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航天热治疗设置

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  航天热调节设备(Aerospace Thermal Conditioning Equipment )调节航天器内外的热交换过程,使其热平衡温度处于要求范围内的技术,又称航天器温度调节设备。航天器的热调节是以传热学和工程热力学的基本理论为基础的,是航天技术的重要组成部分。用于热调节的各种材料和设备组成航天器热调节系统。

  Aerospace Thermal Conditioning Equipment

  航天器是在十分严酷的温度条件下工作的,例如返回式航天器要经历-200°C以下到 10000°C以上的环境温度变化。航天器的结构、仪器设备和所载生物都无法承受这样剧烈的温度变化。人造地球卫星上的有些红外遥感器还需要有超低温工作环境;广播卫星的大功率行波管要求强化散热;一些航天器的电子设备舱要求均匀而恒定的温度环境;航天飞机则需要解决多次重复使用的防热问题。航天器热调节一般可分为空间运行段热调节和过渡段热调节。前者是各类航天器所共用的技术,是航天器热调节的主要内容;后者除地面段热调节以外,主要是返回型航天器和进入有大气行星的空间探测器需要采用的技术。

  空间运行段热调节 航天器在轨道上受到太阳和行星加热,并向温度相当于4K的宇宙空间散热。宇宙空间是超高真空环境,所以航天器是以辐射方式与周围环境进行热量交换的。空间运行段热调节可分为被动式和主动式两类。

  依靠选取不同的热控材料和合理的总装布局来处理航天器内外的热交换过程,使航天器的各部分温度在各种工作状态下都不超出允许的范围。被动式热调节本身没有自动调节温度的能力,但它简单可靠,是热调节的主要手段。

  一般常用的技术有:①在航天器外壳表面覆盖特殊的温控涂层,以降低表面的太阳吸收率热辐射率比值,这是航天器常用的热调节技术;②在外壳不同部位或仪器之间布置热管,把热端的热量导向冷端,减少部件、仪器之间的温度差;③在仪器或部件表面包敷多层隔热材料或低辐射率涂层,防止热量散失或阻隔其他热源;④采用在熔化、凝固过程中吸收和释放热量的相变材料,例如石蜡、水化物等,以缓和某些元、部件的高低温交替变化。除此之外航天器内部仪器设备的布局使热源分布合理并安排足够的传热通道,选择航天器外壳温度变化不大的表面作为仪器设备的散热热沉,以减少仪器设备的温度波动。

  当外热流或内热源发生变化时,自动调节航天器内部设备温度,并保持在规定的范围之内。主动热调节根据不同的传热方式分为辐射式、对流式和传导式三种:①辐射式热调节:当航天器内设备温度升高或下降时能自动改变表面组合热辐射率,从而改变散热能力以保持设备的温度范围,如热控百叶窗和热控旋转盘。②对流式热调节:在具有气体或流体循环调节的航天器内部改变流体的对流换热系数以实现温度调节,这类系统有液体循环和气体循环两种。流体在泵或风扇的驱动下将航天器内部热量引出,流经外部的热辐射器排向宇宙空间。③传导式主动热调节:将航天器内部设备的热量通过传导的方式散至外壳表面排向宇宙空间。热传导系数可以随设备的温度升降而改变,从而对设备温度起自动调节作用,如接触导热开关和可变热导的热管。电加热器也是航天器常用的主动热调节器件。电加热丝(片)安装在被加热部件上,通过遥控或自动调节加热。它的结构简单,使用方便,调节精度较高。

  过渡段热调节 航天器在发射前的地面段、发射段(上升段)和再入地球大气段或进入其他行星大气段所采取的热调节技术。地面段热调节是各类航天器共用的技术;发射段热调节仅用于发射时没有整流罩保护的航天器;再入段或进入段热调节是返回型航天器或进入有大气行星的空间探测器采取的热调节技术。

  主要指航天器在发射场的温度调节。发射场存在四季和昼夜的气温变化,为保证航天器的正常测试和适宜的起飞温度,在发射塔架上设有温度调节系统。地面段的温度调节比较容易实现,可以充分利用地面的电源、气源和低温系统。夏季采用氟利昂冷却或其他低温气体的表面式或混合式冷却系统;冬季采用电加热系统或热气系统。

  航天器在运载器运送下飞离地面,穿过大气层进入轨道过程的热调节。用运载火箭发射航天器时,航天器外面大多套有整流罩,以使航天器内部能保持良好的环境。航天飞机运送航天器进入空间时,航天器装在它的货舱内,环境条件可以调节和调节。

  许多返回型航天器和一些其他航天器用运载火箭发射时不带整流罩,发射环境比较恶劣,这些航天器在发射段直接经受气动加热,温度迅速增加,入轨后初期受温升滞后的影响,航天器内部的温度仍继续升高,上升段热调节的任务就是防止航天器结构和仪器设备过热。主要的措施是:①减少高温外壳传给内部仪器设备的热量;②增加仪器设备的热容量;③降低航天器在发射时的初始温度。

  这是航天器返回技术和进入行星大气层技术中的一项关键技术(见航天器进入技术)。利用大气阻尼可有效地消除航天器返回地球表面时的巨大动能,但是气动加热会引起航天器表面产生高温。解决方法是降低气动加热量,加强航天器的对外辐射散热和增加壳体的热容潜热,通常需要专门设计再入(进入)防热结构。

  人造卫星在离地球赤道300公里的轨道上运行时,有65-70%的时间,都受到太阳光的强烈辐射,致使卫星向阳的一面,温度可达到200℃。

  在高温和低温中,卫星内的仪器都无法使用。如何才能有效地控制卫星的体温呢?

  航天专家在为解决这一课题而苦苦探索之时,想到了在风雨中“不知冷”的蝴蝶。在蝴蝶身上,既没有兽类的皮毛,也没有鸟类的羽毛,它到底是凭什么来,御寒的呢?

  原来,蝴蝶的身体表面覆盖着一套细微的鳞片,形成无数个光镜,能够起到调节温度的作用。当气温升高,阳光直射到蝴蝶体表时,鳞片就会恰到好处地自动张开,以减少太阳光的直射角度,从而减少对热辐射能量的吸收;反之,当气温下降时,体表鳞片会紧紧地贴在身体表面,让阳光直射在鳞片上,从而增加体温。于是,科学家按照蝴蝶鳞片的控温原理,研制成一种巧妙而灵敏的仿生装置,顺利地解决了人造卫星在太空中的抗辐射、抗温差的问题。

  这种仿生装置的外形很像气象站的百叶窗,转动部位装有一种热胀冷缩的金属丝。当卫星飞至地球阳面温度超过标准时,金属丝就会受热膨胀,使叶片纷纷张开,将辐射散热能力大的那个表面朝向太空;当卫星温度迅速下降时,金属丝会遇冷立刻收缩,使每个叶片紧紧闭合,抑制卫星的散热。

  各国(美国、俄罗斯、欧洲、日本)的基本原理相同,以美国为例,各舱段带有气体温控系统包括实验舱、生活舱、气闸舱、节点舱 I 、II以及I 、II 、III号加压对接适配器。各舱的温湿度控制子系统设计指标:除湿功率/kW 3.5;最大空气流速/(L -s ) 194;控温范围/*C 18I3~26.7;控湿范围/% 25~70;最大工质流速/(kg ·h ) 558;质量/kg 93.6;最大耗电功率,w 467.5;控制档 3;露点温度/*C 4.4~15.6。

  硬件构成,舱内空气温湿度控制子系统主要包括 3 大模块:共用舱室空调组件,电子设备空调组件和舱 间通风组件。其中共用舱室空调组件不但负责舱室除湿降温,而且为温湿度控制提供动力源,为该子系统的核心部件。冷凝干燥器为一个四通道的冷却水横向交叉流动的结构,具有 33 个空气流通层及 34 个冷却层 ,安装在有褶边的不锈钢框架中。电子设备空调组件是一个高度集成的袖珍型组件 ,集成有入出口消音器、烟雾检测器、风扇、电动机、传感器、电子控制单元以及安装支架等。该组件的工作参数为:气流速度 18.9~56. 6 L/s,冷却水流速 45.4~81.7kg/h ,最大除热功率 1200 W (指气压在 101-3kPa 时)。

  头壳的面窗部分除应有透光良好外,还要有防雾、去湿的措施,因为航天员出舱活动时会遇上-150℃的低温,面窗内的温度也会下降。当降到空气露点以下时面窗上就会结雾,妨碍航天员的视线。已用的方法有通风去湿法、双层面窗法、电热面窗法和化学防雾剂等,以保障面窗的透明度。

  保暖层:在环境温度变化范围不大的情况下,保暖层用以保持舒适的温度环境。选用保暖性好、热阻大、柔软、重量轻的材料,如合成纤维絮片、羊毛和丝绵等。

  .International Space Station temperature and humidity control subsystem verification for Node 1

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本站文章于2019-11-03 14:04,互联网采集,如有侵权请发邮件联系我们,我们在第一时间删除。 转载请注明:航天热治疗设置
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