我國航天器熱控技術發展及展望

周佐新 黃金印 張紅星 趙亮

(1 北京空間飛行器總體設計部,北京 100094) (2 北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

熱控系統是航天器的重要組成部分,它和姿態與軌道控制、結構與機構、電源、測控、數據管理、有效載荷系統等共同構成航天器。熱控技術服務于航天器總體、其它所有分系統及有效載荷,是航天器的共性技術[1]。

航天器熱控的任務是通過合理地組織航天器內、外熱量的傳輸、利用和排放,保證航天器的結構部件、儀器設備和航天員的工作環境溫度、濕度在所要求的范圍內,是航天器正常運行的關鍵保障之一。

本文回顧了我國航天器熱控技術發展歷程,總結了國內航天器熱控技術的發展現狀,梳理了未來航天器任務對熱控的需求,并展望了熱控技術的發展趨勢。

1 我國航天器熱控技術發展歷程

自1970年我國自行研制并成功發射第一顆人造地球衛星——東方紅一號以來,我國先后自主研制并成功發射了600余顆航天器,涵蓋了遙感、通信、科學探測、氣象、導航、載人航天、月球探測等領域。航天器熱控技術也伴隨著我國航天事業的發展從無到有,建立了適于我國航天器需求的熱控技術理論體系和方法,逐步形成了包括熱設計與仿真、熱收集與傳輸排散[2]、溫度控制與熱管理[3]、低溫制冷、熱試驗驗證等在內的航天器熱控技術體系。所建立的技術體系和技術儲備很好地支持了我國宇航任務的實施。根據航天器發展的不同階段,熱傳輸和熱排散的手段不同,我國航天器熱控技術經歷了4個不同的發展階段。

1.1 第一代航天器熱控技術

第一代航天器熱控技術在20世紀70年代逐漸發展成熟,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)實現熱排散,多層隔熱組件實現保溫,通過熱控百葉窗(見圖1)實現散熱能力調節,適應熱排散量100W量級、熱流密度1W/cm2左右;最初應用于以東方紅一號衛星為代表的早期航天器上,星內設備工作溫區一般在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

第二代航天器熱控技術在20世紀90年代逐漸發展成熟,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現熱排散,多層隔熱組件實現保溫;通過熱管、加熱器等熱控產品實現熱量高效傳遞和溫度補償,適應熱排散量kW量級、熱流密度10W/cm2(見圖2)。第二代航天器熱控技術最初應用于資源一號、東方紅三號、風云一號等衛星,并且開始采用輻射制冷技術獲取101.2K[4]以下的低溫,采用鎧裝加熱器解決了衛星推力器140℃以上的加熱難題[5]。

圖2 第二代航天器熱控技術典型產品Fig.2 Typical product of the 2th generation spacecraft thermal control technology

1.3 第三代航天器熱控技術

第三代航天器熱控技術在2000年以后逐漸發展成熟,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現熱排散,多層隔熱組件實現保溫;通過熱管、加熱器等熱控產品實現熱量高效傳遞和溫度補償;采用單相流體回路作為熱總線,實現10kW量級熱量收集、傳輸,適應熱流密度達到100W/cm2量級;采用可展開式輻射器擴展衛星平臺散熱能力(見圖3、圖4)。這一時期,國內開始采用機械式制冷機獲取100K以下的低溫[6],采用高溫隔熱屏解決發動機1000℃以上的熱防護[7]。第三代熱控技術最初應用于神舟系列飛船,并在我國空間站、東方紅五號衛星平臺為代表的航天任務中推廣應用。

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

“十四五”以來,第四代航天器熱控技術在以載人月球探測、空間新型動力航天器、空間科學探測等為代表的航天任務牽引下快速發展,其典型特征是采用以機械泵驅兩相流體回路為熱總線的高效兩相傳熱產品。

第四代航天器熱控技術以兩相流體回路建立熱總線,實現熱量高效傳輸;依靠平板熱管解決大功率電子單機板卡級散熱;依靠新型熱界面材料降低器件與殼體間、設備殼體與換熱冷板之間的傳熱溫差;依靠相變裝置實現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超大功率熱排散問題;依靠空間熱泵系統提升熱控系統熱排散溫度水平,大幅提升熱排散能力(見圖5);其適應熱排散量達到100kW量級,熱流密度達到1000W/cm2,低溫熱管理能力拓展至20K以下;同時,在進一步發展1000℃以上高溫熱防護能力的基礎上,熱傳輸系統適應溫度拓展至300℃以上。

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

2 航天器熱控技術進展

2.1 復雜空間環境系統熱管理技術

探月工程推動了我國航天器熱控技術長足發展,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體系[8]。國內基本掌握了無大氣(或者有稀薄大氣)的天體空間熱環境分析技術、非開普勒(Kaplerian)軌道航天器的空間外熱流計算方法,基本掌握了月球表面熱試驗等效方法,突破了月球表面極端環境生存關鍵技術。月球探測從環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)、可變熱導熱管(見圖7)的主動技術方案,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,熱控系統提供儀器設備舒適溫度環境的能力逐漸提升。

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數據,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境下熱設計、仿真和驗證體系[9]。針對火星表面低溫大氣環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、輕質納米氣凝膠隔熱裝置設計方法,成功完成納米氣凝膠在祝融號火星車的工程應用[10]。

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

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 高精度高穩定度溫度控制技術

針對空間高精度高穩定度溫度控制需求,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設計的高精度測控溫技術;建立融合其熱物理模型和控制算法的統一控溫系統模型,并結合航天器熱控領域的工程實際,獲得了保持系統穩定的充分必要條件,可用于指導熱控方案以及系統控溫參數和控制周期的設計、選定和優化[14]。

在引力波空間探測試驗任務的牽引下,天琴一號和太極一號衛星分別實現了±3.85mK[15]和±5mK[16-17]的高穩定性溫度控制指標,保證了關鍵載荷的工作穩定性。

2.3 大功率高熱流密度散熱技術

大功率熱排散方面,國內10kW以下衛星平臺同樣采用預埋熱管實現等溫化,并根據東方紅四號、低軌移動通信衛星等衛星平臺散熱需求,開發了大傳熱能力氨軸向槽道熱管;針對10kW量級散熱需求,以實踐十七號衛星為代表的東方紅3B衛星平臺采用了正交熱管網絡+基于環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到400W;以實踐二十號衛星為代表的東方紅五號衛星平臺采用了預埋熱管+基于機械泵驅單相流體回路的散熱方案,單套輻射器散熱能力達到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,突破了長壽命循環泵、工質相容性、流體回路運行與控制等關鍵技術,單相流體回路最大傳熱能力達到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,國內相關機構開展了微小型泵驅流體回路的地面和在軌驗證[20-21]。

圖10 航天員在軌安裝擴展泵組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,我國研制了高導熱金剛石擴熱板(見圖11),導熱系數達到1400W/mK;研制了基于復合結構毛細芯的平板熱管,適應熱流密度最高達到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原理樣機和微通道換熱系統原理樣機的研制[22],實現了熱流密度329W/cm2的高熱流散熱能力;在“國際空間站”阿爾法磁譜儀(AMS02)熱控系統研制國際合作項目牽引下,突破了以泵驅兩相流體回路高精度控溫為代表的核心技術(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搭載試驗,在軌驗證了271W/cm2散熱能力[23]。

圖11 微槽道蒸發器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途徑的高熱流界面強化傳熱基礎研究,實現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,界面當量換熱系數相對涂抹導熱硅脂提升近2個數量級;開發了新型高性能導熱硅脂、導熱凝膠和導熱墊片[24]。其中,新型導熱硅脂界面傳熱系數相對原有產品提高5倍,達到60000W/(m2·K),已在衛星互聯網星座等多個任務中推廣應用。

2.4 空間深低溫獲取與熱傳輸技術

深低溫獲取方面,國內在80K斯特林制冷機及脈沖管制冷機方面已經逐步成熟,并逐漸應用在宇航領域。同時,制冷機理論計算、仿真等方面的進展,支撐了國內宇航制冷機在35K、20K以及4K溫區取得突破。同時,國內部分研究機構在小型1K及以下的制冷機取得進展,具體技術路徑包括絕熱去磁制冷機、基于氦3的抽氣減壓系統等。

深低溫熱傳輸方面,我國密切關注深低溫區的熱傳輸技術研究,成功研制了80K溫區深冷槽道熱管、150K溫區深冷柔性熱管[25],乙烷工質槽道熱管成功應用于硬X射線調制望遠鏡衛星[26];深冷環路熱管方面,掌握了35K溫區高效深低溫熱傳輸與獲取過程的相關基礎理論和方法,突破了深低溫熱管理系統的寄生漏熱控制技術,國際上首次實現了35K深低溫區獲取與熱傳輸集成系統(見圖13)在軌驗證[27]。

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

2.5 空間高溫熱管理技術

針對空間大功率電源系統和磁等離子體推進系統的熱控需求,建立了高溫大功率熱排散的總體技術路線,完成了高溫大功率熱排散方案設計(見圖14[28]),開展了高溫驅動泵[29]、高溫換熱器[30-31]、中高溫泵驅流體回路、中高溫熱管(見圖15)[32-33]以及新型中高溫熱輻射器[28]、高溫隔熱材料及高溫界面強化等關鍵技術攻關,搭建了高溫熱排散演示驗證系統,在500～770K溫區實現了10kW量級遠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示意圖Fig.14 Schematic diagram of space heat pipe radiation cooling system

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

3 航天器熱控技術發展趨勢

隨著火星采樣返回、木星探測等重大任務的深入推進,航天器熱控系統傳輸功率從10kW量級拓展到數百千瓦量級,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,高溫熱傳輸系統適應溫度拓展到300℃以上,同時要求熱控系統具有更強的自適應能力。因此,熱控系統從以被動熱控為主逐漸向主動熱控為主,兼具自適應能力的方向發展。

3.1 復雜空間環境系統熱管理

針對載人登月、載人深空探測等重大工程需求,突破組合體動態熱管理技術、系統仿真技術、基于在軌數據的復雜熱管理系統自主健康管理技術;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,開展復雜服役環境綜合熱效應辨識與自適應熱管理方法等研究,突破復雜空間熱環境建模技術、多場耦合效應評價理論與熱感知技術、新型輕質熱防護材料、熱控材料及涂層高適應性、輕質高可靠自主熱量調控技術,構建基于復雜熱環境高效辨識、反饋和自主調控的航天器熱控技術體系。

3.2 高精度高穩定度溫度控制

針對引力波探測[34]、空間科學領域等航天器載荷的μK量級高精度溫度穩定性控制,重點開展以下幾個方面的工作:①基于負溫度系數(NTC)測溫系統的超低熱噪聲測量系統;②基于比例-積分-微分(PID)控制算法的穩流輸出控溫系統;③基于多種隔熱材料耦合的多級隔熱系統;④大熱流變化及復雜整星工作模式的熱流衰減超低噪聲控制系統;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研究。針對極高熱流密度收集難題,重點突破固-固界面、固-液界面傳熱強化技術與近結散熱技術;針對超大功率熱量輸運與排散難題,重點突破熱量輸運系統穩定運行、超大功率熱排散系統散熱效率提升[35]、瞬時大功率熱量存儲與利用等關鍵技術。

3.4 空間深低溫熱管理

針對科學探測等空間任務核心載荷深低溫熱管理需求,開展深低溫以及極低溫區材料和工質物性等基礎研究,支撐空間深低溫獲取與熱傳輸技術研究,實現空間深低溫高效獲取和遠距離傳輸,滿足載荷長壽命、高性能運行,這是后續相關任務的關鍵環節,包括進一步開展制冷機的長壽命、高可靠性技術研究,鞏固并提升現有60～80K溫區脈沖管制冷機的成熟度;實現20K溫區大制冷量獲取技術的工程化,并重點針對液氦(4K)溫區開展空間深低溫獲取、熱傳輸、隔熱、界面強化換熱等技術研究。

3.5 空間高溫熱管理

針對空間新型動力航天器對100kW量級大功率熱管理及300℃以上溫區熱排散技術的需求,開展高溫熱管理系統材料、工藝、試驗驗證技術等基礎研究工作,開展高溫大功率熱傳輸技術、高溫輕質熱輻射排散技術以及高效折疊展開技術等研究工作,突破高溫泵驅流體回路系統級關鍵單機、高溫熱管/輕質輻射器及大尺度折疊展開機構等關鍵技術。

4 結束語

50余年來,我國航天器熱控技術發展經歷了4個不同的發展階段,實現了從被動散熱到主被動相結合的跨越。

隨著我國開啟全面建設社會主義現代化國家新征程,向第2個百年奮斗目標邁進,實現強國目標對航天器熱控技術提出新的挑戰。我國需要瞄準航天器熱控技術發展前沿,集中優勢資源開展超大功率極高熱流相變傳熱傳質機理、空間復雜環境熱效應機理及調控等空間熱物理領域的重大基礎研究和關鍵技術攻關,支撐后續國家航天任務的實施。