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嫦娥一号 嫦娥一号热控系统及特点 运行特点：卫星在一年的寿命期间内，β角(太阳矢量与轨道面的夹角)在0°~360°范围内变化,为保证太阳翼发电,卫星采用了正飞和侧飞两种飞行姿态。当β角在0°~45°、135°~225°及315°~360°范围内时卫星采用正飞姿态运行;当β角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。图1a,1b给出了卫星在正飞姿态和侧飞姿态时卫星、太阳和月球之间的相对关系。 另外,由于太阳、地球及月球的相对运动,在2008年2月21日及2008年8月21日,将出现月食现象。由于在月食期间,卫星没有了外热流,同时星上设备依靠蓄电池组供电,电源使用受到限制 OSR散热面及多层布局： 在卫星在轨运行的一年里,太阳相对于月球将围绕月球转一周,相应地卫星各个舱板都能受到太阳的辐照,且外热流变化大。因此嫦娥一号卫星没有类似近地轨道卫星上的外热流稳定的散热面。+Z面由于受到强的月球红外的辐射,无法设置任何散热面,故全部用多层隔热组件覆盖,以隔离月球红外辐射对卫星热控系统的影响;-Z面仅受太阳辐照,适合于设置OSR涂层散热面,是星上吸收外热流最稳定的散热面;+Y面、-Y面既受到太阳辐照,又受到较强的月球红外辐照,但在同一时刻只有一面能够受到太阳辐照,其外热流在整个寿命周期内变化大。 热管的使用: 嫦娥一号卫星热控系统中共使用了32根热管,其中包括9根外贴热管、23根预埋热管。在嫦娥一号卫星热管布局时,不但充分继承了近地轨道卫星上热管应用的经验,即通过预埋或外贴等方式,利用热管实现舱板的等温化设计;而且根据卫星外热流的特点及星上设备温度控制需求,利用槽道热管实现了下舱+ Y、-Y舱板间的热耦合,扩展了热管网络的应用范围 图2给出嫦娥一号卫星上利用周向热管进行大范围内热耦合的实例,即用3根轴向槽道热管外贴在蓄电池安装板外侧,外贴热管与舱板内的预埋热管形成热管网络,从而形成+Y板、-Y板间强的热耦合。+Y板、-Y板间热耦合保证蓄电池组间的温差要求,同时也降低了光照侧蓄电池组的温度,减少蓄电池组散热面面积,为蓄电池度过月食提供了基本保证。 发明了相变材料热管： 在中间圆形腔体内充装液氨,作为常规热管使用;两边两个腔体内充装相变材料,腔体中的肋片起到增强热管与相变材料热耦合的作用。 应用：为了规避月球红外热流的影响,安装在对月板处的载荷设备的散热面设在+X板上,利用热管将X板的散热面和散热设备热耦合进行设备的温度控制。+X板散热面在外热流的作用下,温度有很大的波动(孤立散热面的温度波动20℃至-20℃),造成被控区域温度波动幅度较 大,高温时温度过高,低温时需要电功率补偿。需要采用增大热容设计方法,使被控对象温度波动过大的现象得到纠正 采取轴向槽道热管两相对舱板间的热耦合技术,为首次在此类卫星上使用,解决了±Y舱内蓄 电池组在轨出现的高温问题,同时也为卫星成功度过月食的低温环境提供了根本保证 主动热控的特点： 充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备,加上热控系统研制的执行部件——— 加热控制器,形成智能主动控温系统的物理结构 特点： 1)利用计算机实现了对加热回路状态的批处理集中设置,以适应卫星在正常飞行、变轨阶段、以及月食阶段星上能源供给的限制,实现可控地利用星上的能源 2)实现了多个热敏电阻的联合控温,提供了被控对象的温度均匀性和控温系统的可靠性; 3)在蓄电池组温度控制上实现了跟踪控温功能,为保证蓄电池组间的温差要求提供了保证; 4)能够对加热回路的状态设置,如:加热回路开关状态、控温热敏电阻使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等参数通过遥控进行修改,在轨管理能力及故障应急能力显著增强 神舟载人飞船热控分系统设计 载人飞船对比一般卫星的特点： 以涂层、多层隔热材料、热管等被动热控为基础，以主动热控为重点。 轨道舱热控： 在自主飞行期间，轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大，需减少漏热；而在留轨期间，轨道舱是非密封舱，仪器发热量大，要加强散热 在自主飞行期间，轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大，需减少漏热；而在留轨期间，轨道舱是非密封舱，仪器发热量大，要加强散热 返回舱热控 主动热控措施：设置7块冷板对发热量大的仪器设备进行降温，在冷板和其上的仪器设备安装面之间填充导热脂。为了在空气温度提高的基础上降低发热量大的仪器设备温度，在返回舱大底上设置了陀螺热控风机和应答机热控风机。另外，返回舱还布置了2个湿度传感器及其转接盒，用以测量舱内空气相对湿度。 推进舱热控： 被动热控措施 柱段仪器圆盘对应处设置散热面2平方米 外表面包覆MLI（除散热面外） 在尾流罩部位安装高温隔热屏（防止变轨发动机工作时产生的高热流对舱内的影响） 返回舱和推进舱之间的防热罩上也包覆MLI 内表面喷涂高发射率的热控涂层 舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或喷