航天器热交换技术优化

在真空环境下，航天器与太空的换热为辐射换热；在航天器内部的换热主要以辐射和传导的形式进行；对于有密封舱的航天器，在密封舱内还可能有对流换热，但因为微重力环境，没有自然对流，只有强迫对流［3，5］。

1.热传导

热量从系统的一部分传到另一部分或从一个系统传到另一个系统称为热传导，物体或系统内的温度差是热传导的必要条件。对热传导现象的定性研究很早就开始了。1822 年，傅里叶采用如下公式对热传导进行了定量计算：

式中：k 为导热系数，W/（m·K）；T 为温度，K。

典型材料的导热系数如表9-2 所示［2］。

表9-2　典型材料的导热系数W·m-1·K-1

热传导是航天器或有效载荷内部一种重要的传热方式，根据微分的能量守恒可得如下热传导方程：

式中：cp 为比热容，J/（kg·K）；k 为导热系数，W/（m·K）；q˙v 为容积热，Wm3；r 为空间位置，m；ρ 为密度，kgm3；ρcp 为容积热容量，J/（m3·K）。

如果热传导率具有空间连续性，则式（9-2）可表达为

其中，热扩散系数κ 定义为热传导率与容积热容量之比，即为

式中：κ 为热扩散系数，m2/s。

表9-3 所示为典型材料的热扩散系数［2］。

表9-3　典型材料的热扩散系数m2/s

2.热对流

热对流是流体中质点发生相对位移而引起的热量传递过程，它能加速物体表面和运动流体间的热交换。在空间环境下，一般采用强迫对流（如鼓风机）的方式实现航天器的对流热交换。热对流采用如下公式计算［2］：

式中：h 为热交换系数，W/（m2·K）；为热流密度，Wm2；T流体、T表面为流体温度和物体表面温度，K；ΔT 为流体与物体表面的温度差，K。(www.xing528.com)

对流热交换系数由气体或流体的物理性质决定。大多数气体的对流热交换系数为1～20 W/（m2·K），一般流体为100～1 000 W/（m2·K）。

航天器上的热对流是利用流体对流换热的方法对卫星内部整体或局部实施热控［3］。对流热控技术用于卫星热控制有其特殊的问题：首先，由于空间环境是真空的，系统必须严格保持密封，以保证对流控制系统有足够的流体进行热交换；其次，由于失重，不存在以浮力为基础的自然对流，因此需要使用强制对流的手段组织热交换，如风机、机械泵等。这样使用运动机械，要消耗电能，系统比较复杂，但是对流换热有其突出的优点，就是换热能力很强，组织卫星内部的换热比较容易。

3.热辐射

物体的热辐射是以电磁波的形式向空间传播的，物体单位面积单位时间向半球空间发射的全波长能量为

其中：

物体是黑体时，有

其中，σ= 5.67 × 10-8 W/（m2·K）；

物体是灰体时，有

黑体是能全部吸收外来射线的物体，即吸收率a=1 的物体。发射率是实际物体的辐射本领（E）与黑体辐射本领（Eb）之比。

单色发射率与波长无关的物体，称为灰体，即ελ=常数。实际物体的发射率是随温度和波长而变化的。

航天器表面处在常温或低温范围，而在这段较窄的波长范围内可认为（假定）是灰体，ε=ελ，可用Stefan-Boltzmann 定律计算其辐射能［3］。航天器表面间的辐射换热可认为α=ε，因为，这些表面的温度一般都处在常温或低温范围，而在这段波长范围内可认为是灰体。

航天器表面对来自太阳辐射的吸收率与该表面本身的发射率是不等的。因为，航天器表面的温度一般在常温或低温下，在红外波段的范围（＞2 μm），而入射的太阳辐射是相当于5 760 K 的黑体辐射，其辐射能的波长范围主要在可见光和近红外（0.33～2 μm）。这个特性为航天器表面温度的控制提供了条件［3］。

热辐射作为航天器与空间环境进行热交换的重要手段，可以通过控制辐射热阻Rr 的方法来对航天器进行温度控制［1］。当航天器布局确定后，仪器设备与航天器蒙皮之间的辐射换热热阻主要是仪器表面发射率εp、辐射面积Fp、辐射温度Tp 以及蒙皮温度Ts 和发射率εs 等的函数，即

当被控热源发热量变化时，主动热控系统自动改变εp，从而改变Rr，以此将Tp 的变换控制在允许的范围内。

整体而言，航天器在轨道上运行时的热平衡主要有以下几个部分［1］：太阳辐射到航天器上的热量Q1，地球及其大气对太阳辐射的反射热量Q2，地球的红外辐射热量Q3，空间背景辐射热量Q4，航天器内热源Q5，单位时间内这五部分热量之和等于卫星向宇宙空间辐射的热量Q6 加上卫星内能的变换Q7，即