-°的太空，SpaceX的小卫星靠什么生存五年？

冰冷的太空，炙热的烈阳

航天器是在十分严酷的温度条件下工作的，例如返回式航天器要经历-°C以下到°C以上的环境温度变化。航天器的结构、仪器设备和所载生物都无法承受这样剧烈的温度变化。人造地球卫星上的有些红外遥感器还需要有超低温工作环境；广播卫星的大功率行波管要求强化散热；一些航天器的电子设备舱要求均匀而恒定的温度环境；航天飞机则需要解决多次重复使用的防热问题。航天器热控制一般可分为空间运行段热控制和过渡段热控制。前者是各类航天器所共用的技术，是航天器热控制的主要内容;后者除地面段热控制以外,主要是返回型航天器和进入有大气行星的空间探测器需要采用的技术。

在没有恒星光照时，太空温度约为零下摄氏度，也就是宇宙微波背景辐射的温度，感谢宇宙大爆炸，这是它留下的余温，而在近地轨道面临太阳光照时，金属将被太阳辐射加热到摄氏度，如今一般取地球大气外太阳辐射度平均值为W/平方米，因为地球环日轨道为椭圆状，太阳辐照度在一年中也会不断变化。

低轨航天器还会受到地球反射太阳光和红外辐射影响。国际空间站的向阳面表面温度会达到2摄氏度，而背阳面却低至-57摄氏度，内部仪器工作时还会产生一定的热辐射，如何让精密仪器在太空中生存下去呢？航天器热控制系统应运而生，让各个系统都能工作在自己的合适温度环境中。

航天器上的仪器设备各有自己适合的工作温度，一般可充电电池工作在-5到20摄氏度，普通设备在-5到50摄氏度工作，CCD相机工作在-30到40摄氏度，太空天文望远镜和红外望远镜还有专门的低温需求，为了减少背景热噪声。

为了工作稳定，提高光学传感器精准度，比如光学传感器原子钟陀螺仪还有专门的恒温要求。

哈勃望远镜光学结构

为了防止温差导致结构形变，使得光学结构产生巨大形变，像哈勃望远镜和韦伯望远镜等大型光学航天器还有严格的仪器温度均匀性要求。航天器的热控制系统的任务就是保证各个系统与设备都能工作在合适的温度范围，保证整个卫星平台温度的稳定性。其工作本质就是进行各种热交换，热交换分为热传导，热对流，热辐射，前两者都很好理解，热辐射后面会经常提到，热辐射指通过电磁波辐射向外发散热量，其发散速度取决于自身温度，温度越高，辐射越强发散越快。不同航天器工作在不同轨道，如低轨卫星，同步轨道卫星，深空探测器等，热控制系统应需求也有很多差异。

航天器热控制（航天器温度控制）

航天器热控制(又称温度控制)，是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术，是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程，使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内，为航天器的仪器设备正常工作，提供良好的温度环境。

航天器热控制一般可分为空间运行段热控制和过渡段热控制。

空间运行段热控制

航天器在轨道上受到太阳和行星加热，并向温度相当于4K的宇宙空间散热。宇宙空间是超高真空环境，所以航天器是以辐射方式与周围环境进行热量交换的。空间运行段热控制可分为被动式和主动式两类。

被动式热控制

依靠选取不同的热控材料和合理的总装布局来处理航天器内外的热交换过程，使航天器的各部分温度在各种工作状态下都不超出允许的范围。被动式热控制本身没有自动调节温度的能力，但它简单可靠，是热控制的主要手段。

一般常用的技术有：

在航天器外壳表面覆盖特殊的温控涂层，以降低表面的太阳吸收率与热辐射率比值，这是航天器常用的热控制技术；

在外壳不同部位或仪器之间布置热管，把热端的热量导向冷端，减少部件、仪器之间的温度差；

在仪器或部件表面包敷多层隔热材料或低辐射率涂层，防止热量散失或阻隔其他热源；

采用在熔化、凝固过程中吸收和释放热量的相变材料，例如石蜡、水化物等，以缓和某些元、部件的高低温交替变化。

除此之外航天器内部仪器设备的布局使热源分布合理并安排足够的传热通道，选择航天器外壳温度变化不大的表面作为仪器设备的散热热沉，以减少仪器设备的温度波动。

主动式热控制

当外热流或内热源发生变化时，自动调节航天器内部设备温度，并保持在规定的范围之内。

主动热控制根据不同的传热方式分为辐射式、对流式和传导式三种:

辐射式热控制:当航天器内设备温度升高或下降时能自动改变表面组合热辐射率，从而改变散热能力以保持设备的温度范围，如热控百叶窗和热控旋转盘。

对流式热控制：在具有气体或流体循环调节的航天器内部改变流体的对流换热系数以实现温度调节，这类系统有液体循环和气体循环两种。流体在泵或风扇的驱动下将航天器内部热量引出，流经外部的热辐射器排向宇宙空间。

传导式主动热控制：将航天器内部设备的热量通过传导的方式散至外壳表面排向宇宙空间。热传导系数可以随设备的温度升降而改变，从而对设备温度起自动调节作用，如接触导热开关和可变热导的热管。电加热器也是航天器常用的主动热控制器件。电加热丝（片）安装在被加热部件上，通过遥控或自动控制加热。它的结构简单，使用方便，控制精度较高。

过渡段热控制

航天器在发射前的地面段、发射段（上升段）和再入地球大气段或进入其他行星大气段所采取的热控制技术。地面段热控制是各类航天器共用的技术；发射段热控制仅用于发射时没有整流罩保护的航天器；再入段或进入段热控制是返回型航天器或进入有大气行星的空间探测器采取的热控制技术。

地面段热控制

地面段热控制主要指航天器在发射场的温度控制。发射场存在四季和昼夜的气温变化，为保证航天器的正常测试和适宜的起飞温度，在发射塔架上设有温度调节系统。地面段的温度控制比较容易实现，可以充分利用地面的电源、气源和低温系统。夏季采用氟利昂冷却或其他低温气体的表面式或混合式冷却系统；冬季采用电加热系统或热气系统。

发射段热控制

发射段热控制主要指航天器在运载器运送下飞离地面，穿过大气层进入轨道过程的热控制。用运载火箭发射航天器时，航天器外面大多套有整流罩，以使航天器内部能保持良好的环境。航天飞机运送航天器进入空间时，航天器装在它的货舱内，环境条件可以调节和控制。

许多返回型航天器和一些其他航天器用运载火箭发射时不带整流罩，发射环境比较恶劣，这些航天器在发射段直接经受气动加热，温度迅速增加，入轨后初期受温升滞后的影响，航天器内部的温度仍继续升高，上升段热控制的任务就是防止航天器结构和仪器设备过热。主要的措施是：①减少高温外壳传给内部仪器设备的热量；②增加仪器设备的热容量；③降低航天器在发射时的初始温度。

再入段热控制

这是航天器返回技术和进入行星大气层技术中的一项关键技术（见航天器进入技术）。利用大气阻尼可有效地消除航天器返回地球表面时的巨大动能，但是气动加热会引起航天器表面产生高温。解决方法是降低气动加热量，加强航天器的对外辐射散热和增加壳体的热容和潜热，通常需要专门设计再入（进入）防热结构。

各段热控制实例

发射前，在点火发射之前的地面段，任务载荷温度环境受发射场当地气候影响，航天器热控制主要由地面塔架的空调系统负责。发射中，即从点火到进入轨道前的上升段，火箭在大气内高速飞行，例如阿丽亚娜5型运载火箭，整流罩表面温度将超过摄氏度，如果整流罩没有足够好的隔热设计，将直接影响任务载荷的内外温度。关于整流罩详见：在整流罩打开脱离到进入轨道这段时间，航天器因为太阳能帆板还未展开，供电不足，热控制系统还未完全工作，这段时间的温度控制就要靠轨道设计姿态控制等措施了。

进入轨道后，航天器受到太阳的直接热辐射，还有地球的反射光，因为航天器姿态，表面各部分也有相当大的温度差异，且随轨道运行，温度还会不断变化。在真空环境中运行的航天器，除了载入航天器与特定需求的航天器之外，它们的舱体都是非密封的，对于非密封的航天器也就是大多数卫星来说，内部热交换为仪器结构间的热传导和热辐射，密封的航天器因为内部充气，不仅有热传导和热辐射，还有气体对流热交换。

进行测试的帕克号太阳探测器

航天器的热控制系统包括主动热控制与被动热控制。

被动热控制主要由：热控涂层，多层隔热，热管，接触热阻，放射性同位素发热单元。

当从外界吸收外热与内部仪器工作废热太多时，需要热控制系统通过辐射散热排放出去，当缺乏外部热辐射时，还要内部热源产热维持温度。

热量太多时，向外热辐射可以靠航天器表面的的热控涂层，大致分为电化学型，涂料型，二次表面镜，它们的热辐射性质各有差异，二次表面镜是一种复合表面，由透明的表面层和反射可见光的金属背层构成，这是任何航天器最基础的热控制组成部分。二次表面镜涂层背面镀铝或银，具有太阳吸收比很低，发射率高的特点，按照星链卫星网络上公布的照片，及设计指标考量，其热控涂层应该为薄膜型二次表面镜。

为了减少各个仪器的热量损失，隔离环境热流，航天器上大多部位都包裹由多层隔热材料，负责发动机，推进剂储箱管道，电池与其它设备的热隔离。

如图欧洲盖亚卫星SVM服务模块内部，被MLI包裹的推进剂储箱

接触热阻也起到相同作用，也能起到保护内部设备耐原子氧侵蚀和微小陨石撞击，其特点就是导热系数极低。我们常常看见卫星探测器上外面一层那种金灿灿银闪闪的薄膜就是多层隔热材料（MLI）薄膜了。

MLI结构特写

一身银色MLI的哈勃望远镜

火星侦查轨道器的金色MLI

嫦娥的金色外衣

顾名思义这是一种多层结构，由反射层间隔层包覆层等构成，反射层使用有机薄膜金属镀层或金属箔，有机薄膜一般为聚酰亚胺膜，与金属层结合起到抵抗辐射，被动热防护的作用。间隔层为网状织物，用什么金属反射层就看具体需求了，最外面的包覆层也是镀金属的聚酰亚胺膜，所以我们看到的航天器有时候外面穿了一身银色衣服，有时候就是金色的了。最后其反射率最终会达到97%甚至更高。

如韦伯望远镜的遮阳板，由5层多层隔热材料MLI薄膜构成，每张MLI反射层均为双面镀铝聚酰亚胺膜。

年进行全展开测试

对于主动去挑战太阳日冕层高温的帕克号探测器来说，工程师们还为它专门设计了一面2.3米直径的大热盾，反射热辐射，再降低热传导。

帕克探测器的白色大盾

这面大热盾表面为白色的氧化铝反射层，.4cm厚的热盾本体由碳碳复合材料夹泡沫隔热材料制成，就由它去挑战太阳日冕层摄氏度的热情吧。

对于大容量通信卫星至关重要的热管热控技术对于星链卫星来说肯定不会缺席，其热功耗大，功率密度高需要热管网络系统解决热控问题，热管是一种封闭管体，内壁为数层网状结构成为毛细芯，中间为中空，蒸发汽体在中间流通，凝结液在网状结构间流动。

热管结构

航天用铝制热管

热管与仪器热源接触后，管壁网状结构中的凝结液蒸发，蒸汽回流，在热管另一端冷却后在凝结再进入网状结构中回流；完成整个热交换过程。实现了减少向阳面和背阳面的温差，充分利用仪器设备产生的废热，实现了各仪器之间的等温。

集成热管网络的航天器面板

热管可以组成热管网络，完成航天器各处的热量传递到散热器上，比如下面介绍的百叶窗散热等。

国际空间站的主动热控制及热管网络

比利时欧洲热管公司工程师为卫星安装热管中

主动热控制由：百叶窗散热，电加热，热电制冷

安装在航天器外的百叶窗通过控制转动叶片来遮挡散热底板，来控制散热速率；百叶窗散热器组件由五个主要元件组成：底板，叶片，致动器，传感元件和运动结构组件构成。

工程师正在安装百叶窗散热器

朱诺号探测器的百叶窗散热装置

向外进行热辐射来发散热量的就是底板了，与热管网络连接，也可直接使用平板散热器或者可展开的散热面板。

国际空间站展开的折叠散热面板

当依然太热，无法满足仪器设备工作温度要求时，则需要热电制冷了。热电制冷器件的工作原理基于帕尔帖效应，当电流通过不同金属的结合部时，使结合部冷却。很多航天器也会携带液氮等超低温液体通过环路热管和制冷元件结合完成制冷。

集成热管的航天器面板

然而并不是所有航天器都需要太强的散热能力，比如远离太阳的深空探测器们，它们的环境更需要热控制系统给予各仪器热量，当然在轨道上运转周期进入背阳面的卫星也是需要的。加热器与恒温器一起使用，保证特定组件的精确温度控制。或者在仪器组件开机工作之前预热到其最低工作温度。在航天器上使用的最常见的加热器是贴片加热器，其由夹在两片以上柔性电绝缘材料之间的电阻元件组成，通常为电热丝或其它电热元件。

贴片加热器

非常薄，它们可放置进仪器内，也可包裹在一些管路上进行加热，贴片加热器可以同时包裹单个电路或多个电路，温度控制由计算机或者固态控制器负责。

还有两种加热方式分别为筒式加热和放射性同位素加热，对于深空探测器来说，到达木星之外后，太阳辐射已经非常低了，如果还依靠太阳能电池板是非常不现实的，太阳能电池板产生的功率大大降低，难以满足探测器仪器设备的用电需求。比如人类有史以来离太阳最近的帕克号探测器，整个探测器总功率也就瓦，大家在家里随便组个台式机功耗都比它高，电加热器显然不能满足深空探测器的需求，这时候我们来放眼核能领域吧，既放射性同位素加热单元。

放射性同位素加热单元RHU

它们可以在需要的地方提供热量，而且不消化一点宝贵的电力。在每个同位素加热单元依靠放射性材料衰变以提供热量，最常用的材料是钚-。

惠更斯号

NASA用于深空探测器的单个加热单元重量仅为42克，可安装在直径26毫米，长32毫米的圆柱形外壳中。热量产生率随时间降低。

例如卡西尼号探测器共用了7个瓦的同位素加热单元RHU。（轨道器82个，惠更斯探测器35个）

旅行者号与2号各有9个

伽利略号一共20个RHU（轨道器03个，大气探测器上有7个）

细分到各个仪器组件还有专门的热设计，满足各自独特的恒温低温均匀性等等要求。每个卫星根据其任务规划都有其专门的热控制系统设计,小小的千克的starlink卫星要在太空长期稳定工作，提供高速互联网服务，其热控制技术也容不得一点马虎。未来应太空领域的不断开拓探索，热控制技术也会顺应需求不断进步。

国内外技术发展现状及方向

目前，航天器主要朝着两个方向发展，一个是大型应用卫星和长期有人照料的载人空间站，以及航天器的在轨组装、重构等，另一个是小卫星和微小卫星，必须解决高热负荷的向外排散、高度集成化所带来的传热问题、遥感器的精密控温等问题，空间系统攻防和深空探测的兴起也对热控分系统提出了新的要求，与此同时要求缩短研制周期，降低研制费用，提高工作的寿命和可靠性，这些都给航天器热控制技术带来了新的挑战。

国外发展

a.大功率热量排散技术

随着航天器功率的不断提高，热量的排散技术显得尤为重要，通信卫星的功率达到0kW以上的水平，最大可以达到8kW国际空间站总功率0kW，热控分系统辐射器的散热能力要求达到50kW。在这种情况下，依靠传统的航天器体装辐射器己经不能满足热量排散的需求，因此必须采用可以两面散热的展开式辐射器，以及辐射器的定向和控制技术，以提高辐射器的散热能力。

b.精密控温技术

为得到科学任务的高精度科学数据，要求机械硬件保持尺度的精确稳定。而影响机械稳定的关键是硬件的温度分布。非常精密的温度控制是保持尺度高稳定性的途径之一。典型的空间结构如光学装置、大型天线和用于干涉测量的大型结构。所采用热控技术包括回路热管、主动冷却回路、机械热开关、可变发射率装置、高性能隔热组件及相变材料储热。在这方面，有代表性的是哈勃望远镜，采用了在每个镜片上设计尽量多的主动控温回路的办法和在只要有漏热的位置即设置保护加热器的方法，例如，仅一个球面反射镜背部就有3fi个精密控温回路。回路位置设置合理，回路间相互关联且调整能力较强。哈勃的光学器件的温度梯度也因此被控制在2℃范围之内。

c.深冷环境下热量的收集和输运

对于工作在深冷环境下的遥感器来说，必须解决深冷环境下热量的收集和输运问题。国外主要从低温CPL和LHP方面进行研究，它们可以使探头和低温制冷器相分离，这样减少了制冷器对其的振动和电磁影响，低温CPL/LHP还有热二极管的功能，在制冷器停止工作或工作不正常的情况下，可以防止后部的漏热。年在航天飞机上进行了以氮为丁质的低温CPL的飞行试验，结果表明启动正常，在80K左右的传热能力为2.5W，以氖和氢为工质的地面试验已经进行，启动正常、传热能力达到数瓦，下一步是要研究以氦为工质的低温两相回路，在2到4K温度，传热能力达到数毫瓦，而稀释制冷机与氦吸收制冷机可以达到0.~0.25K的温度。[2]

国内技术现状

随着我国空间技术的发展，航天器热控制技术也取得了很大的成就，十年来先后开展和完成了以资源二号卫星为代表的对地观测遥感卫星热设计，东方红三号乎台通信卫星和东方红四号大容量通信卫星的热设计，新一代返回式卫星热设计，载人七船热设计，以及小卫星的热设计。在这些整星(船)的热设计过程中，采用了一系列新型热设计技术，如中等口径光学遥感器的精密控温技术、热管辐射器散热技术、密封舱整舱精密温度控制技术、单相主动流体回路热控制技术、大面积电动百叶窗技术等。这些技术的采用对于完成上述型号的热设计起到了至关重要的作用，也使我国航天器的热设计水平有了一个较大幅度的提高。

通过国际上先进的热分析软件的引进、热分析模型的不断修改和完善，以及对于热控材料相关数据的整理和测试，航天器热分析水平有了很大的提高。目前对于某些积累了一定的飞行试验数据、热控设计继承性较好的型号，热分析结果与地面试验及飞行试验数据相比，大部分的误差在S℃的范围内，这样可以减小地面试验规模，节省试验工况，加快研制进度。同时由于热分析手段和水平的提高，对于随着系统的复杂程度提高，以及对航天器资源利用的限制，在方案阶段更多地开展了分系统的优化设计，提高了设计水平。

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