航天器热控系统组成航天器热控系统主要由什么组成
发布时间：2019-5-6 作者： admin
航天器热控系统组成航天器热控系统主要由如下6个子系统组成：1)热设计与热计算子系统；2)被动热控子系统；3)流体冷却回路子系统；4)主动热控子系统；5)测控与地面调温子系统；6)真空热试验子系统。
热设计与热计算子系统
航天器的热设计是控制航天器与空间环境的热交换量，以及调整航天器内部热量的吸收、贮存、传递和向空间的排散，使航天器结构部件和舱内外仪器设备处于要求的温度范围之内，且为航天员提供生存与舒适的温度、湿度和通风环境的设计。
热设计与热计算的工作原理与过程，首先根据航天器总体布局、结构、轨道、姿态和内部热源等条件，划分若干个等温节点，建立简化的数学模型，考虑各种热控措施的可用性、工艺性、空间稳定性、热控系统重量、功耗、经济性、可靠性等因素，通过热分析计算，求出航天器或其一定部位最佳稳定变化范围所需采用的热控措施及其性能参数的方法。
通常，在航天器热设计中，以被动热控措施为主，主动热控措施为辅的方针考虑，这是因为被动热控技术简单可靠。但是，对于一些技术复杂，温度控制水平和精度要求高、内外热环境变化大的航天器，需要采用以主动热控措施为主，以被动热控措施为辅的热设计。这样，在实际设计中首先考虑主动热控措施作为方案的重点，再以被动热控方法配合。这种设计，可能达到更大的热控能力与较高的控温精度，比如载人航天器或特定的航天器。航天器热设计按飞行阶段，可分为地面待射阶段凋温设计、上升段热设计，在轨运行段热设计、返回与着陆段热设计。热设汁的重点是轨道运行段热设计：在轨运行段热设计可分为：航天器外热流计算、舱体温室分布计算、舱内仪器与气体温度分布计算，按航天器结构又可分为航天器整体热设计、舱段热设计、部件热设计和仪器设备热设计。载人航天器在轨运行阶段必须提供航天员生活必需的大气与通风环境条件，又必须采用流体冷却回路系统。在热设计过程中，除了要考虑卫星热设计所需考虑的辐射与传导传热外，还要考虑气体与液体的对流换热。另外，由于载人，在上升段热设计与返回着陆热设计中，也要保证航天员生存的温度环境条件，这些均是卫星热设计所没有的。在航天器热设计与热分析计算方面，中国已形成了一整套方法与标准，具有多种不同的软件，并在不断地完善这些软件，使热计算结果更符合轨道实际运行情况，使热设计能更好地满足航天器在轨温度要求。中国也引进了美国软件NEVADA与SINDA/FLUINT，分别用来计算空间外热流与航天器温度，这些引进的软件，常用来作为国内软件计算结果的校核计算。
被动热控子系统
被动热控制是依靠选择热控材料、器件和合理的总体布局来控制航天器热交换的技术。被动热控制技术，是卫星热控最基本最主要的热控技术。对载人航天器而言，为充分发挥液体冷却回路系统的作用，使它更有效，被动热控制技术，用于隔离空间环境对航天器内部的热影响，航天器固定区域外表面的散热，以及航天器内部结构部件与仪器设备的保温与散热。被动热控制技术包括：热控涂层、多层隔热材料、低密度泡沫塑料、导热填料、相变材料、导热胶等。被动热控技术，无运动部件，又无需消耗电能，具有技术简单，运行可靠、寿命长及经济性能好等优点。因此，在考虑热设计方案时，首先考虑采用被动热控措施，只有在被动热控不能满足仪器温度要求时，才采用主动热控，对载人航天器而言，被动热控措施除了像非载人航天器一样要求材料热性能好、重量轻、放气率低、耐空间辐照与原于氧环境外，对这些材料还有无毒、低吸水、不可燃或阻燃的要求。
对载人航天器而言，通常，除少部分固定的散热面采用热控涂层外，为了隔离在轨空间环境的影响，提高整个航天器的控温精度，在航天器的其余表面均包覆多层隔热材料：为了隔离与阻止在轨空间环境与返回气动加热环境的影响，提高舱内周向温度均匀性，在航天员生活的舱段内部表面，常常采用粘贴低密度耐温阻燃、低吸水的泡沫塑料；为了提高载人舱段内部壁温的均匀性，防止在舱壁低温处结露，有时在舱壁内部还采用热管来拉平舱壁周向温差。这些均是载人航天器特有的要求。
对载人航天器而言，通常，除少部分固定的散热面采用热控涂层外，为了隔离在轨空间环境的影响，提高整个航天器的控温精度．在航天器的其余表面均已包覆多层隔热材料。为了隔离与阻止在轨空间环境与返回气动加热环境的影响，提高舱内周向温度均匀性，在人生活的舱段内部表面，常常采用粘贴低密度耐温阻燃、低吸水的泡沫塑料。为了提高载人舱段内部壁温的均匀性，防止在舱壁低温处结露，有时在舱壁内部还采用热管来拉平舱壁周向温差。这些均是载人航天器特有的要求。
被动热控技术，在载人与非载人航天器热控系统中，无一例外地均要应用它，它是应用最多最广的热控技术。
液体冷却回路子系统
液体冷却回路子系统是一般卫星上所没有的，它具有较高的控温精度，又能适应载人航天器吸收、传输与排除比卫星大得多的内部热负荷的需要，当今各类载人航天器无一例外地均把液体冷却回路作为控温的主要手段。
原理
液体冷却回路通常分为内循环回路与外循环回路。内回路吸收舱内人与仪器设备的热量，通过中间换热器传递给外回路。由外回路中的辐射器向空间排散热量，达到控制航天器内温度的目的。
外循环回路是按最大热负荷设计的，在最大热负荷时，回路的旁路控制，使热流体全流量或大部分流量流过辐射器，把航天器内热量排散至空间，并保证进人中间换热器的冷侧外回路液体温度保持恒温，通常取7±2℃。
内循环回路也是按最大热负荷设计的，内回路没有旁路温度控制，它实质上是一种间接形式的温度控制，内回路的温度分布是靠系统热设计与外循环回路来保证的。系统和外回路热设计要保证在内回路最大热负荷运行时，流出中间换热器内回路一侧液体温度控制在一定范围内，通常取9±2℃。当在最小热负荷运行时，甚至在内回路热负荷为零时，其流出中间换热器的液体温度7±2℃。所以，通过热设计，内回路采用这种简单间接的温度控制，使系统简单、可靠，只要合理地设计传热部件，把舱内的发热传给液体回路，或利用回路加热低温部件，就能保证舱内人生活的良好温度环境和仪器设备足够的控温精度。
系统的组成
内循环回路由中间换热器、冷板、冷凝干燥器、泵、过滤器、自控阀、加排阀、自锁阀、热控单元、加热管路及各类传感器等组成。
外循环回路由中间换热器、冷板、舱壁加热器、热辐射器、地面换热器、泵、过滤器、自控阀、加排阀、自锁阀、温控阀、热控单元及各类传感器等组成。由热控控制单元对整个回路系统进行监测和控制。
液体回路工作过程
内循环回路的工质，经泵驱动流至中间换热器，在释放热量温度降低后，进入返回舱与轨道舱．分别在各舱的冷凝干燥器与冷板内吸收热量或对结构部件加热，之后回到中间换热器，形成闭式循环。外循环回路工质，经过中间换热器，吸收内循环回路传来的热量，经冷板吸收推进舱内前部仪器发热后，进入位于推进舱后部的舱壁加热器(维持推进舱后部设备温度水平)，然后进入推进舱外的热辐射器，把工质吸收的热量排散至空间，再经温控阀旁路调节，使经过辐射器与未经辐射器的工质混合后的温度满足要求(通常取7±2℃)，最后经过地面调温换热器，回到中间换热器，形成闭式循环。
通过内外循环回路连续运行，形成舱内外热量的吸收与排散的平衡，保持航天器内人、仪器设备与结构部件的合适的温度范围。
回路工质
对回路工质的要求是，它能在较大的温度范围内工作，工作时不结冰，具有粘度较低，高比热与导热，使用安全，不燃、无毒、无腐蚀等特性。
内循环回路是吸热与传递热的载热回路，工质工作温度范围变化不大，工质较易选取，通常用低浓度乙二醇水溶液，而外回路是吸热与传递热回路，也是散热回路，在热辐射器内，当飞行器内热负荷最低，流入辐射器流量减小，又进人阴影区，此时辐射器内工质温度将降至很低，所以要求外回路工质冰点低，且在低温下仍有良好的传热性能与低流阻性能。
液体冷却回路的控制
内外循环回路的启动、停止、液体温度控制、流动参数与热参数的监测与控制，以及故障工作状态的控制，由热控控制单元来完成，通常热控控制单元主备份各一台，它的主要功能如下：
(1)控制外回路温控阀旁路开关来调节辐射器出口液体混合温度保持定值，比如取7±2℃。
(2)内外循环回路主备份泵的启动，运行管理，停止与切换控制。
(3)辐射器入口管路加热器工作控制。
(4)内外循环回路故障工作状态的控制。
(5)热控系统主要参数(温度、压力、压差、转速、压力信号)的监测。
主动热控子系统
主动热控制是根据外热流或内热源的变化，适时调节航天器结构部件和仪器设备温度的热控技术。在国外，有的学者把主动热控定义为消耗电能与具有转动部件的热控技术。液体冷却回路也属于主动热控技术，由于它是载人航天器热控技术的重点，在上一小节已单独描述，本小节简单描述在载人航天器应用的其它主动与半主动热控技术，包括：电加热恒温装置，百叶窗，热管等。
电加热恒温装置
电加热恒温装置，通常由温度传感器、控制器和电加热器三部分组成。这三部分构成闭环控制回路。温度传感器用来获取被控部件或设备的温度变化信号，通过控制器把获得的温度信号与设定值比较并进行判断后，控制电加热器的工作状态。温度传感器通常有热电偶，热敏电阻和热电阻(铂)。
控制器分为机械式控制器和电子式控制器两种。
机械式控制器，在航天器上应用最广的是双金属热继电器。温度变化使双金属变形，驱动加热回路触点的接通与断开来控制被控表面的温度。
电子式控制器在航天器上应用的有开关式和比例式电子控制器，近来又发展应用了智能式电子控制器。智能式电子控制器采用模糊控制法，在响应时间、超调量、稳定控温精度等方面均优于其它电子控制器，它利用单片机作为控制单元，稳定设定等工作完全由软件完成，因此，系统灵活，通用性和可扩充性都比较强。
测控与地面调温子系统
测控子系统
载人航天器热控系统的测控子系统统管热控参数(包括温度、压力、压差、转速、温度等)的测量与控制。在载人航天器上的设备有热控控制单元与控温仪。热控控制单元负责液体冷却回路上的热控参数的测量与控制，以及故障状态的处理。控温仪负责液体冷却回路以外的仪器设备和结构部件的温度测量，控制和故障状态的处理。热控控制单元，是一般卫星上所没有的。在载人航天器上，也可以把控温仪合并至热控控制单元，由热控控制单元实现液体冷却回路以及仪器设备和结构部件的热控参数的测量与控制。考虑到载人航天器各舱段内均有需要控温的仪器设备与结构部件，以及需要测量的大量温度参数，如果统一由一台设备负责测量与控制，必然增加大量的穿舱引线，同时也降低了系统的可靠性，所以常常把控温仪与热控控制单元分开，并且在各舱段，分别布置一台控温仪，负责各舱段内液体冷却回路以外的仪器设备与结构部件的温度测量和控制，而热控控制单元则专门用于液体冷却回路的热控参数的测量、控制及故障处理。
测控子系统的热控控制单元与控温仪是热控系统关键设备，与其配套的还有地面检测设备，检测载人航天器测控子系统的工作性能。测控子系统要参加载人航天器研制阶段的各项大型试验与发射场地的测试，检验自身工作性能与各系统设备的匹配接口关系，发现与处理在测试过程中出现的问题，以保证在轨飞行中，完成热控分系统的各项测控任务。
地面调温子系统
载人航天器除了与卫星一样，在地面调温时，需要冷热气系统进行地面气体调温外，还需要地面液体冷冻系统，向舱内吸收热量排散至大气中，达到在地面上控制舱内温度的目的。
冷热气系统干净的空气吹人整流罩与载人航天器之间，保证载人航天器地面温度环境与洁净度。夏天发射时吹入的是冷空气，冬天发射时，吹入的是热空气。冷热气由发射场区的地下气体站供应。空气在经过干燥、去油、去尘净化、压缩、冷却降温或加热后，达到额定的温度，经调节阀与吹气管嘴吹人整流罩。
冷热气系统保证了载人航天器地面温度环境与洁净度，由于舱壁的热阻很大，加上冷热气系统的气体温度比室温低不了太多，所以在地面测试与临射前舱内人与仪器的发热，依靠气体调温系统，只能带走一小部分。因而需要设置地面液体冷冻系统，通过载人航天器的地面调温换热器，降低舱内液体冷却回路的温度，带走人与仪器设备的发热，达到控制载人航天器内部射前温度的目的。
地面调温冷却液体，经过冷冻机组的换热器，降温后进入载入航天器内的地面调温换热器，吸收舱内热量后回到贮液箱，再经泵打入冷冻机组换热器，重新投入下一循环，完成对舱内温度的控制。在载人航天器起飞前，撤除地面调温管路，并把舱内地面调温换热器内的地面调温工质吹除干净。
真空热试验子系统
载人航天器的热平衡试验，与卫星热平衡试验相比，尽管在试验原理上是相同的，但由于载人航天器本身比卫星大得多，需要庞大的真空热试验设备，常常遇到现有的真空设备尺寸的限制，不能容纳载人航天器，需要采用模拟边界条件的方法分舱进行模拟试验。另外，通常在轨道上，卫星内部为真空状态，即使星内充气也是静止的气体，气体传热仅为热扩散，所以卫星地面热试验时，无论星内充气与否，均为真空状态进行地面热平衡试验，而载人航天器舱内具有保证人正常生活的大气与通风环境。这就存在受迫对流换热，在地面进行热平衡试验时，需要分析地面重力产生自然对流对试验结果的影响，以及如何在地面热试验时消除这种影响，使地面热平衡试验所获取的舱内温度分布数据与载人航天器在轨道上运行时舱内温度分布相一致，这就使热平衡试验比卫星复杂得多。
真空热试验子系统负责提出载人航天器、分舱段与部件热试验方案和试验大纲，完成热试验专用设备(包括外热流模拟设备、舱内人与仪器的发热功率模拟设备、舱内气压调节设备、舱内湿度模拟设备、热试验专用风机等)的设计、生产与调试，完成热试验测控系统的设计(提出测控方案，完成参数测量系统图纸与加热系统图纸)与实施，编写各项技术要求文件。
上一篇：暂无信息
下一篇：暂无信息
最新资讯
微信
