航天器发展对热控制技术的需求分析

范含林

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

航天器热控制技术主要用来保证热控制分系统达到总体所要求的功能和性能,即保证航天器的结构部件、仪器设备在空间环境下处于一个合适的温度范围,使其在各种可能的情况下均能够正常工作,对于载人航天器需包括满足航天员的环境要求。在此基础上,还必须满足总体和相关分系统的约束条件,尽量减少航天器的资源消耗,缩短研制周期,减少研制费用。对于航天器而言,热控制分系统工作正常与否,不仅关系到航天器总体的工作性能好坏,甚至会对飞行任务的成败造成重大影响。

从航天技术的发展情况来看,适用于空间应用的各种新型有效载荷将会不断出现,如激光通信、量子通信、新型遥感装置等。与之相适应,未来的航天器一方面向大型、高姿态稳定度、大轨道机动能力、长寿命和高可靠的方向发展,这样,可提高有效载荷的性能和能力,使地面应用设备小型化、普及化,从而可大大降低成本;另一方面,卫星平台向小型化和微型化方向发展,通过微机电、微电子技术的应用,将出现微卫星、纳卫星和皮卫星,在此基础上可利用多颗微小卫星来实现大型卫星的功能,降低成本,增强生存能力。载人航天器将会更加安全、可靠,实现载人登月。深空探测器将会寻访更多行星和小行星[1]。未来航天器的总体和相关分系统对热控制技术提出了新的要求,有一系列需要迫切解决的问题。

2 总体需求分析

2.1 整体热量的排散问题

大型航天器功率的增加导致整体的散热问题,由于传统的光伏电池将进一步提高转换效率,目前的三结砷化镓电池的转换效率已经接近30%,同时采用在轨多次展开以增加面积、以及采用聚光电池阵等方式,还可以进一步提高太阳电池阵的输出功率。如欧洲下一代通信卫星的阿尔法(AlphaBus)巨型平台,其平台总功率高达25kW,能安装250 台通信转发器, 可为有效载荷提供12kW～16kW。“国际空间站”总功率也达到了110kW,热控分系统辐射器的散热能力要求达到150kW。在这种情况下,依靠传统的航天器结构板辐射器已经不能满足热量排散的需求。

受到目前我国采用的热辐射器形式,主要是结构板式辐射器的限制,卫星整体散热能力不足的矛盾将更加突出。如根据我国现有功率最大的东方红四号卫星平台构型,采用结构板辐射器,南/北板不扩展时,通信舱南/北板单面散热能力仅为1 500W,南/北板扩展后单面最大散热能力为2 000W。若有效载荷功率进一步加大、热耗超过以上数值,整星的散热能力将无法满足要求。根据地球静止轨道卫星运行姿态特点,只能选卫星南/北面作散热面。在卫星横向尺寸受火箭整流罩限制不能增加的情况下,一种可能是卫星向对地(+Z)方向增高,但据粗略计算,假定南/北面宽度为2.36m,在整星功率8kW时,卫星高3m 还够用,到10kW 时,高度就将达到4.0m ,显然卫星高度不可能随整星功率增大而任意增高。对于载人航天器,由于采用单相流体回路体装式辐射器,以及受到辐射器的安装,流体温度的设定需要兼顾密封舱湿度控制等方面的限制,需要较大的辐射器面积,若散热需求进一步提高,其重量等资源消耗将更大。

2.2 电子设备和元器件的散热要求

随着电子设备的高度集成化,以及微小卫星的发展需求,仪器设备的功率密度不断增加,需要解决设备级、乃至元器件的散热问题。微小卫星是伴随着微电子技术、微机械、微光学等技术的发展而兴起的,以微机电系统(M EMS)和微光机电系统(MOEM S)为主要代表,不仅需要部件的微小型化,更重要的是在系统设计理念上发生革命性的变化,更加强调一体化设计,出现了微尺度下的一体化传热问题。目前直播卫星的TW TA 输出功率最高可达300W。另外,用于空间通信系统的激光二极管、高功率传感芯片、GHz 级大规模集成电路/超大规模集成电路(LSI/VLSI)电子芯片的热流密度可达数百W/cm2甚至数千W/cm2,这些器件的性能和可靠性与工作温度直接相关,由此带来了仪器设备的散热问题。如在传输型遥感卫星中,成像质量除取决于CCD 相机本身的性能外,CCD 相机内部敏感元件(CCD 片)的温度控制也是一个关键指标。对数据传输的要求越来越高,具体表现在传输数据量增大、压缩比大幅度提高,导致CCD 器件的功率大幅度增加。在某些情况下,CCD 片单片发热量已提高到了10W 以上,而温度一般要求不超过30 ℃,甚至更低。

确保电子设备在合适的温度范围内工作,对保证其长期工作的可靠性具有重要的意义。根据阿伦尼斯(A rrhenius)化学反应速率定律,电子元器件失效随其结温升高呈指数规律上升。已公布的试验数据表明,电子元器件结温每升高10 ℃,其失效率增加一倍,每增加25 ℃,其失效率增加10 倍。美国国防部在上世纪90年代中期,经过多年的质疑后,最终废除了“可靠性预计手册”(MIL-HDBK-217F),其中的一个理由就是原标准不能有效地考虑温度周期变化的影响。随着航天器电子设备集成度的提高和元器件的进步,其功率越来越大,热流密度越来越高。统计表明,元器件及印刷电路板(PCB)级的热流密度趋势从1992年到2002年,增长了10 倍,到2010年还将增长5 倍。如何将电子元器件所产生的热量传递到仪器壳体,并最终传递到外部空间将是需要解决的问题。

2.3 温度稳定性等方面的特殊要求

一些特殊仪器设备有低温、等温化等要求,如光学遥感器、激光通信终端、高精度原子钟、天线等对其温度水平、温度的稳定度和均匀度有着严格的要求,目前的技术尚不能完全满足。

高精度空间原子钟是导航定位卫星时间频率的基准,它的不确定性和稳定度要求在10-17～10-16量级,甚至更高,原子钟的稳定度和准确度在很大程度上决定于其在轨飞行的温度水平和稳定度。

对于合成孔径雷达干涉测量技术(InSA R),一般采用大尺寸天线展开臂,如美国奋进号航天飞机的“航天飞机雷达地形测绘任务”(Shuttle Radar Topography M ission,简称SRTM),天线展开后长达60m,据分析,在干涉测量最差的方向上,天线展开臂末端位置如果偏差3mm,所引起的高程误差将达9m。

对于卫星天线来说,其工作波长越短,要求天线反射面的形面精度就越高。例如,工作于Ka 频段的天线,如果要求其形面误差产生的天线增益小于0.5dB,天线反射面的形面误差就必须小于0.3mm,这其中包括了加工产生的误差以及由于天线在轨所处的热环境对反射面形面的影响[2]。

一些空间科学探测和空间技术发展,对低温和超低温的实现提出了新的要求。如高灵敏度红外谱段天文观测,其望远镜和探测器的温度要求达到几十K,甚至几K。而超导等技术在空间的应用也需要低温条件,如超导磁力矩器等。

2.4 适应多任务和复杂环境的发展趋势

未来航天器将会向多载荷、多任务的方向发展,在轨飞行期间所面临的热环境会有较大的变化,航天器外部运行环境和内部工作模式的不确定性需要采取能够自主调节的热控制方法,以保持航天器仪器设备的温度在要求的范围内。这些综合的要求依靠目前的热设计方法和技术难以全部满足,或者需要付出极大的代价,针对航天器任务的变化,需要有与之相适应的方法和技术。

随着深空探测的深度和广度不断加大,需要适应其空间环境,但除地球以外,其它行星的环境尚不完全清楚,而且其环境往往是千差万别,和地球空间环境有很大的不同[3]。从目前已知的情况看,月球表面温度变化较大,从93K 变化到395K,28 天的自转周期导致高低温持续时间长;火星表面存在大气,而且会产生火星尘暴;水星附近的太阳辐射量比地球上强10 倍,水星表面温度高达470 ℃,因此需要利用各种可能的技术保护电子设备和科学设备免受极高温度所带来的损害,包括陶瓷纤维多层绝热涂层,以及从探测器内部向太空散热的散热器,散热器表面热控涂层的设计,需要防止水星表面的红外辐射对散热能力的巨大影响;金星被主要成分为二氧化碳的大气所包围,由于其造成的“温室效应”,金星地表的温度高达482 ℃左右。

另外,对于日地拉格朗日点探测器,由于其特殊的轨道和探测需求,和其它探测器相比,其热设计也会有相当大的不同。

对于空间的快速响应,未来的航天器或平台有可能在设计和制造阶段,没有非常明确的任务需求,但需要具备快速发射及对不同任务的适应能力,因此不仅热设计要有非常强的适应性,实施热控还需要简单和快速。

2.5 大型载人航天器的热管理和空间防护

未来大型长期载人空间站必须突破全再生生命保障技术,这其中包括电解制氧、动态水气分离、二氧化碳(CO2)净化、尿液收集和处理等技术,这些技术均涉及到传热和传质问题,因此必须和整体的热控制技术进行统筹考虑,形成包括热控制、密封舱内环境控制、能源转换和控制等在内的整个空间站的热管理,达到总体最优的设计目的。

另外长期载人航天器要求的高可靠性,对所采用的热控制技术和产品提出了更高的可靠性要求。对于载人航天器,由于涉及到环境控制的需要,一般均采取主动流体回路热控制技术,以此实现整体的热量收集、运输、控制和排散,其关键部件如循环泵等为机电一体化的转动部件,为确保长寿命和可靠性的要求,从设计上就必须考虑在轨的可维修和可更换性。

长期载人航天器的热控设计还需要和总体、结构设计等一起考虑防止空间碎片的撞击,以确保载人航天的安全性[4]。空间碎片环境的形成是一个累积过程,截至2009年6月底,编目空间碎片的总数已经达到了35 487 个, 在轨的空间碎片数目达到14 790个[5]。尺寸较小的空间碎片数量则更多,直径大于1cm 的数量估计超过11 万个,而大于1mm的总数则超过了4 000 万个, 总质量超过4.5 ×106kg。地面能够观测并跟踪的空间碎片数量现在仍以每年大约200 个的速率继续增加。空间碎片对载人航天器的安全性存在现实的威胁,轻则影响热辐射器的正常热量排散功能,重则造成航天员密封舱的失压。

2.6 系统设计和验证的进一步优化

减少对于航天器的资源消耗,提高有效载荷的承载能力应该是努力追求的目标。热控作为航天器平台的分系统之一,在满足航天器总体功能和性能要求的前提下,大幅度减轻分系统的重量和其它资源消耗,以增加航天器的有效载荷比,是体现系统设计先进性的重要方面。以通信卫星为例,国内目前的有效载荷比还不到30%,基本上和国外5年前的水平相当,如2003年发射的国际通信卫星-907(INT ELSA T-907),其轨道重量为1 973kg,有效载荷为606kg,国外更先进的卫星有效载荷比可以达到40%～60%[6]。因此不仅要达到总体所要求的功能和性能,还要在可能的基础上,采用综合性能更加先进的技术,进行整个系统的优化设计。

目前在航天器研制过程中,其热设计的验证主要通过整体的热平衡试验进行。随着航天器的大型化,外部热环境和内部工作模式的多样化,采用舱段式模块在轨组装的超大型航天器和一系列大型空间机构的出现。如何进行地面的设计试验验证也将是一个突出的问题,尤其是类似已经完成使命的和平号空间站和目前正在建设的“国际空间站”,采用多个大型舱段进行在轨组装,进行全尺寸航天器的热模型空间模拟试验将越来越不现实。而另一方面,整星级航天器热试验耗资大、周期长,需要大型空间模拟器,对于大量的应用卫星和商业卫星,有必要研究在成熟的平台条件下,采用更有针对性的设计验证方案,缩短研制周期,降低研制费用,以追求“快、好、省”的目标。

另外,在外热流模拟技术方面,需要发展太阳模拟器技术,以更准确地开展试验验证。我国目前对一些复杂形状航天器和部件热平衡试验中外热流模拟存在困难,如大型结构件抛物面天线,它们的轨道热流复杂,结构件温度分布和热变形难以用现有的热模拟方法获得,热变形的测量也是一般热平衡试验没有的;又如,精密的光学系统,对温度、温度差有特殊的要求,现有的外热流模拟方法难以达到试验的目的[7]。

3 初步解决方案设想

3.1 以两相传热为核心的主动热控制技术

空间汽液两相传热技术代表着航天器未来热控制技术的重要发展方向,这种系统重量小,热传输能力大,控温精度高且稳定,可以在无运动部件下实现系统的运行,具有其它热控手段无法替代的优点,因此是未来航天器热控制的理想系统,在航天器的热传输和排散、精密温度控制、可展开式热辐射器等方面会有广泛的应用。

空间汽液两相传热技术在航天器热控制中涉及的研究内容有多个方面:其一是两相技术在大功率设备散热方面的应用,这方面以喷雾冷却散热、微槽道沸腾传热为主要应用领域;其二是两相技术在流体回路方面的应用,这方面以空间毛细抽吸两相回路(CPL)和泵驱动两相回路技术等为代表,这些技术中包括与两相回路技术所匹配的两相分离技术和两相驱动技术等。

3.2 增加热控系统的主动调节能力

目前在航天器的热控设计中,主要仍然采用以被动热控设计为主,辅助一些主动热控手段以达到总体的热控设计目标。被动热控制技术通常选择具有一定热物理性能的材料,并通过航天器的布局,合理安排航天器内部仪器设备之间及其与空间环境之间的热交换,使航天器各部分处于要求的温度范围内,一旦状态确定后,基本上没有调节的余地。

因此从总体的层面上来看,根据总体任务需求,在热设计成为完成任务的主要矛盾,而且总体资源(如重量、功率等)可以满足的情况下,通过不同热设计方法的比较,以整体的主动热控设计为主,同时辅助以被动热控方式,使整个系统具有较大的在轨调节能力,以适应航天器内外热环境变化的需求。这其中的主动热控技术包括电加热控制技术、主动流体回路技术、可展开式辐射器技术、热开关技术等。

3.3 新型材料的应用

许多材料在各类航天器热控分系统上得到广泛的应用。随着航天器的种类不断增多,性能不断提高,对各种热控材料提出了越来越高的要求。而材料科学的发展也拓宽了其应用的场合,可以为热设计方案的选择和实施提供更多的技术途径。

高导热材料的热导率可以达到1 300～1 600 W/m ·K。一些高导热材料,如泡沫碳等还可以替代传统的铝蜂窝,以减少热管和扩热板的使用,降低系统重量。文献[8]报告了采用气凝胶的情况,在实验室中测到在25 ℃其热导率只有0.022W/m·K。由于其中99%的物质都是气体,因此其密度较低,最低可以达到0.002g/cm3。智能型热控涂层是指涂层的发射率随温度或其它控制信号变化的特殊热控涂层。研究表明该项技术能够减少加热功率超过90%,重量减轻超过75%,其技术适用于所有的航天器,尤其是对于能源和质量有更多限制的微小卫星和纳卫星。新型功能型热控材料是指除了能够满足热控需求,在其他方面也发挥某种功能的材料。由于航天器外表面大部分是热控材料,如热控涂层、多层隔热材料等,在遭到激光或高能粒子束武器袭击和空间碎片撞击时,能否依靠这些材料防止或减轻对航天器的损坏,如某种程度的镜反射材料,既能满足热控的要求,又能够起到一定的防御作用。

3.4 设计验证方法研究

在设计验证方面,由于主动热控制技术的采用和热分析技术的提高,设计验证的手段将从过去主要依赖于全尺寸的热模型空间模拟试验,逐步发展更多的验证形式。

对于继承性较好的航天器,将更多地采用分析验证的方法。而对于一般新型的航天器,主要以热模型修正和验证为目的,开展一定的地面试验,最终仍然是通过热分析验证热设计并预示在轨飞行状态。对于更多采用主动热控技术和鲁棒性设计的航天器,由于在系统设计上具有较强的适应和调节能力,可以使地面试验更加简化,结合分析和仿真的手段,可以减少试验次数,缩小试验规模。如载人航天器,其验证的重点主要是系统的散热能力和控制水平,因此可以采用舱段级试验和常压热试验的方法,验证流体回路和舱内通风回路的设计,最终通过热分析与局部试验技术相结合的方式解决设计验证问题[9][10]。对于大型空间机构和具有复杂外形的航天器,则需要解决外热流的模拟和测量的误差等问题,减少试验中不确定性因素的影响。

3.5 提高系统分析水平

提高航天器热分析的准确性对热设计有着重要的作用。在热控方案的选择上,通过建立相对快速的分析平台,进行各种不同方案的定量比较,可以最大限度地进行系统的设计优化,同时在一定程度上还可以减小设计试验验证的规模,甚至直接采用热分析的方法进行设计验证。目前和未来的航天器所涉及的传热方式已经不仅仅是传导和辐射,包括对流、蒸发、升华、沸腾等相变传热的多种传热和传质形式,热设计和结构设计、光学系统设计、电性能设计均有着复杂的耦合关系,因此在设计过程中,必然需要更多地采用集成分析技术,如空间实验室和空间站热管理所需要的舱内传热、传质与流动集成分析技术,高分辨力空间光学装置热设计所需的光机热集成分析技术,天线等大尺寸空间结构热稳定性分析技术等。

目前热分析的结果与实际空间飞行的结果相比尚有一定差距,其影响的因素很多,针对不同的情况,其影响程度也不尽相同,需要在模型建立和简化、空间环境及其影响等方面进行深入的研究。

4 结束语

航天器的发展对热控制技术提出了更高的要求,而热控制技术的发展在一定程度上也可以提高航天器的总体性能,因此有必要针对需求开展新型热控制技术的研究。通过总体需求分析,总结航天器热控制技术发展的主要方向,并提出初步的技术方案。

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