陳江平，黃家榮，范宇峰，豐茂龍

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京100094）

1 引言

進(jìn)入新世紀(jì)，各個(gè)航天大國(guó)先后發(fā)表了本國(guó)的載人深空探測(cè)規(guī)劃。載人深空探測(cè)航天器作為載人深空探測(cè)規(guī)劃的重要組成部分，其研制任務(wù)已成為各國(guó)航天器研制機(jī)構(gòu)工作的重心之一。隨著我國(guó)經(jīng)濟(jì)的快速發(fā)展，綜合國(guó)力的增強(qiáng)，以進(jìn)行載人深空探測(cè)為目的的航天工程也將在不久的將來(lái)啟動(dòng)。而“阿波羅”登月飛行器是目前唯一實(shí)現(xiàn)脫離地球軌道飛行的載人深空探測(cè)航天器，其熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案和實(shí)施措施可為我國(guó)開(kāi)展載人深空探測(cè)航天器熱控系統(tǒng)研制所借鑒。

2 “阿波羅”登月飛行器概述

從20世紀(jì)60年代初開(kāi)始，至1972年12月第6次登月成功結(jié)束[1]。美國(guó)組織并實(shí)施了“阿波羅”這一世界航天史上具有劃時(shí)代意義的偉大工程，其目標(biāo)是實(shí)現(xiàn)載人登月飛行和人類(lèi)對(duì)月球的實(shí)地考察?！鞍⒉_”登月飛行器包括飛船（包括指令艙和服務(wù)艙）和登月艙3個(gè)部分組成[2]。在發(fā)射階段，指令艙和服務(wù)艙是連接在一起的，如圖1所示。

圖1 “阿波羅”登月任務(wù)發(fā)射構(gòu)型

指令艙是航天員在飛行中生活和工作的座艙，也是全飛船的控制中心。指令艙為圓錐形，高3.2m，最大直徑3.9m，重（包括航天員）約6t[3]。

服務(wù)艙前端與指令艙對(duì)接，它為航天員提供電、氧氣和其它的生保功能，以及發(fā)動(dòng)機(jī)所需的推進(jìn)劑，后端為推進(jìn)系統(tǒng)主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管。艙體為圓柱形，高7.4m，直徑4m，重約25t[3]。服務(wù)艙后端為登月艙。

登月艙包括兩個(gè)艙段，分別稱(chēng)為上升級(jí)和下降級(jí)。登月艙的最大高度約為7m，它的四只支腳延伸時(shí)的直徑約為9.5m，航天員可住容積約4.5m3，登月艙的地面起飛質(zhì)量14.7t（含火箭燃料），干質(zhì)量4.1t[4]。

3 指令艙與服務(wù)艙熱控方案

“阿波羅”飛船（指令艙與服務(wù)艙）熱控系統(tǒng)采用以流體回路和通風(fēng)系統(tǒng)為核心，流體管路輻射器作為其熱排散手段，并使用消耗性相變熱排散系統(tǒng)進(jìn)行輔助散熱的設(shè)計(jì)方案。

“阿波羅”登月飛船熱控系統(tǒng)在水星和“雙子星”飛船熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上進(jìn)行研制，其使用的多層隔熱材料、高溫隔熱屏、電加熱控溫系統(tǒng)及通風(fēng)系統(tǒng)等技術(shù)已較為成熟。我國(guó)經(jīng)過(guò)神舟飛船的研制，以上所述技術(shù)也已掌握[5]，并發(fā)展形成以主動(dòng)熱控為主，被動(dòng)熱控為輔的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，通過(guò)多次更改和飛行驗(yàn)證，在模塊化和通用性上均取得長(zhǎng)足的進(jìn)步。相對(duì)于“水星”、“雙子星”飛船和神舟飛船的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)，“阿波羅”獨(dú)特的以停滯式輻射器為熱排散系統(tǒng)的流體回路系統(tǒng)減少了系統(tǒng)在低溫工況所需的補(bǔ)償功率，擴(kuò)展了單相流體回路的適應(yīng)性；指令艙涂層設(shè)計(jì)方案減少了指令艙同外部空間的熱交換，降低了指令艙和服務(wù)艙熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度；消耗性相變熱排散系統(tǒng)為流體回路系統(tǒng)提供了輔助散熱的手段，可在輻射器散熱能力不足時(shí)對(duì)流體回路進(jìn)行輔助散熱。

3.1 流體回路系統(tǒng)

圖2 “阿波羅”指令艙/服務(wù)艙選擇停滯式輻射器流體回路系統(tǒng)圖

以“阿波羅”15指令艙和服務(wù)艙為例，其使用如圖2所示的以單相流體回路為核心的熱控方案，工質(zhì)為乙二醇水溶液，流量為90.8kg/hr，使用停滯式輻射器[6]。輻射器安裝在服務(wù)艙的后部，由2塊弧度為130°的流體管路輻射器平板組成。每塊輻射器平板在下游和一個(gè)小的輻射器平板串聯(lián)起來(lái)。其工作原理是系統(tǒng)在低溫工況時(shí)允許輻射器部分流體管路凍住，在高溫工況時(shí)通過(guò)未凍住的流體管路把熱量通過(guò)輻射器面板傳導(dǎo)給凍住的流體管路實(shí)現(xiàn)快速解凍。通過(guò)選擇合適的材料和管壁厚度，流體管路的承壓能力大大增強(qiáng)，能承受解凍時(shí)乙二醇水溶液工質(zhì)膨脹帶來(lái)的巨大的局部壓力的影響，這種設(shè)計(jì)方案使得輻射器有效輻射面積減少到初始面積的一部分，極大地減少了系統(tǒng)向外太空排散的熱量。高溫工況時(shí)散熱能力不夠通過(guò)乙二醇蒸發(fā)器進(jìn)行蒸發(fā)提供輔助熱排散手段，其輻射器入口流體溫度最大可達(dá)到42℃；輻射器面板上的涂層為Z93白漆，其太陽(yáng)吸收率為0.17，紅外發(fā)射率為0.92；飛船通過(guò)多孔式冷凝換熱器進(jìn)行除濕，由于除濕能力不夠強(qiáng)，難免在艙壁產(chǎn)生液滴，壁面除水工作需要航天員手動(dòng)完成。

“阿波羅”指令艙與服務(wù)艙輻射器流體回路系統(tǒng)構(gòu)型如圖3所示[7]。流體回路包括主回路和次回路。主回路通過(guò)比例閥分為兩路，并在進(jìn)入大輻射器面板前分為5條并聯(lián)管路，流過(guò)輻射器面板后合并成單管，與其后的小輻射器面板串聯(lián)起來(lái)。次回路為單管路結(jié)構(gòu)，將大輻射器面板和小輻射器面板串聯(lián)起來(lái)。在高溫工況時(shí)，回路系統(tǒng)正常運(yùn)行，主路輻射器出口溫度若存在差異，則通過(guò)比例閥增大輻射器出口溫度更低的那一路的流量。低溫工況時(shí)，使用旁路閥調(diào)節(jié)旁路的流量，并在輻射器出口溫度降到-26℃時(shí)自動(dòng)打開(kāi)加熱器。若還不能滿(mǎn)足控溫要求，則大輻射器平行的五條流體管路中的距次回路流體管路較遠(yuǎn)的外側(cè)三條流體管路依次發(fā)生凍結(jié)，使輻射器有效輻射面積減少。當(dāng)系統(tǒng)轉(zhuǎn)到高溫工況時(shí)，通過(guò)導(dǎo)熱方式將未凍住的流體管路的熱量傳遞到凍住的流體管路進(jìn)行解凍。

圖3 “阿波羅”飛船流體回路構(gòu)型圖

圖4 “阿波羅”指令艙流體回路布局圖

次回路是主回路的備份，不采用停滯式輻射器的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)，其在大輻射器上位于主回路不發(fā)生凍結(jié)的兩條管路的中間，低溫時(shí)使用加熱器進(jìn)行控溫。所以，當(dāng)次回路不工作時(shí)也不會(huì)發(fā)生工質(zhì)凍結(jié)。高溫工況散熱能力不足時(shí)使用消耗性相變熱排散系統(tǒng)器進(jìn)行輔助散熱[8]。

“阿波羅”登月飛行器的指令艙和登月艙沒(méi)有水和氧氣等物質(zhì)的再生能力。一部分水來(lái)源于燃料電池工作的副產(chǎn)品，通過(guò)脫氫后可作為飲用水、冷卻水使用，同時(shí)可為消耗性相變熱排散系統(tǒng)提供工質(zhì)。這種設(shè)計(jì)減少了儲(chǔ)水罐初始儲(chǔ)水量。另外，航天員代謝產(chǎn)水一部分通過(guò)冷凝換熱器（CHX）收集到廢液儲(chǔ)箱或者通過(guò)艙段二氧化碳移除系統(tǒng)（由氫氧化鋰和活性炭組成）進(jìn)行排除。尿液也收集到廢液儲(chǔ)箱，同其它廢水相混合后可作為冷卻工質(zhì)使用或排出到艙外[9]。

從二者差異性的分析來(lái)看，地圖制圖數(shù)據(jù)更具豐富的數(shù)據(jù)表達(dá)形式，空間數(shù)據(jù)則對(duì)數(shù)據(jù)的內(nèi)部質(zhì)量有著更為廣泛和嚴(yán)密的要求，因此，可通過(guò)地圖符號(hào)化的方法將地圖制圖數(shù)據(jù)分解為空間數(shù)據(jù)與符號(hào)化信息，并在生產(chǎn)地圖制圖數(shù)據(jù)過(guò)程中強(qiáng)化數(shù)據(jù)內(nèi)部質(zhì)量即可得到空間數(shù)據(jù)。

圖4給出了指令艙熱控系統(tǒng)流體回路聯(lián)合消耗性相變熱排散系統(tǒng)的方案設(shè)計(jì)。

3.2 指令艙涂層

“阿波羅”登月飛行器在轉(zhuǎn)移軌道飛行或遭遇月影期間，外熱流極低；而在環(huán)月軌道飛行時(shí)，月球紅外熱流極大。因此，“阿波羅”飛船研制了一種新型的涂層系統(tǒng)。通過(guò)在指令艙表面包覆聚酯膜，同時(shí)讓飛船翻滾達(dá)到飛船各個(gè)表面均勻受照的熱控設(shè)計(jì)方案，減少飛船同環(huán)境熱流的交換并使涂層表面溫度滿(mǎn)足要求。包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛船外形圖如圖5所示。包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛船指令艙的外形如圖6所示。由于飛船外表面包覆聚酯膜，所以看起來(lái)非常光亮[10]。

圖5 包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛行器的外形圖

圖6 包覆聚酯膜的“阿波羅”登月飛行器指令艙的外形圖

進(jìn)一步文獻(xiàn)調(diào)研得到“阿波羅”飛船指令艙與服務(wù)艙外表面涂層的太陽(yáng)吸收率為0.1左右，紅外發(fā)射率為0.1左右，具有很好的隔熱效果[11]。

3.3 蒸發(fā)器

“阿波羅”指令艙與服務(wù)艙的流體回路在使用升華器的基礎(chǔ)上還耦合了一個(gè)蒸發(fā)器進(jìn)行輔助散熱，蒸發(fā)器通過(guò)壁面換熱的形式對(duì)乙二醇溶液流體回路進(jìn)行冷卻，其工質(zhì)為水。內(nèi)部采用的是平板翅片夾層構(gòu)型，流道為叉流布置方式。其內(nèi)核由焊接的帶鰭乙二醇流道簇單元，每一層的外表面焊接帶鰭蒸汽流道組成。其外部構(gòu)型如圖7所示，內(nèi)部核構(gòu)型如圖8所示[8]。當(dāng)輻射器出口溫度超過(guò)9.5℃時(shí)自動(dòng)打開(kāi)蒸發(fā)器。蒸發(fā)器涉及系統(tǒng)集成存在三方面的考慮：第一，涉及航天器質(zhì)量和能量平衡需要進(jìn)行水管理，乙二醇蒸發(fā)器需要能多次運(yùn)行，并能保證出口蒸汽中蒸汽含量接近100%。第二，對(duì)航天器制導(dǎo)導(dǎo)航設(shè)備，尤其是IMU需要進(jìn)行精確和恒定的溫度控制，這需要控制蒸發(fā)過(guò)程開(kāi)始時(shí)的壓力來(lái)控制冷卻工質(zhì)的溫度，通過(guò)一個(gè)背壓閥，耦合到蒸發(fā)器的蒸汽出口槽道，使蒸發(fā)器保持在濕的環(huán)境，在輻射器出口溫度上升時(shí)蒸發(fā)器就能立即工作。第三，涉及蒸發(fā)器連接太空真空環(huán)境的蒸汽槽道，最終的設(shè)計(jì)構(gòu)型是長(zhǎng)約為2.4m，直徑為0.05m，三次折成90°的彎管。

圖7 蒸發(fā)器外部構(gòu)型圖

圖8 蒸發(fā)器核構(gòu)型

蒸發(fā)器工作需要消耗水，系統(tǒng)的水源主要是燃料電池發(fā)電產(chǎn)水，燃料電池每產(chǎn)生1kWh的電能生成350g的水，水存儲(chǔ)系統(tǒng)由一個(gè)16.3kg容量的可移動(dòng)水箱和一個(gè)25.4kg容量的廢水儲(chǔ)箱組成。密封艙艙內(nèi)過(guò)量的水蒸汽或航天服回路氣體通過(guò)航天服換熱器內(nèi)的水分離器收集并通過(guò)循環(huán)壓縮機(jī)輸送到廢水儲(chǔ)箱作為消耗性冷卻工質(zhì)使用。燃料電池產(chǎn)水直接輸送到可移動(dòng)水箱作為飲用水和食物復(fù)原用。當(dāng)移動(dòng)水箱滿(mǎn)了，水回路自動(dòng)將燃料電池產(chǎn)水輸送到廢水儲(chǔ)箱，當(dāng)兩個(gè)水儲(chǔ)箱都滿(mǎn)了，直接將水排除到艙外。

4 登月艙熱控方案

4.1 登月艙早期熱控方案

“阿波羅”登月艙最初的熱控方案采用水沸騰器和可展開(kāi)式輻射器聯(lián)合工作的熱控方案，其熱控系統(tǒng)原理圖如圖 9所示[12]。由于輻射器在落月之前不工作，需要使用水沸騰器進(jìn)行落月前及上升級(jí)與下降級(jí)分離后的溫度控制，該熱控方案使用三通閥進(jìn)行散熱方式的切換，并可以使用三通閥調(diào)節(jié)流量，進(jìn)行兩種散熱方式的聯(lián)合工作，圖中有兩個(gè)切換閥，其中一個(gè)作為備份，備份三通閥可進(jìn)行手動(dòng)控制。

圖9 “阿波羅”登月艙流體回路方案

登月艙使用的輻射器為可展開(kāi)式輻射器。輻射器構(gòu)型及展開(kāi)過(guò)程如圖10所示，其中登月艙總體構(gòu)型及布局如圖中（a）所示，輻射器位于著陸腿的上方。輻射器構(gòu)型如圖中（b）所示，共有三塊輻射器面板，在落月前，輻射器處于折疊狀態(tài)，三塊輻射器面板折疊在一起，輻射器面板間通過(guò)平板旋轉(zhuǎn)接頭連接輻射器間的流體管路，折疊的三塊輻射器與艙內(nèi)流體回路通過(guò)主旋轉(zhuǎn)接頭進(jìn)行流體管路的連接。其展開(kāi)過(guò)程如圖10 c、d所示。航天員出艙通過(guò)輻射器上安裝的繩索將輻射器面板打開(kāi)并把輻射器面板固定在登月艙下降級(jí)的著陸腿上。

4.2 登月艙最終熱控方案

“阿波羅”最終的熱控方案設(shè)計(jì)采用水升華器作為散熱途徑，并采用氟利昂閃蒸器作為輔助散熱手段。其熱控系統(tǒng)方案如圖11所示[9]。

圖11中給出的是航天員通過(guò)航天服連接登月艙進(jìn)行補(bǔ)給的情況。補(bǔ)給過(guò)程主要包括補(bǔ)充氧氣、水等生保用品、及進(jìn)行預(yù)冷等熱控操作。登月艙流體回路冷卻系統(tǒng)使用的工質(zhì)為乙二醇水溶液（65%/35%），流量為113.5kg/hr，用于收集艙內(nèi)熱量傳輸?shù)缴A器排散出去，系統(tǒng)還通過(guò)氟利昂沸騰器為流體回路提供輔助冷卻。航天員出艙需要使用獨(dú)立的或連接上便攜式生保系統(tǒng)的航天服。

圖10 登月艙可展開(kāi)式輻射器構(gòu)型及展開(kāi)過(guò)程圖

圖11 “阿波羅”登月艙熱控方案示意圖

4.3 方案比較分析

“阿波羅”登月艙直到1962年7月才確定采用軌道對(duì)接方案，即由登月艙下降落月，上升級(jí)返回與指揮艙對(duì)接的飛行方案。而且最初對(duì)月球環(huán)境了解極少，甚至認(rèn)為月塵太厚，會(huì)淹沒(méi)航天器。直到1966年Surveyor1在月面軟著陸成功才對(duì)月面環(huán)境有所了解，但前期一些錯(cuò)誤認(rèn)識(shí)的影響在后來(lái)的設(shè)計(jì)中沒(méi)有時(shí)間進(jìn)行修改。

“阿波羅”登月艙前期采用可展開(kāi)式輻射器的方案，但在后來(lái)的設(shè)計(jì)中發(fā)現(xiàn)輻射器展開(kāi)過(guò)程復(fù)雜，且需要航天員出艙進(jìn)行展開(kāi)，研制難度和任務(wù)危險(xiǎn)性均較大，同時(shí)受美蘇競(jìng)賽的影響，最終放棄了輻射器散熱的方案。

隨著載人深空探測(cè)任務(wù)的發(fā)展，以探月為目的的任務(wù)對(duì)月面停留時(shí)間、登月人數(shù)、出艙活動(dòng)次數(shù)及時(shí)間都有了更高的要求。由于月面存在長(zhǎng)時(shí)間大紅外熱流，則長(zhǎng)期探月任務(wù)航天器其熱控系統(tǒng)不能采用消耗型熱排散系統(tǒng)。目前國(guó)外月球基地?zé)峥胤桨冈O(shè)計(jì)一般采用熱泵系統(tǒng)；“牽牛星”月面著陸器由于月面任務(wù)時(shí)間較長(zhǎng)，方案設(shè)計(jì)采用了以輻射器為熱排散系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。在目前的技術(shù)水平下，長(zhǎng)期載人探月任務(wù)基本仍需配置可展開(kāi)式輻射器，但其研制難度大，展開(kāi)過(guò)程復(fù)雜，危險(xiǎn)性較大。而升華器、蒸發(fā)器等消耗型相變熱排散系統(tǒng)研制難度相對(duì)要小，可靠性更高，可滿(mǎn)足短期任務(wù)的需要。我國(guó)在載人深空探測(cè)上，尤其在載人探月方面需要對(duì)使用輻射器作為熱排散手段和使用消耗型相變熱排散系統(tǒng)作為熱排散手段進(jìn)行權(quán)衡。

4.4 升華器

“阿波羅”登月艙熱控分系統(tǒng)研制遇到的最大的難題就是水升華器的研制。登月艙用水升華器構(gòu)型及內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖 12、圖13所示[13]。

登月艙使用的水升華器首先遇到難題就是多孔平板的銅焊問(wèn)題，獲得的早期多孔平板單元存在性能隨時(shí)間退化的問(wèn)題，而且性能也不能滿(mǎn)足要求。隨后采用更高滲透率的多孔平板，同時(shí)提高制造技術(shù)，包括對(duì)多孔平板焊接上翅片來(lái)減小銅焊的問(wèn)題。而提高性能則采取提高冷卻流道翅片密度的方法。另外，為了滿(mǎn)足性能的要求，需要控制多孔平板的安裝位置使得毛細(xì)孔質(zhì)量更好的部分朝向蒸汽排放流道。

圖12 水升華器剖面圖

圖13 水升華器內(nèi)部結(jié)構(gòu)圖

升華器用工質(zhì)水需添加微生物抑制劑，其微生物抑制劑的選擇存在問(wèn)題。最初采用將氯氣作為微生物抑制劑加入到儲(chǔ)存水中，但氯化后的水對(duì)水升華器產(chǎn)生的影響是不可接受的，其原因是該方法會(huì)導(dǎo)致氯基殘留在蒸汽流道引起工質(zhì)冰點(diǎn)的下降，出現(xiàn)液態(tài)水的泄露。后改為碘作為微生物抑制劑，測(cè)試結(jié)果表明微生物抑制效果好且其他性能不出現(xiàn)明顯下降。

升華器最重要的參數(shù)是可執(zhí)行任務(wù)時(shí)間及升華表面單位面積的用水量。升華器平板和組件在制造過(guò)程和測(cè)試過(guò)程盡可能儲(chǔ)存在干燥氮?dú)獾沫h(huán)境下以減小性能退化。

升華器的性能退化數(shù)據(jù)取自“土星”火箭電子設(shè)備單元冷卻用升華器。研究發(fā)現(xiàn)存儲(chǔ)過(guò)程性能退化是腐蝕性產(chǎn)物緩慢累積的結(jié)果。運(yùn)行過(guò)程性能退化和單位面積累積升華的水的量相關(guān)，其因?yàn)槭撬母g以及水中微粒阻塞毛細(xì)孔導(dǎo)致了升華器性能的退化。

最終登月艙飛行數(shù)據(jù)表明水升華器運(yùn)行穩(wěn)定，性能滿(mǎn)足要求，同最初的預(yù)測(cè)相符。

5 總結(jié)

本文結(jié)合“水星”、“雙子星”、神舟飛船熱控系統(tǒng)調(diào)研得到“阿波羅”登月飛行器熱控設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)為：指令艙與服務(wù)艙獨(dú)特的停滯式輻射器流體回路系統(tǒng)，獨(dú)特的指令艙熱控涂層系統(tǒng)，消耗型相變熱排散系統(tǒng)。并進(jìn)一步研究了其熱控實(shí)施過(guò)程、設(shè)計(jì)和制造存在的難點(diǎn)和解決措施。為我國(guó)載人深空探測(cè)飛行器熱控設(shè)計(jì)提供了新的思路。

通過(guò)對(duì)登月艙早期熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案及最終的熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案的對(duì)比，得到兩種方案的優(yōu)缺點(diǎn)。進(jìn)一步結(jié)合探月任務(wù)的需要，比較了長(zhǎng)期探月任務(wù)同短期探月任務(wù)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的差別。

綜上所述，可以了解“阿波羅”登月飛行器熱控的設(shè)計(jì)特點(diǎn)為：

（1）主動(dòng)熱控為主，被動(dòng)熱控為輔；

（2）系統(tǒng)設(shè)計(jì)冗余備份較少，可靠性、安全性較低。例如流體回路系統(tǒng)主回路失效后，次回路僅能維持飛船低負(fù)荷運(yùn)行需要；

（3）方案設(shè)計(jì)技術(shù)儲(chǔ)備嚴(yán)重不足，熱控系統(tǒng)方案前期和后期變化較大。 ◇

［1］Apollo Program.Wikipedia.http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo_program.2011.

［2］T.Kelly.A Review of the Apollo Lunar Program and Its Lesson for Future Space Mission［J］.AIAA 90-3617，1990.

［3］Apollo Command/Service Module.Wikipedia.11http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo Command/Service Module.2011.

［4］Apollo Lunar Module.Wikipedia.http://en.wikipedia.org/wiki/Lunar Module.2011.

［5］黃家榮，范宇峰，禹頌耕，于新剛.神舟七號(hào)飛船單相熱控流體回路在軌性能評(píng)價(jià)［J］.航天器工程，2009，Vol.18.

［6］Gretchen Reavis.Analytical Investigation of Pumped Fluid Loop Radiators for Orion Spacecraft［J］.2007.

［7］P.M.Summerhays，J.Angelone，W.A.Whitten，G.B.Whisenhunt.Test Report for Qualification Test of An Apollo Block II ECS Radiator Subsystem［R］，1967.

［8］Frank H.Samonski，Elton M.Tucker.Apollo Experience Report―Command and Service Module Environmental Control System［R］.NASA Technical Note，NASA TN D―6718，1972.

［9］Grant Anderson，C.E.Martin.Evaluation and Application of Apollo ECLS/ATCS Systems to Future Manned Missions［J］.43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，AIAA 2005-703，2005.

［10］Mark Williamson.Spacecraft Technology―The early years［M］，2006.

［11］G.M.Yanizeski.AAP CM―SM Thermal control System Case620［R］.1968.

［12］A.Hook，A.Schmidt，M.Tamil.Final Report LEM Radiator Study［R］.1965.

［13］Richard J.Gillen，James C.Brady.Apollo Experience Report―Lunar Module Environmental Control System［R］.NASA Technical Note，NASA TN D―6724，1972.