国外载人航天器热控技术发展分析

卜珺珺，曹 军，杨晓林

（兰州空间技术物理研究所，兰州 730000）

0 引言

热控分系统作为航天器平台的一个组成部分，为航天器上各种仪器设备的正常运行提供温度环境支持和保证。航天科技人员一直致力于热控方法、系统组成、材料及工质等的研究。最初，热控技术着眼于航天器与空间热环境隔离，保护航天器不与空间进行热交换，从而使内部仪器设备处在适宜的温度下运行，其保护措施一般是使用隔热材料包覆航天器结构。随着仪器设备的增多、功耗的增大，发热量也在增大，设备间的相互热影响也成为热控的对象，客观上要求单机设备采取热控措施（如表面发黑阳极化处理），对单机设备结构表面的发射率及吸收率提出要求。随着设备功耗的进一步增加，发热量成倍增长，仅靠表面涂层及采取隔热材料蒙皮已无法完全满足航天器的应用需求，因而发展了加快舱内空气流动、使用循环工质将设备多余热量带走并释放到太空的办法，即主动热控。从开始的单纯被动热控发展到当前被动与主动相结合、以主动热控为主的办法对航天器进行热控。

本文对国外载人航天器热控技术的发展进行论述，重点分析国际空间站美国实验舱的主动热控系统。

1 航天器热控技术概述

1.1 被动热控

被动热控是指在航天器结构或设备结构上采用热控涂层、多层隔热材料、热管及相变材料等[1]对航天器进行热控，一般为开环式控制。从传热学角度来讲，倾向于对热辐射方式进行控制。热控涂层大致分为金属基材型涂层、电化学涂层、涂料型涂层、薄膜型涂层、二次表面镜型涂层和织物涂层等。多层隔热材料包括金属镀膜、间隔材料等。被动热控是航天器热控制的基础[2-4]，由于其技术简单、运行可靠及使用寿命长的优点，在各类航天器上均被大量使用。图1为多层隔热材料及热管的典型结构。

图1 多层隔热材料及热管的典型结构图Fig. 1 Typical structure of multi-layer adiabatic materialand heat-pipe

1.2 主动热控

主动热控指设计加快舱内空气流动或液体闭环回路等，对舱内仪器设备进行自动热控，使航天器仪器设备的温度环境满足要求。通常采用加快设备表面散热或用一定比热的工质从设备及空气中吸热，将热量带到舱外散发到太空，回路工质一般为液体。主动热控倾向于舱内的热控，侧重针对内热源设计，通过热传导、改变热对流的方式进行自动控制。对于配置较大热载荷设备的航天器，仅靠被动热控无法满足需求，必须设计主动热控系统。

主动热控系统分类方式多种多样，从航天器热控部位可分为内部主动热控及外部主动热控，从控制原理上可分为电加热式、辐射式、导热式和对流式，从换热方式上可分为气-气热交换、气-液热交换及液-液热交换，从热控过程上可分为热吸收、热传导及热发散3步，从回路工质相态上可分为单相及两相回路。

目前，工质循环回路热控方式为主流的主动热控方式。主动热控回路的基本构成原理见图 2[5]。回路循环泵为动力源，驱动工质循环；工质在蒸发器处吸收热量，将热量带到交流换热器进行换热，最终通过辐射器将热量散发至太空；释放热量的工质经冷凝器冷却进入下一次循环。

图2 主动热控的基本构成原理Fig. 2 Basic principle of active thermal control system

最初，主动热控回路为单回路，工质为氨水。但氨水的毒性决定其在载人航天器上的使用受限。继而发展了内外两条回路，双回路在热交换器处仅交换热量不交换工质。内回路工质为水，外回路可仍使用氨水，有效避免了毒性工质在密封舱内可能造成的人员伤害。图3为双回路主动热控的基本构成[6]。

随着设备种类的增多，不同设备对热沉的需求差别很大，单回路无法满足精确热控需求，内回路又发展成为中温及低温两条回路，单相液体回路发展成为气液两相流体回路。对不同热沉需求的设备区别对待，提高了热控的可靠性，两相流体回路则增强了制冷能力。

图3 主动热控系统的内、外双回路Fig. 3 Internal and external loops of active thermal control system

2 国外载人航天器主动热控的应用

主动热控技术于1957年第一次应用在苏联人造卫星 Sputnik-I号上，到今天，已发展了多代，在俄罗斯/前苏联及美国的卫星、载人飞船等航天器上均发挥了重要作用。

2.1 美国典型载人航天器主动热控系统

1）“水星号”（Mercury）探测器。使用冷凝热交换器，冷凝热交换器中的水分被活化海绵水分离器移除，通过热交换器上的针阀调节供水速度来控温，使用水蒸发器进行散热。

2）“双子星”（Gemini）探测器。设计了两条热控回路，回路工质为硅脂（MCS-198），使用冷凝热交换器吸热，外部辐射器散热。冷凝热交换器中的水分通过毛细管的毛细作用带走。每条回路中有一台往复式活塞泵、一个交流换热器、一个工质收集器和工质体积传感器，最大排热能力为2 850 W。航天服的温度通过节流阀调节，仪器设备则通过冷板进行吸热。

3）“阿波罗”号飞船。使用冷凝热交换器，水分通过毛细管的毛细作用带走。仪器设备冷却方式与“水星号”、“双子星”探测器的方式类似，冷却工质为水/乙二醇。指令舱的热量被工质带到多功能服务舱外表面的辐射器和水蒸发器散发掉，通过调节辐射器上的阀门达到控温的目的。登月舱使用水升华器将热量散发到外太空[7]。

4）天空实验室（Skylab）。气闸舱与其他舱的热控方式不同，在气闸舱内，仪器设备的冷却方式类似于“水星号”、“双子星”及“阿波罗”飞船，使用4只冷凝热交换器，其中2只为常规使用，2只作为备份。多功能对接适配器及气闸舱的前端各装有一个辐射器。其他舱段采用空气热导管及舱壁散热器的混合方式进行热控，每个机柜都可通过空气使电子设备冷却，使用手动控制阀控制冷却气体的吸入速度。仪器设备、3个燃料电池、中部及尾部电子设备的热量都通过氟利昂21回路带走。还设计了2套水冷却回路与氟利昂21冷却回路交叉使用，水冷却回路也将舱室及电子设备的热载荷通过气-液换热器传递给氟利昂21冷却回路。

5）航天飞机。设计中、低温两条回路。中温回路的冷却温度为16.1～18.3 ℃；低温回路的冷却温度为3.3～6.1 ℃。在发射及上升段，主发动机组与机头外表面的散热通过水力学控制水蒸气喷射达到。在上升段与再入轨段，闪蒸汽系统提供总热量散发。在轨运行阶段，闪蒸汽系统作为散热的补充手段。在飞行器位于3 048 m以下的再入段时，使用氟利昂21冷却回路中的氨蒸发器，水喷射蒸发系统提供水压子系统及能量单元润滑系统的热沉。

2.2 俄罗斯/前苏联典型载人航天器主动热控系统

1）“东方号”（Vostok）飞船。使用单回路，液态空气冷凝热交换器。冷凝物通过换热管中的多孔渗水毛细管进行收集，通过调节换热器中的气体流速来自动调整温度，热控范围为12～25 ℃。

2）“上升号”（Voskhod）飞船。热控系统基本继承了“东方号”飞船的设计。

3）“联盟号”（Soyuz）货运飞船。单回路设计，使用冷凝热交换器，回路工质为水和乙二醇的混合物。冷凝物通过位于换热管中的多孔渗水毛细管进行收集。

4）“礼炮号”（Salyut）空间站。单回路设计，使用气液冷凝热交换器，回路工质为抗冻结型的防火液体。冷凝物通过热交换管中的多孔渗水毛细管进行收集，存储在湿气槽中。使用了热辐射器进行散热。

5）“和平号”（Mir）空间站。设计双回路，一条低温回路，一条中温回路。低温回路工质为乙醇和水的混合物，中温回路工质为乙烯乙二醇与水的混合物。在“晶体号”舱，主动热控系统只有一条回路，可连接到核心舱两条回路中的任意一条。

6）国际空间站俄罗斯舱段的温度控制系统与“和平号”空间站类似。电子设备由热交换器及舱室气体共同冷却，每种方式约提供一半的制冷效果。其他仪器设备通过氟利昂回路进行热控。

3 “国际空间站”主动热控系统

“国际空间站”主要舱内的主动热控系统由内部及外部主动热控系统组成。内部主动热控系统分中、低温两条回路。见图4[8]。

图4 “国际空间站”美国实验舱内部主动热控系统原理Fig. 4 Principle diagram of ACTS of USL onboard ISS

美国实验舱的内部主动热控系统为环控生保系统、实验热载荷和电子设备控温。系统由循环泵、控制阀、热交换器、冷板及传感器等设备组成[8-9]。两条回路将多余的热量带到舱外的外部主动热控系统，经辐射器释放到太空。

中温及低温回路各有一台循环泵，启动隔离阀即可独立运行；采用联动模式可只启动一台泵带动两条回路共同运行，另外一台即做备份。“节点一号”舱有从实验舱通往气闸舱的热控管路，“节点二号”、“节点三号”舱热控系统比一号舱复杂，三舱共同受实验舱热控系统的控制。

系统主要包括以下硬件。

1）循环泵组件（PPA）。为工质提供循环动力、气液分离及工质过滤，由泵、气液分离器和过滤器组成。循环泵为涡轮泵，转速17 000 r/min。在气液分离器的下游设计工质补偿器（accumulator）：当回路中的工质因温升而膨胀时，它具有将工质收集储存的能力；当工质因温度降低而体积减小时，它具有将工质释放到回路的作用，以保证回路压力。补偿器中装有工质体积传感器，受轨道控制器及地面监控中心的共同控制，监控软件根据不同情况作出调整。工质收集器连同气液分离器及过滤器组件属工质循环泵组件。

2）循环泵旁路组件（PBA）。由止回阀和管路组成，当不需要循环泵组件工作时，止回阀能保证工质的正确流动方向。

3）回路交叉组件（LCA）。该组件有两个作用：当一条回路中的循环泵故障时，可以将该回路连入另一条回路，共用另一条回路的循环泵；当只需一条回路工作就能满足要求的工况时，关闭该组件，将第二条回路隔离。

4）三通混合阀（TWMV）。将不同温度的工质在此混合，将混合的工质输送至回路。

5）系统流速控制组件（SFCA）。用以调节回路中不同位置工质的流速，并在需要时将循环泵隔离。

6）机柜流速控制组件（RFCA）。配置在每个需要主动控温的机柜前端界面，满足不同的机柜处理不同的热载荷。

7）手动流速控制组件（MFCV）。供航天员手动调节不同位置的工质流速。

8）冷板。为电子设备进行吸热，可将热量直接传递给液体回路而不加热舱室气体，比气液冷凝热交换器更高效。因其不会使舱室气压降低，对载人航天器来说也更加重要。国际空间站共使用大小不一的8块冷板。

9）载荷交流换热器（P/RHE）。为液-液热交换器，实现热量从内回路向外回路的传递。仅设计在低温回路中，每一端都允许单回路通过，依据在回路中的不同位置，作为再生热交换器或作为载荷隔离热交换器使用。

10）航天服热交换器。为液-液热交换器，将航天服的热载荷收集至低温回路。

11）热辐射器。使用可展开的铝制热辐射器，将热量散发到太空。

12）控制器（MDM）。系统在轨控制中心。为了实现对热控系统的监测，一台控制器配置在实验舱内，在系统各部分安装有传感器。当工质的量发生变化时，可以监测工质泄漏的部位，并通过工质补偿器上的传感器监测出工质体积的变化。当变化量超出预设值时，将发出警报至地面监控中心，由自动控制软件作出调整，达到防止工质过多泄漏的目的。

4 技术发展分析

综上可以看出，国外载人航天器热控系统的技术发展大致经历了最初以航天器与空间热环境隔离为目的的被动热控到舱内设备的主动控温与被动热控相结合的热控两个阶段。被动热控一般为开环控制，控温方式比较简单；主动热控则一般为闭环控制，系统组成较复杂。主动热控根据设备需求差异，可设中温及低温两条回路，根据使用范围又分内外两条回路。主动热控及被动热控的技术比较见表1。

表1 主、被动热控技术对比Table 1 Comparison between passive and active thermal control techniques

载人航天器由于有人的活动，其热控技术与非载人航天器不尽相同：借鉴了非载人航天器的被动热控技术，如航天器蒙皮、包覆隔热材料，控制载人航天器与外部空间的热交换，以及对舱内设备进行表面处理来控制发射率等措施；同时对舱内人居环境采用无毒、高潜热工质的主动热控回路，对大功率发热设备、航天服等进行散热。以上措施可共同营造载人航天器内外系统的热平衡环境，保证载人航天器的可靠运行。

载人航天器除了采用主被动结合的热控方法之外，主、被动热控方法本身也在不断发展。至今，被动热控方法已由单层防护膜发展到多层防护膜，多功能、无毒环保、高相变潜热的热控涂层及材料；主动热控则采用单回路与内、外双回路相结合的方式，热控工质也更新换代，演变到不易损耗、大比热容、高热导率及无毒环保的热控工质。其中气液分离技术作为热控回路的一项关键技术，向着无能耗、结构简单、高安全可靠的方向发展[10-15]。

5 结束语

本文在对航天器的热控技术进行概述的基础上，重点总结了主动热控系统的基本构成，结合国外典型载人航天器的应用情况对主动热控系统进行了详细描述，并对该项技术的发展进行了简要分析，指出了发展方向。

我国空间站建设已提上日程。空间站是一个大型载人航天器，其规模及复杂程度远超出卫星及载人飞船。热控作为空间站的一个重要分系统，其建设是一项浩繁的系统工程。本文旨在对我国空间站热控系统的设计建设提供参考。

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