中國航天器新型熱控系統構建進展評述

寧獻文，李勁東，王玉瑩，蔣凡

北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094

熱控系統是航天器的重要組成部分，其任務為：針對航天器全壽命周期任務，分析和識別外部空間環境、任務特征及自身特性，在滿足來自外部環境和航天器對熱控技術約束的前提下，綜合運用合理的熱控技術，對熱量的吸收、傳輸、排散等環節進行調節，保證與熱相關的參數滿足航天器可靠完成預定功能的要求[1-4]。

航天器熱控屬于空間熱物理領域，以傳熱學、工程熱力學和流體力學為基礎，涉及空間環境、材料、化學、力學、光學等學科，是一項多學科多專業交叉與綜合的系統工程技術。從航天器研制流程來看，熱控貫穿航天器研制始終，其技術水平不但對提高航天器總體水平、縮短研制周期、節省研制經費起著重要作用，而且直接關系到航天器總體性能及技術指標的先進性、可靠性、安全性和在軌工作壽命。

所謂熱控系統，是指多種熱控產品或技術按照一定設計原則組合而成的、具有實現航天器熱控制功能的有機整體[5-6]。

經過50年的發展，尤其是近20年空間技術的跨越式發展，中國航天器研制取得了很大的成績，形成了對地觀測衛星、導航定位衛星、通訊衛星等多個系列應用衛星，在載人、深空與空間科學探測方面也取得了很多重大成果[7]。完成型號任務的同時，在航天器新型熱控系統構建及相關技術方面也取得了巨大的進步，為后續發展打下了良好的基礎[8]。特別是在載人航天、探月工程等國家科技重大專項的有效牽引下，更是有效推動了中國航天器新型熱控系統的跨越式發展。

本文綜合評述了中國航天器新型熱控系統構建的最新研究成果和進展，對已報道研究工作進行了總結，并在分析與國外相關差距基礎上，指出了今后的研究方向。

1 熱控系統構建概述

圖1給出了熱控系統的構建過程，即根據各種設計要求與設計條件，完成散熱布局設計、熱收集、熱傳輸方式選擇以及具體熱控措施選擇等設計內容，形成熱控方案，并通過單機、子系統、系統與整器級試驗驗證熱設計的正確性。

熱控系統主要分為兩類(圖2)：一類是以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統熱控系統，另一類是以主動熱控為主、基于熱管理理念的新型熱控系統[1-4]。

目前大多數航天器都采用以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統熱控系統，并獲得了巨大的成功[1,8]。熱控系統一般由電加熱器、熱敏電阻、常規熱管與多層隔熱組件等組成，具有產品結構簡單、可靠性高與成本低等優點。但由于其熱量收集、熱量傳輸與熱量排散3個功能模塊之間在系統層面上沒有形成直接的熱耦合，熱量傳輸和綜合利用的功能弱，散熱面開設位置分散且相互獨立，使得熱控系統對總體布局和結構的依賴性強，調節與適應能力相對較差[5-6]。

隨著航天技術的不斷發展，航天器越來越復雜，逐步演化出以主動熱控為主、基于熱管理理念的新型熱控系統，其一般具備4個特征[6]：

1) 調節與適應能力強，通過輻射器散熱面或消耗性熱排散裝置，能夠將航天器內廢熱充分排出，并設計有統一可控的熱量傳輸通道，適應空間環境及自身任務的變化。

2) 系統不確定性小，通過航天器外部最大程度的隔熱設計，盡量降低外部環境的影響，使得熱控系統的補償功耗低，不確定性小。

圖1 航天器熱控系統構建過程Fig.1 Construction of spacecraft thermal control system

圖2 航天器熱控系統結構演化Fig.2 Structure evolution of spacecraft thermal control system

3) 溫度均勻性好、散熱效率高，通過航天器內等溫化設計，構建出一個內部熱量收集、共享的等溫熱總線系統，使得航天器溫度均勻，散熱效率高。等溫熱總線可由流體回路、環路熱管(LHP)或熱管網絡等熱控具體手段實現。

4) 符合熱管理理念，通過合理組織和調配航天器各部分熱量，從而實現熱量合理有效的收集、傳輸、排散與利用，達到航天器整體熱量的統一管理和優化利用。

2 中國航天器新型熱控系統構建研究現狀

2.1 應用衛星

對地觀測衛星、導航定位衛星、通訊衛星(圖3 為中國研制的DFH-4平臺衛星)等多個系列應用衛星數量最多，且與人類生活的關聯度也最高，獲得的成績也最大。比如中國自主建設、獨立運行的北斗三號導航系統(BDS)已經完成基本系統建設，開始提供全球服務。

圖3 DFH-4平臺衛星在軌展開示意圖Fig.3 On-orbit expansion diagram of DFH-4 platform satellite

對應用衛星來說，熱控系統構建時需要更多地考慮低成本、技術成熟度與繼承性等因素。鑒于此，應用衛星基本上都采用以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統熱控系統[1]。

熱控系統構建的主導思想為：

1) 設計上利用構型布局、分區局部散熱，即將大熱耗設備都直接安裝在散熱面上進行散熱，散熱面內一般采用熱管進行等溫化，必要時可采用正交熱管網絡，以適應熱耗分布不均勻的情況，提高散熱面利用效率。

2) 設計過程中盡量優化調整各散熱面的面積配比值(加權值)，合理利用太陽輻照、地球反照與地球紅外3種外熱流，以便航天器能夠在整個壽命周期內吸收的外熱流總量變化最小，使得熱控對電補償功率的需求盡量小。

比如DFH-4平臺通信衛星熱控系統，其絕大部分發熱設備布置在衛星的南北板上(同時作為散熱面)，少量發熱設備(如動量輪、陀螺等)布置在內部結構板上。此外，熱控還使用正交熱管網絡拉平各設備之間的溫度，以提高整體散熱效率。低溫工況時則使用電加熱器維持設備處于合適的溫度水平[1]。

近年來，隨著航天器平臺技術的不斷發展以及新型載荷的不斷出現，應用衛星也開始逐漸使用一些新型主動熱控技術來解決自身面臨的技術難題，比如實踐十號返回式衛星已經成功應用泵驅單相流體回路技術[9]，部分大型通信衛星與遙感衛星也開始嘗試使用泵驅單相流體回路熱控技術解決相應的熱控設計難題，但與國外相比仍有一定差距[10-12]。

2.2 載人航天器

載人航天器一般具有以下3個特征：

1) 工作模式多，且由于宇航員的因素，必須存在密封艙環境，使得溫度、濕度、壓力等熱控要求大幅提高。

2) 艙段多、內部熱量大，設備、儀器數量多且復雜，各設備對熱控的要求不同。

3) 載人航天器熱控設計會涉及環控生保系統與結構系統，設計約束也增加較多。

對于載人航天器來說，僅是保障宇航員在不同工作模式下都處于一個合適的溫度、濕度環境，傳統熱控系統就很難完成，即使能夠滿足所付出的資源代價也是難于承受的。再加上各類設備的不同溫區要求，使得傳統熱控設計方法不能滿足載人航天器需求。此外，傳統熱控設計方法也不能有效全面協調熱控與環控生保的關系。

這種情況下，熱管理概念的引進就成為一種必然選擇[13-25]，即普遍采用以“流體回路+對流通風”為核心的主動熱控系統，實現熱量的收集、輸運和排散，對于內部和外部熱負荷的變化，通過各種調節方式，控制回路之間的換熱量和輻射器向外部空間的散熱量，進而控制不同的艙段在要求的溫度水平上。引入熱管理理念后，熱控能夠從系統角度出發，對航天器有關熱環境和子系統的熱行為進行統一的調節、分配和管理，統一協調熱控、環控及其他系統之間的關系，從而起到優化、提高系統功能的作用。

圖4給出了中國空間站核心艙熱管理系統原理示意[16-17]，其包括主動熱控系統和被動熱控系統。主動熱控系統包括通風系統、流體回路系統和主動電加熱系統；被動熱控系統包括隔熱、保溫、散熱等熱控措施。航天器熱量在熱源、通風回路系統、流體回路系統和外層空間之間經歷3級換熱。第1級換熱：通風系統通過流動空氣收集設備和人體產生的熱量；第2級換熱：通風系統將空氣中的熱量通過冷凝干燥組件傳遞給流體回路，同時對空氣進行冷卻除濕；第3級換熱：流體回路將熱量通過輻射器排散到外部空間。

圖4 中國空間站核心艙熱管理系統原理示意圖[16-17]Fig.4 Schematic diagram of China’s Space Station core module thermal management system[16-17]

主動熱控系統對載人熱環境的調節措施主要有3個：① 能夠實時控制低溫換熱器外回路入口工質溫度，進而控制冷凝干燥器入口工質溫度；② 調 節冷凝干燥器風門開度，控制空氣傳遞到低溫內回路的熱量；③ 在通風回路上設置空氣電加熱措施，在低熱負荷狀態下向空氣中補熱。

對于不同溫區要求的各類設備，可通過設置不同溫區的內回路予以解決，比如圖4的中溫內回路。

空間站熱管理系統通過流體回路實現熱量的統一收集、傳遞與排散，形成一個基于流體回路等溫熱總線的熱量收集與共享系統，艙體與外部空間最大程度的隔熱設計，輻射器面積按照最大內部熱負荷與外熱流條件設計得出，內部熱負荷與輻射器之間可通過溫控閥、冷凝干燥器風門等形成統一可控的熱量傳輸通道。

圖5是中國正在研制的空間站最大擴展構型，核心艙在軌還存在與載人飛船、貨運飛船以及實驗艙Ⅰ、Ⅱ對接后形成的交會對接組合體熱管理狀態，一般情況下是通過艙段間通風實現組合體密封艙間空氣溫、濕度和污染物等載人環境條件的統一控制和調節，圖4僅給出了與飛船對接后的熱管理示意，其他艙段對接熱管理方式都與之類似。但與國際空間站有一定區別，中國空間站各艙段之間未完全采用公共流體回路系統[25]。

圖5 中國空間站最大擴展構型Fig.5 Maximum expansion configuration of China’s Space Station

2.3 深空探測航天器

深空與空間科學探測領域，由于任務模式的多樣化，使得熱控設計也呈現出很大的多樣性。目前，中國已圓滿實現了探月工程一期“繞”和二期“落”的目標，正在實施三期“回”的工程研制。同時，首次火星探測任務已經立項，其他多項深空探測任務也在論證中。這些任務的順利實施推動了中國熱控技術的進步。

2.3.1 嫦娥一號衛星

與地球軌道應用衛星相比，作為中國首個繞月軌道的航天器，嫦娥一號衛星最重要的區別是會經歷月球軌道熱環境，熱控系統主要面臨兩個方面的技術難點[26-27]：

1) 能夠適應地球與月球軌道熱環境，特別月球最大紅外輻射強度是地球的6倍多，會給散熱面選擇與設計造成很大困難。

2) 如何保證蓄電池、CCD立體相機等重點單機設備在復雜、惡劣環月軌道外熱流下的溫度水平。

考慮到嫦娥一號總體上繼承東方紅三號平臺(其在軌外形與圖3類似)，且除去更為復雜、惡劣的月球外熱流外，其他方面與地球軌道衛星還是較為近似，熱控系統在構建上與大多數應用衛星類似[26]，設計主導思想還是利用構型布局、分區局部散熱，低溫工況利用電加熱器維持儀器設備處于合適的溫度水平。

即通過光學二次表面鏡(OSR)散熱面與多層的合理布局解決了月球強紅外輻射下的適應性難題；利用槽道熱管實現了箱式衛星相對兩艙間的熱耦合，提高了蓄電池組控溫品質；國際上首次研制并成功應用了相變材料熱管，為CCD立體相機的熱控制提供了堅實的基礎[26-27]。

2.3.2 嫦娥三號探測器

嫦娥三號探測器(包括著陸器和巡視器，見圖6)是中國首個地外天體軟著陸與巡視的航天器。由運載火箭發射升空后，經發射段、地月轉移段、環月段和動力下降段等過程，以軟著陸的方式降落在月球虹灣地區；之后，著陸器釋放巡視器，各自獨立開展月面探測工作。

圖6 嫦娥三號探測器在軌展開示意圖Fig.6 On-orbit expansion diagram of Chang’E-3

嫦娥三號探測器熱控設計需要重點考慮以下兩方面約束[28-29]：

1) 相對于嫦娥一號，其熱環境更為復雜、惡劣，不僅需要經歷環月軌道，還需要克服著陸后長達14個地球日的月夜極端低溫(約-180 ℃)與月晝高溫(約120 ℃)的交替影響。

2) 月面g/6重力環境對熱控部件的影響，以及著陸姿態不確定、巡視器移動過程中姿態改變等帶來的環境條件變化的影響。

鑒于此，嫦娥三號探測器構建出如圖7所示的熱控系統[28-30]，即

1) 結合任務情況，實行分器獨立設計，分艙隔熱設計。即將著陸器、巡視器各自進行熱控設計，盡量減少相互間影響。著陸器則采用“分艙熱設計”思路，根據設備用途分為±Y艙、-Z艙與中心艙，其中-Z艙與中心艙布置著陸后不再使用的設備，各艙自身獨立形成熱設計狀態，各艙之間采用隔熱設計。

2) 選擇有利的散熱面方位。與應用衛星根據構型布局就近設置散熱面不同，由于月面強紅外的影響，著陸器、巡視器主散熱面只能“朝天”布置，以盡量減小月面高溫對散熱能力的影響。

3) 國際上首次采用“同位素熱源(RHU)+月球重力驅動兩相流體回路”熱量供給方法，再結合著陸器可變熱導熱管(VCHP)與巡視器收攏太陽翼，解決探測器月夜長期極低溫生存難題。對于著陸器來說，月晝期間兩相流體回路控制閥關閉，RHU與探測器內部處于熱隔離狀態，著陸器通過可變熱導熱管將熱量傳輸至散熱面排散；月夜期間控制閥開啟，利用兩相流體回路將RHU熱量引入到需要的±Y艙內，此時可變熱導熱管會根據溫度自適應斷開設備與OSR散熱面的熱耦合。巡視器與著陸器類似，只是在月晝期間打開太陽翼，露出散熱面排散熱量；月夜期間通過收攏太陽翼覆蓋散熱面，減少艙體漏熱。

圖7 嫦娥三號探測器熱控系統示意圖Fig.7 Schematic diagram of Chang’E-3 thermal control system

2.3.3 嫦娥五號探測器

正在實施的探月工程三期嫦娥五號探測器(圖8)將實現中國首次月球無人采樣返回任務，探測器由著陸器、上升器、軌道器和返回器4部分組成。

探測器發射進入月球軌道后分離為兩個組合體，軌道器和返回器(簡稱軌返組合體)在環月軌道上運行，著陸器和上升器(簡稱著陸上升組合體)降落在月球預定區域，完成月球表面自動采樣后，上升器攜帶樣品從月面起飛，并與軌返組合體對接，將上升器里的樣品轉移到返回器上，再把上升器分離掉，之后軌返組合體返回地球，具體飛行過程見圖9。

圖8 嫦娥五號探測器構型圖Fig.8 Configuration diagram of Chang’E-5

與嫦娥三號探測器相比，盡管不再經歷月夜極低溫，但嫦娥五號探測器仍面臨以下兩方面主要困難[31-32]：

1) 對于軌返組合體來說，軌道器主要需要適應月球強紅外輻射。返回器則需要解決慣性測量單元(IMU)標定階段大功率散熱、在軌貯存時小功率保溫與高速返回過程中高溫隔熱3個不同任務階段之間的突出矛盾，以及狹小、局促空間內設備熱量的收集、傳輸、排散與阻斷難題[31]。

2) 對于著陸上升組合體來說，一是組合體狀態下著陸器頂面被上升器遮擋嚴重，自身缺乏有效散熱通道；二是月面采樣必須在月晝正午高溫條件下48 h內完成，此時短期熱耗大，約是嫦娥三號著陸器月面狀態的3倍，經分析僅靠自身固定散熱面無法完成熱量的排散[32]。

鑒于此，嫦娥五號探測器構建出如圖10所示的熱控系統[31-32]，具體描述如下：

1) 根據工作模式與組合狀態，將探測器分為軌返組合體與著陸上升組合體開展熱控設計。其中著陸器和上升器形成的組合體存在長期組合工作模式，且著陸器自身缺少有效散熱通道，需要借助上升器進行散熱，所以統一構建熱控系統。返回器與軌道器任務模式上較為獨立，所以各自獨立構建熱控系統。

圖9 嫦娥五號探測器飛行軌跡過程示意圖Fig.9 Schematic of Chang’E-5 flight trajectory

圖10 嫦娥五號探測器熱控系統示意圖[31-32]Fig.10 Schematic diagram of Chang’E-5 thermal control system[31-32]

2) 軌道器充分繼承嫦娥一號環月熱控設計經驗，利用構型布局、分區局部散熱，采用預埋熱管網絡形成中心儀器圓盤等溫化設計，提高散熱效率，低溫工況利用電加熱器維持儀器設備處于合適的溫度水平。

3) 針對返回器不同階段多約束條件下的熱控設計難題，構建出一種基于環路熱管“熱開關”的小型再入返回類航天器新型熱控系統。即IMU工作時，通過3根預埋熱管將產生的熱量傳遞給環路熱管，使得器內設備處于合適的溫度水平。IMU存儲時，利用環路熱管的熱二極管特性，阻斷環路熱管以減少艙內漏熱量。此外，環路熱管管徑一般在幾個mm級，允許復雜的布局和彎曲的傳輸路徑。能夠同時解決IMU不同階段的熱耦合矛盾與返回器狹小、局促空間內設備熱量的收集、傳輸、排散與阻斷難題；該設計已在探月工程三期飛行試驗任務上得到了有效驗證。

4) 針對月面采樣短期任務特征，構建出一套以“泵驅小型單相流體回路熱總線+水升華器”為核心的著陸上升組合體一體化熱管理系統。通過泵驅小型單相流體回路熱總線實現組合體內部等溫化，將組合體大部分艙內設備熱耗耦合至泵驅小型單相流體回路熱總線上，可在組合體小熱耗工作模式時利用總線上部分開機設備提升不開機設備的溫度水平。在組合體月面大熱耗工作模式時采用“固定輻射器+水升華器”聯合對整個組合體設備進行降溫，實現著陸器、上升器熱量與熱沉的綜合管理與利用。有效解決了著陸器自身缺乏有效散熱通道與組合體月晝正午短期大熱耗工作模式散熱等技術難題，并已在熱平衡試驗中得到有效驗證[32]。

從新型熱控系統方面評述，嫦娥五號探測器在國內首次將高適應能力主動熱控系統應用到深空探測航天器上，推動了中國深空探測航天器熱控技術的跨越式發展。

另外，在型號任務研制過程中，北京空間飛行器總體設計部還結合嫦娥五號工程背景，對水升華器開展了大量的基礎理論研究工作[33-38]，獲得了豐富的研究成果，解決了工程研制過程中遇到的空間熱物理問題，有力支持了探月工程三期任務的研制工作。

對于中國首次火星探測任務，熱控面臨的主要困難是對塵暴、低氣壓、低溫等新環境的適應性。與美國系列火星探測任務均采用以“泵驅單相流體回路熱總線+同位素核熱源/核電源”為核心的主動熱控系統有所不同[39-43],考慮到中國在同位素核熱源/核電源等相關技術領域儲備因素，火星探測器構建出以納米氣凝膠、相變儲能裝置與太陽能集熱器等被動熱控措施為主的新型熱控系統，其能夠在白晝利用太陽能集熱器收集太陽能，采用相變儲能裝置儲存熱能，利用納米氣凝膠等被動措施解決火星夜晚低氣壓環境下的設備保溫問題[44]。

此外，在新型熱控系統研發方面，北京空間飛行器總體設計部、上海衛星工程研究所、北京航空航天大學與清華大學等相關機構也取得了一定的研究成果[45-51]，尤其是泵驅兩相流體回路技術已經得到過搭載驗證[47]。

通過上述研究分析可以看出，在航天器新型熱控系統構建方面，中國目前整體上還與國際領先水平有一定差距，但也取得了很大進展，甚至在某些技術上獲得了重要突破，具體歸納如下：

1) 針對不同任務需求，中國應用衛星在原有成熟熱控系統基礎上，開始引入主動熱控設計理念，構建以泵驅單相流體回路為核心的新型熱控系統，但在工程應用層面與國外差距還比較大[52-55]。

2) 載人航天領域已經廣泛使用了以“流體回路+對流通風”為核心的新型主動熱控系統，并已開發出大量可供選擇的模塊化、標準化、工程化產品，但部分核心熱控產品在壽命與可靠性方面與國外相比仍有一定差距[56-58]。

3) 深空探測領域，探月工程嫦娥系列探測器在熱控方面取得了巨大的成功，針對不同的任務需求，構建出各種不同的新型熱控系統，開發出以相變材料熱管、重力驅動兩相流體回路、環路熱管與水升華器等為代表的多種新型熱控產品。但與國外相比，應用新型主動熱控系統的深空探測航天器還比較少，特別是長壽命、高可靠新型熱控產品方面差距更大，亟待突破。

3 結論與展望

綜上所述，熱控技術屬于空間熱物理領域，是由工程熱物理與航天技術相互促進發展形成的一門交叉學科。本文綜合評述了中國航天器新型熱控系統構建方面的最新研究成果和進展，現有研究表明：在載人航天、探月工程等國家科技重大專項的推動下，構建出各種不同的新型熱控系統，開發出以泵驅單相流體回路、重力驅動兩相流體回路、相變材料熱管、環路熱管與水升華器等為代表的一大批新型熱控產品，有效解決了相關領域航天器研制過程中的工程熱物理問題，推動了中國航天器熱控技術的跨越式發展。

此外，隨著航天事業的飛速發展，對航天器熱控的優化和提高提出了越來越高的要求，熱控技術已經成為制約航天器設計水平的關鍵瓶頸技術之一。從國內外技術發展趨勢來看，大規模復雜系統熱管理技術、能源再生與原位利用技術、結構熱控一體化集成技術與高精、高穩熱控技術等是當前熱控領域研究的熱點，而泵驅兩相流體回路(含熱泵)、智能熱控涂層、高導熱材料、超級隔熱材料以及納米增強界面導熱填料等都是構建新型熱控系統不可或缺的手段。

在分析中國航天器新型熱控系統構建與航天領先國家差距的基礎上，結合當前航天發展和工程需要，今后應重點開展以下4個方面的研究：

1) 突破中國目前航天器被動熱控為主的熱控系統體制結構的局限性，發展新型高自主適應能力的航天器熱控體系結構與智能熱控技術，提高中國航天器在軌自主適應能力與智能調控能力，以適應中國未來航天器的發展需求。

2) 充分利用中國載人航天、深空與空間科學探測、北斗導航和高分專項等航天領域的牽引作用，解決好工程研制中遇到的空間熱物理問題，大力推動中國航天器新型熱控系統的發展與技術創新。

3) 與國外航天強國相比，中國在長壽命、高可靠核心熱控產品方面仍有較大的差距，需要盡快研發出一批用于支撐新型熱控系統的長壽命、高可靠與高性能技術產品，以滿足未來航天器平臺模塊化、標準化、小型化、一體化與快速集成的需要。

4) 很多熱控產品會涉及復雜的工程熱物理基礎理論問題，比如水升華器、環路熱管以及深低溫熱控產品等，再加上空間微重力等應用場景的特殊性，研究難度極高，可作為前沿課題加以重點研究，以便在解決工程問題的同時推動中國空間熱物理領域基礎理論的進步，形成一種任務需求帶動基礎理論研究、基礎理論研究指導任務需求的良性循環。