内过量的水蒸汽或航天服回路气体通过航天服换热器内的水分离器收集并通过循环压缩机输送到废水储箱作为消耗性冷却工质使用。

燃料电池产水直接输送到可移动水箱作为饮用水和食物复原用。

当移动水箱满了，水回路自动将燃料电池产水输送到废水储

箱，当两个水储箱都满了，直接将水排除到舱外。

4登月舱热控方案

4.1登月舱早期热控方案

“阿波罗”登月舱最初的热控方案采用水沸腾器和可展开式辐射器联合工作的热控方案

登月舱使用的辐射器为可展开式辐射器。

辐射器构型及展开过程如图10所示，其中登月舱总体构型及布局如图中（a）所示，辐射器位于着陆腿的上方。

辐射器构型如图中（b）所示，共有三块辐射器面板，在落月前，辐射器处于折叠状态，三块辐射器面板折叠在一起，辐射器面板间通过平板旋转接头连接辐射器间的流体管路，折叠的三块辐射器与舱内流体回路通过主旋转接头进行流体管路的连接。

其

展开过程如图10c、d所示。

航天员出舱通过辐射器上安装的绳索将辐射器面板打开并把辐射器面板固定在登月舱下降级的着陆腿上。

4.2登月舱最终热控方案

“阿波罗”最终的热控方案设计采用水升华器作为散热途径，并采用氟利昂闪蒸器作为辅助散热手段

4.3方案比较分析

“阿波罗”登月舱直到1962年7月才确定采用轨道对接方案，即由登月舱下降落月，上升级返回与指挥舱对接的飞行方案。

随着载人深空探测任务的发展，以探月为目的的任务对月面停留时间、登月人数、出舱活动次数及时间都有了更高的要求。

由于月面存在长时间大红外热流，则长期探月任务航天器其热控系统不能采用消耗型热排散系统。

目前国外月球基地热控方案设计一般采用热泵系统；“牵牛星”月面着陆器由于月面任务时间较长，方案设计采用了以辐射器为热排散系统的设计。

在目前的技术水平下，长期载人探月任务基本仍需配置可展开式辐射器，但其研制难度大，展开过程复杂，危险性较大。

而升华器、蒸发器等消耗型相变热排散系统研制难度相对要小，可靠性更高，可满足短期任务的需要。

我国在载人深空探测上，尤其在载人探月方面需要对使用辐射器作为热排散手段和使用消耗型相变热排散系统作为热排散手段进行权衡。

图12水升华器剖面图

图13水升华器内部结构图

　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。

卫星发射后，将用8天至9天时间完成调相轨道段、地月转移轨道段和环月轨道段飞行。

经过8次变轨后，于11月7日正式进入工作轨道。

11月18日卫星转为对月定向姿态，11月20日开始传回探测数据。

　　2007年11月26日，中国国家航天局正式公布嫦娥一号卫星传回的第一幅月面图像。

　　2007年12月12日上午10时，庆祝中国首次月球探测工程圆满成功大会在北京人民大会堂举行。

　　2009年3月1日16时13分，嫦娥一号卫星在控制下成功撞击月球。

为中国月球探测的一期工程，划上了圆满句号。