航天器發展對熱控制技術的需求分析

范含林

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

1 引言

航天器熱控制技術主要用來保證熱控制分系統達到總體所要求的功能和性能,即保證航天器的結構部件、儀器設備在空間環境下處于一個合適的溫度范圍,使其在各種可能的情況下均能夠正常工作,對于載人航天器需包括滿足航天員的環境要求。在此基礎上,還必須滿足總體和相關分系統的約束條件,盡量減少航天器的資源消耗,縮短研制周期,減少研制費用。對于航天器而言,熱控制分系統工作正常與否,不僅關系到航天器總體的工作性能好壞,甚至會對飛行任務的成敗造成重大影響。

從航天技術的發展情況來看,適用于空間應用的各種新型有效載荷將會不斷出現,如激光通信、量子通信、新型遙感裝置等。與之相適應,未來的航天器一方面向大型、高姿態穩定度、大軌道機動能力、長壽命和高可靠的方向發展,這樣,可提高有效載荷的性能和能力,使地面應用設備小型化、普及化,從而可大大降低成本;另一方面,衛星平臺向小型化和微型化方向發展,通過微機電、微電子技術的應用,將出現微衛星、納衛星和皮衛星,在此基礎上可利用多顆微小衛星來實現大型衛星的功能,降低成本,增強生存能力。載人航天器將會更加安全、可靠,實現載人登月。深空探測器將會尋訪更多行星和小行星[1]。未來航天器的總體和相關分系統對熱控制技術提出了新的要求,有一系列需要迫切解決的問題。

2 總體需求分析

2.1 整體熱量的排散問題

大型航天器功率的增加導致整體的散熱問題,由于傳統的光伏電池將進一步提高轉換效率,目前的三結砷化鎵電池的轉換效率已經接近30%,同時采用在軌多次展開以增加面積、以及采用聚光電池陣等方式,還可以進一步提高太陽電池陣的輸出功率。如歐洲下一代通信衛星的阿爾法(AlphaBus)巨型平臺,其平臺總功率高達25kW,能安裝250 臺通信轉發器, 可為有效載荷提供12kW～16kW。“國際空間站”總功率也達到了110kW,熱控分系統輻射器的散熱能力要求達到150kW。在這種情況下,依靠傳統的航天器結構板輻射器已經不能滿足熱量排散的需求。

受到目前我國采用的熱輻射器形式,主要是結構板式輻射器的限制,衛星整體散熱能力不足的矛盾將更加突出。如根據我國現有功率最大的東方紅四號衛星平臺構型,采用結構板輻射器,南/北板不擴展時,通信艙南/北板單面散熱能力僅為1 500W,南/北板擴展后單面最大散熱能力為2 000W。若有效載荷功率進一步加大、熱耗超過以上數值,整星的散熱能力將無法滿足要求。根據地球靜止軌道衛星運行姿態特點,只能選衛星南/北面作散熱面。在衛星橫向尺寸受火箭整流罩限制不能增加的情況下,一種可能是衛星向對地(+Z)方向增高,但據粗略計算,假定南/北面寬度為2.36m,在整星功率8kW時,衛星高3m 還夠用,到10kW 時,高度就將達到4.0m ,顯然衛星高度不可能隨整星功率增大而任意增高。對于載人航天器,由于采用單相流體回路體裝式輻射器,以及受到輻射器的安裝,流體溫度的設定需要兼顧密封艙濕度控制等方面的限制,需要較大的輻射器面積,若散熱需求進一步提高,其重量等資源消耗將更大。

2.2 電子設備和元器件的散熱要求

隨著電子設備的高度集成化,以及微小衛星的發展需求,儀器設備的功率密度不斷增加,需要解決設備級、乃至元器件的散熱問題。微小衛星是伴隨著微電子技術、微機械、微光學等技術的發展而興起的,以微機電系統(M EMS)和微光機電系統(MOEM S)為主要代表,不僅需要部件的微小型化,更重要的是在系統設計理念上發生革命性的變化,更加強調一體化設計,出現了微尺度下的一體化傳熱問題。目前直播衛星的TW TA 輸出功率最高可達300W。另外,用于空間通信系統的激光二極管、高功率傳感芯片、GHz 級大規模集成電路/超大規模集成電路(LSI/VLSI)電子芯片的熱流密度可達數百W/cm2甚至數千W/cm2,這些器件的性能和可靠性與工作溫度直接相關,由此帶來了儀器設備的散熱問題。如在傳輸型遙感衛星中,成像質量除取決于CCD 相機本身的性能外,CCD 相機內部敏感元件(CCD 片)的溫度控制也是一個關鍵指標。對數據傳輸的要求越來越高,具體表現在傳輸數據量增大、壓縮比大幅度提高,導致CCD 器件的功率大幅度增加。在某些情況下,CCD 片單片發熱量已提高到了10W 以上,而溫度一般要求不超過30 ℃,甚至更低。

確保電子設備在合適的溫度范圍內工作,對保證其長期工作的可靠性具有重要的意義。根據阿倫尼斯(A rrhenius)化學反應速率定律,電子元器件失效隨其結溫升高呈指數規律上升。已公布的試驗數據表明,電子元器件結溫每升高10 ℃,其失效率增加一倍,每增加25 ℃,其失效率增加10 倍。美國國防部在上世紀90年代中期,經過多年的質疑后,最終廢除了“可靠性預計手冊”(MIL-HDBK-217F),其中的一個理由就是原標準不能有效地考慮溫度周期變化的影響。隨著航天器電子設備集成度的提高和元器件的進步,其功率越來越大,熱流密度越來越高。統計表明,元器件及印刷電路板(PCB)級的熱流密度趨勢從1992年到2002年,增長了10 倍,到2010年還將增長5 倍。如何將電子元器件所產生的熱量傳遞到儀器殼體,并最終傳遞到外部空間將是需要解決的問題。

2.3 溫度穩定性等方面的特殊要求

一些特殊儀器設備有低溫、等溫化等要求,如光學遙感器、激光通信終端、高精度原子鐘、天線等對其溫度水平、溫度的穩定度和均勻度有著嚴格的要求,目前的技術尚不能完全滿足。

高精度空間原子鐘是導航定位衛星時間頻率的基準,它的不確定性和穩定度要求在10-17～10-16量級,甚至更高,原子鐘的穩定度和準確度在很大程度上決定于其在軌飛行的溫度水平和穩定度。

對于合成孔徑雷達干涉測量技術(InSA R),一般采用大尺寸天線展開臂,如美國奮進號航天飛機的“航天飛機雷達地形測繪任務”(Shuttle Radar Topography M ission,簡稱SRTM),天線展開后長達60m,據分析,在干涉測量最差的方向上,天線展開臂末端位置如果偏差3mm,所引起的高程誤差將達9m。

對于衛星天線來說,其工作波長越短,要求天線反射面的形面精度就越高。例如,工作于Ka 頻段的天線,如果要求其形面誤差產生的天線增益小于0.5dB,天線反射面的形面誤差就必須小于0.3mm,這其中包括了加工產生的誤差以及由于天線在軌所處的熱環境對反射面形面的影響[2]。

一些空間科學探測和空間技術發展,對低溫和超低溫的實現提出了新的要求。如高靈敏度紅外譜段天文觀測,其望遠鏡和探測器的溫度要求達到幾十K,甚至幾K。而超導等技術在空間的應用也需要低溫條件,如超導磁力矩器等。

2.4 適應多任務和復雜環境的發展趨勢

未來航天器將會向多載荷、多任務的方向發展,在軌飛行期間所面臨的熱環境會有較大的變化,航天器外部運行環境和內部工作模式的不確定性需要采取能夠自主調節的熱控制方法,以保持航天器儀器設備的溫度在要求的范圍內。這些綜合的要求依靠目前的熱設計方法和技術難以全部滿足,或者需要付出極大的代價,針對航天器任務的變化,需要有與之相適應的方法和技術。

隨著深空探測的深度和廣度不斷加大,需要適應其空間環境,但除地球以外,其它行星的環境尚不完全清楚,而且其環境往往是千差萬別,和地球空間環境有很大的不同[3]。從目前已知的情況看,月球表面溫度變化較大,從93K 變化到395K,28 天的自轉周期導致高低溫持續時間長;火星表面存在大氣,而且會產生火星塵暴;水星附近的太陽輻射量比地球上強10 倍,水星表面溫度高達470 ℃,因此需要利用各種可能的技術保護電子設備和科學設備免受極高溫度所帶來的損害,包括陶瓷纖維多層絕熱涂層,以及從探測器內部向太空散熱的散熱器,散熱器表面熱控涂層的設計,需要防止水星表面的紅外輻射對散熱能力的巨大影響;金星被主要成分為二氧化碳的大氣所包圍,由于其造成的“溫室效應”,金星地表的溫度高達482 ℃左右。

另外,對于日地拉格朗日點探測器,由于其特殊的軌道和探測需求,和其它探測器相比,其熱設計也會有相當大的不同。

對于空間的快速響應,未來的航天器或平臺有可能在設計和制造階段,沒有非常明確的任務需求,但需要具備快速發射及對不同任務的適應能力,因此不僅熱設計要有非常強的適應性,實施熱控還需要簡單和快速。

2.5 大型載人航天器的熱管理和空間防護

未來大型長期載人空間站必須突破全再生生命保障技術,這其中包括電解制氧、動態水氣分離、二氧化碳(CO2)凈化、尿液收集和處理等技術,這些技術均涉及到傳熱和傳質問題,因此必須和整體的熱控制技術進行統籌考慮,形成包括熱控制、密封艙內環境控制、能源轉換和控制等在內的整個空間站的熱管理,達到總體最優的設計目的。

另外長期載人航天器要求的高可靠性,對所采用的熱控制技術和產品提出了更高的可靠性要求。對于載人航天器,由于涉及到環境控制的需要,一般均采取主動流體回路熱控制技術,以此實現整體的熱量收集、運輸、控制和排散,其關鍵部件如循環泵等為機電一體化的轉動部件,為確保長壽命和可靠性的要求,從設計上就必須考慮在軌的可維修和可更換性。

長期載人航天器的熱控設計還需要和總體、結構設計等一起考慮防止空間碎片的撞擊,以確保載人航天的安全性[4]。空間碎片環境的形成是一個累積過程,截至2009年6月底,編目空間碎片的總數已經達到了35 487 個, 在軌的空間碎片數目達到14 790個[5]。尺寸較小的空間碎片數量則更多,直徑大于1cm 的數量估計超過11 萬個,而大于1mm的總數則超過了4 000 萬個, 總質量超過4.5 ×106kg。地面能夠觀測并跟蹤的空間碎片數量現在仍以每年大約200 個的速率繼續增加。空間碎片對載人航天器的安全性存在現實的威脅,輕則影響熱輻射器的正常熱量排散功能,重則造成航天員密封艙的失壓。

2.6 系統設計和驗證的進一步優化

減少對于航天器的資源消耗,提高有效載荷的承載能力應該是努力追求的目標。熱控作為航天器平臺的分系統之一,在滿足航天器總體功能和性能要求的前提下,大幅度減輕分系統的重量和其它資源消耗,以增加航天器的有效載荷比,是體現系統設計先進性的重要方面。以通信衛星為例,國內目前的有效載荷比還不到30%,基本上和國外5年前的水平相當,如2003年發射的國際通信衛星-907(INT ELSA T-907),其軌道重量為1 973kg,有效載荷為606kg,國外更先進的衛星有效載荷比可以達到40%～60%[6]。因此不僅要達到總體所要求的功能和性能,還要在可能的基礎上,采用綜合性能更加先進的技術,進行整個系統的優化設計。

目前在航天器研制過程中,其熱設計的驗證主要通過整體的熱平衡試驗進行。隨著航天器的大型化,外部熱環境和內部工作模式的多樣化,采用艙段式模塊在軌組裝的超大型航天器和一系列大型空間機構的出現。如何進行地面的設計試驗驗證也將是一個突出的問題,尤其是類似已經完成使命的和平號空間站和目前正在建設的“國際空間站”,采用多個大型艙段進行在軌組裝,進行全尺寸航天器的熱模型空間模擬試驗將越來越不現實。而另一方面,整星級航天器熱試驗耗資大、周期長,需要大型空間模擬器,對于大量的應用衛星和商業衛星,有必要研究在成熟的平臺條件下,采用更有針對性的設計驗證方案,縮短研制周期,降低研制費用,以追求“快、好、省”的目標。

另外,在外熱流模擬技術方面,需要發展太陽模擬器技術,以更準確地開展試驗驗證。我國目前對一些復雜形狀航天器和部件熱平衡試驗中外熱流模擬存在困難,如大型結構件拋物面天線,它們的軌道熱流復雜,結構件溫度分布和熱變形難以用現有的熱模擬方法獲得,熱變形的測量也是一般熱平衡試驗沒有的;又如,精密的光學系統,對溫度、溫度差有特殊的要求,現有的外熱流模擬方法難以達到試驗的目的[7]。

3 初步解決方案設想

3.1 以兩相傳熱為核心的主動熱控制技術

空間汽液兩相傳熱技術代表著航天器未來熱控制技術的重要發展方向,這種系統重量小,熱傳輸能力大,控溫精度高且穩定,可以在無運動部件下實現系統的運行,具有其它熱控手段無法替代的優點,因此是未來航天器熱控制的理想系統,在航天器的熱傳輸和排散、精密溫度控制、可展開式熱輻射器等方面會有廣泛的應用。

空間汽液兩相傳熱技術在航天器熱控制中涉及的研究內容有多個方面:其一是兩相技術在大功率設備散熱方面的應用,這方面以噴霧冷卻散熱、微槽道沸騰傳熱為主要應用領域;其二是兩相技術在流體回路方面的應用,這方面以空間毛細抽吸兩相回路(CPL)和泵驅動兩相回路技術等為代表,這些技術中包括與兩相回路技術所匹配的兩相分離技術和兩相驅動技術等。

3.2 增加熱控系統的主動調節能力

目前在航天器的熱控設計中,主要仍然采用以被動熱控設計為主,輔助一些主動熱控手段以達到總體的熱控設計目標。被動熱控制技術通常選擇具有一定熱物理性能的材料,并通過航天器的布局,合理安排航天器內部儀器設備之間及其與空間環境之間的熱交換,使航天器各部分處于要求的溫度范圍內,一旦狀態確定后,基本上沒有調節的余地。

因此從總體的層面上來看,根據總體任務需求,在熱設計成為完成任務的主要矛盾,而且總體資源(如重量、功率等)可以滿足的情況下,通過不同熱設計方法的比較,以整體的主動熱控設計為主,同時輔助以被動熱控方式,使整個系統具有較大的在軌調節能力,以適應航天器內外熱環境變化的需求。這其中的主動熱控技術包括電加熱控制技術、主動流體回路技術、可展開式輻射器技術、熱開關技術等。

3.3 新型材料的應用

許多材料在各類航天器熱控分系統上得到廣泛的應用。隨著航天器的種類不斷增多,性能不斷提高,對各種熱控材料提出了越來越高的要求。而材料科學的發展也拓寬了其應用的場合,可以為熱設計方案的選擇和實施提供更多的技術途徑。

高導熱材料的熱導率可以達到1 300～1 600 W/m ·K。一些高導熱材料,如泡沫碳等還可以替代傳統的鋁蜂窩,以減少熱管和擴熱板的使用,降低系統重量。文獻[8]報告了采用氣凝膠的情況,在實驗室中測到在25 ℃其熱導率只有0.022W/m·K。由于其中99%的物質都是氣體,因此其密度較低,最低可以達到0.002g/cm3。智能型熱控涂層是指涂層的發射率隨溫度或其它控制信號變化的特殊熱控涂層。研究表明該項技術能夠減少加熱功率超過90%,重量減輕超過75%,其技術適用于所有的航天器,尤其是對于能源和質量有更多限制的微小衛星和納衛星。新型功能型熱控材料是指除了能夠滿足熱控需求,在其他方面也發揮某種功能的材料。由于航天器外表面大部分是熱控材料,如熱控涂層、多層隔熱材料等,在遭到激光或高能粒子束武器襲擊和空間碎片撞擊時,能否依靠這些材料防止或減輕對航天器的損壞,如某種程度的鏡反射材料,既能滿足熱控的要求,又能夠起到一定的防御作用。

3.4 設計驗證方法研究

在設計驗證方面,由于主動熱控制技術的采用和熱分析技術的提高,設計驗證的手段將從過去主要依賴于全尺寸的熱模型空間模擬試驗,逐步發展更多的驗證形式。

對于繼承性較好的航天器,將更多地采用分析驗證的方法。而對于一般新型的航天器,主要以熱模型修正和驗證為目的,開展一定的地面試驗,最終仍然是通過熱分析驗證熱設計并預示在軌飛行狀態。對于更多采用主動熱控技術和魯棒性設計的航天器,由于在系統設計上具有較強的適應和調節能力,可以使地面試驗更加簡化,結合分析和仿真的手段,可以減少試驗次數,縮小試驗規模。如載人航天器,其驗證的重點主要是系統的散熱能力和控制水平,因此可以采用艙段級試驗和常壓熱試驗的方法,驗證流體回路和艙內通風回路的設計,最終通過熱分析與局部試驗技術相結合的方式解決設計驗證問題[9][10]。對于大型空間機構和具有復雜外形的航天器,則需要解決外熱流的模擬和測量的誤差等問題,減少試驗中不確定性因素的影響。

3.5 提高系統分析水平

提高航天器熱分析的準確性對熱設計有著重要的作用。在熱控方案的選擇上,通過建立相對快速的分析平臺,進行各種不同方案的定量比較,可以最大限度地進行系統的設計優化,同時在一定程度上還可以減小設計試驗驗證的規模,甚至直接采用熱分析的方法進行設計驗證。目前和未來的航天器所涉及的傳熱方式已經不僅僅是傳導和輻射,包括對流、蒸發、升華、沸騰等相變傳熱的多種傳熱和傳質形式,熱設計和結構設計、光學系統設計、電性能設計均有著復雜的耦合關系,因此在設計過程中,必然需要更多地采用集成分析技術,如空間實驗室和空間站熱管理所需要的艙內傳熱、傳質與流動集成分析技術,高分辨力空間光學裝置熱設計所需的光機熱集成分析技術,天線等大尺寸空間結構熱穩定性分析技術等。

目前熱分析的結果與實際空間飛行的結果相比尚有一定差距,其影響的因素很多,針對不同的情況,其影響程度也不盡相同,需要在模型建立和簡化、空間環境及其影響等方面進行深入的研究。

4 結束語

航天器的發展對熱控制技術提出了更高的要求,而熱控制技術的發展在一定程度上也可以提高航天器的總體性能,因此有必要針對需求開展新型熱控制技術的研究。通過總體需求分析,總結航天器熱控制技術發展的主要方向,并提出初步的技術方案。

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