我国航天器热控技术发展及展望

周佐新 黄金印 张红星 赵亮

(1 北京空间飞行器总体设计部,北京 100094) (2 北京空间飞行器总体设计部 航天器热控全国重点实验室,北京 100094)

热控系统是航天器的重要组成部分,它和姿态与轨道控制、结构与机构、电源、测控、数据管理、有效载荷系统等共同构成航天器。热控技术服务于航天器总体、其它所有分系统及有效载荷,是航天器的共性技术[1]。

航天器热控的任务是通过合理地组织航天器内、外热量的传输、利用和排放,保证航天器的结构部件、仪器设备和航天员的工作环境温度、湿度在所要求的范围内,是航天器正常运行的关键保障之一。

本文回顾了我国航天器热控技术发展历程,总结了国内航天器热控技术的发展现状,梳理了未来航天器任务对热控的需求,并展望了热控技术的发展趋势。

1 我国航天器热控技术发展历程

自1970年我国自行研制并成功发射第一颗人造地球卫星——东方红一号以来,我国先后自主研制并成功发射了600余颗航天器,涵盖了遥感、通信、科学探测、气象、导航、载人航天、月球探测等领域。航天器热控技术也伴随着我国航天事业的发展从无到有,建立了适于我国航天器需求的热控技术理论体系和方法,逐步形成了包括热设计与仿真、热收集与传输排散[2]、温度控制与热管理[3]、低温制冷、热试验验证等在内的航天器热控技术体系。所建立的技术体系和技术储备很好地支持了我国宇航任务的实施。根据航天器发展的不同阶段,热传输和热排散的手段不同,我国航天器热控技术经历了4个不同的发展阶段。

1.1 第一代航天器热控技术

第一代航天器热控技术在20世纪70年代逐渐发展成熟,其主要特征是采用全被动热管理,通过体装辐射器(漆类热控涂层)实现热排散,多层隔热组件实现保温,通过热控百叶窗(见图1)实现散热能力调节,适应热排散量100W量级、热流密度1W/cm2左右;最初应用于以东方红一号卫星为代表的早期航天器上,星内设备工作温区一般在5～40℃。

图1 热控百叶窗Fig.1 Thermal control louver

1.2 第二代航天器热控技术

第二代航天器热控技术在20世纪90年代逐渐发展成熟,其主要特征是采用热管+体装式辐射器的散热体制;通过漆类热控涂层、玻璃二次表面镜等实现热排散,多层隔热组件实现保温;通过热管、加热器等热控产品实现热量高效传递和温度补偿,适应热排散量kW量级、热流密度10W/cm2(见图2)。第二代航天器热控技术最初应用于资源一号、东方红三号、风云一号等卫星,并且开始采用辐射制冷技术获取101.2K[4]以下的低温,采用铠装加热器解决了卫星推力器140℃以上的加热难题[5]。

图2 第二代航天器热控技术典型产品Fig.2 Typical product of the 2th generation spacecraft thermal control technology

1.3 第三代航天器热控技术

第三代航天器热控技术在2000年以后逐渐发展成熟,其主要特征是采用单相流体回路+可展开式热辐射器的散热体制;通过漆类热控涂层、玻璃二次表面镜等实现热排散,多层隔热组件实现保温;通过热管、加热器等热控产品实现热量高效传递和温度补偿;采用单相流体回路作为热总线,实现10kW量级热量收集、传输,适应热流密度达到100W/cm2量级;采用可展开式辐射器扩展卫星平台散热能力(见图3、图4)。这一时期,国内开始采用机械式制冷机获取100K以下的低温[6],采用高温隔热屏解决发动机1000℃以上的热防护[7]。第三代热控技术最初应用于神舟系列飞船,并在我国空间站、东方红五号卫星平台为代表的航天任务中推广应用。

图3 单相流体回路模块Fig.3 Single phase fluid loop module

图4 可展开式热辐射器Fig.4 Deployable thermal radiator

1.4 第四代航天器热控技术

“十四五”以来,第四代航天器热控技术在以载人月球探测、空间新型动力航天器、空间科学探测等为代表的航天任务牵引下快速发展,其典型特征是采用以机械泵驱两相流体回路为热总线的高效两相传热产品。

第四代航天器热控技术以两相流体回路建立热总线,实现热量高效传输;依靠平板热管解决大功率电子单机板卡级散热;依靠新型热界面材料降低器件与壳体间、设备壳体与换热冷板之间的传热温差;依靠相变装置实现瞬时大功率热耗的高效存储;依靠消耗型散热装置解决瞬态超大功率热排散问题;依靠空间热泵系统提升热控系统热排散温度水平,大幅提升热排散能力(见图5);其适应热排散量达到100kW量级,热流密度达到1000W/cm2,低温热管理能力拓展至20K以下;同时,在进一步发展1000℃以上高温热防护能力的基础上,热传输系统适应温度拓展至300℃以上。

图5 第四代航天器热控技术体系Fig.5 The 4th generation spacecraft thermal control technology system

2 航天器热控技术进展

2.1 复杂空间环境系统热管理技术

探月工程推动了我国航天器热控技术长足发展,基本形成针对月面探测器月昼散热、月夜保温相融合的热控技术体系[8]。国内基本掌握了无大气(或者有稀薄大气)的天体空间热环境分析技术、非开普勒(Kaplerian)轨道航天器的空间外热流计算方法,基本掌握了月球表面热试验等效方法,突破了月球表面极端环境生存关键技术。月球探测从环绕探测的纯被动热控方案,到着陆巡视的两相流体回路(见图6)、可变热导热管(见图7)的主动技术方案,再到采样返回的流体回路耦合水升华(见图8)热沉的散热体系,热控系统提供仪器设备舒适温度环境的能力逐渐提升。

在火星探测器研制中,完善了火星表面天空、大气和火面的热效应数据,建立了火星表面探测局部热模型(见图9),初步形成了火星低气压环境下热设计、仿真和验证体系[9]。针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减,不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,成功完成纳米气凝胶在祝融号火星车的工程应用[10]。

此外,针对后续小天体探测等任务对自适应热管理技术的需求,开展了智能热控涂层[11-12]、基于外热流预判技术的航天器智能自主热控方法[13]等技术研究。

图6 两相流体回路原理图Fig.6 Principle scheme of two phase loop

图7 嫦娥三号可变热导热管Fig.7 CE-3 variable conductance heat pipe

图8 嫦娥五号月球探测器水升华器Fig.8 CE-5 lunar probe water sublimator

图9 祝融号火星车热分析模型Fig.9 Thermal analysis model of Zhurong Mars rover

2.2 高精度高稳定度温度控制技术

针对空间高精度高稳定度温度控制需求,提出了基于增量式比例积分(PI)控制算法和多级主被动系统设计的高精度测控温技术;建立融合其热物理模型和控制算法的统一控温系统模型,并结合航天器热控领域的工程实际,获得了保持系统稳定的充分必要条件,可用于指导热控方案以及系统控温参数和控制周期的设计、选定和优化[14]。

在引力波空间探测试验任务的牵引下,天琴一号和太极一号卫星分别实现了±3.85mK[15]和±5mK[16-17]的高稳定性温度控制指标,保证了关键载荷的工作稳定性。

2.3 大功率高热流密度散热技术

大功率热排散方面,国内10kW以下卫星平台同样采用预埋热管实现等温化,并根据东方红四号、低轨移动通信卫星等卫星平台散热需求,开发了大传热能力氨轴向槽道热管;针对10kW量级散热需求,以实践十七号卫星为代表的东方红3B卫星平台采用了正交热管网络+基于环路热管的可展开式热辐射器的散热方案,单套辐射器散热能力达到400W;以实践二十号卫星为代表的东方红五号卫星平台采用了预埋热管+基于机械泵驱单相流体回路的散热方案,单套辐射器散热能力达到1700W[18];针对神舟系列飞船、天宫一号、天宫二号、空间站(见图10)、嫦娥五号月球探测器等对长寿命、高可靠单相流体回路的需求,突破了长寿命循环泵、工质相容性、流体回路运行与控制等关键技术,单相流体回路最大传热能力达到30kW[19]。此外,针对大功率空间激光载荷等瞬时大功率散热需求,国内相关机构开展了微小型泵驱流体回路的地面和在轨验证[20-21]。

图10 航天员在轨安装扩展泵组Fig.10 Astronaut installing pump assembly on orbit

高热流密度散热方面,针对10W/cm2量级热流密度散热,我国研制了高导热金刚石扩热板(见图11),导热系数达到1400W/mK;研制了基于复合结构毛细芯的平板热管,适应热流密度最高达到50W/cm2;针对100W/cm2量级热流密度散热问题,完成了喷雾冷却系统原理样机和微通道换热系统原理样机的研制[22],实现了热流密度329W/cm2的高热流散热能力;在“国际空间站”阿尔法磁谱仪(AMS02)热控系统研制国际合作项目牵引下,突破了以泵驱两相流体回路高精度控温为代表的核心技术(见图12);2016年完成基于微通道两相流换热的高热流散热系统搭载试验,在轨验证了271W/cm2散热能力[23]。

图11 微槽道蒸发器Fig.11 Micro channel evaporator

图12 控温储液器Fig.12 Accumulator for thermal control

此外,针对大功率、高热流密度热控需求,开展了以低温合金为技术途径的高热流界面强化传热基础研究,实现了界面材料融化温度70℃以下,界面材料固化后二次融化温度180℃以上,界面当量换热系数相对涂抹导热硅脂提升近2个数量级;开发了新型高性能导热硅脂、导热凝胶和导热垫片[24]。其中,新型导热硅脂界面传热系数相对原有产品提高5倍,达到60000W/(m2·K),已在卫星互联网星座等多个任务中推广应用。

2.4 空间深低温获取与热传输技术

深低温获取方面,国内在80K斯特林制冷机及脉冲管制冷机方面已经逐步成熟,并逐渐应用在宇航领域。同时,制冷机理论计算、仿真等方面的进展,支撑了国内宇航制冷机在35K、20K以及4K温区取得突破。同时,国内部分研究机构在小型1K及以下的制冷机取得进展,具体技术路径包括绝热去磁制冷机、基于氦3的抽气减压系统等。

深低温热传输方面,我国密切关注深低温区的热传输技术研究,成功研制了80K温区深冷槽道热管、150K温区深冷柔性热管[25],乙烷工质槽道热管成功应用于硬X射线调制望远镜卫星[26];深冷环路热管方面,掌握了35K温区高效深低温热传输与获取过程的相关基础理论和方法,突破了深低温热管理系统的寄生漏热控制技术,国际上首次实现了35K深低温区获取与热传输集成系统(见图13)在轨验证[27]。

图13 35K深低温获取与热传输系统Fig.13 35K cryogenic refrigeration and heat transfer integrated system

2.5 空间高温热管理技术

针对空间大功率电源系统和磁等离子体推进系统的热控需求,建立了高温大功率热排散的总体技术路线,完成了高温大功率热排散方案设计(见图14[28]),开展了高温驱动泵[29]、高温换热器[30-31]、中高温泵驱流体回路、中高温热管(见图15)[32-33]以及新型中高温热辐射器[28]、高温隔热材料及高温界面强化等关键技术攻关,搭建了高温热排散演示验证系统,在500～770K温区实现了10kW量级远距离热量的收集传输与排散。

图14 空间热管式辐射散热系统示意图Fig.14 Schematic diagram of space heat pipe radiation cooling system

图15 热管模型及实物图Fig.15 Model and photos of heat pipe

3 航天器热控技术发展趋势

随着火星采样返回、木星探测等重大任务的深入推进,航天器热控系统传输功率从10kW量级拓展到数百千瓦量级,热流密度从10W/cm2拓展到2000W/cm2以上,低温获取能力拓展到20K以下,高温热传输系统适应温度拓展到300℃以上,同时要求热控系统具有更强的自适应能力。因此,热控系统从以被动热控为主逐渐向主动热控为主,兼具自适应能力的方向发展。

3.1 复杂空间环境系统热管理

针对载人登月、载人深空探测等重大工程需求,突破组合体动态热管理技术、系统仿真技术、基于在轨数据的复杂热管理系统自主健康管理技术;针对火星探测、小天体探测、木星系及行星际穿越深空探测、全方位太阳探测等深空探测任务,开展复杂服役环境综合热效应辨识与自适应热管理方法等研究,突破复杂空间热环境建模技术、多场耦合效应评价理论与热感知技术、新型轻质热防护材料、热控材料及涂层高适应性、轻质高可靠自主热量调控技术,构建基于复杂热环境高效辨识、反馈和自主调控的航天器热控技术体系。

3.2 高精度高稳定度温度控制

针对引力波探测[34]、空间科学领域等航天器载荷的μK量级高精度温度稳定性控制,重点开展以下几个方面的工作:①基于负温度系数(NTC)测温系统的超低热噪声测量系统;②基于比例-积分-微分(PID)控制算法的稳流输出控温系统;③基于多种隔热材料耦合的多级隔热系统;④大热流变化及复杂整星工作模式的热流衰减超低噪声控制系统;⑤超低频、超低热噪声地面半物理仿真平台;⑥基于傅立叶变换的温度频谱分析及超低噪声评价准则。

3.3 大功率高热流密度散热

针对空间太阳能电站等超大功率航天器呈现出的超大功率、极高热流显著特征,开展100kW量级超大功率、2000W/cm2以上高热流密度两相流体回路的高效散热技术研究。针对极高热流密度收集难题,重点突破固-固界面、固-液界面传热强化技术与近结散热技术;针对超大功率热量输运与排散难题,重点突破热量输运系统稳定运行、超大功率热排散系统散热效率提升[35]、瞬时大功率热量存储与利用等关键技术。

3.4 空间深低温热管理

针对科学探测等空间任务核心载荷深低温热管理需求,开展深低温以及极低温区材料和工质物性等基础研究,支撑空间深低温获取与热传输技术研究,实现空间深低温高效获取和远距离传输,满足载荷长寿命、高性能运行,这是后续相关任务的关键环节,包括进一步开展制冷机的长寿命、高可靠性技术研究,巩固并提升现有60～80K温区脉冲管制冷机的成熟度;实现20K温区大制冷量获取技术的工程化,并重点针对液氦(4K)温区开展空间深低温获取、热传输、隔热、界面强化换热等技术研究。

3.5 空间高温热管理

针对空间新型动力航天器对100kW量级大功率热管理及300℃以上温区热排散技术的需求,开展高温热管理系统材料、工艺、试验验证技术等基础研究工作,开展高温大功率热传输技术、高温轻质热辐射排散技术以及高效折叠展开技术等研究工作,突破高温泵驱流体回路系统级关键单机、高温热管/轻质辐射器及大尺度折叠展开机构等关键技术。

4 结束语

50余年来,我国航天器热控技术发展经历了4个不同的发展阶段,实现了从被动散热到主被动相结合的跨越。

随着我国开启全面建设社会主义现代化国家新征程,向第2个百年奋斗目标迈进,实现强国目标对航天器热控技术提出新的挑战。我国需要瞄准航天器热控技术发展前沿,集中优势资源开展超大功率极高热流相变传热传质机理、空间复杂环境热效应机理及调控等空间热物理领域的重大基础研究和关键技术攻关,支撑后续国家航天任务的实施。