我國載人航天器熱控制技術發展

于新剛 孟繁孔 韓海鷹 范宇峰 楊素君 曹劍峰 趙亮 黃磊 鄭紅陽 黃家榮 范含林

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

1992年1月中央專委，1992年9月21日中央政治局批準中國載人航天進入工程研制階段，代號“921”工程。中國載人航天工程沿著三步走發展戰略，歷經30年完成載人飛船，空間實驗室，空間站的建設目標。在此過程中各項技術蓬勃發展，有力支撐了航天事業的發展。

熱控系統作為載人航天器的一個重要組成部分，其任務是維持結構和儀器設備在合適的溫度范圍，并和環控生保分系統一起保證密封艙內氣體的溫度與濕度的要求，其工作性能的好壞不僅對航天員的工作和生活，以及安全有重大的影響，而且將影響到飛行的成敗。

與傳統衛星相比，載人航天器熱控系統具有幾方面特點：①滿足航天員的生活需求，需要解決空氣的溫度和濕度控制問題；②尺度較大，需要解決分散熱量的收集和遠距離傳輸問題；③工作模式變化多，需要解決不同任務模式的適應性問題。基于以上需求，載人航天器的熱控設計大規模使用主動熱控系統[1-2]，這一轉變使得熱控系統的適應性以及調控能力更強，同時可以滿足航天員舒適性的要求[3]。這種主動熱控的核心是泵驅單相流體回路技術，國內外的載人航天器包括我國的載人飛船、天宮、空間站以及國外的聯盟飛船、航天飛機乃至“國際空間站”均以單相流體回路作為航天器的熱總線，此外由于密封艙的存在使得有組織的通風散熱成為可能，這也成為密封艙內溫度、濕度等控制的有效手段。由于主動熱控技術的大量應用產生自主控制和故障診斷的需求，載人航天器熱控系統對信息采集與控制方面提出了更高的需求，發展了功能強大的熱控控制單元及相應的軟件。除此之外，載入航天由于主動熱控技術的使用在熱分析包括熱試驗驗證上也都具有一定的技術特點。

本文對載人航天器熱控技術發展進行回顧，并對未來發展進行展望。

1 系統熱設計

根據我國載人航天“三步走”發展戰略，熱控系統也從神舟飛船單個載人航天器艙段級熱控逐步發展到空間實驗室、空間站組合體級熱控，熱控設計思路也從最初的溫度控制提升至綜合熱管理，從系統層面實現熱量合理有效的收集、傳輸、利用和排散，從而達到系統優化的目的。

神舟飛船、天宮一號/二號空間實驗室、空間站艙段級熱控均用單相流體回路為主進行熱量收集、傳遞和排散，輔以對流通風、電加熱控溫和被動隔熱等熱控措施。隨著規模增加，流體回路系統也從神舟飛船、天宮一號/二號的單個內部流體回路+單個外部流體回路發展到空間站3個內部回路+2個外部回路。對流通風換熱技術從神舟飛船分布式局部通風，發展到天空一號/二號大規模集中通風，天宮一號/二號密封艙內設備熱量全部采用通風方式收集，減少了液冷換熱器數量，優化了系統配置，貨運飛船更是將對流通風作為系統級熱量收集、排散和調控手段，未采用流體回路技術，顯著降低了貨運飛船熱控系統重量。空間站艙內配置了低溫內回路和中溫內回路，運行在不同溫度水平，分別實現艙內空氣溫濕度控制和設備溫度控制，優化了系統設計，最終通過艙外回路統一排散。

神舟飛船/天宮一號組合體采用了對流通風作為熱量調配手段，解決密封艙熱量分布不均衡問題，優化熱量，利用最終將載人飛船和目標飛行器密封艙內空氣溫濕度環境控制在指標范圍內。空間站核心艙、實驗艙I、實驗艙II三艙間在采用對流通風基礎上，具備流體回路耦合能力，可實現艙段間的熱量轉移，使整個空間站系統具備更強的熱負荷動態分布適應能力和熱控系統故障適應能力。

2 單相流體回路技術

單相流體回路是載人航天器主動熱控制技術的核心，從921一期載人飛船開始到空間站所有的載人航天器除貨運飛船外均采用單相流體回路。圖1所示為流體回路的單相流體基本組成。載人航天器采用單相流體回路技術主要基于以下幾方面考慮：①整艙的熱量收集傳輸和排散。通過流體回路實現整個航天器的熱量綜合調配和利用；②密封艙溫濕度控制。通過冷干等裝置一方面收集密封艙熱量另外一方面起到濕度控制的作用；③大功耗設備溫度精確控制。如電池等對溫度控制要求比較高的設備。

圖1 流體回路基本組成Fig.1 Configuration of fluid loop

單相流體回路技術從載人飛船開始應用，歷經30年的發展，以下幾個方面獲得了發展。

2.1 功能不斷增強

2.1.1 傳熱能力提升

單相流體回路從載人飛船的1500 W左右提升至天宮目標飛行器的3500 W再到空間站單條流體回路約8000 W。為適應傳熱能力的提升，整個流體回路從系統配置、單機設計、管路規格、接頭形式等均不斷改進設計，適應不斷提升的散熱需求。

2.1.2 實現在軌維修和功能擴展

在921一期和二期，流體回路具備地面故障判斷和處置能力但不具備在軌維修能力，在空間站上實現了在軌維修。具有自密封功能的液路斷接器實現了在軌液路的通斷，為在軌維修奠定了基礎；流體回路模塊化技術將具有一定功能的流體回路集成為模塊，有利于在軌操作。空間站流體回路的在軌維修基本思路就是將核心的泵、溫控閥、補償器形成組件通過在軌更換實現對工質的補加、循環泵及溫控閥的功能強化。2021年8月20航天員出艙安裝了熱控外回路擴展泵組(見圖2和圖3)，國內首次實現了流體回路系統在軌擴展。

圖2 擴展泵組件Fig.2 Extension pump assembly

圖3 航天員在軌安裝擴展泵組Fig.3 Astronaut installing pump assembly on orbit

2.1.3 實現在軌重構

空間站建造為多艙段在軌組裝，正常情況下各艙段的流體回路獨立工作。為了實現載荷支持能力擴展，或者在某個艙段的外回路或中溫內回路故障時相互支持，二艙的中溫內回路可通過艙間軟管連接起來，連通后對各個支路上的手動調節閥進行調節以適應新的流動狀態，如圖4所示。

圖4 流體回路艙間耦合支持Fig.4 Inter cabin fluid loop support

2.2 壽命不斷提升

單相流體回路系統壽命隨著飛行器的壽命增加不斷延長。目前在軌飛行壽命最長的單相流體回路為2011年發射的TG-1，在軌運行了4.5年，在軌期間，熱控系統產品一直工作在主份。空間站設計壽命達到15年，為了提高壽命，除了泵閥等單機開展系統的長壽命設計之外，單相流體回路在系統層面開展了設計。

2.2.1 系統設計

系統進行適當的冗余備份及在軌維修。如流體回路的核心單機循環泵在載人飛船上配置2臺，在天宮目標飛行器上配置3臺。當系統壽命不斷延長后，通過簡單的冗余帶來的資源代價無法承受，通過在軌維修的方式來提高系統的壽命。

2.2.2 相容性設計

單相流體回路目前主要采用全氟三乙胺和乙二醇水溶液，全氟三乙胺是一種惰性工質，與常見的金屬和非金屬材料均滿足I級相容，通過合理的設計工作溫度、選擇與工質相容的材料，經過驗證可以滿足超過15年壽命。在完成工質和材料的選擇后還需要開展相容性試驗，否則容易產生風險。“國際空間站”上曾經因為工質在軌酸化后產生腐蝕。在空間站研制過程中采用乙二醇水溶液的中溫回路也曾因為驗證不充分，發生了地面驗證回路產生氫氣的問題。

2.2.3 壽命驗證

為了對壽命進行驗證，在不同階段開展了流體回路壽命驗證。TG-1研制過程中對相容性和單機分別開展了驗證，在空間站研制過程中為了開展更充分的驗證。分別搭接了模擬中溫回路和外回路的地面驗證系統，更加真實的對流體回路的工作進行長期驗證，如圖5所示。通過長期的壽命試驗，驗證了流體回路工質的相容性以及泵等具有運動部件的產品的壽命。

圖5 壽命試驗回路Fig.5 Life test system

2.3 可靠性與安全性提升

載人航天器在軌時間延長、工作模式增加，對熱控系統可靠性、安全性方面提出了更高的要求，從而也要求作為主動熱控核心的流體回路系統具有更高的安全性[4]。主要的技術發展包括以下內容。

2.3.1 輻射器防碎片

輻射器是載人航天器熱量向外太空排散的主要部件，由于其直接暴露在艙體表面，因此其防空間碎片能力對提升流體回路可靠性有重要作用。天宮一號設計了截面為Ω形的輻射器(圖6)，提升了輻射器防碎片能力。空間站采取熱管輻射器(圖7)，其中熱管與流體管耦合，熱管與輻射器蒙皮進行連接，熱管可保護流體管路。

圖6 天宮Ω形的輻射器截面Fig.6 Ω cross section of radiator in Tiangong-1

圖7 空間站熱管輻射器截面Fig.7 Cross section of radiator in space station

2.3.2 泄漏判斷與處置

針對單相流體回路泄漏判斷的需求，設計了單相流體回路系統泄漏判斷方法。實時計算單相流體回路的理論液位，并將理論液位與補償器實際測量液位進行比較，當實際測量液位小于理論液位一定閾值時即判斷發生泄漏。這一方法應用于空間站單相流體回路系統，經過地面熱平衡試驗和在軌飛行驗證，計算液位與實測液位吻合度好，差距在10 mm以內，可以有效的判斷單相流體回路系統泄漏。

2.3.3 工質脫氣

工質中的不凝性氣體來源主要有兩個方面，一方面是在加注時工質中溶解的氣體隨工質進入回路；另外一方面密封艙內在軌更換設備時會引入空氣。不凝性氣體對回路工作產生危害。一方面是在加注前對工質進行處理減少不凝性氣體在工質中溶解量，此外還可以通過在軌捕集的方式來排除不凝性氣體，如圖8所示。

圖8 流體回路氣泡捕集Fig.8 Bubble trapping in fluid loop

3 對流通風技術

密封艙是載人航天器區別于一般衛星的典型結構，密封艙熱控系統除保證艙內設備結構溫度外，還要保證航天員駐留期間所需的空氣溫度、風速等熱環境要求。對流通風是載人航天器常用技術，在國際空間站等載人航天器上廣泛應用[5]，在我國神舟載人飛船、天宮一號/二號空間、貨運飛船和空間站上也不斷應用和發展。從神舟飛船密封艙的分布式通風逐漸發展到空間實驗室/空間站大規模有組織通風，貨運飛船將對流通風作為系統熱量調控主要手段，實現了熱控系統輕量化設計。

3.1 密封艙流場組織技術

在天宮一號/天宮二號熱控系統研制中，發展了大型載人航天器流場設計與驗證技術。天宮一號是我國首個空間實驗室，密封艙容積大，支持航天員長期駐留。流場設計是實現艙內環境控制的核心手段，艙內氣流組織方式、通風量和送風參數決定了艙內溫度場和速度場分布特性，影響CO2等污染物在艙內的累積濃度和分布，決定了航天員的熱舒適性。設計提出了頂部送風、底部回風有組織通風系統方案，完成了通風系統研制，提出了等溫化流場測試驗證技術完成了地面驗證，如圖9所示。并與國際空間站艙段流場設計結果進行比較，空間實驗室最佳風速范圍所占比例為82.8%，達到了國際空間站最佳風速范圍大于67%指標要求，并優于國際空間站各艙段最佳風速所占比例[6]，如表1所示。經天宮一號、天宮二號在軌飛行驗證，通風熱舒適性較神舟飛船取得了明顯改善。在我國空間站上采用了相同的流場設計架構。

圖9 通風系統設計原理圖Fig.9 Schematic diagram of ventilation system

表1 天宮一號風速分布與“國際空間站”比較Table 1 Comparison of wind speed between Tiangong-1 and International Space Station

為適應貨運飛船熱負荷大幅變化和輕量化的需求，設計了目前國內唯一一個未采用單相流體回路技術的載人航天器熱控系統[7]。密封艙內電子設備采用對流通風形式冷卻，如圖10所示。密封艙內熱量通過兩種方式進行排散：艙體的被動漏熱和球形艙壁區域處的主動對流散熱。在靠近球形艙壁附近區域設置3個風扇，驅動球形艙壁處的對流換熱。球形艙壁處的對流換熱量通過調節表面風速進行控制。根據艙內空氣溫度情況，3臺風扇可以自動控制。

圖10 基于對流通風主動控制的貨運飛船熱控系統Fig.10 Thermal control system of Tianzhou based on ventilation design

經天舟一號～天舟四號在軌飛行驗證，無人期間密封艙空氣溫度控制在8.5～16.2 ℃，有人駐留期間密封艙空氣溫度控制在18.7～23.8 ℃，貨運飛船各項溫度指標均處于正常范圍[8]，貨運飛船熱控系統，熱控系統占整船質量的1.99%，與國際上同等運貨能力的貨運飛船ATV比，熱控系統質量更輕，為提高我國貨運飛船貨物上行能力做出了重要貢獻。

3.2 設備通風散熱技術

射流沖擊冷卻是解決電子設備散熱的一種重要方式，在射流沖擊過程中，由于受沖擊表面上形成的流動邊界層薄，沖擊換熱系數，射流通風所需管路系統簡單、重量不大、布局方式靈活。系統開展了基于孔管射流的通風散熱技術的研究，提出了孔管射流送風對流換熱準則關聯式，指導了射流通風散熱設計[9]。作為一種有效的強化傳熱方法在我國空間實驗室、貨運飛船、空間站密封艙電子設備通風散熱中被發展和應用。天宮一號/天宮二號密封艙內電子設備采用射流通風散熱技術解決溫度控制問題，天宮一號密封艙設備在軌平衡溫度在5～36 ℃，滿足0～50 ℃指標要求。貨運飛船、空間站部分密封艙設備也采取了相同的孔管射流通風散熱技術(見圖11，d為射流管徑)，天舟一號貨運飛船在軌飛行全任務階段，密封艙設備溫度8.1～35.0 ℃，滿足0～50 ℃指標要求。相對于采用液冷板散熱方式，射流送風冷卻技術顯著減輕了熱控系統質量，降低了熱控系統復雜度，也有效改善了密封艙空氣溫度。

圖11 孔管射流送風原理Fig.11 Schematic diagram of air jet

3.3 組合體通風熱支持技術

針對天宮一號與神舟飛船對接形成組合體熱控需求，提出了組合體通風熱支持技術[10]。艙段間通風采用艙門送風/管路回風的方式。組合體狀態，由航天員將熱支持軟管拉伸至返回艙底部，天宮一號儀器區風機經熱支持軟管對飛船返回艙抽風，抽回的空氣經天宮一號風機增壓后，通過冷凝干燥組件除濕降溫，之后經過配風管送向需要散熱的各儀器設備，空氣被加熱后進入人活動區。天宮一號人活動區空氣經對接艙門流入到軌道艙和返回艙內，通過艙間空氣循環實現熱量調配。

該技術在天宮一號/神舟九號等組合體載人飛行任務中的成功應用，有人組合體期間，天宮一號密封艙空氣溫度為22.4～25.2 ℃，相對濕度為40%～55%；神舟九號密封艙空氣溫度為20.6～24.5 ℃，相對濕度為38.6%～50.2%，均滿足密封艙內空氣溫度滿足19～26 ℃，相對濕度30%～70%的航天醫學指標。在最小資源代價下，實現了對接組合體的統一熱管理，保證了密封艙內空氣流動、溫度和濕度處于合適范圍內，確保了航天員在軌駐留的熱舒適性，解決了載人飛船低溫面容易結露的問題，同時，為有害氣體控制和微生物控制創造條件。組合體通風熱支持軟管如圖12所示。

圖12 組合體通風熱支持軟管Fig.12 Ventilation heat support hose

4 信息與控制

信息與控制設計是熱控系統設計的一部分，主要工作是設計體現熱控設備正常工作狀態和故障狀態的遙測參數，并根據需求確定其傳遞途徑；設計出在軌各種正常和故障工況下可能用到的指令，對關鍵指令設計出備份方式的指令；對可能出現的緊急故障情況制定出合理、可靠的自動處置策略，并通過熱控智能計算機軟硬件結合的方式，實現遙測參數采集、指令的接收和執行，流體回路控溫和加熱回路控溫以及熱控系統的自主管理。

載人航天30年來，單個飛行器熱控系統設備數量由20臺增加到200多臺，流體回路數量由一條增加到3條，加熱回路數量由20路增加到200多路，在規模上擴大的同時，熱控系統控制技術也在逐步的改進、完善，走向成熟。主要體現在以下三個方面。

4.1 信息系統框架升級

在載人航天器熱控系統中具有獨立的信息系統框架，用以實現熱控流體回路控溫、加熱回路控溫以及自主健康管理。神舟飛船、天宮一號、貨運飛船都采用了一層信息系統框架結構，也就是每個艙的熱控智能計算機直接與數管中心計算機進行通信，直接可靠。由于空間站體積大、設備多、熱控系統復雜，熱控數據需要進行綜合處理，因此在空間站上采用了雙層的信息系統框架，一臺熱控智能計算機作為信息系統中樞，執行指令的接收及轉發，遙測參數組包轉發等與外界的信息交互。在熱控分系統內部，作為內總線的BC端，分發指令，收集遙測參數，對熱控分系統的健康情況進行診斷，并按照設置好的處置程序進行處置。

4.2 自主健康管理完善

神舟飛船建立了流體回路控溫算法，實現了流體回路自主控溫，對泵、溫控閥、自鎖閥的工作狀態進行檢測，遇到故障時按照預定策略處置，有冗余的切換至備份。在天宮一號上，繼承了流體回路控溫算法、泵、溫控閥、自鎖閥的健康管理策略，并完善了對自鎖閥的健康管理策略，新建立了流體回路泄漏診斷和處置策略，以及通風風機故障的診斷和處置自主管理策略。在空間站上，基于雙層信息系統框架，對熱控分系統的健康管理策略實現分級管理，設備故障的診斷、切換由上層智能計算機執行，流體回路控溫和加熱回路控溫由下層智能計算機執行。在流體回路泄漏自主管理上建立了更為準確的算法，使自主管理策略更完善。

4.3 控制方式逐步完善

由于流體回路是一個復雜的系統，控制模型不易精確建立，如果采用傳統的比例-積分-微分(PID)控制，參數整定困難。因此在流體回路溫度控制系統中采用了模糊控制方法，即Fuzzy控制。選取合適的控制間隔、偏差系數、偏差變化率系數，經過計算得到模糊控制表。這些參數通過地面流體回路系統大量的試驗得到，并不斷修改完善，在此過程中也開展了對控制算法的仿真分析[11]，以及溫濕度獨立控制的不同方法的研究[12]。圖13為載人飛船流體回路控制點在軌變化的情況，在復雜的工況下回路工作穩定，控溫準確。

圖13 流體回路控溫點及溫控閥變化Fig.13 Fluid loop temperature and temperature control valve opening

神舟飛船上的加熱回路控制為負端控制，加熱器短路時回路會一直加熱，不能有效的斷開加熱回路。在天宮一號上采用正端控制的方式，可以有效避免加熱片部分短路情況下持續加熱問題，但即無法從遙測參數上區分加熱回路控制電路故障和加熱回路斷路狀態。于是在貨運飛船和空間站上進一步完善設計，改為正負端控制，對加熱回路的狀態采集電路重新設計，以不同的電壓區分控制電路狀態和加熱回路連接狀態。

5 熱設計驗證

5.1 分析仿真技術

熱分析仿真是航天器研制過程中的重要驗證環節。傳統衛星熱設計以被動熱控技術為主，相應的熱分析仿真技術包括外熱流仿真、熱輻射仿真、熱傳導仿真。載人航天器在被動熱控技術基礎上，增加了對流通風換熱及流體回路主動熱控技術，熱分析仿真相應也擴展到通風流場仿真、空氣傳熱傳質仿真、一維管道流體仿真等，計算難度和計算量有了顯著增加。伴隨著我國載人航天工程的持續推進和規模逐漸變大，熱分析仿真技術也得到了持續長足發展。

5.1.1 起步階段

在我國載人航天發展初期，利用自編軟件開展了神舟一號～神舟四號熱分析，研制人員基于Monte-Carlo法完成了飛船的外熱流分析，基于有限差分模型和集總熱容參數求解法完成了非密封艙及密封艙溫度的仿真。在神舟五號研制過程中，基于有限元模型和有限容積求解法開展了密封艙流場模擬，解決了流場分布驗證的問題，但直到神舟七號，才實現了空氣流場和溫度場的同步求解，完成了載人飛船單個艙段的外熱流-輻射-傳導-三維流動耦合分析，其中熱傳導計算基于有限元模型，求解方法由初期的集總參數法改為控制體積法，艙段之間互相設置邊界條件。這一做法延續到神舟十一號、天宮二號和天舟一號，經過修正后的模型，與熱平衡試驗溫度溫差可控制在3 ℃以內。在天宮一號研制過程熱分析仿真擴展到空氣傳質耦合分析，至此載人航天器熱分析仿真技術基本滿足設計驗證的需要。

5.1.2 精細化階段

隨著我國載人航天步入第三個階段，航天器規模更大，對計算能力要求更高。解決思路有兩個，對于熱耦合關系比較緊密的航天器，建立更為復雜的模型，采用更強計算能力的計算機。如從天舟二號貨運飛船后續的載人航天器，包括天舟二號～天舟五號、神舟十二號～神舟十五號神舟飛船、空間站三艙，航天器作為一個整體開展熱分析，模型進一步精細化，除了融入一維流體管路及輻射器之外，還建立太陽翼等大型艙外設備，極大地減少了計算邊界的不確定性，熱分析仿真的精度進一步提高，與在軌溫度的溫差基本控制在2 ℃以內。對于熱耦合關系相對比較簡單的航天器組合體，譬如天宮一號/二號-神舟飛船組合體和空間站組合體，則采用集總參數法建立了描述組合體內部換熱關系的熱模型，結合熱平衡試驗獲得試驗數據，完成組合體的熱分析，解決組合體驗證的難題。

5.1.3 專業化階段

空間站單相流體回路和通風系統規模更大，最多可達14條回路，7套通風系統，外熱流-輻射-傳導-一維-三維流動耦合分析中的一維流動和三維流動仿真精度已無法完全滿足驗證的需求，為此研制人員利用流體網絡法建立了專業的一維流動、換熱及控制模型，解決了流體回路設計驗證的問題，利用更為專業的湍流模型和更為精細的網格建立了流場和濃度場分析模型，解決了通風系統設計驗證的問題。

5.2 地面流體回路試驗

為保證流體回路在軌飛行能夠有效的工作，有必要在地面建立流體回路試驗臺，以便在地面對其進行詳細的試驗研究及驗證[16-17]。

試驗臺可在流體回路系統研制階段進行改變不同參數的拉偏試驗，發現問題，解決問題，對于控溫軟件和硬件的研制，在地面為其提供能夠模擬空間狀態的試驗臺來進行調試和修改。流體回路試驗臺不但可對流體回路技術進行充分研究，還起到驗證用于空間飛行的設備的性能的重要作用。

5.3 熱平衡試驗

由于載人航天器密封艙內存在氣體對流換熱，其熱平衡試驗的方式和一般只有導熱及輻射的航天器有很大的不同[18]。在空間微重力環境和地面重力環境下，密封艙內的對流換熱有很大的差異：在空間運行時，由于處在微重力的環境下，雖然艙內的風速不大，但仍然可以將艙內氣體的換熱看成是強迫對流占主導地位[19]；而在地面試驗時，則是強迫對流和自然對流組合下的混合對流，而且在很多區域是自然對流占主導地位，這從艙內風速測量的數據中也能反映出來，在大部分的儀器設備區，風速一般不大于0.2 m/s，顯然地面和在軌這兩種對流換熱的方式是有很大差異的。

為了在地面試驗時，減少密封艙內自然對流的影響，使得試驗溫度數據能夠盡量反映軌道飛行時的實際情況，經過熱相似理論的分析，并借鑒國外在進行此類航天器熱平衡試驗時的經驗，采用了保持雷諾數相同的方法，即降低密封艙內的氣體壓力，并保持氣體的質量流率不變；為此專門研制了進行地面試驗的專用設備，使得密封艙內的風機在一個壓力和低于一個壓力的情況下，均能正常工作，并通過轉速的調整，確保其質量流率不變，同時在熱試驗過程中，結合開展了密封艙冷態流場測試。

6 展望

我國在完成載人航天三步走目標，完成空間站建設目標后，載人航天任務將走向深空，探索月球乃至火星等航天器。近期的目標是開展載人登月及月球長期有人駐留的科學探測，構建月球科研開發基礎設施，形成長周期有人月球探測能力。

載人月球探測任務將面臨更復雜的環境。熱控系統要解決的基本熱控問題是月晝散熱與月夜保溫問題。對于月晝熱排散需求，在低緯度地區由于月面紅外輻射強度大，導致輻射器散熱面只能朝天指向，且月晝期間輻射器的熱排散效率低，要滿足載人航天器大功率熱排散需求必須要抬高輻射器的溫度，空間熱泵技術是可行方案之一，但需要解決蒸汽壓縮熱泵系統在不同重力條件下的適應性問題[20]。

對于月夜保溫，主要涉及保溫用能源供給方式及熱量可控傳輸。在無人月球探測中月夜保溫用能源可選擇核源，載人航天器由于航天員安全的約束，核源應用受到限制，因此需要包括燃料電池等新型能源系統以及儲能技術的發展，其次要實現熱量的遠距離傳輸，可以選擇泵驅兩相流體回路系統，相比單相流體回路其傳輸效率更高，可以實現熱量的高效利用。

7 結束語

中國的載人航天熱控技術是在充分借鑒吸收國外先進經驗的基礎上獨立自主發展起來的，并取得了創新。歷經30年，超過20次任務的成功表明，我國已經掌握了載人航天器熱控設計技術。

載人航天器熱控分系統研制過程中所開發的技術和產品，不僅支撐了載人航天的后續任務，而且在應用衛星和深空探測器等其它型號中也得到了應用，如實踐十號衛星、實踐二十號衛星、嫦娥五號月球探測器等，并將會得到更加廣泛的應用。

展望未來載人月球探測等任務，開展熱泵技術研究以及泵驅兩相流體回路技術研究，基于泵驅兩相流體回路進行熱量收集和傳輸，熱泵系統實現熱量的高效排散可以形成新型的熱控體制，解決未來大規模航天器的熱控難題。

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