11航天器熱控〖1〗11.1前言航天器熱控制是指對航天器設備和結構的溫度進行控制?航天器需要進行熱控制的原因主要有兩個:①電子和機械設備有效可靠運行的溫度范圍通常較窄;②大多數(shù)材料具有非零熱膨脹系數(shù)，溫度變化意味著熱變形?從設計上講，航天器設備在室溫或接近室溫條件下運行最有效?其原因在于，航天器設備的多數(shù)電子和機械部件原本是為地面應用設計的?在室溫下進行設備開發(fā)，最后的驗證和飛行驗收測試也容易得多和廉價得多?通常，一般的電子設備需要保持在-15~+50 ℃，充電電池為0~20 ℃，太陽陣展開機構?動量輪?陀螺等機械裝置一般在0~50 ℃?當然，也有例外，例如，天文望遠鏡內(nèi)的一些探測器要求降到很低的溫度?許多航天器有效載荷需要很高的結構穩(wěn)定性，必須將熱變形減少到最小或嚴格控制?例如，追求天基望遠鏡更高的分辨率就意味著口徑數(shù)米望遠鏡系統(tǒng)內(nèi)的溫度往往要穩(wěn)定在零點幾開爾文的范圍?航天器熱控制中涉及的熱量來自航天器自身和空間環(huán)境?航天器產(chǎn)生熱量的部件包括火箭推進器?電子裝置和電池等，其中，火箭頭部整流罩可以最大程度地減小上升段的熱效應?來自空間環(huán)境的熱量主要是太陽輻射?此外，航天器也以輻射方式向空間環(huán)境散熱?得到熱量和散發(fā)熱量的平衡就決定了航天器的溫度?航天器構形由很多因素決定，熱控是其中之一?熱控工程師的任務主要包括三部分:①熱分析——對給定航天器構形進行分析，預測任務各階段設備和結構的溫度;②熱設計——針對熱分析結果中溫度落在允許范圍外的情況，設計合適的熱控措施，如修改傳熱路徑?調(diào)整加熱器或輻射器等;③熱試驗——完成充分和恰當?shù)脑囼�，驗證任務熱分析的精確度和熱預測的準確性?現(xiàn)代航天器(特別是進行太陽系探索或涉及載人飛行的航天器)通常由世界各地不同組織提供的硬件設備構成?航天器的客戶和負責各階段裝配的承制單位往往要求這些硬件設備按照公認的標準方法和程序開發(fā)?在歐洲，相應標準化的控制權威是歐洲空間標準化協(xié)作機構(ECSS)?關于航天器熱控工程專業(yè)學科的要求包含在ECSS�睧�睸T��31C[1]中?11.2熱環(huán)境空間環(huán)境的一個重要特點是高真空度?通常，航天器發(fā)射后所進入軌道上的殘余大氣壓力和阻力非常小(但通常不可忽略，國際空間站(ISS)就需要推進器定期補償空氣阻力)，極低的阻力同時也意味著不存在任何較大的氣動加熱，十分有利于熱控設計?對于在軌運行的航天器，氣動加熱以及航天器與環(huán)境間的對流換熱可以忽略不計?地球大氣壓力隨高度的上升近似呈指數(shù)下降，在海拔100 km處，氣壓下降超過六個數(shù)量級[2]?繞地球運行的航天器的軌道通常高于海拔300 km，相應殘余大氣壓力低于10-7 mb(毫巴，1 mb=100 Pa)?發(fā)射階段需要采用合理的方案實現(xiàn)航天器從完全保護于發(fā)射裝置內(nèi)部到在空間自主運行的轉換?當火箭確定時，頭部整流罩越早分離，可以攜帶的有效載荷越多?然而，如果整流罩分離過早，動壓和氣動加熱將會對航天器造成損害?一般而言，整流罩要在氣動加熱等于或小于入射太陽輻射加熱時分離?分離高度與運載火箭和發(fā)射軌道的特征有關，大約為海拔100 km?因此，航天器熱設計師可以忽略此處的氣動加熱效應?在重新進入大氣層或進行空氣制動操作時(見第5章)，需要給航天器提供專門的保護，確保不影響航天器的熱設計?宇宙空間中的航天器通過輻射方式與周圍環(huán)境進行相互作用，其特征是以下列方式進行能量交換(圖11.1)?圖11.1典型的航天器熱環(huán)境
(1) 太陽直接輻射;(2) 行星反射(附近行星反射的太陽輻射);(3) 行星輻射(附近行星輻射的熱能);(4) 航天器向深空的輻射?當上述前三種源頭接收到的輻射能總和加上航天器內(nèi)部發(fā)出的熱耗散與航天器向深空的輻射能相等時，航天器將進入熱平衡狀態(tài)?正是這種平衡決定了航天器的物理溫度?11.2.1太陽輻射熱設計工程師所關注的太陽輻射參數(shù)有光譜分布?強度和光線的平行度?整個太陽系中的光譜分布可以認為是恒定的，太陽輻射強度或光譜能量的分布類似于普朗克曲線，具有5800 K的有效溫度(見第2章)?這意味著絕大部分太陽輻射能(99%)處于150 nm~10 μm波長范圍內(nèi)，最大輻射強度對應的峰值波長在450 nm附近(處于可見光譜的黃色區(qū)域)?地球大氣層外按日地平均距離(1 AU)計的太陽輻射強度稱為太陽常數(shù)，其值約為(1371±5) W/m2?離太陽不同距離d的太陽輻射強度Js可由下式計算Js=P4πd2(11.1)
式中，P為太陽的總能量輸出，3.856×1026 W?表11.1給出了太陽系中各星體距離太陽平均距離處的太陽輻射強度?表11.1星體的太陽輻射強度和反照率[3，4]
星體太陽輻射強度Js(1 AU距離輻射強度的百分數(shù))反照率α水星6670.06~0.10金星1910.60~0.76地球1000.31~0.39月亮1000.07火星43.10.15木星3.690.41~0.52土星1.100.42~0.76天王星0.270.45~0.66海王星0.110.35~0.62冥王星0.0640.16~0.40太陽光線在地球附近(距離太陽1 AU)的發(fā)散角約為0.5°?熱設計中，一般可以認為是平行光束?但是，對于在距離太陽很近位置上執(zhí)行任務的航天器，則需要考慮發(fā)散角的影響?太陽輻射被行星表面和/或大氣反射部分的比例稱為行星反照率，其數(shù)值與行星表面和大氣的特性十分相關?以地球為例，云的反照率高達0.8，而水和森林等表面的反照率則低至0.05[3，4]?令熱控工程師欣慰的是，相對于大多數(shù)航天器的熱慣性，反照率變化十分快，熱設計中可以采用軌道平均反照率?就地球而言，平均反照率一般取為0.31~0.39?表11.1給出了太陽系中各星體的反照率?值得指出的是，對于距離太陽較遠的行星，反照率的測量十分困難，表中所給出的數(shù)據(jù)應謹慎使用?雖然反照輻射的光譜分布與太陽不一致(行星表面各種各樣的顏色就能證明這一點)，但從熱控工程的角度來看，差異不大，可以忽略?入射到航天器上的反照輻射強度Ja是一個與行星的大小和反射特性?航天器的高度以及當?shù)卮咕�與太陽光線之間的夾角β有關的復雜函數(shù)，具體可由可見角系數(shù)F表達Ja=JsaF(11.2)計算反照輻射的輸入時，可以把地球看成一個漫反射球體，相應可見角系數(shù)的變化情況近似如圖11.2所示?圖11.2航天器反照輻射，β是當?shù)卮咕�與太陽光線之間的夾角
值得注意的是，上面所述為近似處理?對于復雜的航天器，尤其是低軌道中的復雜航天器，每個外部表面元素的反照輸入可能就要根據(jù)軌道的位置予以精確計算?此類復雜運算可以使用特殊軟件工具進行處理?11.2.2行星輻射太陽系的行星溫度都不是零值，都能輻射熱量?由于溫度相對較低，地球以紅外波長輻射所有的熱量，波長范圍在2~50 μm，峰值波長約為10 μm?因此，地球輻射通常又稱為熱輻射?地球熱輻射的光譜分布如圖11.3所示[3]?大氣基本上是不透明的，在8~13 μm光譜范圍內(nèi)有透明窗口?因此，航天器上看到的輻射由上層大氣的輻射(該輻射具有218 K有效黑體溫度)和穿過紅外窗口的地球表面輻射組合而成?由于地球的溫度隨時間和地理位置而異，所以在軌航天器所受到的熱輻射強度也會隨時間和其在軌道上所處的位置而變化?事實上，由于地球相對于晝夜交替及季節(jié)變化的熱慣性和航天器相對于軌道周期的熱慣性均較大，使用平均地球輻照只會產(chǎn)生極小的誤差?實際應用中，熱控工程師可以假設地球在整個截面區(qū)域均具有強度為237 W/m2的熱輻射?圖11.3地球熱輻射強度分布288 K的黑體曲線近似于地球表面輻射，218 K的黑體曲線近似于光譜區(qū)域中
不透明大氣產(chǎn)生的輻射
由于輻射強度隨軌道高度的升高按平方反比的規(guī)律下降，可以根據(jù)下式計算得出指定軌道高度上的地球輻射強度Jp的近似值(單位為W/m2)Jp=237RradRorbit2
式中，Rrad是地球有效輻射表面的半徑，Rorbit是軌道半徑?Rrad的精確數(shù)值很難確定，實際應用中，可以假定與地表半徑RE相等?對于其他行星，則需要根據(jù)具體情況予以驗證?例如，在水星上，一個恒星日與一個水星年的數(shù)量級相同，分別為59和88個地球天，晨昏線移動十分緩慢，水星處于陽光照射下的部分與處于陰影中的部分保持著上百攝氏度的溫差?水星軌道的偏心率也非常大，近日點和遠日點的太陽常數(shù)相差2倍以上，季節(jié)變化很大?11.2.3航天器熱輻射航天器自身具有一定的溫度，也能向宇宙空間輻射熱量?由于航天器溫度與地球溫度相近(熱工程師正確地完成熱控設計的情況下)，航天器也將以紅外波長熱輻射的方式向空間輻射所有的熱量?11.3熱平衡如前文所述，航天器溫度取決于其從內(nèi)部和外部熱源接收到的熱量與其自身輻射到空間的熱量之間的平衡?要控制航天器溫度，就必須控制航天器吸收的熱量?輻射的熱量或(通常)對二者同時采取控制措施?如果把航天器看成黑體，即假設航天器像黑體一樣向外輻射，并吸收所有外來的輻射，那么航天器最終將達到某一特定的溫度?在這種情況下，除了改變內(nèi)部熱耗散外，無法對其進行其他熱控?然而，實際中的航天器并不是黑體，只能吸收部分入射能量α，而且像灰體一樣發(fā)射熱量，所輻射的能量僅相當于相同溫度下黑體輻射的一部分ε，具體可表達為Jabsorbed=αJincident(11.3)Jradiated=εσT4(11.4)
式中，α和ε分別為吸收率和發(fā)射率，σ是斯特藩�膊�爾茲曼常量，等于5.67 × 10-8W/(m2?K4)?對于沒有內(nèi)部熱耗散的航天器，有效吸收面積(面向太陽的投影面積)為Aα，發(fā)射面積為Aε，達到熱平衡的條件為AαJabsorbed=AεJradiated(11.5)
將式(11.3)和式(11.4)代入上式可得AααJincident=AεεσT4
進而可以導出熱平衡溫度T的計算式，T4=AαAεJincidentσαε(11.6)
由于Aα?Aε和σ都是常數(shù)，所以當Jincident給定時，可以通過改變α/ε的值實現(xiàn)對熱平衡溫度T的控制?然而，實際情況沒這么簡單，α和ε并非獨立變量?在任何給定波長范圍內(nèi)，