福蒂斯丘等主编的这本《航天器系统工程（下原 书第4版）》以空间任务需求为设计驱动，给出任务 及轨道选择之间的关系，在分析航天器的空间环境与 设计约束的基础上展开航天器设计，介绍了航天器发 射与运行控制密切相关的运载火箭系统和地面站及控 制系统，阐述了航天器的结构、机构、装配、集成和 测试、小卫星工程以及产品保证等内容。本书最后一 章是对前面各章专业知识的总结，并重点介绍一种系 统设计方法——并行工程设计，该章内容是全书的精 髓。
本书适合的读者对象是有志成为航天器设计师的 研究生、有航天经验的工程师和高级管理人员。
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11航天器热控〖1〗11.1前言航天器热控制是指对航天器设备和结构的温度进行控制?航天器需要进行热控制的原因主要有两个:①电子和机械设备有效可靠运行的温度范围通常较窄;②大多数材料具有非零热膨胀系数，温度变化意味着热变形?从设计上讲，航天器设备在室温或接近室温条件下运行最有效?其原因在于，航天器设备的多数电子和机械部件原本是为地面应用设计的?在室温下进行设备开发，最后的验证和飞行验收测试也容易得多和廉价得多?通常，一般的电子设备需要保持在-15~+50 ℃，充电电池为0~20 ℃，太阳阵展开机构?动量轮?陀螺等机械装置一般在0~50 ℃?当然，也有例外，例如，天文望远镜内的一些探测器要求降到很低的温度?许多航天器有效载荷需要很高的结构稳定性，必须将热变形减少到最小或严格控制?例如，追求天基望远镜更高的分辨率就意味着口径数米望远镜系统内的温度往往要稳定在零点几开尔文的范围?航天器热控制中涉及的热量来自航天器自身和空间环境?航天器产生热量的部件包括火箭推进器?电子装置和电池等，其中，火箭头部整流罩可以最大程度地减小上升段的热效应?来自空间环境的热量主要是太阳辐射?此外，航天器也以辐射方式向空间环境散热?得到热量和散发热量的平衡就决定了航天器的温度?航天器构形由很多因素决定，热控是其中之一?热控工程师的任务主要包括三部分:①热分析——对给定航天器构形进行分析，预测任务各阶段设备和结构的温度;②热设计——针对热分析结果中温度落在允许范围外的情况，设计合适的热控措施，如修改传热路径?调整加热器或辐射器等;③热试验——完成充分和恰当的试验，验证任务热分析的精确度和热预测的准确性?现代航天器(特别是进行太阳系探索或涉及载人飞行的航天器)通常由世界各地不同组织提供的硬件设备构成?航天器的客户和负责各阶段装配的承制单位往往要求这些硬件设备按照公认的标准方法和程序开发?在欧洲，相应标准化的控制权威是欧洲空间标准化协作机构(ECSS)?关于航天器热控工程专业学科的要求包含在ECSSEST31C[1]中?11.2热环境空间环境的一个重要特点是高真空度?通常，航天器发射后所进入轨道上的残余大气压力和阻力非常小(但通常不可忽略，国际空间站(ISS)就需要推进器定期补偿空气阻力)，极低的阻力同时也意味着不存在任何较大的气动加热，十分有利于热控设计?对于在轨运行的航天器，气动加热以及航天器与环境间的对流换热可以忽略不计?地球大气压力随高度的上升近似呈指数下降，在海拔100 km处，气压下降超过六个数量级[2]?绕地球运行的航天器的轨道通常高于海拔300 km，相应残余大气压力低于10-7 mb(毫巴，1 mb=100 Pa)?发射阶段需要采用合理的方案实现航天器从完全保护于发射装置内部到在空间自主运行的转换?当火箭确定时，头部整流罩越早分离，可以携带的有效载荷越多?然而，如果整流罩分离过早，动压和气动加热将会对航天器造成损害?一般而言，整流罩要在气动加热等于或小于入射太阳辐射加热时分离?分离高度与运载火箭和发射轨道的特征有关，大约为海拔100 km?因此，航天器热设计师可以忽略此处的气动加热效应?在重新进入大气层或进行空气制动操作时(见第5章)，需要给航天器提供专门的保护，确保不影响航天器的热设计?宇宙空间中的航天器通过辐射方式与周围环境进行相互作用，其特征是以下列方式进行能量交换(图11.1)?图11.1典型的航天器热环境
(1) 太阳直接辐射;(2) 行星反射(附近行星反射的太阳辐射);(3) 行星辐射(附近行星辐射的热能);(4) 航天器向深空的辐射?当上述前三种源头接收到的辐射能总和加上航天器内部发出的热耗散与航天器向深空的辐射能相等时，航天器将进入热平衡状态?正是这种平衡决定了航天器的物理温度?11.2.1太阳辐射热设计工程师所关注的太阳辐射参数有光谱分布?强度和光线的平行度?整个太阳系中的光谱分布可以认为是恒定的，太阳辐射强度或光谱能量的分布类似于普朗克曲线，具有5800 K的有效温度(见第2章)?这意味着绝大部分太阳辐射能(99%)处于150 nm~10 μm波长范围内，最大辐射强度对应的峰值波长在450 nm附近(处于可见光谱的黄色区域)?地球大气层外按日地平均距离(1 AU)计的太阳辐射强度称为太阳常数，其值约为(1371±5) W/m2?离太阳不同距离d的太阳辐射强度Js可由下式计算Js=P4πd2(11.1)
式中，P为太阳的总能量输出，3.856×1026 W?表11.1给出了太阳系中各星体距离太阳平均距离处的太阳辐射强度?表11.1星体的太阳辐射强度和反照率[3，4]
星体太阳辐射强度Js(1 AU距离辐射强度的百分数)反照率α水星6670.06~0.10金星1910.60~0.76地球1000.31~0.39月亮1000.07火星43.10.15木星3.690.41~0.52土星1.100.42~0.76天王星0.270.45~0.66海王星0.110.35~0.62冥王星0.0640.16~0.40太阳光线在地球附近(距离太阳1 AU)的发散角约为0.5°?热设计中，一般可以认为是平行光束?但是，对于在距离太阳很近位置上执行任务的航天器，则需要考虑发散角的影响?太阳辐射被行星表面和/或大气反射部分的比例称为行星反照率，其数值与行星表面和大气的特性十分相关?以地球为例，云的反照率高达0.8，而水和森林等表面的反照率则低至0.05[3，4]?令热控工程师欣慰的是，相对于大多数航天器的热惯性，反照率变化十分快，热设计中可以采用轨道平均反照率?就地球而言，平均反照率一般取为0.31~0.39?表11.1给出了太阳系中各星体的反照率?值得指出的是，对于距离太阳较远的行星，反照率的测量十分困难，表中所给出的数据应谨慎使用?虽然反照辐射的光谱分布与太阳不一致(行星表面各种各样的颜色就能证明这一点)，但从热控工程的角度来看，差异不大，可以忽略?入射到航天器上的反照辐射强度Ja是一个与行星的大小和反射特性?航天器的高度以及当地垂线与太阳光线之间的夹角β有关的复杂函数，具体可由可见角系数F表达Ja=JsaF(11.2)计算反照辐射的输入时，可以把地球看成一个漫反射球体，相应可见角系数的变化情况近似如图11.2所示?图11.2航天器反照辐射，β是当地垂线与太阳光线之间的夹角
值得注意的是，上面所述为近似处理?对于复杂的航天器，尤其是低轨道中的复杂航天器，每个外部表面元素的反照输入可能就要根据轨道的位置予以精确计算?此类复杂运算可以使用特殊软件工具进行处理?11.2.2行星辐射太阳系的行星温度都不是零值，都能辐射热量?由于温度相对较低，地球以红外波长辐射所有的热量，波长范围在2~50 μm，峰值波长约为10 μm?因此，地球辐射通常又称为热辐射?地球热辐射的光谱分布如图11.3所示[3]?大气基本上是不透明的，在8~13 μm光谱范围内有透明窗口?因此，航天器上看到的辐射由上层大气的辐射(该辐射具有218 K有效黑体温度)和穿过红外窗口的地球表面辐射组合而成?由于地球的温度随时间和地理位置而异，所以在轨航天器所受到的热辐射强度也会随时间和其在轨道上所处的位置而变化?事实上，由于地球相对于昼夜交替及季节变化的热惯性和航天器相对于轨道周期的热惯性均较大，使用平均地球辐照只会产生极小的误差?实际应用中，热控工程师可以假设地球在整个截面区域均具有强度为237 W/m2的热辐射?图11.3地球热辐射强度分布288 K的黑体曲线近似于地球表面辐射，218 K的黑体曲线近似于光谱区域中
不透明大气产生的辐射
由于辐射强度随轨道高度的升高按平方反比的规律下降，可以根据下式计算得出指定轨道高度上的地球辐射强度Jp的近似值(单位为W/m2)Jp=237RradRorbit2
式中，Rrad是地球有效辐射表面的半径，Rorbit是轨道半径?Rrad的精确数值很难确定，实际应用中，可以假定与地表半径RE相等?对于其他行星，则需要根据具体情况予以验证?例如，在水星上，一个恒星日与一个水星年的数量级相同，分别为59和88个地球天，晨昏线移动十分缓慢，水星处于阳光照射下的部分与处于阴影中的部分保持着上百摄氏度的温差?水星轨道的偏心率也非常大，近日点和远日点的太阳常数相差2倍以上，季节变化很大?11.2.3航天器热辐射航天器自身具有一定的温度，也能向宇宙空间辐射热量?由于航天器温度与地球温度相近(热工程师正确地完成热控设计的情况下)，航天器也将以红外波长热辐射的方式向空间辐射所有的热量?11.3热平衡如前文所述，航天器温度取决于其从内部和外部热源接收到的热量与其自身辐射到空间的热量之间的平衡?要控制航天器温度，就必须控制航天器吸收的热量?辐射的热量或(通常)对二者同时采取控制措施?如果把航天器看成黑体，即假设航天器像黑体一样向外辐射，并吸收所有外来的辐射，那么航天器最终将达到某一特定的温度?在这种情况下，除了改变内部热耗散外，无法对其进行其他热控?然而，实际中的航天器并不是黑体，只能吸收部分入射能量α，而且像灰体一样发射热量，所辐射的能量仅相当于相同温度下黑体辐射的一部分ε，具体可表达为Jabsorbed=αJincident(11.3)Jradiated=εσT4(11.4)
式中，α和ε分别为吸收率和发射率，σ是斯特藩玻尔兹曼常量，等于5.67 × 10-8W/(m2?K4)?对于没有内部热耗散的航天器，有效吸收面积(面向太阳的投影面积)为Aα，发射面积为Aε，达到热平衡的条件为AαJabsorbed=AεJradiated(11.5)
将式(11.3)和式(11.4)代入上式可得AααJincident=AεεσT4
进而可以导出热平衡温度T的计算式，T4=AαAεJincidentσαε(11.6)
由于Aα?Aε和σ都是常数，所以当Jincident给定时，可以通过改变α/ε的值实现对热平衡温度T的控制?然而，实际情况没这么简单，α和ε并非独立变量?在任何给定波长范围内，
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