宁献文，李劲东，王玉莹，蒋凡

北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094

热控系统是航天器的重要组成部分，其任务为：针对航天器全寿命周期任务，分析和识别外部空间环境、任务特征及自身特性，在满足来自外部环境和航天器对热控技术约束的前提下，综合运用合理的热控技术，对热量的吸收、传输、排散等环节进行调节，保证与热相关的参数满足航天器可靠完成预定功能的要求[1-4]。

航天器热控属于空间热物理领域，以传热学、工程热力学和流体力学为基础，涉及空间环境、材料、化学、力学、光学等学科，是一项多学科多专业交叉与综合的系统工程技术。从航天器研制流程来看，热控贯穿航天器研制始终，其技术水平不但对提高航天器总体水平、缩短研制周期、节省研制经费起着重要作用，而且直接关系到航天器总体性能及技术指标的先进性、可靠性、安全性和在轨工作寿命。

所谓热控系统，是指多种热控产品或技术按照一定设计原则组合而成的、具有实现航天器热控制功能的有机整体[5-6]。

经过50年的发展，尤其是近20年空间技术的跨越式发展，中国航天器研制取得了很大的成绩，形成了对地观测卫星、导航定位卫星、通讯卫星等多个系列应用卫星，在载人、深空与空间科学探测方面也取得了很多重大成果[7]。完成型号任务的同时，在航天器新型热控系统构建及相关技术方面也取得了巨大的进步，为后续发展打下了良好的基础[8]。特别是在载人航天、探月工程等国家科技重大专项的有效牵引下，更是有效推动了中国航天器新型热控系统的跨越式发展。

本文综合评述了中国航天器新型热控系统构建的最新研究成果和进展，对已报道研究工作进行了总结，并在分析与国外相关差距基础上，指出了今后的研究方向。

1 热控系统构建概述

图1给出了热控系统的构建过程，即根据各种设计要求与设计条件，完成散热布局设计、热收集、热传输方式选择以及具体热控措施选择等设计内容，形成热控方案，并通过单机、子系统、系统与整器级试验验证热设计的正确性。

热控系统主要分为两类(图2)：一类是以被动热控为主、电加热主动热控为辅的传统热控系统，另一类是以主动热控为主、基于热管理理念的新型热控系统[1-4]。

目前大多数航天器都采用以被动热控为主、电加热主动热控为辅的传统热控系统，并获得了巨大的成功[1,8]。热控系统一般由电加热器、热敏电阻、常规热管与多层隔热组件等组成，具有产品结构简单、可靠性高与成本低等优点。但由于其热量收集、热量传输与热量排散3个功能模块之间在系统层面上没有形成直接的热耦合，热量传输和综合利用的功能弱，散热面开设位置分散且相互独立，使得热控系统对总体布局和结构的依赖性强，调节与适应能力相对较差[5-6]。

随着航天技术的不断发展，航天器越来越复杂，逐步演化出以主动热控为主、基于热管理理念的新型热控系统，其一般具备4个特征[6]：

1) 调节与适应能力强，通过辐射器散热面或消耗性热排散装置，能够将航天器内废热充分排出，并设计有统一可控的热量传输通道，适应空间环境及自身任务的变化。

2) 系统不确定性小，通过航天器外部最大程度的隔热设计，尽量降低外部环境的影响，使得热控系统的补偿功耗低，不确定性小。

图1 航天器热控系统构建过程Fig.1 Construction of spacecraft thermal control system

图2 航天器热控系统结构演化Fig.2 Structure evolution of spacecraft thermal control system

3) 温度均匀性好、散热效率高，通过航天器内等温化设计，构建出一个内部热量收集、共享的等温热总线系统，使得航天器温度均匀，散热效率高。等温热总线可由流体回路、环路热管(LHP)或热管网络等热控具体手段实现。

4) 符合热管理理念，通过合理组织和调配航天器各部分热量，从而实现热量合理有效的收集、传输、排散与利用，达到航天器整体热量的统一管理和优化利用。

2 中国航天器新型热控系统构建研究现状

2.1 应用卫星

对地观测卫星、导航定位卫星、通讯卫星(图3 为中国研制的DFH-4平台卫星)等多个系列应用卫星数量最多，且与人类生活的关联度也最高，获得的成绩也最大。比如中国自主建设、独立运行的北斗三号导航系统(BDS)已经完成基本系统建设，开始提供全球服务。

图3 DFH-4平台卫星在轨展开示意图Fig.3 On-orbit expansion diagram of DFH-4 platform satellite

对应用卫星来说，热控系统构建时需要更多地考虑低成本、技术成熟度与继承性等因素。鉴于此，应用卫星基本上都采用以被动热控为主、电加热主动热控为辅的传统热控系统[1]。

热控系统构建的主导思想为：

1) 设计上利用构型布局、分区局部散热，即将大热耗设备都直接安装在散热面上进行散热，散热面内一般采用热管进行等温化，必要时可采用正交热管网络，以适应热耗分布不均匀的情况，提高散热面利用效率。

2) 设计过程中尽量优化调整各散热面的面积配比值(加权值)，合理利用太阳辐照、地球反照与地球红外3种外热流，以便航天器能够在整个寿命周期内吸收的外热流总量变化最小，使得热控对电补偿功率的需求尽量小。

比如DFH-4平台通信卫星热控系统，其绝大部分发热设备布置在卫星的南北板上(同时作为散热面)，少量发热设备(如动量轮、陀螺等)布置在内部结构板上。此外，热控还使用正交热管网络拉平各设备之间的温度，以提高整体散热效率。低温工况时则使用电加热器维持设备处于合适的温度水平[1]。

近年来，随着航天器平台技术的不断发展以及新型载荷的不断出现，应用卫星也开始逐渐使用一些新型主动热控技术来解决自身面临的技术难题，比如实践十号返回式卫星已经成功应用泵驱单相流体回路技术[9]，部分大型通信卫星与遥感卫星也开始尝试使用泵驱单相流体回路热控技术解决相应的热控设计难题，但与国外相比仍有一定差距[10-12]。

2.2 载人航天器

载人航天器一般具有以下3个特征：

1) 工作模式多，且由于宇航员的因素，必须存在密封舱环境，使得温度、湿度、压力等热控要求大幅提高。

2) 舱段多、内部热量大，设备、仪器数量多且复杂，各设备对热控的要求不同。

3) 载人航天器热控设计会涉及环控生保系统与结构系统，设计约束也增加较多。

对于载人航天器来说，仅是保障宇航员在不同工作模式下都处于一个合适的温度、湿度环境，传统热控系统就很难完成，即使能够满足所付出的资源代价也是难于承受的。再加上各类设备的不同温区要求，使得传统热控设计方法不能满足载人航天器需求。此外，传统热控设计方法也不能有效全面协调热控与环控生保的关系。

这种情况下，热管理概念的引进就成为一种必然选择[13-25]，即普遍采用以“流体回路+对流通风”为核心的主动热控系统，实现热量的收集、输运和排散，对于内部和外部热负荷的变化，通过各种调节方式，控制回路之间的换热量和辐射器向外部空间的散热量，进而控制不同的舱段在要求的温度水平上。引入热管理理念后，热控能够从系统角度出发，对航天器有关热环境和子系统的热行为进行统一的调节、分配和管理，统一协调热控、环控及其他系统之间的关系，从而起到优化、提高系统功能的作用。

图4给出了中国空间站核心舱热管理系统原理示意[16-17]，其包括主动热控系统和被动热控系统。主动热控系统包括通风系统、流体回路系统和主动电加热系统；被动热控系统包括隔热、保温、散热等热控措施。航天器热量在热源、通风回路系统、流体回路系统和外层空间之间经历3级换热。第1级换热：通风系统通过流动空气收集设备和人体产生的热量；第2级换热：通风系统将空气中的热量通过冷凝干燥组件传递给流体回路，同时对空气进行冷却除湿；第3级换热：流体回路将热量通过辐射器排散到外部空间。

图4 中国空间站核心舱热管理系统原理示意图[16-17]Fig.4 Schematic diagram of China’s Space Station core module thermal management system[16-17]

主动热控系统对载人热环境的调节措施主要有3个：① 能够实时控制低温换热器外回路入口工质温度，进而控制冷凝干燥器入口工质温度；② 调 节冷凝干燥器风门开度，控制空气传递到低温内回路的热量；③ 在通风回路上设置空气电加热措施，在低热负荷状态下向空气中补热。

对于不同温区要求的各类设备，可通过设置不同温区的内回路予以解决，比如图4的中温内回路。

空间站热管理系统通过流体回路实现热量的统一收集、传递与排散，形成一个基于流体回路等温热总线的热量收集与共享系统，舱体与外部空间最大程度的隔热设计，辐射器面积按照最大内部热负荷与外热流条件设计得出，内部热负荷与辐射器之间可通过温控阀、冷凝干燥器风门等形成统一可控的热量传输通道。

图5是中国正在研制的空间站最大扩展构型，核心舱在轨还存在与载人飞船、货运飞船以及实验舱Ⅰ、Ⅱ对接后形成的交会对接组合体热管理状态，一般情况下是通过舱段间通风实现组合体密封舱间空气温、湿度和污染物等载人环境条件的统一控制和调节，图4仅给出了与飞船对接后的热管理示意，其他舱段对接热管理方式都与之类似。但与国际空间站有一定区别，中国空间站各舱段之间未完全采用公共流体回路系统[25]。

图5 中国空间站最大扩展构型Fig.5 Maximum expansion configuration of China’s Space Station

2.3 深空探测航天器

深空与空间科学探测领域，由于任务模式的多样化，使得热控设计也呈现出很大的多样性。目前，中国已圆满实现了探月工程一期“绕”和二期“落”的目标，正在实施三期“回”的工程研制。同时，首次火星探测任务已经立项，其他多项深空探测任务也在论证中。这些任务的顺利实施推动了中国热控技术的进步。

2.3.1 嫦娥一号卫星

与地球轨道应用卫星相比，作为中国首个绕月轨道的航天器，嫦娥一号卫星最重要的区别是会经历月球轨道热环境，热控系统主要面临两个方面的技术难点[26-27]：

1) 能够适应地球与月球轨道热环境，特别月球最大红外辐射强度是地球的6倍多，会给散热面选择与设计造成很大困难。

2) 如何保证蓄电池、CCD立体相机等重点单机设备在复杂、恶劣环月轨道外热流下的温度水平。

考虑到嫦娥一号总体上继承东方红三号平台(其在轨外形与图3类似)，且除去更为复杂、恶劣的月球外热流外，其他方面与地球轨道卫星还是较为近似，热控系统在构建上与大多数应用卫星类似[26]，设计主导思想还是利用构型布局、分区局部散热，低温工况利用电加热器维持仪器设备处于合适的温度水平。

即通过光学二次表面镜(OSR)散热面与多层的合理布局解决了月球强红外辐射下的适应性难题；利用槽道热管实现了箱式卫星相对两舱间的热耦合，提高了蓄电池组控温品质；国际上首次研制并成功应用了相变材料热管，为CCD立体相机的热控制提供了坚实的基础[26-27]。

2.3.2 嫦娥三号探测器

嫦娥三号探测器(包括着陆器和巡视器，见图6)是中国首个地外天体软着陆与巡视的航天器。由运载火箭发射升空后，经发射段、地月转移段、环月段和动力下降段等过程，以软着陆的方式降落在月球虹湾地区；之后，着陆器释放巡视器，各自独立开展月面探测工作。

图6 嫦娥三号探测器在轨展开示意图Fig.6 On-orbit expansion diagram of Chang’E-3

嫦娥三号探测器热控设计需要重点考虑以下两方面约束[28-29]：

1) 相对于嫦娥一号，其热环境更为复杂、恶劣，不仅需要经历环月轨道，还需要克服着陆后长达14个地球日的月夜极端低温(约-180 ℃)与月昼高温(约120 ℃)的交替影响。

2) 月面g/6重力环境对热控部件的影响，以及着陆姿态不确定、巡视器移动过程中姿态改变等带来的环境条件变化的影响。

鉴于此，嫦娥三号探测器构建出如图7所示的热控系统[28-30]，即

1) 结合任务情况，实行分器独立设计，分舱隔热设计。即将着陆器、巡视器各自进行热控设计，尽量减少相互间影响。着陆器则采用“分舱热设计”思路，根据设备用途分为±Y舱、-Z舱与中心舱，其中-Z舱与中心舱布置着陆后不再使用的设备，各舱自身独立形成热设计状态，各舱之间采用隔热设计。

2) 选择有利的散热面方位。与应用卫星根据构型布局就近设置散热面不同，由于月面强红外的影响，着陆器、巡视器主散热面只能“朝天”布置，以尽量减小月面高温对散热能力的影响。

3) 国际上首次采用“同位素热源(RHU)+月球重力驱动两相流体回路”热量供给方法，再结合着陆器可变热导热管(VCHP)与巡视器收拢太阳翼，解决探测器月夜长期极低温生存难题。对于着陆器来说，月昼期间两相流体回路控制阀关闭，RHU与探测器内部处于热隔离状态，着陆器通过可变热导热管将热量传输至散热面排散；月夜期间控制阀开启，利用两相流体回路将RHU热量引入到需要的±Y舱内，此时可变热导热管会根据温度自适应断开设备与OSR散热面的热耦合。巡视器与着陆器类似，只是在月昼期间打开太阳翼，露出散热面排散热量；月夜期间通过收拢太阳翼覆盖散热面，减少舱体漏热。

图7 嫦娥三号探测器热控系统示意图Fig.7 Schematic diagram of Chang’E-3 thermal control system

2.3.3 嫦娥五号探测器

正在实施的探月工程三期嫦娥五号探测器(图8)将实现中国首次月球无人采样返回任务，探测器由着陆器、上升器、轨道器和返回器4部分组成。

探测器发射进入月球轨道后分离为两个组合体，轨道器和返回器(简称轨返组合体)在环月轨道上运行，着陆器和上升器(简称着陆上升组合体)降落在月球预定区域，完成月球表面自动采样后，上升器携带样品从月面起飞，并与轨返组合体对接，将上升器里的样品转移到返回器上，再把上升器分离掉，之后轨返组合体返回地球，具体飞行过程见图9。

图8 嫦娥五号探测器构型图Fig.8 Configuration diagram of Chang’E-5

与嫦娥三号探测器相比，尽管不再经历月夜极低温，但嫦娥五号探测器仍面临以下两方面主要困难[31-32]：

1) 对于轨返组合体来说，轨道器主要需要适应月球强红外辐射。返回器则需要解决惯性测量单元(IMU)标定阶段大功率散热、在轨贮存时小功率保温与高速返回过程中高温隔热3个不同任务阶段之间的突出矛盾，以及狭小、局促空间内设备热量的收集、传输、排散与阻断难题[31]。

2) 对于着陆上升组合体来说，一是组合体状态下着陆器顶面被上升器遮挡严重，自身缺乏有效散热通道；二是月面采样必须在月昼正午高温条件下48 h内完成，此时短期热耗大，约是嫦娥三号着陆器月面状态的3倍，经分析仅靠自身固定散热面无法完成热量的排散[32]。

鉴于此，嫦娥五号探测器构建出如图10所示的热控系统[31-32]，具体描述如下：

1) 根据工作模式与组合状态，将探测器分为轨返组合体与着陆上升组合体开展热控设计。其中着陆器和上升器形成的组合体存在长期组合工作模式，且着陆器自身缺少有效散热通道，需要借助上升器进行散热，所以统一构建热控系统。返回器与轨道器任务模式上较为独立，所以各自独立构建热控系统。

图9 嫦娥五号探测器飞行轨迹过程示意图Fig.9 Schematic of Chang’E-5 flight trajectory

图10 嫦娥五号探测器热控系统示意图[31-32]Fig.10 Schematic diagram of Chang’E-5 thermal control system[31-32]

2) 轨道器充分继承嫦娥一号环月热控设计经验，利用构型布局、分区局部散热，采用预埋热管网络形成中心仪器圆盘等温化设计，提高散热效率，低温工况利用电加热器维持仪器设备处于合适的温度水平。

3) 针对返回器不同阶段多约束条件下的热控设计难题，构建出一种基于环路热管“热开关”的小型再入返回类航天器新型热控系统。即IMU工作时，通过3根预埋热管将产生的热量传递给环路热管，使得器内设备处于合适的温度水平。IMU存储时，利用环路热管的热二极管特性，阻断环路热管以减少舱内漏热量。此外，环路热管管径一般在几个mm级，允许复杂的布局和弯曲的传输路径。能够同时解决IMU不同阶段的热耦合矛盾与返回器狭小、局促空间内设备热量的收集、传输、排散与阻断难题；该设计已在探月工程三期飞行试验任务上得到了有效验证。

4) 针对月面采样短期任务特征，构建出一套以“泵驱小型单相流体回路热总线+水升华器”为核心的着陆上升组合体一体化热管理系统。通过泵驱小型单相流体回路热总线实现组合体内部等温化，将组合体大部分舱内设备热耗耦合至泵驱小型单相流体回路热总线上，可在组合体小热耗工作模式时利用总线上部分开机设备提升不开机设备的温度水平。在组合体月面大热耗工作模式时采用“固定辐射器+水升华器”联合对整个组合体设备进行降温，实现着陆器、上升器热量与热沉的综合管理与利用。有效解决了着陆器自身缺乏有效散热通道与组合体月昼正午短期大热耗工作模式散热等技术难题，并已在热平衡试验中得到有效验证[32]。

从新型热控系统方面评述，嫦娥五号探测器在国内首次将高适应能力主动热控系统应用到深空探测航天器上，推动了中国深空探测航天器热控技术的跨越式发展。

另外，在型号任务研制过程中，北京空间飞行器总体设计部还结合嫦娥五号工程背景，对水升华器开展了大量的基础理论研究工作[33-38]，获得了丰富的研究成果，解决了工程研制过程中遇到的空间热物理问题，有力支持了探月工程三期任务的研制工作。

对于中国首次火星探测任务，热控面临的主要困难是对尘暴、低气压、低温等新环境的适应性。与美国系列火星探测任务均采用以“泵驱单相流体回路热总线+同位素核热源/核电源”为核心的主动热控系统有所不同[39-43],考虑到中国在同位素核热源/核电源等相关技术领域储备因素，火星探测器构建出以纳米气凝胶、相变储能装置与太阳能集热器等被动热控措施为主的新型热控系统，其能够在白昼利用太阳能集热器收集太阳能，采用相变储能装置储存热能，利用纳米气凝胶等被动措施解决火星夜晚低气压环境下的设备保温问题[44]。

此外，在新型热控系统研发方面，北京空间飞行器总体设计部、上海卫星工程研究所、北京航空航天大学与清华大学等相关机构也取得了一定的研究成果[45-51]，尤其是泵驱两相流体回路技术已经得到过搭载验证[47]。

通过上述研究分析可以看出，在航天器新型热控系统构建方面，中国目前整体上还与国际领先水平有一定差距，但也取得了很大进展，甚至在某些技术上获得了重要突破，具体归纳如下：

1) 针对不同任务需求，中国应用卫星在原有成熟热控系统基础上，开始引入主动热控设计理念，构建以泵驱单相流体回路为核心的新型热控系统，但在工程应用层面与国外差距还比较大[52-55]。

2) 载人航天领域已经广泛使用了以“流体回路+对流通风”为核心的新型主动热控系统，并已开发出大量可供选择的模块化、标准化、工程化产品，但部分核心热控产品在寿命与可靠性方面与国外相比仍有一定差距[56-58]。

3) 深空探测领域，探月工程嫦娥系列探测器在热控方面取得了巨大的成功，针对不同的任务需求，构建出各种不同的新型热控系统，开发出以相变材料热管、重力驱动两相流体回路、环路热管与水升华器等为代表的多种新型热控产品。但与国外相比，应用新型主动热控系统的深空探测航天器还比较少，特别是长寿命、高可靠新型热控产品方面差距更大，亟待突破。

3 结论与展望

综上所述，热控技术属于空间热物理领域，是由工程热物理与航天技术相互促进发展形成的一门交叉学科。本文综合评述了中国航天器新型热控系统构建方面的最新研究成果和进展，现有研究表明：在载人航天、探月工程等国家科技重大专项的推动下，构建出各种不同的新型热控系统，开发出以泵驱单相流体回路、重力驱动两相流体回路、相变材料热管、环路热管与水升华器等为代表的一大批新型热控产品，有效解决了相关领域航天器研制过程中的工程热物理问题，推动了中国航天器热控技术的跨越式发展。

此外，随着航天事业的飞速发展，对航天器热控的优化和提高提出了越来越高的要求，热控技术已经成为制约航天器设计水平的关键瓶颈技术之一。从国内外技术发展趋势来看，大规模复杂系统热管理技术、能源再生与原位利用技术、结构热控一体化集成技术与高精、高稳热控技术等是当前热控领域研究的热点，而泵驱两相流体回路(含热泵)、智能热控涂层、高导热材料、超级隔热材料以及纳米增强界面导热填料等都是构建新型热控系统不可或缺的手段。

在分析中国航天器新型热控系统构建与航天领先国家差距的基础上，结合当前航天发展和工程需要，今后应重点开展以下4个方面的研究：

1) 突破中国目前航天器被动热控为主的热控系统体制结构的局限性，发展新型高自主适应能力的航天器热控体系结构与智能热控技术，提高中国航天器在轨自主适应能力与智能调控能力，以适应中国未来航天器的发展需求。

2) 充分利用中国载人航天、深空与空间科学探测、北斗导航和高分专项等航天领域的牵引作用，解决好工程研制中遇到的空间热物理问题，大力推动中国航天器新型热控系统的发展与技术创新。

3) 与国外航天强国相比，中国在长寿命、高可靠核心热控产品方面仍有较大的差距，需要尽快研发出一批用于支撑新型热控系统的长寿命、高可靠与高性能技术产品，以满足未来航天器平台模块化、标准化、小型化、一体化与快速集成的需要。

4) 很多热控产品会涉及复杂的工程热物理基础理论问题，比如水升华器、环路热管以及深低温热控产品等，再加上空间微重力等应用场景的特殊性，研究难度极高，可作为前沿课题加以重点研究，以便在解决工程问题的同时推动中国空间热物理领域基础理论的进步，形成一种任务需求带动基础理论研究、基础理论研究指导任务需求的良性循环。