寧獻(xiàn)文，李勁東，王玉瑩，蔣凡

北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094

熱控系統(tǒng)是航天器的重要組成部分，其任務(wù)為：針對航天器全壽命周期任務(wù)，分析和識別外部空間環(huán)境、任務(wù)特征及自身特性，在滿足來自外部環(huán)境和航天器對熱控技術(shù)約束的前提下，綜合運(yùn)用合理的熱控技術(shù)，對熱量的吸收、傳輸、排散等環(huán)節(jié)進(jìn)行調(diào)節(jié)，保證與熱相關(guān)的參數(shù)滿足航天器可靠完成預(yù)定功能的要求[1-4]。

航天器熱控屬于空間熱物理領(lǐng)域，以傳熱學(xué)、工程熱力學(xué)和流體力學(xué)為基礎(chǔ)，涉及空間環(huán)境、材料、化學(xué)、力學(xué)、光學(xué)等學(xué)科，是一項(xiàng)多學(xué)科多專業(yè)交叉與綜合的系統(tǒng)工程技術(shù)。從航天器研制流程來看，熱控貫穿航天器研制始終，其技術(shù)水平不但對提高航天器總體水平、縮短研制周期、節(jié)省研制經(jīng)費(fèi)起著重要作用，而且直接關(guān)系到航天器總體性能及技術(shù)指標(biāo)的先進(jìn)性、可靠性、安全性和在軌工作壽命。

所謂熱控系統(tǒng)，是指多種熱控產(chǎn)品或技術(shù)按照一定設(shè)計(jì)原則組合而成的、具有實(shí)現(xiàn)航天器熱控制功能的有機(jī)整體[5-6]。

經(jīng)過50年的發(fā)展，尤其是近20年空間技術(shù)的跨越式發(fā)展，中國航天器研制取得了很大的成績，形成了對地觀測衛(wèi)星、導(dǎo)航定位衛(wèi)星、通訊衛(wèi)星等多個系列應(yīng)用衛(wèi)星，在載人、深空與空間科學(xué)探測方面也取得了很多重大成果[7]。完成型號任務(wù)的同時，在航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建及相關(guān)技術(shù)方面也取得了巨大的進(jìn)步，為后續(xù)發(fā)展打下了良好的基礎(chǔ)[8]。特別是在載人航天、探月工程等國家科技重大專項(xiàng)的有效牽引下，更是有效推動了中國航天器新型熱控系統(tǒng)的跨越式發(fā)展。

本文綜合評述了中國航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建的最新研究成果和進(jìn)展，對已報道研究工作進(jìn)行了總結(jié)，并在分析與國外相關(guān)差距基礎(chǔ)上，指出了今后的研究方向。

1 熱控系統(tǒng)構(gòu)建概述

圖1給出了熱控系統(tǒng)的構(gòu)建過程，即根據(jù)各種設(shè)計(jì)要求與設(shè)計(jì)條件，完成散熱布局設(shè)計(jì)、熱收集、熱傳輸方式選擇以及具體熱控措施選擇等設(shè)計(jì)內(nèi)容，形成熱控方案，并通過單機(jī)、子系統(tǒng)、系統(tǒng)與整器級試驗(yàn)驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)的正確性。

熱控系統(tǒng)主要分為兩類(圖2)：一類是以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統(tǒng)熱控系統(tǒng)，另一類是以主動熱控為主、基于熱管理理念的新型熱控系統(tǒng)[1-4]。

目前大多數(shù)航天器都采用以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統(tǒng)熱控系統(tǒng)，并獲得了巨大的成功[1,8]。熱控系統(tǒng)一般由電加熱器、熱敏電阻、常規(guī)熱管與多層隔熱組件等組成，具有產(chǎn)品結(jié)構(gòu)簡單、可靠性高與成本低等優(yōu)點(diǎn)。但由于其熱量收集、熱量傳輸與熱量排散3個功能模塊之間在系統(tǒng)層面上沒有形成直接的熱耦合，熱量傳輸和綜合利用的功能弱，散熱面開設(shè)位置分散且相互獨(dú)立，使得熱控系統(tǒng)對總體布局和結(jié)構(gòu)的依賴性強(qiáng)，調(diào)節(jié)與適應(yīng)能力相對較差[5-6]。

隨著航天技術(shù)的不斷發(fā)展，航天器越來越復(fù)雜，逐步演化出以主動熱控為主、基于熱管理理念的新型熱控系統(tǒng)，其一般具備4個特征[6]：

1) 調(diào)節(jié)與適應(yīng)能力強(qiáng)，通過輻射器散熱面或消耗性熱排散裝置，能夠?qū)⒑教炱鲀?nèi)廢熱充分排出，并設(shè)計(jì)有統(tǒng)一可控的熱量傳輸通道，適應(yīng)空間環(huán)境及自身任務(wù)的變化。

2) 系統(tǒng)不確定性小，通過航天器外部最大程度的隔熱設(shè)計(jì)，盡量降低外部環(huán)境的影響，使得熱控系統(tǒng)的補(bǔ)償功耗低，不確定性小。

圖1 航天器熱控系統(tǒng)構(gòu)建過程Fig.1 Construction of spacecraft thermal control system

圖2 航天器熱控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)演化Fig.2 Structure evolution of spacecraft thermal control system

3) 溫度均勻性好、散熱效率高，通過航天器內(nèi)等溫化設(shè)計(jì)，構(gòu)建出一個內(nèi)部熱量收集、共享的等溫?zé)峥偩€系統(tǒng)，使得航天器溫度均勻，散熱效率高。等溫?zé)峥偩€可由流體回路、環(huán)路熱管(LHP)或熱管網(wǎng)絡(luò)等熱控具體手段實(shí)現(xiàn)。

4) 符合熱管理理念，通過合理組織和調(diào)配航天器各部分熱量，從而實(shí)現(xiàn)熱量合理有效的收集、傳輸、排散與利用，達(dá)到航天器整體熱量的統(tǒng)一管理和優(yōu)化利用。

2 中國航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建研究現(xiàn)狀

2.1 應(yīng)用衛(wèi)星

對地觀測衛(wèi)星、導(dǎo)航定位衛(wèi)星、通訊衛(wèi)星(圖3 為中國研制的DFH-4平臺衛(wèi)星)等多個系列應(yīng)用衛(wèi)星數(shù)量最多，且與人類生活的關(guān)聯(lián)度也最高，獲得的成績也最大。比如中國自主建設(shè)、獨(dú)立運(yùn)行的北斗三號導(dǎo)航系統(tǒng)(BDS)已經(jīng)完成基本系統(tǒng)建設(shè)，開始提供全球服務(wù)。

圖3 DFH-4平臺衛(wèi)星在軌展開示意圖Fig.3 On-orbit expansion diagram of DFH-4 platform satellite

對應(yīng)用衛(wèi)星來說，熱控系統(tǒng)構(gòu)建時需要更多地考慮低成本、技術(shù)成熟度與繼承性等因素。鑒于此，應(yīng)用衛(wèi)星基本上都采用以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的傳統(tǒng)熱控系統(tǒng)[1]。

熱控系統(tǒng)構(gòu)建的主導(dǎo)思想為：

1) 設(shè)計(jì)上利用構(gòu)型布局、分區(qū)局部散熱，即將大熱耗設(shè)備都直接安裝在散熱面上進(jìn)行散熱，散熱面內(nèi)一般采用熱管進(jìn)行等溫化，必要時可采用正交熱管網(wǎng)絡(luò)，以適應(yīng)熱耗分布不均勻的情況，提高散熱面利用效率。

2) 設(shè)計(jì)過程中盡量優(yōu)化調(diào)整各散熱面的面積配比值(加權(quán)值)，合理利用太陽輻照、地球反照與地球紅外3種外熱流，以便航天器能夠在整個壽命周期內(nèi)吸收的外熱流總量變化最小，使得熱控對電補(bǔ)償功率的需求盡量小。

比如DFH-4平臺通信衛(wèi)星熱控系統(tǒng)，其絕大部分發(fā)熱設(shè)備布置在衛(wèi)星的南北板上(同時作為散熱面)，少量發(fā)熱設(shè)備(如動量輪、陀螺等)布置在內(nèi)部結(jié)構(gòu)板上。此外，熱控還使用正交熱管網(wǎng)絡(luò)拉平各設(shè)備之間的溫度，以提高整體散熱效率。低溫工況時則使用電加熱器維持設(shè)備處于合適的溫度水平[1]。

近年來，隨著航天器平臺技術(shù)的不斷發(fā)展以及新型載荷的不斷出現(xiàn)，應(yīng)用衛(wèi)星也開始逐漸使用一些新型主動熱控技術(shù)來解決自身面臨的技術(shù)難題，比如實(shí)踐十號返回式衛(wèi)星已經(jīng)成功應(yīng)用泵驅(qū)單相流體回路技術(shù)[9]，部分大型通信衛(wèi)星與遙感衛(wèi)星也開始嘗試使用泵驅(qū)單相流體回路熱控技術(shù)解決相應(yīng)的熱控設(shè)計(jì)難題，但與國外相比仍有一定差距[10-12]。

2.2 載人航天器

載人航天器一般具有以下3個特征：

1) 工作模式多，且由于宇航員的因素，必須存在密封艙環(huán)境，使得溫度、濕度、壓力等熱控要求大幅提高。

2) 艙段多、內(nèi)部熱量大，設(shè)備、儀器數(shù)量多且復(fù)雜，各設(shè)備對熱控的要求不同。

3) 載人航天器熱控設(shè)計(jì)會涉及環(huán)控生保系統(tǒng)與結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，設(shè)計(jì)約束也增加較多。

對于載人航天器來說，僅是保障宇航員在不同工作模式下都處于一個合適的溫度、濕度環(huán)境，傳統(tǒng)熱控系統(tǒng)就很難完成，即使能夠滿足所付出的資源代價也是難于承受的。再加上各類設(shè)備的不同溫區(qū)要求，使得傳統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)方法不能滿足載人航天器需求。此外，傳統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)方法也不能有效全面協(xié)調(diào)熱控與環(huán)控生保的關(guān)系。

這種情況下，熱管理概念的引進(jìn)就成為一種必然選擇[13-25]，即普遍采用以“流體回路+對流通風(fēng)”為核心的主動熱控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)熱量的收集、輸運(yùn)和排散，對于內(nèi)部和外部熱負(fù)荷的變化，通過各種調(diào)節(jié)方式，控制回路之間的換熱量和輻射器向外部空間的散熱量，進(jìn)而控制不同的艙段在要求的溫度水平上。引入熱管理理念后，熱控能夠從系統(tǒng)角度出發(fā)，對航天器有關(guān)熱環(huán)境和子系統(tǒng)的熱行為進(jìn)行統(tǒng)一的調(diào)節(jié)、分配和管理，統(tǒng)一協(xié)調(diào)熱控、環(huán)控及其他系統(tǒng)之間的關(guān)系，從而起到優(yōu)化、提高系統(tǒng)功能的作用。

圖4給出了中國空間站核心艙熱管理系統(tǒng)原理示意[16-17]，其包括主動熱控系統(tǒng)和被動熱控系統(tǒng)。主動熱控系統(tǒng)包括通風(fēng)系統(tǒng)、流體回路系統(tǒng)和主動電加熱系統(tǒng)；被動熱控系統(tǒng)包括隔熱、保溫、散熱等熱控措施。航天器熱量在熱源、通風(fēng)回路系統(tǒng)、流體回路系統(tǒng)和外層空間之間經(jīng)歷3級換熱。第1級換熱：通風(fēng)系統(tǒng)通過流動空氣收集設(shè)備和人體產(chǎn)生的熱量；第2級換熱：通風(fēng)系統(tǒng)將空氣中的熱量通過冷凝干燥組件傳遞給流體回路，同時對空氣進(jìn)行冷卻除濕；第3級換熱：流體回路將熱量通過輻射器排散到外部空間。

圖4 中國空間站核心艙熱管理系統(tǒng)原理示意圖[16-17]Fig.4 Schematic diagram of China’s Space Station core module thermal management system[16-17]

主動熱控系統(tǒng)對載人熱環(huán)境的調(diào)節(jié)措施主要有3個：① 能夠?qū)崟r控制低溫?fù)Q熱器外回路入口工質(zhì)溫度，進(jìn)而控制冷凝干燥器入口工質(zhì)溫度；② 調(diào) 節(jié)冷凝干燥器風(fēng)門開度，控制空氣傳遞到低溫內(nèi)回路的熱量；③ 在通風(fēng)回路上設(shè)置空氣電加熱措施，在低熱負(fù)荷狀態(tài)下向空氣中補(bǔ)熱。

對于不同溫區(qū)要求的各類設(shè)備，可通過設(shè)置不同溫區(qū)的內(nèi)回路予以解決，比如圖4的中溫內(nèi)回路。

空間站熱管理系統(tǒng)通過流體回路實(shí)現(xiàn)熱量的統(tǒng)一收集、傳遞與排散，形成一個基于流體回路等溫?zé)峥偩€的熱量收集與共享系統(tǒng)，艙體與外部空間最大程度的隔熱設(shè)計(jì)，輻射器面積按照最大內(nèi)部熱負(fù)荷與外熱流條件設(shè)計(jì)得出，內(nèi)部熱負(fù)荷與輻射器之間可通過溫控閥、冷凝干燥器風(fēng)門等形成統(tǒng)一可控的熱量傳輸通道。

圖5是中國正在研制的空間站最大擴(kuò)展構(gòu)型，核心艙在軌還存在與載人飛船、貨運(yùn)飛船以及實(shí)驗(yàn)艙Ⅰ、Ⅱ?qū)雍笮纬傻慕粫咏M合體熱管理狀態(tài)，一般情況下是通過艙段間通風(fēng)實(shí)現(xiàn)組合體密封艙間空氣溫、濕度和污染物等載人環(huán)境條件的統(tǒng)一控制和調(diào)節(jié)，圖4僅給出了與飛船對接后的熱管理示意，其他艙段對接熱管理方式都與之類似。但與國際空間站有一定區(qū)別，中國空間站各艙段之間未完全采用公共流體回路系統(tǒng)[25]。

圖5 中國空間站最大擴(kuò)展構(gòu)型Fig.5 Maximum expansion configuration of China’s Space Station

2.3 深空探測航天器

深空與空間科學(xué)探測領(lǐng)域，由于任務(wù)模式的多樣化，使得熱控設(shè)計(jì)也呈現(xiàn)出很大的多樣性。目前，中國已圓滿實(shí)現(xiàn)了探月工程一期“繞”和二期“落”的目標(biāo)，正在實(shí)施三期“回”的工程研制。同時，首次火星探測任務(wù)已經(jīng)立項(xiàng)，其他多項(xiàng)深空探測任務(wù)也在論證中。這些任務(wù)的順利實(shí)施推動了中國熱控技術(shù)的進(jìn)步。

2.3.1 嫦娥一號衛(wèi)星

與地球軌道應(yīng)用衛(wèi)星相比，作為中國首個繞月軌道的航天器，嫦娥一號衛(wèi)星最重要的區(qū)別是會經(jīng)歷月球軌道熱環(huán)境，熱控系統(tǒng)主要面臨兩個方面的技術(shù)難點(diǎn)[26-27]：

1) 能夠適應(yīng)地球與月球軌道熱環(huán)境，特別月球最大紅外輻射強(qiáng)度是地球的6倍多，會給散熱面選擇與設(shè)計(jì)造成很大困難。

2) 如何保證蓄電池、CCD立體相機(jī)等重點(diǎn)單機(jī)設(shè)備在復(fù)雜、惡劣環(huán)月軌道外熱流下的溫度水平。

考慮到嫦娥一號總體上繼承東方紅三號平臺(其在軌外形與圖3類似)，且除去更為復(fù)雜、惡劣的月球外熱流外，其他方面與地球軌道衛(wèi)星還是較為近似，熱控系統(tǒng)在構(gòu)建上與大多數(shù)應(yīng)用衛(wèi)星類似[26]，設(shè)計(jì)主導(dǎo)思想還是利用構(gòu)型布局、分區(qū)局部散熱，低溫工況利用電加熱器維持儀器設(shè)備處于合適的溫度水平。

即通過光學(xué)二次表面鏡(OSR)散熱面與多層的合理布局解決了月球強(qiáng)紅外輻射下的適應(yīng)性難題；利用槽道熱管實(shí)現(xiàn)了箱式衛(wèi)星相對兩艙間的熱耦合，提高了蓄電池組控溫品質(zhì)；國際上首次研制并成功應(yīng)用了相變材料熱管，為CCD立體相機(jī)的熱控制提供了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)[26-27]。

2.3.2 嫦娥三號探測器

嫦娥三號探測器(包括著陸器和巡視器，見圖6)是中國首個地外天體軟著陸與巡視的航天器。由運(yùn)載火箭發(fā)射升空后，經(jīng)發(fā)射段、地月轉(zhuǎn)移段、環(huán)月段和動力下降段等過程，以軟著陸的方式降落在月球虹灣地區(qū)；之后，著陸器釋放巡視器，各自獨(dú)立開展月面探測工作。

圖6 嫦娥三號探測器在軌展開示意圖Fig.6 On-orbit expansion diagram of Chang’E-3

嫦娥三號探測器熱控設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)考慮以下兩方面約束[28-29]：

1) 相對于嫦娥一號，其熱環(huán)境更為復(fù)雜、惡劣，不僅需要經(jīng)歷環(huán)月軌道，還需要克服著陸后長達(dá)14個地球日的月夜極端低溫(約-180 ℃)與月晝高溫(約120 ℃)的交替影響。

2) 月面g/6重力環(huán)境對熱控部件的影響，以及著陸姿態(tài)不確定、巡視器移動過程中姿態(tài)改變等帶來的環(huán)境條件變化的影響。

鑒于此，嫦娥三號探測器構(gòu)建出如圖7所示的熱控系統(tǒng)[28-30]，即

1) 結(jié)合任務(wù)情況，實(shí)行分器獨(dú)立設(shè)計(jì)，分艙隔熱設(shè)計(jì)。即將著陸器、巡視器各自進(jìn)行熱控設(shè)計(jì)，盡量減少相互間影響。著陸器則采用“分艙熱設(shè)計(jì)”思路，根據(jù)設(shè)備用途分為±Y艙、-Z艙與中心艙，其中-Z艙與中心艙布置著陸后不再使用的設(shè)備，各艙自身獨(dú)立形成熱設(shè)計(jì)狀態(tài)，各艙之間采用隔熱設(shè)計(jì)。

2) 選擇有利的散熱面方位。與應(yīng)用衛(wèi)星根據(jù)構(gòu)型布局就近設(shè)置散熱面不同，由于月面強(qiáng)紅外的影響，著陸器、巡視器主散熱面只能“朝天”布置，以盡量減小月面高溫對散熱能力的影響。

3) 國際上首次采用“同位素?zé)嵩?RHU)+月球重力驅(qū)動兩相流體回路”熱量供給方法，再結(jié)合著陸器可變熱導(dǎo)熱管(VCHP)與巡視器收攏太陽翼，解決探測器月夜長期極低溫生存難題。對于著陸器來說，月晝期間兩相流體回路控制閥關(guān)閉，RHU與探測器內(nèi)部處于熱隔離狀態(tài)，著陸器通過可變熱導(dǎo)熱管將熱量傳輸至散熱面排散；月夜期間控制閥開啟，利用兩相流體回路將RHU熱量引入到需要的±Y艙內(nèi)，此時可變熱導(dǎo)熱管會根據(jù)溫度自適應(yīng)斷開設(shè)備與OSR散熱面的熱耦合。巡視器與著陸器類似，只是在月晝期間打開太陽翼，露出散熱面排散熱量；月夜期間通過收攏太陽翼覆蓋散熱面，減少艙體漏熱。

圖7 嫦娥三號探測器熱控系統(tǒng)示意圖Fig.7 Schematic diagram of Chang’E-3 thermal control system

2.3.3 嫦娥五號探測器

正在實(shí)施的探月工程三期嫦娥五號探測器(圖8)將實(shí)現(xiàn)中國首次月球無人采樣返回任務(wù)，探測器由著陸器、上升器、軌道器和返回器4部分組成。

探測器發(fā)射進(jìn)入月球軌道后分離為兩個組合體，軌道器和返回器(簡稱軌返組合體)在環(huán)月軌道上運(yùn)行，著陸器和上升器(簡稱著陸上升組合體)降落在月球預(yù)定區(qū)域，完成月球表面自動采樣后，上升器攜帶樣品從月面起飛，并與軌返組合體對接，將上升器里的樣品轉(zhuǎn)移到返回器上，再把上升器分離掉，之后軌返組合體返回地球，具體飛行過程見圖9。

圖8 嫦娥五號探測器構(gòu)型圖Fig.8 Configuration diagram of Chang’E-5

與嫦娥三號探測器相比，盡管不再經(jīng)歷月夜極低溫，但嫦娥五號探測器仍面臨以下兩方面主要困難[31-32]：

1) 對于軌返組合體來說，軌道器主要需要適應(yīng)月球強(qiáng)紅外輻射。返回器則需要解決慣性測量單元(IMU)標(biāo)定階段大功率散熱、在軌貯存時小功率保溫與高速返回過程中高溫隔熱3個不同任務(wù)階段之間的突出矛盾，以及狹小、局促空間內(nèi)設(shè)備熱量的收集、傳輸、排散與阻斷難題[31]。

2) 對于著陸上升組合體來說，一是組合體狀態(tài)下著陸器頂面被上升器遮擋嚴(yán)重，自身缺乏有效散熱通道；二是月面采樣必須在月晝正午高溫條件下48 h內(nèi)完成，此時短期熱耗大，約是嫦娥三號著陸器月面狀態(tài)的3倍，經(jīng)分析僅靠自身固定散熱面無法完成熱量的排散[32]。

鑒于此，嫦娥五號探測器構(gòu)建出如圖10所示的熱控系統(tǒng)[31-32]，具體描述如下：

1) 根據(jù)工作模式與組合狀態(tài)，將探測器分為軌返組合體與著陸上升組合體開展熱控設(shè)計(jì)。其中著陸器和上升器形成的組合體存在長期組合工作模式，且著陸器自身缺少有效散熱通道，需要借助上升器進(jìn)行散熱，所以統(tǒng)一構(gòu)建熱控系統(tǒng)。返回器與軌道器任務(wù)模式上較為獨(dú)立，所以各自獨(dú)立構(gòu)建熱控系統(tǒng)。

圖9 嫦娥五號探測器飛行軌跡過程示意圖Fig.9 Schematic of Chang’E-5 flight trajectory

圖10 嫦娥五號探測器熱控系統(tǒng)示意圖[31-32]Fig.10 Schematic diagram of Chang’E-5 thermal control system[31-32]

2) 軌道器充分繼承嫦娥一號環(huán)月熱控設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，利用構(gòu)型布局、分區(qū)局部散熱，采用預(yù)埋熱管網(wǎng)絡(luò)形成中心儀器圓盤等溫化設(shè)計(jì)，提高散熱效率，低溫工況利用電加熱器維持儀器設(shè)備處于合適的溫度水平。

3) 針對返回器不同階段多約束條件下的熱控設(shè)計(jì)難題，構(gòu)建出一種基于環(huán)路熱管“熱開關(guān)”的小型再入返回類航天器新型熱控系統(tǒng)。即IMU工作時，通過3根預(yù)埋熱管將產(chǎn)生的熱量傳遞給環(huán)路熱管，使得器內(nèi)設(shè)備處于合適的溫度水平。IMU存儲時，利用環(huán)路熱管的熱二極管特性，阻斷環(huán)路熱管以減少艙內(nèi)漏熱量。此外，環(huán)路熱管管徑一般在幾個mm級，允許復(fù)雜的布局和彎曲的傳輸路徑。能夠同時解決IMU不同階段的熱耦合矛盾與返回器狹小、局促空間內(nèi)設(shè)備熱量的收集、傳輸、排散與阻斷難題；該設(shè)計(jì)已在探月工程三期飛行試驗(yàn)任務(wù)上得到了有效驗(yàn)證。

4) 針對月面采樣短期任務(wù)特征，構(gòu)建出一套以“泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線+水升華器”為核心的著陸上升組合體一體化熱管理系統(tǒng)。通過泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線實(shí)現(xiàn)組合體內(nèi)部等溫化，將組合體大部分艙內(nèi)設(shè)備熱耗耦合至泵驅(qū)小型單相流體回路熱總線上，可在組合體小熱耗工作模式時利用總線上部分開機(jī)設(shè)備提升不開機(jī)設(shè)備的溫度水平。在組合體月面大熱耗工作模式時采用“固定輻射器+水升華器”聯(lián)合對整個組合體設(shè)備進(jìn)行降溫，實(shí)現(xiàn)著陸器、上升器熱量與熱沉的綜合管理與利用。有效解決了著陸器自身缺乏有效散熱通道與組合體月晝正午短期大熱耗工作模式散熱等技術(shù)難題，并已在熱平衡試驗(yàn)中得到有效驗(yàn)證[32]。

從新型熱控系統(tǒng)方面評述，嫦娥五號探測器在國內(nèi)首次將高適應(yīng)能力主動熱控系統(tǒng)應(yīng)用到深空探測航天器上，推動了中國深空探測航天器熱控技術(shù)的跨越式發(fā)展。

另外，在型號任務(wù)研制過程中，北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部還結(jié)合嫦娥五號工程背景，對水升華器開展了大量的基礎(chǔ)理論研究工作[33-38]，獲得了豐富的研究成果，解決了工程研制過程中遇到的空間熱物理問題，有力支持了探月工程三期任務(wù)的研制工作。

對于中國首次火星探測任務(wù)，熱控面臨的主要困難是對塵暴、低氣壓、低溫等新環(huán)境的適應(yīng)性。與美國系列火星探測任務(wù)均采用以“泵驅(qū)單相流體回路熱總線+同位素核熱源/核電源”為核心的主動熱控系統(tǒng)有所不同[39-43],考慮到中國在同位素核熱源/核電源等相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域儲備因素，火星探測器構(gòu)建出以納米氣凝膠、相變儲能裝置與太陽能集熱器等被動熱控措施為主的新型熱控系統(tǒng)，其能夠在白晝利用太陽能集熱器收集太陽能，采用相變儲能裝置儲存熱能，利用納米氣凝膠等被動措施解決火星夜晚低氣壓環(huán)境下的設(shè)備保溫問題[44]。

此外，在新型熱控系統(tǒng)研發(fā)方面，北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部、上海衛(wèi)星工程研究所、北京航空航天大學(xué)與清華大學(xué)等相關(guān)機(jī)構(gòu)也取得了一定的研究成果[45-51]，尤其是泵驅(qū)兩相流體回路技術(shù)已經(jīng)得到過搭載驗(yàn)證[47]。

通過上述研究分析可以看出，在航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建方面，中國目前整體上還與國際領(lǐng)先水平有一定差距，但也取得了很大進(jìn)展，甚至在某些技術(shù)上獲得了重要突破，具體歸納如下：

1) 針對不同任務(wù)需求，中國應(yīng)用衛(wèi)星在原有成熟熱控系統(tǒng)基礎(chǔ)上，開始引入主動熱控設(shè)計(jì)理念，構(gòu)建以泵驅(qū)單相流體回路為核心的新型熱控系統(tǒng)，但在工程應(yīng)用層面與國外差距還比較大[52-55]。

2) 載人航天領(lǐng)域已經(jīng)廣泛使用了以“流體回路+對流通風(fēng)”為核心的新型主動熱控系統(tǒng)，并已開發(fā)出大量可供選擇的模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化、工程化產(chǎn)品，但部分核心熱控產(chǎn)品在壽命與可靠性方面與國外相比仍有一定差距[56-58]。

3) 深空探測領(lǐng)域，探月工程嫦娥系列探測器在熱控方面取得了巨大的成功，針對不同的任務(wù)需求，構(gòu)建出各種不同的新型熱控系統(tǒng)，開發(fā)出以相變材料熱管、重力驅(qū)動兩相流體回路、環(huán)路熱管與水升華器等為代表的多種新型熱控產(chǎn)品。但與國外相比，應(yīng)用新型主動熱控系統(tǒng)的深空探測航天器還比較少，特別是長壽命、高可靠新型熱控產(chǎn)品方面差距更大，亟待突破。

3 結(jié)論與展望

綜上所述，熱控技術(shù)屬于空間熱物理領(lǐng)域，是由工程熱物理與航天技術(shù)相互促進(jìn)發(fā)展形成的一門交叉學(xué)科。本文綜合評述了中國航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建方面的最新研究成果和進(jìn)展，現(xiàn)有研究表明：在載人航天、探月工程等國家科技重大專項(xiàng)的推動下，構(gòu)建出各種不同的新型熱控系統(tǒng)，開發(fā)出以泵驅(qū)單相流體回路、重力驅(qū)動兩相流體回路、相變材料熱管、環(huán)路熱管與水升華器等為代表的一大批新型熱控產(chǎn)品，有效解決了相關(guān)領(lǐng)域航天器研制過程中的工程熱物理問題，推動了中國航天器熱控技術(shù)的跨越式發(fā)展。

此外，隨著航天事業(yè)的飛速發(fā)展，對航天器熱控的優(yōu)化和提高提出了越來越高的要求，熱控技術(shù)已經(jīng)成為制約航天器設(shè)計(jì)水平的關(guān)鍵瓶頸技術(shù)之一。從國內(nèi)外技術(shù)發(fā)展趨勢來看，大規(guī)模復(fù)雜系統(tǒng)熱管理技術(shù)、能源再生與原位利用技術(shù)、結(jié)構(gòu)熱控一體化集成技術(shù)與高精、高穩(wěn)熱控技術(shù)等是當(dāng)前熱控領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，而泵驅(qū)兩相流體回路(含熱泵)、智能熱控涂層、高導(dǎo)熱材料、超級隔熱材料以及納米增強(qiáng)界面導(dǎo)熱填料等都是構(gòu)建新型熱控系統(tǒng)不可或缺的手段。

在分析中國航天器新型熱控系統(tǒng)構(gòu)建與航天領(lǐng)先國家差距的基礎(chǔ)上，結(jié)合當(dāng)前航天發(fā)展和工程需要，今后應(yīng)重點(diǎn)開展以下4個方面的研究：

1) 突破中國目前航天器被動熱控為主的熱控系統(tǒng)體制結(jié)構(gòu)的局限性，發(fā)展新型高自主適應(yīng)能力的航天器熱控體系結(jié)構(gòu)與智能熱控技術(shù)，提高中國航天器在軌自主適應(yīng)能力與智能調(diào)控能力，以適應(yīng)中國未來航天器的發(fā)展需求。

2) 充分利用中國載人航天、深空與空間科學(xué)探測、北斗導(dǎo)航和高分專項(xiàng)等航天領(lǐng)域的牽引作用，解決好工程研制中遇到的空間熱物理問題，大力推動中國航天器新型熱控系統(tǒng)的發(fā)展與技術(shù)創(chuàng)新。

3) 與國外航天強(qiáng)國相比，中國在長壽命、高可靠核心熱控產(chǎn)品方面仍有較大的差距，需要盡快研發(fā)出一批用于支撐新型熱控系統(tǒng)的長壽命、高可靠與高性能技術(shù)產(chǎn)品，以滿足未來航天器平臺模塊化、標(biāo)準(zhǔn)化、小型化、一體化與快速集成的需要。

4) 很多熱控產(chǎn)品會涉及復(fù)雜的工程熱物理基礎(chǔ)理論問題，比如水升華器、環(huán)路熱管以及深低溫?zé)峥禺a(chǎn)品等，再加上空間微重力等應(yīng)用場景的特殊性，研究難度極高，可作為前沿課題加以重點(diǎn)研究，以便在解決工程問題的同時推動中國空間熱物理領(lǐng)域基礎(chǔ)理論的進(jìn)步，形成一種任務(wù)需求帶動基礎(chǔ)理論研究、基礎(chǔ)理論研究指導(dǎo)任務(wù)需求的良性循環(huán)。