航天器熱網(wǎng)絡(luò)理論及其在熱控設(shè)計(jì)中的應(yīng)用研究.pdf

1、航天器熱控系統(tǒng)是保證航天器在高真空、高黑度、低溫以及各種輻射的特殊空間熱環(huán)境下正常工作的關(guān)鍵系統(tǒng)。航天器熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是一個(gè)非常復(fù)雜的過(guò)程，涉及到多方面的熱控制技術(shù)。從人類(lèi)開(kāi)始探索太空以來(lái)，航天器熱控制技術(shù)為了適應(yīng)航天技術(shù)的發(fā)展需求，內(nèi)容不斷豐富。但是隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，應(yīng)用衛(wèi)星的新特點(diǎn)是長(zhǎng)壽命和多功能，載人航天器的特點(diǎn)是重復(fù)使用、永久性和大尺寸，未來(lái)航天器將繼續(xù)向大型化和小型化兩個(gè)方向發(fā)展，這些新特點(diǎn)和發(fā)展趨勢(shì)對(duì)熱控系統(tǒng)提出了更嚴(yán)

2、格的要求。 本文以航天器熱網(wǎng)絡(luò)理論為依據(jù)，分析了作為熱網(wǎng)絡(luò)理論基礎(chǔ)的熱網(wǎng)絡(luò)方程，在建立過(guò)程中的關(guān)鍵參數(shù)，提出了計(jì)算這些關(guān)鍵參數(shù)的改進(jìn)方法，并將該方法應(yīng)用到對(duì)接機(jī)構(gòu)和太陽(yáng)電池陣的在軌熱分析中，在對(duì)多層打孔隔熱材料在軌熱分析以及熱性能研究的基礎(chǔ)上，對(duì)空間對(duì)接機(jī)構(gòu)進(jìn)行了初步的熱控設(shè)計(jì)。在全文中，一方面，對(duì)輻射交換系數(shù)計(jì)算中蒙特卡羅方法和太陽(yáng)外熱流的計(jì)算方法以及空間多層打孔隔熱材料熱計(jì)算模型進(jìn)行了改進(jìn)，對(duì)這些理論的研究都具有一定的學(xué)術(shù)價(jià)

3、值。另一方面，利用新方法、新模型，分析了對(duì)接機(jī)構(gòu)和太陽(yáng)電池陣的在軌溫度分布規(guī)律，明確了各種因素的影響特點(diǎn)，研究了多層打孔隔熱材料的熱性能，熱真空試驗(yàn)過(guò)程中積累了大量的經(jīng)驗(yàn)，這些都有著一定的工程應(yīng)用價(jià)值。 首先，進(jìn)行了熱網(wǎng)絡(luò)理論及關(guān)鍵參數(shù)分析計(jì)算。航天器熱網(wǎng)絡(luò)理論是航天器熱設(shè)計(jì)中的重要理論，有效導(dǎo)熱系數(shù)、輻射交換系數(shù)和外熱流，是熱網(wǎng)絡(luò)方程建立的關(guān)鍵參數(shù)。這里對(duì)后兩個(gè)參數(shù)的計(jì)算方法進(jìn)行了分析。利用輻射交換系數(shù)和角系數(shù)的關(guān)系，計(jì)算復(fù)雜

4、系統(tǒng)內(nèi)表面間的輻射交換系數(shù)。在用蒙特卡羅法確定表面間的角系數(shù)時(shí)，采用切球法代替?zhèn)鹘y(tǒng)的方法來(lái)確定能束的發(fā)射方向，改進(jìn)了原有的方法，進(jìn)一步提高了計(jì)算速度。分解太陽(yáng)輻射能量傳遞過(guò)程，提出的新方法將太陽(yáng)外熱流、太陽(yáng)輻射交換系數(shù)和各種角系數(shù)聯(lián)系起來(lái)。該方法可以大大減小計(jì)算耗時(shí)、提高計(jì)算精度，有利于程序的編制。太陽(yáng)外熱流計(jì)算時(shí)得到的表面間的角系數(shù)可以和輻射交換系數(shù)計(jì)算中所需的角系數(shù)實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)共享，從而大大減小了計(jì)算工作量。 其次，進(jìn)行了空間對(duì)

5、接機(jī)構(gòu)熱分析。在單機(jī)設(shè)備形狀的規(guī)則化處理和機(jī)構(gòu)輻射換熱的近似假定的基礎(chǔ)上，建立了對(duì)接機(jī)構(gòu)熱分析的物理模型，并進(jìn)行了節(jié)點(diǎn)劃分，利用熱網(wǎng)絡(luò)理論，建立了空間對(duì)接機(jī)構(gòu)熱分析的數(shù)學(xué)模型，利用龍格-庫(kù)塔法計(jì)算得到對(duì)接機(jī)構(gòu)在軌溫度。了解了對(duì)接機(jī)構(gòu)各構(gòu)件周期溫度的變化規(guī)律和對(duì)接機(jī)構(gòu)溫度場(chǎng)的分布特點(diǎn)，著重分析了收攏情況下，對(duì)接機(jī)構(gòu)外部構(gòu)件、框架構(gòu)件以及內(nèi)部構(gòu)件表面輻射特性對(duì)在軌溫度的影響，為對(duì)接機(jī)構(gòu)熱控涂層的選擇提供了重要的參考。計(jì)算結(jié)果表明只靠熱控涂層

6、的熱控措施很難保證空間對(duì)接機(jī)構(gòu)的溫度滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，還需要采用多層隔熱材料包覆或者電加熱措施等。 第三，進(jìn)行了空間用多層打孔隔熱材料熱計(jì)算模型及應(yīng)用研究。多層隔熱材料是航天器被動(dòng)熱控制的最基本手段之一，為了盡快地使材料排氣，減小殘余氣體導(dǎo)熱的影響，提高隔熱性能，通常采用打孔的方法。分析了空間多層打孔隔熱材料中導(dǎo)熱和輻射的復(fù)合傳熱問(wèn)題，在一定假設(shè)的基礎(chǔ)上，建立了反射屏穩(wěn)態(tài)、瞬態(tài)溫度計(jì)算模型和投射輻射數(shù)值分析模型。分析瞬態(tài)溫度計(jì)算結(jié)果

7、，明確了空間多層打孔隔熱材料在軌溫度分布特點(diǎn)。分析在陰影區(qū)的惡劣環(huán)境下，多層打孔隔熱材料的穩(wěn)態(tài)計(jì)算結(jié)果，明確了幾何參數(shù)、表面特性參數(shù)對(duì)材料熱性能的影響。該研究對(duì)提高材料的隔熱效果，實(shí)現(xiàn)材料的優(yōu)化設(shè)計(jì)具有積極的指導(dǎo)意義。 第四，對(duì)接機(jī)構(gòu)初步熱控設(shè)計(jì)及熱分析。借鑒國(guó)內(nèi)外航天器熱控設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，首先針對(duì)對(duì)接機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)和工作特點(diǎn)，對(duì)不同位置處的設(shè)備構(gòu)件，進(jìn)行不同形式的多層隔熱材料包覆，提出了被動(dòng)熱控方案，然后在熱分析的基礎(chǔ)上，在部分構(gòu)件上施加

8、了電加熱的主動(dòng)熱控措施，并確定了加熱功率。對(duì)有熱控情況下，對(duì)接機(jī)構(gòu)處于自主飛行階段和對(duì)接階段，不同軌道艙體邊界條件的多種工況下計(jì)算結(jié)果分析，表明采用了初步的熱控方案(包括被動(dòng)、主動(dòng)熱控措施)后，對(duì)接機(jī)構(gòu)各構(gòu)件的溫度滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。不同邊界條件下的溫度數(shù)據(jù)可為對(duì)接機(jī)構(gòu)和航天器艙體更有效的連接提供有意義的參考。 第五，進(jìn)行了太陽(yáng)電池陣在軌熱分析，并通過(guò)地面熱真空試驗(yàn)對(duì)熱計(jì)算模型進(jìn)行了驗(yàn)證。航天器上大型外懸結(jié)構(gòu)對(duì)在軌溫度非常敏感，以太陽(yáng)

9、電池陣為例，數(shù)值模擬得到其在軌溫度的分布，分析了電池陣表面輻射特性和軌道高度對(duì)太陽(yáng)電池陣溫度的影響。該熱分析中，有效導(dǎo)熱系數(shù)是熱網(wǎng)絡(luò)理論中最為關(guān)鍵的參數(shù)，利用簡(jiǎn)化的模型得到蜂窩材料各向等效熱阻的基礎(chǔ)上，采用熱阻法計(jì)算得到電池板各方向上的有效導(dǎo)熱系數(shù)。全面考慮布片效率和光電轉(zhuǎn)換效率，根據(jù)不同位置處節(jié)點(diǎn)熱網(wǎng)絡(luò)方程的特點(diǎn)，建立太陽(yáng)電池陣熱分析的熱網(wǎng)絡(luò)方程組，采用ADI算法對(duì)方程組進(jìn)行求解。各種因素對(duì)太陽(yáng)電池陣在軌溫度的影響分析，對(duì)電池陣的設(shè)計(jì)