國外載人航天器熱控技術發展分析

卜珺珺，曹 軍，楊曉林

（蘭州空間技術物理研究所，蘭州 730000）

0 引言

熱控分系統作為航天器平臺的一個組成部分，為航天器上各種儀器設備的正常運行提供溫度環境支持和保證。航天科技人員一直致力于熱控方法、系統組成、材料及工質等的研究。最初，熱控技術著眼于航天器與空間熱環境隔離，保護航天器不與空間進行熱交換，從而使內部儀器設備處在適宜的溫度下運行，其保護措施一般是使用隔熱材料包覆航天器結構。隨著儀器設備的增多、功耗的增大，發熱量也在增大，設備間的相互熱影響也成為熱控的對象，客觀上要求單機設備采取熱控措施（如表面發黑陽極化處理），對單機設備結構表面的發射率及吸收率提出要求。隨著設備功耗的進一步增加，發熱量成倍增長，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用需求，因而發展了加快艙內空氣流動、使用循環工質將設備多余熱量帶走并釋放到太空的辦法，即主動熱控。從開始的單純被動熱控發展到當前被動與主動相結合、以主動熱控為主的辦法對航天器進行熱控。

本文對國外載人航天器熱控技術的發展進行論述，重點分析國際空間站美國實驗艙的主動熱控系統。

1 航天器熱控技術概述

1.1 被動熱控

被動熱控是指在航天器結構或設備結構上采用熱控涂層、多層隔熱材料、熱管及相變材料等[1]對航天器進行熱控，一般為開環式控制。從傳熱學角度來講，傾向于對熱輻射方式進行控制。熱控涂層大致分為金屬基材型涂層、電化學涂層、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。被動熱控是航天器熱控制的基礎[2-4]，由于其技術簡單、運行可靠及使用壽命長的優點，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構。

圖1 多層隔熱材料及熱管的典型結構圖Fig. 1 Typical structure of multi-layer adiabatic materialand heat-pipe

1.2 主動熱控

主動熱控指設計加快艙內空氣流動或液體閉環回路等，對艙內儀器設備進行自動熱控，使航天器儀器設備的溫度環境滿足要求。通常采用加快設備表面散熱或用一定比熱的工質從設備及空氣中吸熱，將熱量帶到艙外散發到太空，回路工質一般為液體。主動熱控傾向于艙內的熱控，側重針對內熱源設計，通過熱傳導、改變熱對流的方式進行自動控制。對于配置較大熱載荷設備的航天器，僅靠被動熱控無法滿足需求，必須設計主動熱控系統。

主動熱控系統分類方式多種多樣，從航天器熱控部位可分為內部主動熱控及外部主動熱控，從控制原理上可分為電加熱式、輻射式、導熱式和對流式，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、熱傳導及熱發散3步，從回路工質相態上可分為單相及兩相回路。

目前，工質循環回路熱控方式為主流的主動熱控方式。主動熱控回路的基本構成原理見圖 2[5]。回路循環泵為動力源，驅動工質循環；工質在蒸發器處吸收熱量，將熱量帶到交流換熱器進行換熱，最終通過輻射器將熱量散發至太空；釋放熱量的工質經冷凝器冷卻進入下一次循環。

圖2 主動熱控的基本構成原理Fig. 2 Basic principle of active thermal control system

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

隨著設備種類的增多，不同設備對熱沉的需求差別很大，單回路無法滿足精確熱控需求，內回路又發展成為中溫及低溫兩條回路，單相液體回路發展成為氣液兩相流體回路。對不同熱沉需求的設備區別對待，提高了熱控的可靠性，兩相流體回路則增強了制冷能力。

圖3 主動熱控系統的內、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熱控的應用

主動熱控技術于1957年第一次應用在蘇聯人造衛星 Sputnik-I號上，到今天，已發展了多代，在俄羅斯/前蘇聯及美國的衛星、載人飛船等航天器上均發揮了重要作用。

2.1 美國典型載人航天器主動熱控系統

1）“水星號”（Mercury）探測器。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節供水速度來控溫，使用水蒸發器進行散熱。

2）“雙子星”（Gemini）探測器。設計了兩條熱控回路，回路工質為硅脂（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管的毛細作用帶走。每條回路中有一臺往復式活塞泵、一個交流換熱器、一個工質收集器和工質體積傳感器，最大排熱能力為2 850 W。航天服的溫度通過節流閥調節，儀器設備則通過冷板進行吸熱。

3）“阿波羅”號飛船。使用冷凝熱交換器，水分通過毛細管的毛細作用帶走。儀器設備冷卻方式與“水星號”、“雙子星”探測器的方式類似，冷卻工質為水/乙二醇。指令艙的熱量被工質帶到多功能服務艙外表面的輻射器和水蒸發器散發掉，通過調節輻射器上的閥門達到控溫的目的。登月艙使用水升華器將熱量散發到外太空[7]。

4）天空實驗室（Skylab）。氣閘艙與其他艙的熱控方式不同，在氣閘艙內，儀器設備的冷卻方式類似于“水星號”、“雙子星”及“阿波羅”飛船，使用4只冷凝熱交換器，其中2只為常規使用，2只作為備份。多功能對接適配器及氣閘艙的前端各裝有一個輻射器。其他艙段采用空氣熱導管及艙壁散熱器的混合方式進行熱控，每個機柜都可通過空氣使電子設備冷卻，使用手動控制閥控制冷卻氣體的吸入速度。儀器設備、3個燃料電池、中部及尾部電子設備的熱量都通過氟利昂21回路帶走。還設計了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。設計中、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 ℃。在發射及上升段，主發動機組與機頭外表面的散熱通過水力學控制水蒸氣噴射達到。在上升段與再入軌段，閃蒸汽系統提供總熱量散發。在軌運行階段，閃蒸汽系統作為散熱的補充手段。在飛行器位于3 048 m以下的再入段時，使用氟利昂21冷卻回路中的氨蒸發器，水噴射蒸發系統提供水壓子系統及能量單元潤滑系統的熱沉。

2.2 俄羅斯/前蘇聯典型載人航天器主動熱控系統

1）“東方號”（Vostok）飛船。使用單回路，液態空氣冷凝熱交換器。冷凝物通過換熱管中的多孔滲水毛細管進行收集，通過調節換熱器中的氣體流速來自動調整溫度，熱控范圍為12～25 ℃。

2）“上升號”（Voskhod）飛船。熱控系統基本繼承了“東方號”飛船的設計。

3）“聯盟號”（Soyuz）貨運飛船。單回路設計，使用冷凝熱交換器，回路工質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管進行收集。

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

5）“和平號”（Mir）空間站。設計雙回路，一條低溫回路，一條中溫回路。低溫回路工質為乙醇和水的混合物，中溫回路工質為乙烯乙二醇與水的混合物。在“晶體號”艙，主動熱控系統只有一條回路，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與“和平號”空間站類似。電子設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。其他儀器設備通過氟利昂回路進行熱控。

3 “國際空間站”主動熱控系統

“國際空間站”主要艙內的主動熱控系統由內部及外部主動熱控系統組成。內部主動熱控系統分中、低溫兩條回路。見圖4[8]。

圖4 “國際空間站”美國實驗艙內部主動熱控系統原理Fig. 4 Principle diagram of ACTS of USL onboard ISS

美國實驗艙的內部主動熱控系統為環控生保系統、實驗熱載荷和電子設備控溫。系統由循環泵、控制閥、熱交換器、冷板及傳感器等設備組成[8-9]。兩條回路將多余的熱量帶到艙外的外部主動熱控系統，經輻射器釋放到太空。

中溫及低溫回路各有一臺循環泵，啟動隔離閥即可獨立運行；采用聯動模式可只啟動一臺泵帶動兩條回路共同運行，另外一臺即做備份。“節點一號”艙有從實驗艙通往氣閘艙的熱控管路，“節點二號”、“節點三號”艙熱控系統比一號艙復雜，三艙共同受實驗艙熱控系統的控制。

系統主要包括以下硬件。

1）循環泵組件（PPA）。為工質提供循環動力、氣液分離及工質過濾，由泵、氣液分離器和過濾器組成。循環泵為渦輪泵，轉速17 000 r/min。在氣液分離器的下游設計工質補償器（accumulator）：當回路中的工質因溫升而膨脹時，它具有將工質收集儲存的能力；當工質因溫度降低而體積減小時，它具有將工質釋放到回路的作用，以保證回路壓力。補償器中裝有工質體積傳感器，受軌道控制器及地面監控中心的共同控制，監控軟件根據不同情況作出調整。工質收集器連同氣液分離器及過濾器組件屬工質循環泵組件。

2）循環泵旁路組件（PBA）。由止回閥和管路組成，當不需要循環泵組件工作時，止回閥能保證工質的正確流動方向。

3）回路交叉組件（LCA）。該組件有兩個作用：當一條回路中的循環泵故障時，可以將該回路連入另一條回路，共用另一條回路的循環泵；當只需一條回路工作就能滿足要求的工況時，關閉該組件，將第二條回路隔離。

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

5）系統流速控制組件（SFCA）。用以調節回路中不同位置工質的流速，并在需要時將循環泵隔離。

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

7）手動流速控制組件（MFCV）。供航天員手動調節不同位置的工質流速。

8）冷板。為電子設備進行吸熱，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。因其不會使艙室氣壓降低，對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，實現熱量從內回路向外回路的傳遞。僅設計在低溫回路中，每一端都允許單回路通過，依據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，將熱量散發到太空。

12）控制器（MDM）。系統在軌控制中心。為了實現對熱控系統的監測，一臺控制器配置在實驗艙內，在系統各部分安裝有傳感器。當工質的量發生變化時，可以監測工質泄漏的部位，并通過工質補償器上的傳感器監測出工質體積的變化。當變化量超出預設值時，將發出警報至地面監控中心，由自動控制軟件作出調整，達到防止工質過多泄漏的目的。

4 技術發展分析

綜上可以看出，國外載人航天器熱控系統的技術發展大致經歷了最初以航天器與空間熱環境隔離為目的的被動熱控到艙內設備的主動控溫與被動熱控相結合的熱控兩個階段。被動熱控一般為開環控制，控溫方式比較簡單；主動熱控則一般為閉環控制，系統組成較復雜。主動熱控根據設備需求差異，可設中溫及低溫兩條回路，根據使用范圍又分內外兩條回路。主動熱控及被動熱控的技術比較見表1。

表1 主、被動熱控技術對比Table 1 Comparison between passive and active thermal control techniques

載人航天器由于有人的活動，其熱控技術與非載人航天器不盡相同：借鑒了非載人航天器的被動熱控技術，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，以及對艙內設備進行表面處理來控制發射率等措施；同時對艙內人居環境采用無毒、高潛熱工質的主動熱控回路，對大功率發熱設備、航天服等進行散熱。以上措施可共同營造載人航天器內外系統的熱平衡環境，保證載人航天器的可靠運行。

載人航天器除了采用主被動結合的熱控方法之外，主、被動熱控方法本身也在不斷發展。至今，被動熱控方法已由單層防護膜發展到多層防護膜，多功能、無毒環保、高相變潛熱的熱控涂層及材料；主動熱控則采用單回路與內、外雙回路相結合的方式，熱控工質也更新換代，演變到不易損耗、大比熱容、高熱導率及無毒環保的熱控工質。其中氣液分離技術作為熱控回路的一項關鍵技術，向著無能耗、結構簡單、高安全可靠的方向發展[10-15]。

5 結束語

本文在對航天器的熱控技術進行概述的基礎上，重點總結了主動熱控系統的基本構成，結合國外典型載人航天器的應用情況對主動熱控系統進行了詳細描述，并對該項技術的發展進行了簡要分析，指出了發展方向。

我國空間站建設已提上日程。空間站是一個大型載人航天器，其規模及復雜程度遠超出衛星及載人飛船。熱控作為空間站的一個重要分系統，其建設是一項浩繁的系統工程。本文旨在對我國空間站熱控系統的設計建設提供參考。

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