范含林

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

1 引言

航天器熱控制技術(shù)主要用來保證熱控制分系統(tǒng)達(dá)到總體所要求的功能和性能,即保證航天器的結(jié)構(gòu)部件、儀器設(shè)備在空間環(huán)境下處于一個合適的溫度范圍,使其在各種可能的情況下均能夠正常工作,對于載人航天器需包括滿足航天員的環(huán)境要求。在此基礎(chǔ)上,還必須滿足總體和相關(guān)分系統(tǒng)的約束條件,盡量減少航天器的資源消耗,縮短研制周期,減少研制費用。對于航天器而言,熱控制分系統(tǒng)工作正常與否,不僅關(guān)系到航天器總體的工作性能好壞,甚至?xí)︼w行任務(wù)的成敗造成重大影響。

從航天技術(shù)的發(fā)展情況來看,適用于空間應(yīng)用的各種新型有效載荷將會不斷出現(xiàn),如激光通信、量子通信、新型遙感裝置等。與之相適應(yīng),未來的航天器一方面向大型、高姿態(tài)穩(wěn)定度、大軌道機(jī)動能力、長壽命和高可靠的方向發(fā)展,這樣,可提高有效載荷的性能和能力,使地面應(yīng)用設(shè)備小型化、普及化,從而可大大降低成本;另一方面,衛(wèi)星平臺向小型化和微型化方向發(fā)展,通過微機(jī)電、微電子技術(shù)的應(yīng)用,將出現(xiàn)微衛(wèi)星、納衛(wèi)星和皮衛(wèi)星,在此基礎(chǔ)上可利用多顆微小衛(wèi)星來實現(xiàn)大型衛(wèi)星的功能,降低成本,增強(qiáng)生存能力。載人航天器將會更加安全、可靠,實現(xiàn)載人登月。深空探測器將會尋訪更多行星和小行星[1]。未來航天器的總體和相關(guān)分系統(tǒng)對熱控制技術(shù)提出了新的要求,有一系列需要迫切解決的問題。

2 總體需求分析

2.1 整體熱量的排散問題

大型航天器功率的增加導(dǎo)致整體的散熱問題,由于傳統(tǒng)的光伏電池將進(jìn)一步提高轉(zhuǎn)換效率,目前的三結(jié)砷化鎵電池的轉(zhuǎn)換效率已經(jīng)接近30%,同時采用在軌多次展開以增加面積、以及采用聚光電池陣等方式,還可以進(jìn)一步提高太陽電池陣的輸出功率。如歐洲下一代通信衛(wèi)星的阿爾法(AlphaBus)巨型平臺,其平臺總功率高達(dá)25kW,能安裝250 臺通信轉(zhuǎn)發(fā)器, 可為有效載荷提供12kW～16kW。“國際空間站”總功率也達(dá)到了110kW,熱控分系統(tǒng)輻射器的散熱能力要求達(dá)到150kW。在這種情況下,依靠傳統(tǒng)的航天器結(jié)構(gòu)板輻射器已經(jīng)不能滿足熱量排散的需求。

受到目前我國采用的熱輻射器形式,主要是結(jié)構(gòu)板式輻射器的限制,衛(wèi)星整體散熱能力不足的矛盾將更加突出。如根據(jù)我國現(xiàn)有功率最大的東方紅四號衛(wèi)星平臺構(gòu)型,采用結(jié)構(gòu)板輻射器,南/北板不擴(kuò)展時,通信艙南/北板單面散熱能力僅為1 500W,南/北板擴(kuò)展后單面最大散熱能力為2 000W。若有效載荷功率進(jìn)一步加大、熱耗超過以上數(shù)值,整星的散熱能力將無法滿足要求。根據(jù)地球靜止軌道衛(wèi)星運行姿態(tài)特點,只能選衛(wèi)星南/北面作散熱面。在衛(wèi)星橫向尺寸受火箭整流罩限制不能增加的情況下,一種可能是衛(wèi)星向?qū)Φ?+Z)方向增高,但據(jù)粗略計算,假定南/北面寬度為2.36m,在整星功率8kW時,衛(wèi)星高3m 還夠用,到10kW 時,高度就將達(dá)到4.0m ,顯然衛(wèi)星高度不可能隨整星功率增大而任意增高。對于載人航天器,由于采用單相流體回路體裝式輻射器,以及受到輻射器的安裝,流體溫度的設(shè)定需要兼顧密封艙濕度控制等方面的限制,需要較大的輻射器面積,若散熱需求進(jìn)一步提高,其重量等資源消耗將更大。

2.2 電子設(shè)備和元器件的散熱要求

隨著電子設(shè)備的高度集成化,以及微小衛(wèi)星的發(fā)展需求,儀器設(shè)備的功率密度不斷增加,需要解決設(shè)備級、乃至元器件的散熱問題。微小衛(wèi)星是伴隨著微電子技術(shù)、微機(jī)械、微光學(xué)等技術(shù)的發(fā)展而興起的,以微機(jī)電系統(tǒng)(M EMS)和微光機(jī)電系統(tǒng)(MOEM S)為主要代表,不僅需要部件的微小型化,更重要的是在系統(tǒng)設(shè)計理念上發(fā)生革命性的變化,更加強(qiáng)調(diào)一體化設(shè)計,出現(xiàn)了微尺度下的一體化傳熱問題。目前直播衛(wèi)星的TW TA 輸出功率最高可達(dá)300W。另外,用于空間通信系統(tǒng)的激光二極管、高功率傳感芯片、GHz 級大規(guī)模集成電路/超大規(guī)模集成電路(LSI/VLSI)電子芯片的熱流密度可達(dá)數(shù)百W/cm2甚至數(shù)千W/cm2,這些器件的性能和可靠性與工作溫度直接相關(guān),由此帶來了儀器設(shè)備的散熱問題。如在傳輸型遙感衛(wèi)星中,成像質(zhì)量除取決于CCD 相機(jī)本身的性能外,CCD 相機(jī)內(nèi)部敏感元件(CCD 片)的溫度控制也是一個關(guān)鍵指標(biāo)。對數(shù)據(jù)傳輸?shù)囊笤絹碓礁?具體表現(xiàn)在傳輸數(shù)據(jù)量增大、壓縮比大幅度提高,導(dǎo)致CCD 器件的功率大幅度增加。在某些情況下,CCD 片單片發(fā)熱量已提高到了10W 以上,而溫度一般要求不超過30 ℃,甚至更低。

確保電子設(shè)備在合適的溫度范圍內(nèi)工作,對保證其長期工作的可靠性具有重要的意義。根據(jù)阿倫尼斯(A rrhenius)化學(xué)反應(yīng)速率定律,電子元器件失效隨其結(jié)溫升高呈指數(shù)規(guī)律上升。已公布的試驗數(shù)據(jù)表明,電子元器件結(jié)溫每升高10 ℃,其失效率增加一倍,每增加25 ℃,其失效率增加10 倍。美國國防部在上世紀(jì)90年代中期,經(jīng)過多年的質(zhì)疑后,最終廢除了“可靠性預(yù)計手冊”(MIL-HDBK-217F),其中的一個理由就是原標(biāo)準(zhǔn)不能有效地考慮溫度周期變化的影響。隨著航天器電子設(shè)備集成度的提高和元器件的進(jìn)步,其功率越來越大,熱流密度越來越高。統(tǒng)計表明,元器件及印刷電路板(PCB)級的熱流密度趨勢從1992年到2002年,增長了10 倍,到2010年還將增長5 倍。如何將電子元器件所產(chǎn)生的熱量傳遞到儀器殼體,并最終傳遞到外部空間將是需要解決的問題。

2.3 溫度穩(wěn)定性等方面的特殊要求

一些特殊儀器設(shè)備有低溫、等溫化等要求,如光學(xué)遙感器、激光通信終端、高精度原子鐘、天線等對其溫度水平、溫度的穩(wěn)定度和均勻度有著嚴(yán)格的要求,目前的技術(shù)尚不能完全滿足。

高精度空間原子鐘是導(dǎo)航定位衛(wèi)星時間頻率的基準(zhǔn),它的不確定性和穩(wěn)定度要求在10-17～10-16量級,甚至更高,原子鐘的穩(wěn)定度和準(zhǔn)確度在很大程度上決定于其在軌飛行的溫度水平和穩(wěn)定度。

對于合成孔徑雷達(dá)干涉測量技術(shù)(InSA R),一般采用大尺寸天線展開臂,如美國奮進(jìn)號航天飛機(jī)的“航天飛機(jī)雷達(dá)地形測繪任務(wù)”(Shuttle Radar Topography M ission,簡稱SRTM),天線展開后長達(dá)60m,據(jù)分析,在干涉測量最差的方向上,天線展開臂末端位置如果偏差3mm,所引起的高程誤差將達(dá)9m。

對于衛(wèi)星天線來說,其工作波長越短,要求天線反射面的形面精度就越高。例如,工作于Ka 頻段的天線,如果要求其形面誤差產(chǎn)生的天線增益小于0.5dB,天線反射面的形面誤差就必須小于0.3mm,這其中包括了加工產(chǎn)生的誤差以及由于天線在軌所處的熱環(huán)境對反射面形面的影響[2]。

一些空間科學(xué)探測和空間技術(shù)發(fā)展,對低溫和超低溫的實現(xiàn)提出了新的要求。如高靈敏度紅外譜段天文觀測,其望遠(yuǎn)鏡和探測器的溫度要求達(dá)到幾十K,甚至幾K。而超導(dǎo)等技術(shù)在空間的應(yīng)用也需要低溫條件,如超導(dǎo)磁力矩器等。

2.4 適應(yīng)多任務(wù)和復(fù)雜環(huán)境的發(fā)展趨勢

未來航天器將會向多載荷、多任務(wù)的方向發(fā)展,在軌飛行期間所面臨的熱環(huán)境會有較大的變化,航天器外部運行環(huán)境和內(nèi)部工作模式的不確定性需要采取能夠自主調(diào)節(jié)的熱控制方法,以保持航天器儀器設(shè)備的溫度在要求的范圍內(nèi)。這些綜合的要求依靠目前的熱設(shè)計方法和技術(shù)難以全部滿足,或者需要付出極大的代價,針對航天器任務(wù)的變化,需要有與之相適應(yīng)的方法和技術(shù)。

隨著深空探測的深度和廣度不斷加大,需要適應(yīng)其空間環(huán)境,但除地球以外,其它行星的環(huán)境尚不完全清楚,而且其環(huán)境往往是千差萬別,和地球空間環(huán)境有很大的不同[3]。從目前已知的情況看,月球表面溫度變化較大,從93K 變化到395K,28 天的自轉(zhuǎn)周期導(dǎo)致高低溫持續(xù)時間長;火星表面存在大氣,而且會產(chǎn)生火星塵暴;水星附近的太陽輻射量比地球上強(qiáng)10 倍,水星表面溫度高達(dá)470 ℃,因此需要利用各種可能的技術(shù)保護(hù)電子設(shè)備和科學(xué)設(shè)備免受極高溫度所帶來的損害,包括陶瓷纖維多層絕熱涂層,以及從探測器內(nèi)部向太空散熱的散熱器,散熱器表面熱控涂層的設(shè)計,需要防止水星表面的紅外輻射對散熱能力的巨大影響;金星被主要成分為二氧化碳的大氣所包圍,由于其造成的“溫室效應(yīng)”,金星地表的溫度高達(dá)482 ℃左右。

另外,對于日地拉格朗日點探測器,由于其特殊的軌道和探測需求,和其它探測器相比,其熱設(shè)計也會有相當(dāng)大的不同。

對于空間的快速響應(yīng),未來的航天器或平臺有可能在設(shè)計和制造階段,沒有非常明確的任務(wù)需求,但需要具備快速發(fā)射及對不同任務(wù)的適應(yīng)能力,因此不僅熱設(shè)計要有非常強(qiáng)的適應(yīng)性,實施熱控還需要簡單和快速。

2.5 大型載人航天器的熱管理和空間防護(hù)

未來大型長期載人空間站必須突破全再生生命保障技術(shù),這其中包括電解制氧、動態(tài)水氣分離、二氧化碳(CO2)凈化、尿液收集和處理等技術(shù),這些技術(shù)均涉及到傳熱和傳質(zhì)問題,因此必須和整體的熱控制技術(shù)進(jìn)行統(tǒng)籌考慮,形成包括熱控制、密封艙內(nèi)環(huán)境控制、能源轉(zhuǎn)換和控制等在內(nèi)的整個空間站的熱管理,達(dá)到總體最優(yōu)的設(shè)計目的。

另外長期載人航天器要求的高可靠性,對所采用的熱控制技術(shù)和產(chǎn)品提出了更高的可靠性要求。對于載人航天器,由于涉及到環(huán)境控制的需要,一般均采取主動流體回路熱控制技術(shù),以此實現(xiàn)整體的熱量收集、運輸、控制和排散,其關(guān)鍵部件如循環(huán)泵等為機(jī)電一體化的轉(zhuǎn)動部件,為確保長壽命和可靠性的要求,從設(shè)計上就必須考慮在軌的可維修和可更換性。

長期載人航天器的熱控設(shè)計還需要和總體、結(jié)構(gòu)設(shè)計等一起考慮防止空間碎片的撞擊,以確保載人航天的安全性[4]?？臻g碎片環(huán)境的形成是一個累積過程,截至2009年6月底,編目空間碎片的總數(shù)已經(jīng)達(dá)到了35 487 個, 在軌的空間碎片數(shù)目達(dá)到14 790個[5]。尺寸較小的空間碎片數(shù)量則更多,直徑大于1cm 的數(shù)量估計超過11 萬個,而大于1mm的總數(shù)則超過了4 000 萬個, 總質(zhì)量超過4.5 ×106kg。地面能夠觀測并跟蹤的空間碎片數(shù)量現(xiàn)在仍以每年大約200 個的速率繼續(xù)增加?？臻g碎片對載人航天器的安全性存在現(xiàn)實的威脅,輕則影響熱輻射器的正常熱量排散功能,重則造成航天員密封艙的失壓。

2.6 系統(tǒng)設(shè)計和驗證的進(jìn)一步優(yōu)化

減少對于航天器的資源消耗,提高有效載荷的承載能力應(yīng)該是努力追求的目標(biāo)。熱控作為航天器平臺的分系統(tǒng)之一,在滿足航天器總體功能和性能要求的前提下,大幅度減輕分系統(tǒng)的重量和其它資源消耗,以增加航天器的有效載荷比,是體現(xiàn)系統(tǒng)設(shè)計先進(jìn)性的重要方面。以通信衛(wèi)星為例,國內(nèi)目前的有效載荷比還不到30%,基本上和國外5年前的水平相當(dāng),如2003年發(fā)射的國際通信衛(wèi)星-907(INT ELSA T-907),其軌道重量為1 973kg,有效載荷為606kg,國外更先進(jìn)的衛(wèi)星有效載荷比可以達(dá)到40%～60%[6]。因此不僅要達(dá)到總體所要求的功能和性能,還要在可能的基礎(chǔ)上,采用綜合性能更加先進(jìn)的技術(shù),進(jìn)行整個系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計。

目前在航天器研制過程中,其熱設(shè)計的驗證主要通過整體的熱平衡試驗進(jìn)行。隨著航天器的大型化,外部熱環(huán)境和內(nèi)部工作模式的多樣化,采用艙段式模塊在軌組裝的超大型航天器和一系列大型空間機(jī)構(gòu)的出現(xiàn)。如何進(jìn)行地面的設(shè)計試驗驗證也將是一個突出的問題,尤其是類似已經(jīng)完成使命的和平號空間站和目前正在建設(shè)的“國際空間站”,采用多個大型艙段進(jìn)行在軌組裝,進(jìn)行全尺寸航天器的熱模型空間模擬試驗將越來越不現(xiàn)實。而另一方面,整星級航天器熱試驗耗資大、周期長,需要大型空間模擬器,對于大量的應(yīng)用衛(wèi)星和商業(yè)衛(wèi)星,有必要研究在成熟的平臺條件下,采用更有針對性的設(shè)計驗證方案,縮短研制周期,降低研制費用,以追求“快、好、省”的目標(biāo)。

另外,在外熱流模擬技術(shù)方面,需要發(fā)展太陽模擬器技術(shù),以更準(zhǔn)確地開展試驗驗證。我國目前對一些復(fù)雜形狀航天器和部件熱平衡試驗中外熱流模擬存在困難,如大型結(jié)構(gòu)件拋物面天線,它們的軌道熱流復(fù)雜,結(jié)構(gòu)件溫度分布和熱變形難以用現(xiàn)有的熱模擬方法獲得,熱變形的測量也是一般熱平衡試驗沒有的;又如,精密的光學(xué)系統(tǒng),對溫度、溫度差有特殊的要求,現(xiàn)有的外熱流模擬方法難以達(dá)到試驗的目的[7]。

3 初步解決方案設(shè)想

3.1 以兩相傳熱為核心的主動熱控制技術(shù)

空間汽液兩相傳熱技術(shù)代表著航天器未來熱控制技術(shù)的重要發(fā)展方向,這種系統(tǒng)重量小,熱傳輸能力大,控溫精度高且穩(wěn)定,可以在無運動部件下實現(xiàn)系統(tǒng)的運行,具有其它熱控手段無法替代的優(yōu)點,因此是未來航天器熱控制的理想系統(tǒng),在航天器的熱傳輸和排散、精密溫度控制、可展開式熱輻射器等方面會有廣泛的應(yīng)用。

空間汽液兩相傳熱技術(shù)在航天器熱控制中涉及的研究內(nèi)容有多個方面:其一是兩相技術(shù)在大功率設(shè)備散熱方面的應(yīng)用,這方面以噴霧冷卻散熱、微槽道沸騰傳熱為主要應(yīng)用領(lǐng)域;其二是兩相技術(shù)在流體回路方面的應(yīng)用,這方面以空間毛細(xì)抽吸兩相回路(CPL)和泵驅(qū)動兩相回路技術(shù)等為代表,這些技術(shù)中包括與兩相回路技術(shù)所匹配的兩相分離技術(shù)和兩相驅(qū)動技術(shù)等。

3.2 增加熱控系統(tǒng)的主動調(diào)節(jié)能力

目前在航天器的熱控設(shè)計中,主要仍然采用以被動熱控設(shè)計為主,輔助一些主動熱控手段以達(dá)到總體的熱控設(shè)計目標(biāo)。被動熱控制技術(shù)通常選擇具有一定熱物理性能的材料,并通過航天器的布局,合理安排航天器內(nèi)部儀器設(shè)備之間及其與空間環(huán)境之間的熱交換,使航天器各部分處于要求的溫度范圍內(nèi),一旦狀態(tài)確定后,基本上沒有調(diào)節(jié)的余地。

因此從總體的層面上來看,根據(jù)總體任務(wù)需求,在熱設(shè)計成為完成任務(wù)的主要矛盾,而且總體資源(如重量、功率等)可以滿足的情況下,通過不同熱設(shè)計方法的比較,以整體的主動熱控設(shè)計為主,同時輔助以被動熱控方式,使整個系統(tǒng)具有較大的在軌調(diào)節(jié)能力,以適應(yīng)航天器內(nèi)外熱環(huán)境變化的需求。這其中的主動熱控技術(shù)包括電加熱控制技術(shù)、主動流體回路技術(shù)、可展開式輻射器技術(shù)、熱開關(guān)技術(shù)等。

3.3 新型材料的應(yīng)用

許多材料在各類航天器熱控分系統(tǒng)上得到廣泛的應(yīng)用。隨著航天器的種類不斷增多,性能不斷提高,對各種熱控材料提出了越來越高的要求。而材料科學(xué)的發(fā)展也拓寬了其應(yīng)用的場合,可以為熱設(shè)計方案的選擇和實施提供更多的技術(shù)途徑。

高導(dǎo)熱材料的熱導(dǎo)率可以達(dá)到1 300～1 600 W/m ·K。一些高導(dǎo)熱材料,如泡沫碳等還可以替代傳統(tǒng)的鋁蜂窩,以減少熱管和擴(kuò)熱板的使用,降低系統(tǒng)重量。文獻(xiàn)[8]報告了采用氣凝膠的情況,在實驗室中測到在25 ℃其熱導(dǎo)率只有0.022W/m·K。由于其中99%的物質(zhì)都是氣體,因此其密度較低,最低可以達(dá)到0.002g/cm3。智能型熱控涂層是指涂層的發(fā)射率隨溫度或其它控制信號變化的特殊熱控涂層。研究表明該項技術(shù)能夠減少加熱功率超過90%,重量減輕超過75%,其技術(shù)適用于所有的航天器,尤其是對于能源和質(zhì)量有更多限制的微小衛(wèi)星和納衛(wèi)星。新型功能型熱控材料是指除了能夠滿足熱控需求,在其他方面也發(fā)揮某種功能的材料。由于航天器外表面大部分是熱控材料,如熱控涂層、多層隔熱材料等,在遭到激光或高能粒子束武器襲擊和空間碎片撞擊時,能否依靠這些材料防止或減輕對航天器的損壞,如某種程度的鏡反射材料,既能滿足熱控的要求,又能夠起到一定的防御作用。

3.4 設(shè)計驗證方法研究

在設(shè)計驗證方面,由于主動熱控制技術(shù)的采用和熱分析技術(shù)的提高,設(shè)計驗證的手段將從過去主要依賴于全尺寸的熱模型空間模擬試驗,逐步發(fā)展更多的驗證形式。

對于繼承性較好的航天器,將更多地采用分析驗證的方法。而對于一般新型的航天器,主要以熱模型修正和驗證為目的,開展一定的地面試驗,最終仍然是通過熱分析驗證熱設(shè)計并預(yù)示在軌飛行狀態(tài)。對于更多采用主動熱控技術(shù)和魯棒性設(shè)計的航天器,由于在系統(tǒng)設(shè)計上具有較強(qiáng)的適應(yīng)和調(diào)節(jié)能力,可以使地面試驗更加簡化,結(jié)合分析和仿真的手段,可以減少試驗次數(shù),縮小試驗規(guī)模。如載人航天器,其驗證的重點主要是系統(tǒng)的散熱能力和控制水平,因此可以采用艙段級試驗和常壓熱試驗的方法,驗證流體回路和艙內(nèi)通風(fēng)回路的設(shè)計,最終通過熱分析與局部試驗技術(shù)相結(jié)合的方式解決設(shè)計驗證問題[9][10]。對于大型空間機(jī)構(gòu)和具有復(fù)雜外形的航天器,則需要解決外熱流的模擬和測量的誤差等問題,減少試驗中不確定性因素的影響。

3.5 提高系統(tǒng)分析水平

提高航天器熱分析的準(zhǔn)確性對熱設(shè)計有著重要的作用。在熱控方案的選擇上,通過建立相對快速的分析平臺,進(jìn)行各種不同方案的定量比較,可以最大限度地進(jìn)行系統(tǒng)的設(shè)計優(yōu)化,同時在一定程度上還可以減小設(shè)計試驗驗證的規(guī)模,甚至直接采用熱分析的方法進(jìn)行設(shè)計驗證。目前和未來的航天器所涉及的傳熱方式已經(jīng)不僅僅是傳導(dǎo)和輻射,包括對流、蒸發(fā)、升華、沸騰等相變傳熱的多種傳熱和傳質(zhì)形式,熱設(shè)計和結(jié)構(gòu)設(shè)計、光學(xué)系統(tǒng)設(shè)計、電性能設(shè)計均有著復(fù)雜的耦合關(guān)系,因此在設(shè)計過程中,必然需要更多地采用集成分析技術(shù),如空間實驗室和空間站熱管理所需要的艙內(nèi)傳熱、傳質(zhì)與流動集成分析技術(shù),高分辨力空間光學(xué)裝置熱設(shè)計所需的光機(jī)熱集成分析技術(shù),天線等大尺寸空間結(jié)構(gòu)熱穩(wěn)定性分析技術(shù)等。

目前熱分析的結(jié)果與實際空間飛行的結(jié)果相比尚有一定差距,其影響的因素很多,針對不同的情況,其影響程度也不盡相同,需要在模型建立和簡化、空間環(huán)境及其影響等方面進(jìn)行深入的研究。

4 結(jié)束語

航天器的發(fā)展對熱控制技術(shù)提出了更高的要求,而熱控制技術(shù)的發(fā)展在一定程度上也可以提高航天器的總體性能,因此有必要針對需求開展新型熱控制技術(shù)的研究。通過總體需求分析,總結(jié)航天器熱控制技術(shù)發(fā)展的主要方向,并提出初步的技術(shù)方案。

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[1]余后滿,范含林.航天器總體設(shè)計技術(shù)成就和展望[J].航天器工程,2008, 17(4)

[2]王家勝.數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的研制與分析[J].航天器工程,2008, 17(5)

[3]向艷超.深空探測器熱控系統(tǒng)設(shè)計方法研究[C].航天科技集團(tuán)公司科技委航天器總體技術(shù)專業(yè)組技術(shù)研討會,2007年,西寧

[4]韓增堯.空間碎片防護(hù)研究現(xiàn)狀及發(fā)展思路[J].空間碎片研究及應(yīng)用,2009(3)

[5]馮昊,向開恒.美俄衛(wèi)星碰撞事件驗證及其對我國衛(wèi)星的影響分析[J].航天器工程, 2009,18(5)

[6]馬興瑞,于登云,韓增堯.星箭力學(xué)環(huán)境分析與試驗技術(shù)研究進(jìn)展[J].宇航學(xué)報, 2006,27(3)

[7]范含林,文耀普.航天器熱平衡試驗技術(shù)評述[J].航天器環(huán)境工程,2007, 2

[8]Birur G C, S tultz J W, Tsuyki G T.Novel lightweight thermal insulation type for martian environment:using carbon dioxide gas and aerogel in lightweight thermal enclosures[C].11th Annual Spacecraft Thermal Control Technology Workshop, The Aerospace Corporation:EI Segundo, CA, March 1-3, 2000

[9]范含林,黃家榮.載人航天器地面熱試驗方法研究概述[J].載人航天, 2009(3)

[10]范含林.艙外航天服熱試驗方法研究[J].中國空間科學(xué)技術(shù),2009(5)