我國航天器熱控技術(shù)發(fā)展及展望

周佐新 黃金印 張紅星 趙亮

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094) (2 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 航天器熱控全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100094)

熱控系統(tǒng)是航天器的重要組成部分,它和姿態(tài)與軌道控制、結(jié)構(gòu)與機(jī)構(gòu)、電源、測控、數(shù)據(jù)管理、有效載荷系統(tǒng)等共同構(gòu)成航天器。熱控技術(shù)服務(wù)于航天器總體、其它所有分系統(tǒng)及有效載荷,是航天器的共性技術(shù)[1]。

航天器熱控的任務(wù)是通過合理地組織航天器內(nèi)、外熱量的傳輸、利用和排放,保證航天器的結(jié)構(gòu)部件、儀器設(shè)備和航天員的工作環(huán)境溫度、濕度在所要求的范圍內(nèi),是航天器正常運(yùn)行的關(guān)鍵保障之一。

本文回顧了我國航天器熱控技術(shù)發(fā)展歷程,總結(jié)了國內(nèi)航天器熱控技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀,梳理了未來航天器任務(wù)對熱控的需求,并展望了熱控技術(shù)的發(fā)展趨勢。

1 我國航天器熱控技術(shù)發(fā)展歷程

自1970年我國自行研制并成功發(fā)射第一顆人造地球衛(wèi)星——東方紅一號以來,我國先后自主研制并成功發(fā)射了600余顆航天器,涵蓋了遙感、通信、科學(xué)探測、氣象、導(dǎo)航、載人航天、月球探測等領(lǐng)域。航天器熱控技術(shù)也伴隨著我國航天事業(yè)的發(fā)展從無到有,建立了適于我國航天器需求的熱控技術(shù)理論體系和方法,逐步形成了包括熱設(shè)計(jì)與仿真、熱收集與傳輸排散[2]、溫度控制與熱管理[3]、低溫制冷、熱試驗(yàn)驗(yàn)證等在內(nèi)的航天器熱控技術(shù)體系。所建立的技術(shù)體系和技術(shù)儲備很好地支持了我國宇航任務(wù)的實(shí)施。根據(jù)航天器發(fā)展的不同階段,熱傳輸和熱排散的手段不同,我國航天器熱控技術(shù)經(jīng)歷了4個不同的發(fā)展階段。

1.1 第一代航天器熱控技術(shù)

第一代航天器熱控技術(shù)在20世紀(jì)70年代逐漸發(fā)展成熟,其主要特征是采用全被動熱管理,通過體裝輻射器(漆類熱控涂層)實(shí)現(xiàn)熱排散,多層隔熱組件實(shí)現(xiàn)保溫,通過熱控百葉窗(見圖1)實(shí)現(xiàn)散熱能力調(diào)節(jié),適應(yīng)熱排散量100W量級、熱流密度1W/cm2左右;最初應(yīng)用于以東方紅一號衛(wèi)星為代表的早期航天器上,星內(nèi)設(shè)備工作溫區(qū)一般在5～40℃。

圖1 熱控百葉窗Fig.1 Thermal control louver

1.2 第二代航天器熱控技術(shù)

第二代航天器熱控技術(shù)在20世紀(jì)90年代逐漸發(fā)展成熟,其主要特征是采用熱管+體裝式輻射器的散熱體制;通過漆類熱控涂層、玻璃二次表面鏡等實(shí)現(xiàn)熱排散,多層隔熱組件實(shí)現(xiàn)保溫;通過熱管、加熱器等熱控產(chǎn)品實(shí)現(xiàn)熱量高效傳遞和溫度補(bǔ)償,適應(yīng)熱排散量kW量級、熱流密度10W/cm2(見圖2)。第二代航天器熱控技術(shù)最初應(yīng)用于資源一號、東方紅三號、風(fēng)云一號等衛(wèi)星,并且開始采用輻射制冷技術(shù)獲取101.2K[4]以下的低溫,采用鎧裝加熱器解決了衛(wèi)星推力器140℃以上的加熱難題[5]。

圖2 第二代航天器熱控技術(shù)典型產(chǎn)品Fig.2 Typical product of the 2th generation spacecraft thermal control technology

1.3 第三代航天器熱控技術(shù)

第三代航天器熱控技術(shù)在2000年以后逐漸發(fā)展成熟,其主要特征是采用單相流體回路+可展開式熱輻射器的散熱體制;通過漆類熱控涂層、玻璃二次表面鏡等實(shí)現(xiàn)熱排散,多層隔熱組件實(shí)現(xiàn)保溫;通過熱管、加熱器等熱控產(chǎn)品實(shí)現(xiàn)熱量高效傳遞和溫度補(bǔ)償;采用單相流體回路作為熱總線,實(shí)現(xiàn)10kW量級熱量收集、傳輸,適應(yīng)熱流密度達(dá)到100W/cm2量級;采用可展開式輻射器擴(kuò)展衛(wèi)星平臺散熱能力(見圖3、圖4)。這一時期,國內(nèi)開始采用機(jī)械式制冷機(jī)獲取100K以下的低溫[6],采用高溫隔熱屏解決發(fā)動機(jī)1000℃以上的熱防護(hù)[7]。第三代熱控技術(shù)最初應(yīng)用于神舟系列飛船,并在我國空間站、東方紅五號衛(wèi)星平臺為代表的航天任務(wù)中推廣應(yīng)用。

圖3 單相流體回路模塊Fig.3 Single phase fluid loop module

圖4 可展開式熱輻射器Fig.4 Deployable thermal radiator

1.4 第四代航天器熱控技術(shù)

“十四五”以來,第四代航天器熱控技術(shù)在以載人月球探測、空間新型動力航天器、空間科學(xué)探測等為代表的航天任務(wù)牽引下快速發(fā)展,其典型特征是采用以機(jī)械泵驅(qū)兩相流體回路為熱總線的高效兩相傳熱產(chǎn)品。

第四代航天器熱控技術(shù)以兩相流體回路建立熱總線,實(shí)現(xiàn)熱量高效傳輸;依靠平板熱管解決大功率電子單機(jī)板卡級散熱;依靠新型熱界面材料降低器件與殼體間、設(shè)備殼體與換熱冷板之間的傳熱溫差;依靠相變裝置實(shí)現(xiàn)瞬時大功率熱耗的高效存儲;依靠消耗型散熱裝置解決瞬態(tài)超大功率熱排散問題;依靠空間熱泵系統(tǒng)提升熱控系統(tǒng)熱排散溫度水平,大幅提升熱排散能力(見圖5);其適應(yīng)熱排散量達(dá)到100kW量級,熱流密度達(dá)到1000W/cm2,低溫?zé)峁芾砟芰ν卣怪?0K以下;同時,在進(jìn)一步發(fā)展1000℃以上高溫?zé)岱雷o(hù)能力的基礎(chǔ)上,熱傳輸系統(tǒng)適應(yīng)溫度拓展至300℃以上。

圖5 第四代航天器熱控技術(shù)體系Fig.5 The 4th generation spacecraft thermal control technology system

2 航天器熱控技術(shù)進(jìn)展

2.1 復(fù)雜空間環(huán)境系統(tǒng)熱管理技術(shù)

探月工程推動了我國航天器熱控技術(shù)長足發(fā)展,基本形成針對月面探測器月晝散熱、月夜保溫相融合的熱控技術(shù)體系[8]。國內(nèi)基本掌握了無大氣(或者有稀薄大氣)的天體空間熱環(huán)境分析技術(shù)、非開普勒(Kaplerian)軌道航天器的空間外熱流計(jì)算方法,基本掌握了月球表面熱試驗(yàn)等效方法,突破了月球表面極端環(huán)境生存關(guān)鍵技術(shù)。月球探測從環(huán)繞探測的純被動熱控方案,到著陸巡視的兩相流體回路(見圖6)、可變熱導(dǎo)熱管(見圖7)的主動技術(shù)方案,再到采樣返回的流體回路耦合水升華(見圖8)熱沉的散熱體系,熱控系統(tǒng)提供儀器設(shè)備舒適溫度環(huán)境的能力逐漸提升。

在火星探測器研制中,完善了火星表面天空、大氣和火面的熱效應(yīng)數(shù)據(jù),建立了火星表面探測局部熱模型(見圖9),初步形成了火星低氣壓環(huán)境下熱設(shè)計(jì)、仿真和驗(yàn)證體系[9]。針對火星表面低溫大氣環(huán)境下多層隔熱組件隔熱性能大幅衰減,不能滿足火星車保溫需求的難題,提出了一種新型、高效、輕質(zhì)納米氣凝膠隔熱裝置設(shè)計(jì)方法,成功完成納米氣凝膠在祝融號火星車的工程應(yīng)用[10]。

此外,針對后續(xù)小天體探測等任務(wù)對自適應(yīng)熱管理技術(shù)的需求,開展了智能熱控涂層[11-12]、基于外熱流預(yù)判技術(shù)的航天器智能自主熱控方法[13]等技術(shù)研究。

圖6 兩相流體回路原理圖Fig.6 Principle scheme of two phase loop

圖7 嫦娥三號可變熱導(dǎo)熱管Fig.7 CE-3 variable conductance heat pipe

圖8 嫦娥五號月球探測器水升華器Fig.8 CE-5 lunar probe water sublimator

圖9 祝融號火星車熱分析模型Fig.9 Thermal analysis model of Zhurong Mars rover

2.2 高精度高穩(wěn)定度溫度控制技術(shù)

針對空間高精度高穩(wěn)定度溫度控制需求,提出了基于增量式比例積分(PI)控制算法和多級主被動系統(tǒng)設(shè)計(jì)的高精度測控溫技術(shù);建立融合其熱物理模型和控制算法的統(tǒng)一控溫系統(tǒng)模型,并結(jié)合航天器熱控領(lǐng)域的工程實(shí)際,獲得了保持系統(tǒng)穩(wěn)定的充分必要條件,可用于指導(dǎo)熱控方案以及系統(tǒng)控溫參數(shù)和控制周期的設(shè)計(jì)、選定和優(yōu)化[14]。

在引力波空間探測試驗(yàn)任務(wù)的牽引下,天琴一號和太極一號衛(wèi)星分別實(shí)現(xiàn)了±3.85mK[15]和±5mK[16-17]的高穩(wěn)定性溫度控制指標(biāo),保證了關(guān)鍵載荷的工作穩(wěn)定性。

2.3 大功率高熱流密度散熱技術(shù)

大功率熱排散方面,國內(nèi)10kW以下衛(wèi)星平臺同樣采用預(yù)埋熱管實(shí)現(xiàn)等溫化,并根據(jù)東方紅四號、低軌移動通信衛(wèi)星等衛(wèi)星平臺散熱需求,開發(fā)了大傳熱能力氨軸向槽道熱管;針對10kW量級散熱需求,以實(shí)踐十七號衛(wèi)星為代表的東方紅3B衛(wèi)星平臺采用了正交熱管網(wǎng)絡(luò)+基于環(huán)路熱管的可展開式熱輻射器的散熱方案,單套輻射器散熱能力達(dá)到400W;以實(shí)踐二十號衛(wèi)星為代表的東方紅五號衛(wèi)星平臺采用了預(yù)埋熱管+基于機(jī)械泵驅(qū)單相流體回路的散熱方案,單套輻射器散熱能力達(dá)到1700W[18];針對神舟系列飛船、天宮一號、天宮二號、空間站(見圖10)、嫦娥五號月球探測器等對長壽命、高可靠單相流體回路的需求,突破了長壽命循環(huán)泵、工質(zhì)相容性、流體回路運(yùn)行與控制等關(guān)鍵技術(shù),單相流體回路最大傳熱能力達(dá)到30kW[19]。此外,針對大功率空間激光載荷等瞬時大功率散熱需求,國內(nèi)相關(guān)機(jī)構(gòu)開展了微小型泵驅(qū)流體回路的地面和在軌驗(yàn)證[20-21]。

圖10 航天員在軌安裝擴(kuò)展泵組Fig.10 Astronaut installing pump assembly on orbit

高熱流密度散熱方面,針對10W/cm2量級熱流密度散熱,我國研制了高導(dǎo)熱金剛石擴(kuò)熱板(見圖11),導(dǎo)熱系數(shù)達(dá)到1400W/mK;研制了基于復(fù)合結(jié)構(gòu)毛細(xì)芯的平板熱管,適應(yīng)熱流密度最高達(dá)到50W/cm2;針對100W/cm2量級熱流密度散熱問題,完成了噴霧冷卻系統(tǒng)原理樣機(jī)和微通道換熱系統(tǒng)原理樣機(jī)的研制[22],實(shí)現(xiàn)了熱流密度329W/cm2的高熱流散熱能力;在“國際空間站”阿爾法磁譜儀(AMS02)熱控系統(tǒng)研制國際合作項(xiàng)目牽引下,突破了以泵驅(qū)兩相流體回路高精度控溫為代表的核心技術(shù)(見圖12);2016年完成基于微通道兩相流換熱的高熱流散熱系統(tǒng)搭載試驗(yàn),在軌驗(yàn)證了271W/cm2散熱能力[23]。

圖11 微槽道蒸發(fā)器Fig.11 Micro channel evaporator

圖12 控溫儲液器Fig.12 Accumulator for thermal control

此外,針對大功率、高熱流密度熱控需求,開展了以低溫合金為技術(shù)途徑的高熱流界面強(qiáng)化傳熱基礎(chǔ)研究,實(shí)現(xiàn)了界面材料融化溫度70℃以下,界面材料固化后二次融化溫度180℃以上,界面當(dāng)量換熱系數(shù)相對涂抹導(dǎo)熱硅脂提升近2個數(shù)量級;開發(fā)了新型高性能導(dǎo)熱硅脂、導(dǎo)熱凝膠和導(dǎo)熱墊片[24]。其中,新型導(dǎo)熱硅脂界面?zhèn)鳠嵯禂?shù)相對原有產(chǎn)品提高5倍,達(dá)到60000W/(m2·K),已在衛(wèi)星互聯(lián)網(wǎng)星座等多個任務(wù)中推廣應(yīng)用。

2.4 空間深低溫獲取與熱傳輸技術(shù)

深低溫獲取方面,國內(nèi)在80K斯特林制冷機(jī)及脈沖管制冷機(jī)方面已經(jīng)逐步成熟,并逐漸應(yīng)用在宇航領(lǐng)域。同時,制冷機(jī)理論計(jì)算、仿真等方面的進(jìn)展,支撐了國內(nèi)宇航制冷機(jī)在35K、20K以及4K溫區(qū)取得突破。同時,國內(nèi)部分研究機(jī)構(gòu)在小型1K及以下的制冷機(jī)取得進(jìn)展,具體技術(shù)路徑包括絕熱去磁制冷機(jī)、基于氦3的抽氣減壓系統(tǒng)等。

深低溫?zé)醾鬏敺矫?我國密切關(guān)注深低溫區(qū)的熱傳輸技術(shù)研究,成功研制了80K溫區(qū)深冷槽道熱管、150K溫區(qū)深冷柔性熱管[25],乙烷工質(zhì)槽道熱管成功應(yīng)用于硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡衛(wèi)星[26];深冷環(huán)路熱管方面,掌握了35K溫區(qū)高效深低溫?zé)醾鬏斉c獲取過程的相關(guān)基礎(chǔ)理論和方法,突破了深低溫?zé)峁芾硐到y(tǒng)的寄生漏熱控制技術(shù),國際上首次實(shí)現(xiàn)了35K深低溫區(qū)獲取與熱傳輸集成系統(tǒng)(見圖13)在軌驗(yàn)證[27]。

圖13 35K深低溫獲取與熱傳輸系統(tǒng)Fig.13 35K cryogenic refrigeration and heat transfer integrated system

2.5 空間高溫?zé)峁芾砑夹g(shù)

針對空間大功率電源系統(tǒng)和磁等離子體推進(jìn)系統(tǒng)的熱控需求,建立了高溫大功率熱排散的總體技術(shù)路線,完成了高溫大功率熱排散方案設(shè)計(jì)(見圖14[28]),開展了高溫驅(qū)動泵[29]、高溫?fù)Q熱器[30-31]、中高溫泵驅(qū)流體回路、中高溫?zé)峁?見圖15)[32-33]以及新型中高溫?zé)彷椛淦鱗28]、高溫隔熱材料及高溫界面強(qiáng)化等關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),搭建了高溫?zé)崤派⒀菔掘?yàn)證系統(tǒng),在500～770K溫區(qū)實(shí)現(xiàn)了10kW量級遠(yuǎn)距離熱量的收集傳輸與排散。

圖14 空間熱管式輻射散熱系統(tǒng)示意圖Fig.14 Schematic diagram of space heat pipe radiation cooling system

圖15 熱管模型及實(shí)物圖Fig.15 Model and photos of heat pipe

3 航天器熱控技術(shù)發(fā)展趨勢

隨著火星采樣返回、木星探測等重大任務(wù)的深入推進(jìn),航天器熱控系統(tǒng)傳輸功率從10kW量級拓展到數(shù)百千瓦量級,熱流密度從10W/cm2拓展到2000W/cm2以上,低溫獲取能力拓展到20K以下,高溫?zé)醾鬏斚到y(tǒng)適應(yīng)溫度拓展到300℃以上,同時要求熱控系統(tǒng)具有更強(qiáng)的自適應(yīng)能力。因此,熱控系統(tǒng)從以被動熱控為主逐漸向主動熱控為主,兼具自適應(yīng)能力的方向發(fā)展。

3.1 復(fù)雜空間環(huán)境系統(tǒng)熱管理

針對載人登月、載人深空探測等重大工程需求,突破組合體動態(tài)熱管理技術(shù)、系統(tǒng)仿真技術(shù)、基于在軌數(shù)據(jù)的復(fù)雜熱管理系統(tǒng)自主健康管理技術(shù);針對火星探測、小天體探測、木星系及行星際穿越深空探測、全方位太陽探測等深空探測任務(wù),開展復(fù)雜服役環(huán)境綜合熱效應(yīng)辨識與自適應(yīng)熱管理方法等研究,突破復(fù)雜空間熱環(huán)境建模技術(shù)、多場耦合效應(yīng)評價理論與熱感知技術(shù)、新型輕質(zhì)熱防護(hù)材料、熱控材料及涂層高適應(yīng)性、輕質(zhì)高可靠自主熱量調(diào)控技術(shù),構(gòu)建基于復(fù)雜熱環(huán)境高效辨識、反饋和自主調(diào)控的航天器熱控技術(shù)體系。

3.2 高精度高穩(wěn)定度溫度控制

針對引力波探測[34]、空間科學(xué)領(lǐng)域等航天器載荷的μK量級高精度溫度穩(wěn)定性控制,重點(diǎn)開展以下幾個方面的工作:①基于負(fù)溫度系數(shù)(NTC)測溫系統(tǒng)的超低熱噪聲測量系統(tǒng);②基于比例-積分-微分(PID)控制算法的穩(wěn)流輸出控溫系統(tǒng);③基于多種隔熱材料耦合的多級隔熱系統(tǒng);④大熱流變化及復(fù)雜整星工作模式的熱流衰減超低噪聲控制系統(tǒng);⑤超低頻、超低熱噪聲地面半物理仿真平臺;⑥基于傅立葉變換的溫度頻譜分析及超低噪聲評價準(zhǔn)則。

3.3 大功率高熱流密度散熱

針對空間太陽能電站等超大功率航天器呈現(xiàn)出的超大功率、極高熱流顯著特征,開展100kW量級超大功率、2000W/cm2以上高熱流密度兩相流體回路的高效散熱技術(shù)研究。針對極高熱流密度收集難題,重點(diǎn)突破固-固界面、固-液界面?zhèn)鳠釓?qiáng)化技術(shù)與近結(jié)散熱技術(shù);針對超大功率熱量輸運(yùn)與排散難題,重點(diǎn)突破熱量輸運(yùn)系統(tǒng)穩(wěn)定運(yùn)行、超大功率熱排散系統(tǒng)散熱效率提升[35]、瞬時大功率熱量存儲與利用等關(guān)鍵技術(shù)。

3.4 空間深低溫?zé)峁芾?/h3>

針對科學(xué)探測等空間任務(wù)核心載荷深低溫?zé)峁芾硇枨?開展深低溫以及極低溫區(qū)材料和工質(zhì)物性等基礎(chǔ)研究,支撐空間深低溫獲取與熱傳輸技術(shù)研究,實(shí)現(xiàn)空間深低溫高效獲取和遠(yuǎn)距離傳輸,滿足載荷長壽命、高性能運(yùn)行,這是后續(xù)相關(guān)任務(wù)的關(guān)鍵環(huán)節(jié),包括進(jìn)一步開展制冷機(jī)的長壽命、高可靠性技術(shù)研究,鞏固并提升現(xiàn)有60～80K溫區(qū)脈沖管制冷機(jī)的成熟度;實(shí)現(xiàn)20K溫區(qū)大制冷量獲取技術(shù)的工程化,并重點(diǎn)針對液氦(4K)溫區(qū)開展空間深低溫獲取、熱傳輸、隔熱、界面強(qiáng)化換熱等技術(shù)研究。

3.5 空間高溫?zé)峁芾?/h3>

針對空間新型動力航天器對100kW量級大功率熱管理及300℃以上溫區(qū)熱排散技術(shù)的需求,開展高溫?zé)峁芾硐到y(tǒng)材料、工藝、試驗(yàn)驗(yàn)證技術(shù)等基礎(chǔ)研究工作,開展高溫大功率熱傳輸技術(shù)、高溫輕質(zhì)熱輻射排散技術(shù)以及高效折疊展開技術(shù)等研究工作,突破高溫泵驅(qū)流體回路系統(tǒng)級關(guān)鍵單機(jī)、高溫?zé)峁?輕質(zhì)輻射器及大尺度折疊展開機(jī)構(gòu)等關(guān)鍵技術(shù)。

4 結(jié)束語

50余年來,我國航天器熱控技術(shù)發(fā)展經(jīng)歷了4個不同的發(fā)展階段,實(shí)現(xiàn)了從被動散熱到主被動相結(jié)合的跨越。

隨著我國開啟全面建設(shè)社會主義現(xiàn)代化國家新征程,向第2個百年奮斗目標(biāo)邁進(jìn),實(shí)現(xiàn)強(qiáng)國目標(biāo)對航天器熱控技術(shù)提出新的挑戰(zhàn)。我國需要瞄準(zhǔn)航天器熱控技術(shù)發(fā)展前沿,集中優(yōu)勢資源開展超大功率極高熱流相變傳熱傳質(zhì)機(jī)理、空間復(fù)雜環(huán)境熱效應(yīng)機(jī)理及調(diào)控等空間熱物理領(lǐng)域的重大基礎(chǔ)研究和關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān),支撐后續(xù)國家航天任務(wù)的實(shí)施。