國外載人航天器熱控技術(shù)發(fā)展分析

卜珺珺，曹 軍，楊曉林

（蘭州空間技術(shù)物理研究所，蘭州 730000）

0 引言

熱控分系統(tǒng)作為航天器平臺(tái)的一個(gè)組成部分，為航天器上各種儀器設(shè)備的正常運(yùn)行提供溫度環(huán)境支持和保證。航天科技人員一直致力于熱控方法、系統(tǒng)組成、材料及工質(zhì)等的研究。最初，熱控技術(shù)著眼于航天器與空間熱環(huán)境隔離，保護(hù)航天器不與空間進(jìn)行熱交換，從而使內(nèi)部?jī)x器設(shè)備處在適宜的溫度下運(yùn)行，其保護(hù)措施一般是使用隔熱材料包覆航天器結(jié)構(gòu)。隨著儀器設(shè)備的增多、功耗的增大，發(fā)熱量也在增大，設(shè)備間的相互熱影響也成為熱控的對(duì)象，客觀上要求單機(jī)設(shè)備采取熱控措施（如表面發(fā)黑陽極化處理），對(duì)單機(jī)設(shè)備結(jié)構(gòu)表面的發(fā)射率及吸收率提出要求。隨著設(shè)備功耗的進(jìn)一步增加，發(fā)熱量成倍增長，僅靠表面涂層及采取隔熱材料蒙皮已無法完全滿足航天器的應(yīng)用需求，因而發(fā)展了加快艙內(nèi)空氣流動(dòng)、使用循環(huán)工質(zhì)將設(shè)備多余熱量帶走并釋放到太空的辦法，即主動(dòng)熱控。從開始的單純被動(dòng)熱控發(fā)展到當(dāng)前被動(dòng)與主動(dòng)相結(jié)合、以主動(dòng)熱控為主的辦法對(duì)航天器進(jìn)行熱控。

本文對(duì)國外載人航天器熱控技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行論述，重點(diǎn)分析國際空間站美國實(shí)驗(yàn)艙的主動(dòng)熱控系統(tǒng)。

1 航天器熱控技術(shù)概述

1.1 被動(dòng)熱控

被動(dòng)熱控是指在航天器結(jié)構(gòu)或設(shè)備結(jié)構(gòu)上采用熱控涂層、多層隔熱材料、熱管及相變材料等[1]對(duì)航天器進(jìn)行熱控，一般為開環(huán)式控制。從傳熱學(xué)角度來講，傾向于對(duì)熱輻射方式進(jìn)行控制。熱控涂層大致分為金屬基材型涂層、電化學(xué)涂層、涂料型涂層、薄膜型涂層、二次表面鏡型涂層和織物涂層等。多層隔熱材料包括金屬鍍膜、間隔材料等。被動(dòng)熱控是航天器熱控制的基礎(chǔ)[2-4]，由于其技術(shù)簡(jiǎn)單、運(yùn)行可靠及使用壽命長的優(yōu)點(diǎn)，在各類航天器上均被大量使用。圖1為多層隔熱材料及熱管的典型結(jié)構(gòu)。

圖1 多層隔熱材料及熱管的典型結(jié)構(gòu)圖Fig. 1 Typical structure of multi-layer adiabatic materialand heat-pipe

1.2 主動(dòng)熱控

主動(dòng)熱控指設(shè)計(jì)加快艙內(nèi)空氣流動(dòng)或液體閉環(huán)回路等，對(duì)艙內(nèi)儀器設(shè)備進(jìn)行自動(dòng)熱控，使航天器儀器設(shè)備的溫度環(huán)境滿足要求。通常采用加快設(shè)備表面散熱或用一定比熱的工質(zhì)從設(shè)備及空氣中吸熱，將熱量帶到艙外散發(fā)到太空，回路工質(zhì)一般為液體。主動(dòng)熱控傾向于艙內(nèi)的熱控，側(cè)重針對(duì)內(nèi)熱源設(shè)計(jì)，通過熱傳導(dǎo)、改變熱對(duì)流的方式進(jìn)行自動(dòng)控制。對(duì)于配置較大熱載荷設(shè)備的航天器，僅靠被動(dòng)熱控?zé)o法滿足需求，必須設(shè)計(jì)主動(dòng)熱控系統(tǒng)。

主動(dòng)熱控系統(tǒng)分類方式多種多樣，從航天器熱控部位可分為內(nèi)部主動(dòng)熱控及外部主動(dòng)熱控，從控制原理上可分為電加熱式、輻射式、導(dǎo)熱式和對(duì)流式，從換熱方式上可分為氣-氣熱交換、氣-液熱交換及液-液熱交換，從熱控過程上可分為熱吸收、熱傳導(dǎo)及熱發(fā)散3步，從回路工質(zhì)相態(tài)上可分為單相及兩相回路。

目前，工質(zhì)循環(huán)回路熱控方式為主流的主動(dòng)熱控方式。主動(dòng)熱控回路的基本構(gòu)成原理見圖 2[5]。回路循環(huán)泵為動(dòng)力源，驅(qū)動(dòng)工質(zhì)循環(huán)；工質(zhì)在蒸發(fā)器處吸收熱量，將熱量帶到交流換熱器進(jìn)行換熱，最終通過輻射器將熱量散發(fā)至太空；釋放熱量的工質(zhì)經(jīng)冷凝器冷卻進(jìn)入下一次循環(huán)。

圖2 主動(dòng)熱控的基本構(gòu)成原理Fig. 2 Basic principle of active thermal control system

最初，主動(dòng)熱控回路為單回路，工質(zhì)為氨水。但氨水的毒性決定其在載人航天器上的使用受限。繼而發(fā)展了內(nèi)外兩條回路，雙回路在熱交換器處僅交換熱量不交換工質(zhì)。內(nèi)回路工質(zhì)為水，外回路可仍使用氨水，有效避免了毒性工質(zhì)在密封艙內(nèi)可能造成的人員傷害。圖3為雙回路主動(dòng)熱控的基本構(gòu)成[6]。

隨著設(shè)備種類的增多，不同設(shè)備對(duì)熱沉的需求差別很大，單回路無法滿足精確熱控需求，內(nèi)回路又發(fā)展成為中溫及低溫兩條回路，單相液體回路發(fā)展成為氣液兩相流體回路。對(duì)不同熱沉需求的設(shè)備區(qū)別對(duì)待，提高了熱控的可靠性，兩相流體回路則增強(qiáng)了制冷能力。

圖3 主動(dòng)熱控系統(tǒng)的內(nèi)、外雙回路Fig. 3 Internal and external loops of active thermal control system

2 國外載人航天器主動(dòng)熱控的應(yīng)用

主動(dòng)熱控技術(shù)于1957年第一次應(yīng)用在蘇聯(lián)人造衛(wèi)星 Sputnik-I號(hào)上，到今天，已發(fā)展了多代，在俄羅斯/前蘇聯(lián)及美國的衛(wèi)星、載人飛船等航天器上均發(fā)揮了重要作用。

2.1 美國典型載人航天器主動(dòng)熱控系統(tǒng)

1）“水星號(hào)”（Mercury）探測(cè)器。使用冷凝熱交換器，冷凝熱交換器中的水分被活化海綿水分離器移除，通過熱交換器上的針閥調(diào)節(jié)供水速度來控溫，使用水蒸發(fā)器進(jìn)行散熱。

2）“雙子星”（Gemini）探測(cè)器。設(shè)計(jì)了兩條熱控回路，回路工質(zhì)為硅脂（MCS-198），使用冷凝熱交換器吸熱，外部輻射器散熱。冷凝熱交換器中的水分通過毛細(xì)管的毛細(xì)作用帶走。每條回路中有一臺(tái)往復(fù)式活塞泵、一個(gè)交流換熱器、一個(gè)工質(zhì)收集器和工質(zhì)體積傳感器，最大排熱能力為2 850 W。航天服的溫度通過節(jié)流閥調(diào)節(jié)，儀器設(shè)備則通過冷板進(jìn)行吸熱。

3）“阿波羅”號(hào)飛船。使用冷凝熱交換器，水分通過毛細(xì)管的毛細(xì)作用帶走。儀器設(shè)備冷卻方式與“水星號(hào)”、“雙子星”探測(cè)器的方式類似，冷卻工質(zhì)為水/乙二醇。指令艙的熱量被工質(zhì)帶到多功能服務(wù)艙外表面的輻射器和水蒸發(fā)器散發(fā)掉，通過調(diào)節(jié)輻射器上的閥門達(dá)到控溫的目的。登月艙使用水升華器將熱量散發(fā)到外太空[7]。

4）天空實(shí)驗(yàn)室（Skylab）。氣閘艙與其他艙的熱控方式不同，在氣閘艙內(nèi)，儀器設(shè)備的冷卻方式類似于“水星號(hào)”、“雙子星”及“阿波羅”飛船，使用4只冷凝熱交換器，其中2只為常規(guī)使用，2只作為備份。多功能對(duì)接適配器及氣閘艙的前端各裝有一個(gè)輻射器。其他艙段采用空氣熱導(dǎo)管及艙壁散熱器的混合方式進(jìn)行熱控，每個(gè)機(jī)柜都可通過空氣使電子設(shè)備冷卻，使用手動(dòng)控制閥控制冷卻氣體的吸入速度。儀器設(shè)備、3個(gè)燃料電池、中部及尾部電子設(shè)備的熱量都通過氟利昂21回路帶走。還設(shè)計(jì)了2套水冷卻回路與氟利昂21冷卻回路交叉使用，水冷卻回路也將艙室及電子設(shè)備的熱載荷通過氣-液換熱器傳遞給氟利昂21冷卻回路。

5）航天飛機(jī)。設(shè)計(jì)中、低溫兩條回路。中溫回路的冷卻溫度為16.1～18.3 ℃；低溫回路的冷卻溫度為3.3～6.1 ℃。在發(fā)射及上升段，主發(fā)動(dòng)機(jī)組與機(jī)頭外表面的散熱通過水力學(xué)控制水蒸氣噴射達(dá)到。在上升段與再入軌段，閃蒸汽系統(tǒng)提供總熱量散發(fā)。在軌運(yùn)行階段，閃蒸汽系統(tǒng)作為散熱的補(bǔ)充手段。在飛行器位于3 048 m以下的再入段時(shí)，使用氟利昂21冷卻回路中的氨蒸發(fā)器，水噴射蒸發(fā)系統(tǒng)提供水壓子系統(tǒng)及能量單元潤滑系統(tǒng)的熱沉。

2.2 俄羅斯/前蘇聯(lián)典型載人航天器主動(dòng)熱控系統(tǒng)

1）“東方號(hào)”（Vostok）飛船。使用單回路，液態(tài)空氣冷凝熱交換器。冷凝物通過換熱管中的多孔滲水毛細(xì)管進(jìn)行收集，通過調(diào)節(jié)換熱器中的氣體流速來自動(dòng)調(diào)整溫度，熱控范圍為12～25 ℃。

2）“上升號(hào)”（Voskhod）飛船。熱控系統(tǒng)基本繼承了“東方號(hào)”飛船的設(shè)計(jì)。

3）“聯(lián)盟號(hào)”（Soyuz）貨運(yùn)飛船。單回路設(shè)計(jì)，使用冷凝熱交換器，回路工質(zhì)為水和乙二醇的混合物。冷凝物通過位于換熱管中的多孔滲水毛細(xì)管進(jìn)行收集。

4）“禮炮號(hào)”（Salyut）空間站。單回路設(shè)計(jì)，使用氣液冷凝熱交換器，回路工質(zhì)為抗凍結(jié)型的防火液體。冷凝物通過熱交換管中的多孔滲水毛細(xì)管進(jìn)行收集，存儲(chǔ)在濕氣槽中。使用了熱輻射器進(jìn)行散熱。

5）“和平號(hào)”（Mir）空間站。設(shè)計(jì)雙回路，一條低溫回路，一條中溫回路。低溫回路工質(zhì)為乙醇和水的混合物，中溫回路工質(zhì)為乙烯乙二醇與水的混合物。在“晶體號(hào)”艙，主動(dòng)熱控系統(tǒng)只有一條回路，可連接到核心艙兩條回路中的任意一條。

6）國際空間站俄羅斯艙段的溫度控制系統(tǒng)與“和平號(hào)”空間站類似。電子設(shè)備由熱交換器及艙室氣體共同冷卻，每種方式約提供一半的制冷效果。其他儀器設(shè)備通過氟利昂回路進(jìn)行熱控。

3 “國際空間站”主動(dòng)熱控系統(tǒng)

“國際空間站”主要艙內(nèi)的主動(dòng)熱控系統(tǒng)由內(nèi)部及外部主動(dòng)熱控系統(tǒng)組成。內(nèi)部主動(dòng)熱控系統(tǒng)分中、低溫兩條回路。見圖4[8]。

圖4 “國際空間站”美國實(shí)驗(yàn)艙內(nèi)部主動(dòng)熱控系統(tǒng)原理Fig. 4 Principle diagram of ACTS of USL onboard ISS

美國實(shí)驗(yàn)艙的內(nèi)部主動(dòng)熱控系統(tǒng)為環(huán)控生保系統(tǒng)、實(shí)驗(yàn)熱載荷和電子設(shè)備控溫。系統(tǒng)由循環(huán)泵、控制閥、熱交換器、冷板及傳感器等設(shè)備組成[8-9]。兩條回路將多余的熱量帶到艙外的外部主動(dòng)熱控系統(tǒng)，經(jīng)輻射器釋放到太空。

中溫及低溫回路各有一臺(tái)循環(huán)泵，啟動(dòng)隔離閥即可獨(dú)立運(yùn)行；采用聯(lián)動(dòng)模式可只啟動(dòng)一臺(tái)泵帶動(dòng)兩條回路共同運(yùn)行，另外一臺(tái)即做備份?！肮?jié)點(diǎn)一號(hào)”艙有從實(shí)驗(yàn)艙通往氣閘艙的熱控管路，“節(jié)點(diǎn)二號(hào)”、“節(jié)點(diǎn)三號(hào)”艙熱控系統(tǒng)比一號(hào)艙復(fù)雜，三艙共同受實(shí)驗(yàn)艙熱控系統(tǒng)的控制。

系統(tǒng)主要包括以下硬件。

1）循環(huán)泵組件（PPA）。為工質(zhì)提供循環(huán)動(dòng)力、氣液分離及工質(zhì)過濾，由泵、氣液分離器和過濾器組成。循環(huán)泵為渦輪泵，轉(zhuǎn)速17 000 r/min。在氣液分離器的下游設(shè)計(jì)工質(zhì)補(bǔ)償器（accumulator）：當(dāng)回路中的工質(zhì)因溫升而膨脹時(shí)，它具有將工質(zhì)收集儲(chǔ)存的能力；當(dāng)工質(zhì)因溫度降低而體積減小時(shí)，它具有將工質(zhì)釋放到回路的作用，以保證回路壓力。補(bǔ)償器中裝有工質(zhì)體積傳感器，受軌道控制器及地面監(jiān)控中心的共同控制，監(jiān)控軟件根據(jù)不同情況作出調(diào)整。工質(zhì)收集器連同氣液分離器及過濾器組件屬工質(zhì)循環(huán)泵組件。

2）循環(huán)泵旁路組件（PBA）。由止回閥和管路組成，當(dāng)不需要循環(huán)泵組件工作時(shí)，止回閥能保證工質(zhì)的正確流動(dòng)方向。

3）回路交叉組件（LCA）。該組件有兩個(gè)作用：當(dāng)一條回路中的循環(huán)泵故障時(shí)，可以將該回路連入另一條回路，共用另一條回路的循環(huán)泵；當(dāng)只需一條回路工作就能滿足要求的工況時(shí)，關(guān)閉該組件，將第二條回路隔離。

4）三通混合閥（TWMV）。將不同溫度的工質(zhì)在此混合，將混合的工質(zhì)輸送至回路。

5）系統(tǒng)流速控制組件（SFCA）。用以調(diào)節(jié)回路中不同位置工質(zhì)的流速，并在需要時(shí)將循環(huán)泵隔離。

6）機(jī)柜流速控制組件（RFCA）。配置在每個(gè)需要主動(dòng)控溫的機(jī)柜前端界面，滿足不同的機(jī)柜處理不同的熱載荷。

7）手動(dòng)流速控制組件（MFCV）。供航天員手動(dòng)調(diào)節(jié)不同位置的工質(zhì)流速。

8）冷板。為電子設(shè)備進(jìn)行吸熱，可將熱量直接傳遞給液體回路而不加熱艙室氣體，比氣液冷凝熱交換器更高效。因其不會(huì)使艙室氣壓降低，對(duì)載人航天器來說也更加重要。國際空間站共使用大小不一的8塊冷板。

9）載荷交流換熱器（P/RHE）。為液-液熱交換器，實(shí)現(xiàn)熱量從內(nèi)回路向外回路的傳遞。僅設(shè)計(jì)在低溫回路中，每一端都允許單回路通過，依據(jù)在回路中的不同位置，作為再生熱交換器或作為載荷隔離熱交換器使用。

10）航天服熱交換器。為液-液熱交換器，將航天服的熱載荷收集至低溫回路。

11）熱輻射器。使用可展開的鋁制熱輻射器，將熱量散發(fā)到太空。

12）控制器（MDM）。系統(tǒng)在軌控制中心。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)熱控系統(tǒng)的監(jiān)測(cè)，一臺(tái)控制器配置在實(shí)驗(yàn)艙內(nèi)，在系統(tǒng)各部分安裝有傳感器。當(dāng)工質(zhì)的量發(fā)生變化時(shí)，可以監(jiān)測(cè)工質(zhì)泄漏的部位，并通過工質(zhì)補(bǔ)償器上的傳感器監(jiān)測(cè)出工質(zhì)體積的變化。當(dāng)變化量超出預(yù)設(shè)值時(shí)，將發(fā)出警報(bào)至地面監(jiān)控中心，由自動(dòng)控制軟件作出調(diào)整，達(dá)到防止工質(zhì)過多泄漏的目的。

4 技術(shù)發(fā)展分析

綜上可以看出，國外載人航天器熱控系統(tǒng)的技術(shù)發(fā)展大致經(jīng)歷了最初以航天器與空間熱環(huán)境隔離為目的的被動(dòng)熱控到艙內(nèi)設(shè)備的主動(dòng)控溫與被動(dòng)熱控相結(jié)合的熱控兩個(gè)階段。被動(dòng)熱控一般為開環(huán)控制，控溫方式比較簡(jiǎn)單；主動(dòng)熱控則一般為閉環(huán)控制，系統(tǒng)組成較復(fù)雜。主動(dòng)熱控根據(jù)設(shè)備需求差異，可設(shè)中溫及低溫兩條回路，根據(jù)使用范圍又分內(nèi)外兩條回路。主動(dòng)熱控及被動(dòng)熱控的技術(shù)比較見表1。

表1 主、被動(dòng)熱控技術(shù)對(duì)比Table 1 Comparison between passive and active thermal control techniques

載人航天器由于有人的活動(dòng)，其熱控技術(shù)與非載人航天器不盡相同：借鑒了非載人航天器的被動(dòng)熱控技術(shù)，如航天器蒙皮、包覆隔熱材料，控制載人航天器與外部空間的熱交換，以及對(duì)艙內(nèi)設(shè)備進(jìn)行表面處理來控制發(fā)射率等措施；同時(shí)對(duì)艙內(nèi)人居環(huán)境采用無毒、高潛熱工質(zhì)的主動(dòng)熱控回路，對(duì)大功率發(fā)熱設(shè)備、航天服等進(jìn)行散熱。以上措施可共同營造載人航天器內(nèi)外系統(tǒng)的熱平衡環(huán)境，保證載人航天器的可靠運(yùn)行。

載人航天器除了采用主被動(dòng)結(jié)合的熱控方法之外，主、被動(dòng)熱控方法本身也在不斷發(fā)展。至今，被動(dòng)熱控方法已由單層防護(hù)膜發(fā)展到多層防護(hù)膜，多功能、無毒環(huán)保、高相變潛熱的熱控涂層及材料；主動(dòng)熱控則采用單回路與內(nèi)、外雙回路相結(jié)合的方式，熱控工質(zhì)也更新?lián)Q代，演變到不易損耗、大比熱容、高熱導(dǎo)率及無毒環(huán)保的熱控工質(zhì)。其中氣液分離技術(shù)作為熱控回路的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)，向著無能耗、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、高安全可靠的方向發(fā)展[10-15]。

5 結(jié)束語

本文在對(duì)航天器的熱控技術(shù)進(jìn)行概述的基礎(chǔ)上，重點(diǎn)總結(jié)了主動(dòng)熱控系統(tǒng)的基本構(gòu)成，結(jié)合國外典型載人航天器的應(yīng)用情況對(duì)主動(dòng)熱控系統(tǒng)進(jìn)行了詳細(xì)描述，并對(duì)該項(xiàng)技術(shù)的發(fā)展進(jìn)行了簡(jiǎn)要分析，指出了發(fā)展方向。

我國空間站建設(shè)已提上日程?？臻g站是一個(gè)大型載人航天器，其規(guī)模及復(fù)雜程度遠(yuǎn)超出衛(wèi)星及載人飛船。熱控作為空間站的一個(gè)重要分系統(tǒng)，其建設(shè)是一項(xiàng)浩繁的系統(tǒng)工程。本文旨在對(duì)我國空間站熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)建設(shè)提供參考。

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