主动热控技术优化方案

当航天器内、外热流状况发生变化时，通过自动热量调节系统使航天器内部仪器设备的温度保持在指定范围内，这种热控调节系统称为主动热控技术。主动热控技术一般在要求控温精度高的设备上使用，如太阳望远镜、高分辨率照相机、原子钟等。一些热环境变化剧烈或自身发热量变化大的设备，采用主动热控技术也是必要的。电子加速器系统的加速管是需要高精度控温的部件，微波源则是自身发热量大的设备。

1.热控百叶窗

热控百叶窗是一种可控散热装置，当某个参数（特别是温度）发生变化时，热控百叶窗通过主动或被动的机械机构来改变辐射面积［1］。热控百叶窗是一种利用低辐射率可动叶片不同程度地遮挡高辐射率散热表面的方法来控制温度的装置，即叶片的转动使得辐射系统的当量辐射率发生变化。热控旋转盘的控温原理与百叶窗基本相同。与热控百叶窗相比，热控旋转盘的优点是重量较小、占用空间小、装配简单；不但可以用于平面，还可用于球形曲面，缺点是散热能力只有原来的一半。

2.电加热器

电加热热控制技术是常用的主动热控技术，它由电加热器、温度敏感元件、继电器、恒温控制器或管理计算机及软件组成。尽管这种主动热控方法需要消耗航天器上的能量，但目前大多数航天器都使用电阻加热器［1-2］。

早期卫星对电加热器的控制是采用实时的遥控指令，而没有自主管理方式，随着嵌入式计算机在卫星上的应用，对电加热器的控制逐渐发展为自主控制和遥控同时存在。

对于自主管理，目前有两种实现方法：一种是将自主管理计算机、遥测采集及指令输出设备合并，一般称之为热控仪；另一种是将二者分开，控制器由数管分系统的中心计算机（CTU）承担，遥测采集及指令输出由数管分系统的远置单元（RTU）承担。其中后一种方法在大卫星上应用广泛，前一种方法在小卫星上应用较多［6-7，9］。

3.放射性同位素加热器

由于电加热器需要持续消耗电能，而部分功能部件需要持续加热，当热控系统不能使用电加热器时，可选择放射性同位素加热器。例如，卡西尼-惠更斯土星探测器采用了82 个放射性同位素加热器，惠更斯号探测器携带了35 个放射性同位素加热器［2］。(www.xing528.com)

目前使用的放射性同位素加热器尺寸较小，长约3.2 cm，直径约为2.6 cm，如图9-3 所示。其质量约为40 g，其中包含燃料球芯片，芯片形状和尺寸同橡皮擦一样，质量约为2.7 g。热量由钚-238 发出的射线衰减产生，半衰期约为87.7 a，放射性同位素加热器既没有活动部件，也不消耗电能。但是该类加热器会产生辐射环境［12］。

图9-3　放射性同位素加热器

“玉兔”巡视器在国内航天器上首次采用同位素热源提供月夜期间保温所需的热能［13］。同位素热源通过支架隔热安装在巡视器车尾，以减小月昼期间高温的同位素热源对巡视器舱内设备的热影响；同时同位素热源壳体外设计有散热翅片，保证月昼期间同位素热源的最高温度不超过235 ℃，月夜期间在-10 ℃温度水平下具备向流体回路传递70 W 的供热能力。

4.可变热导热管

可变热导热管是利用不凝气体来控制热管的工作温度，从而控制与其蒸发段热连接的设备温度。与普通热管相比，在冷凝段端部加一个不凝气体储气室，其管芯与其他部分管芯相连通，内部充有不凝气体如氮、氦。其工作原理是：当热管启动时，蒸汽和分散在管内的不凝气体向冷凝段流动，蒸汽在这里冷凝后流回蒸发段，但不凝气体仍留在冷凝段。当热负荷增加时管内蒸汽压力升高，压缩不凝气体，使冷凝段有效冷却长度增加，散热能力增加，使温度不再上升。相反，热负荷减少，气体膨胀，冷凝段有效长度减少，散热减少，可使温度不再下降。

5.泵回路系统

泵回路系统利用热管中的热流将热源处的热量排散到空间中。综合技术成熟程度、性能、成本以及应用经验等因素，载人航天器的主动热控制系统方案大多以泵驱动单相流体回路作为主要的排热方式，辅助空气对流传热，热量通过辐射散热器排出。目前人类发射的载人航天器都采用这种方式，如俄罗斯的“礼炮”系列空间站、“和平号”空间站、“联盟号”宇宙飞船，美国的航天飞机、“双子星座”飞船、“天空实验室”，我国的“神舟”飞船系列和“国际空间站”［24］。泵回路中曾使用的工质有国际空间站的氨、漫步者号火星探测器的氟氯化碳-11、航天飞机的水、天空实验室的甲醇和水。工质在温度调节装置的控制下，由离心泵输送［2］。