多层隔热材料及其在航天器上的应用

航天飞机隔热瓦原理全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：航天飞机是一种受到极端气温影响的高科技航天器。

在大气层重返地球时，航天飞机会受到高温等环境因素的影响。

为了保护航天飞机不受高温影响而能够安全返回地面，航天科学家们研发了一种名为隔热瓦的材料。

隔热瓦是航天飞机的重要组成部分，它能有效地抵御高温并保护航天飞机不受外界环境的危害。

隔热瓦的原理主要是通过反射和隔绝两种作用来实现的。

首先是通过隔绝的原理，隔热瓦的材料具有很好的绝热性能，可以有效减缓热量的传导速度。

当航天飞机进入高温环境时，隔热瓦会阻止外界的高温热量向内部传导，从而保护航天飞机内部设备和航天员不受热量的侵袭。

其次是通过反射的原理，隔热瓦的表面通常会涂有高温反射性很强的涂层。

这种特殊的涂层能够反射外界高温辐射的热量，减少热量对隔热瓦的吸收，降低瓦的表面温度，起到一定的隔热效果。

隔热瓦的制作材料也是非常讲究的。

隔热瓦通常采用轻质材料制成，因为轻质材料的传热性能较差，能够更好地隔绝热量的传导。

一般来说，隔热瓦的材料会选择氧化铝、石墨等具有良好绝热性能的材料制成。

隔热瓦的表面涂层也是非常重要的一环。

通过特殊的涂层处理，可以使隔热瓦具有更好的高温反射性能，提高隔热效果。

隔热瓦的设计也是航天科学家们的一个重要研究方向。

为了更好地保护航天飞机免受高温影响，科学家们不断改进隔热瓦的设计。

他们通过研究不同的材料、涂层和结构，努力提高隔热瓦的隔热效果和耐高温性能。

有些隔热瓦还采用多层结构设计，以增强隔热效果。

隔热瓦在航天飞机的设计中起着至关重要的作用。

它不仅保护了航天飞机免受高温影响，还保护了航天飞机内部设备和航天员的安全。

隔热瓦的发展也为航天飞机的技术提升提供了重要支撑。

随着科学技术的不断发展，隔热瓦的性能和设计也将不断得到提升，为航天事业的发展注入新的活力。

【2000字】第二篇示例：航天飞机的隔热瓦是一个非常重要的部件，因为它可以在高温的环境下保护航天器的结构和设备，确保其正常运行。

航天器的热控技术与应用当我们仰望星空，想象着那些在浩瀚宇宙中穿梭的航天器时，可能很少会想到它们面临着一个极其重要的挑战——热环境的控制。

在太空这个极端的环境中，温度的变化范围极大，从炽热的阳光直射下的高温到阴影区域的极寒，这种巨大的温差对航天器的正常运行构成了严重威胁。

为了确保航天器能够在这样恶劣的热环境中稳定工作，热控技术应运而生。

热控技术，简单来说，就是对航天器内部和外部的热量进行有效管理和控制的技术手段。

它就像是航天器的“温度调节器”，确保航天器的各个部件都能在适宜的温度范围内工作。

要理解航天器热控技术，首先得明白太空环境的特殊性。

在太空中，由于没有大气层的保护，航天器直接暴露在太阳辐射、宇宙射线以及真空环境中。

当航天器面向太阳时，表面温度可能会迅速升高到几百摄氏度；而当它转到背阴面时，温度又会急剧下降到零下一百多摄氏度。

这种剧烈的温度变化对航天器的电子设备、材料结构和燃料系统等都可能造成严重损害。

为了应对这种极端的热环境，航天器热控技术采用了多种方法。

其中，隔热是一种常见的手段。

航天器的表面通常会覆盖一层特殊的隔热材料，这些材料具有很低的热导率，可以有效地阻止热量的传递。

就像我们冬天穿的厚棉袄一样，能够阻挡外界的寒冷进入身体。

比如，多层隔热材料（MLI）就是一种常用的隔热手段，它由多层薄的反射屏和间隔层组成，能够反射大部分的太阳辐射，并减少热量的散失。

散热也是热控技术中的关键一环。

对于航天器上产生热量较多的部件，如电子设备，需要通过专门的散热装置将热量散发出去。

常见的散热方式有辐射散热和导热散热。

辐射散热是利用热辐射的原理，将热量以电磁波的形式向周围的空间散发。

而导热散热则是通过热传导的方式，将热量从高温区域传递到低温区域。

为了提高散热效率，航天器上还会使用热管等高效导热装置，热管内部的工作介质在受热端蒸发，在冷却端凝结，从而实现热量的快速传递。

除了隔热和散热，主动热控技术在一些复杂的航天器中也得到了广泛应用。

航空器的热管理技术与应用研究探讨与分析在现代航空领域，航空器的性能和可靠性在很大程度上取决于其热管理系统的有效性。

随着航空器的飞行速度不断提高、电子设备日益增多以及任务需求愈发复杂，热管理技术面临着越来越严峻的挑战。

深入研究和探讨航空器的热管理技术及其应用，对于提高航空器的整体性能、保障飞行安全具有至关重要的意义。

一、航空器热管理技术的重要性热管理对于航空器而言绝非小事。

航空器在飞行过程中，会受到多种因素的影响而产生大量的热量。

比如，发动机的燃烧过程、空气摩擦、电子设备的运行等等。

如果这些热量不能得到及时有效的散发和管理，将会导致一系列严重的问题。

首先，过高的温度会影响航空器部件的性能和寿命。

例如，高温会使发动机的效率降低，增加燃油消耗，同时还可能导致发动机部件的磨损和故障，缩短其使用寿命。

其次，对于航空器上的电子设备来说，高温是它们的“大敌”。

电子元件在高温环境下工作，容易出现性能下降、误操作甚至损坏的情况，这将严重影响航空器的通信、导航和控制系统的正常运行。

再者，热问题还可能威胁到航空器的结构安全。

长期的高温作用可能会导致结构材料的强度降低，从而影响航空器的整体结构稳定性。

因此，良好的热管理技术是确保航空器正常运行、提高可靠性和安全性的关键所在。

二、航空器热管理技术的分类航空器的热管理技术多种多样，根据不同的原理和应用场景，可以大致分为以下几类：1、空气冷却技术这是一种较为常见的热管理方式。

通过利用航空器飞行时周围的冷空气，将热量带走。

例如，在发动机的冷却系统中，冷空气通过散热器与高温的冷却液进行热交换，从而降低冷却液的温度，实现对发动机的冷却。

2、液体冷却技术液体冷却通常具有更高的热容量和传热效率。

在一些对散热要求较高的部位，如高性能的电子设备，会采用液体冷却系统。

冷却液在系统中循环流动，吸收热量后在散热器中散热。

3、热管技术热管是一种高效的传热元件，它利用工作液体的相变来实现热量的快速传递。

航天器热控原理与材料姓名：***学号：12S******指导教师：***日期：2012.10.12航天器热控材料1 前言航天器热控制又称温度控制, 是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术, 是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。

它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域。

它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程, 使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内, 为航天器的仪器设备正常工作, 提供良好的温度环境。

航天器热控制技术种类很多，使用的场合也各不相同，但从总体上看，一般可分成被动热控制技术和主动热控制技术两类。

被动热控制技术是一种开环控制，在控制过程中被控对象的温度无反馈作用，一旦状态确定后，基本上没有调节的余地，通常选择具有一定热物理性能的材料，并通过航天器的布局，合理安排与空间环境及内部仪器设备之间的热交换，使航天器各部分处于要求的温度范围内。

被动热控制部分除了布局上的合理安排之外．主要通过包括热控涂层、多层隔热组件等各种不同热控材料的使用，最大限度地减少航天器和周围宇宙空间不可调节的热交换，以控制和调节外部恶劣的热环境及其变化对航天器的影响，这样可以减少航天器内部的温度波动，以满足大部分仪器设备的温度范围要求。

被动热控制技术是航天器热控的主要手段之一，而各种热控材料是重要的实现途径，在各类航天器上得到广泛的应用。

2 典型热控材料随着空间技术的不断发展, 我国已经研制成功多种热控材料。

日前, 应用最多最广的有涂层、多层隔热材料、热管、电加热器、导热填料、控温仪和测、控温元件, 在某些情况下也使用过百叶窗、相变材料、热扩散板和环路热管。

在载人飞船上还使用厂泵驱动单相流体回路、风扇等装置。

这些热控材料, 确保我国航天器热控任务顺利实现。

2.1 热控涂层在空间真空环境下，物体的表面温度在很大程度上取决于其表面的太阳吸收比和红外发射率的比值αs/ε。

资源-1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析第17卷第5期2008年9月航天器工程SPACECRAFTENGINEERINGV o1.17No.525资源一1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析李国强(北京空间飞行器总体设计部,北京100094)摘要在分析资源一1(O2)卫星多层隔热材料外表面遥测温度数据的基础上,给出了3O个月在轨条件下多层隔热材料外表面的温度变化规律与外热流的关系,得出了多层隔热材料面膜表面热光学性质在卫星入轨5天后其性能退化随时间变化很小的结论.并提出了如何对多层隔热材料进行在轨设计和试验的建议.关键词资源卫星多层隔热材料在轨退化中图分类号:V444.3文献标志码:A文章编号:1673—8748(2008)05—0025—07 AnalysisfortheIn—orbitTemperatureofMLIofCBERSLiGuoqiang(BeijingInstituteofSpacecraftSystemEngineering,Beijing100094,China)Abstract:Onthebasisofananalysisofthein—orbittemperaturedataofCBERSmultilayerinsula—tor(MLI)outersurfacefilm,thetemperaturechangerulealongwithorbitheatfluxwasfoundi nthissatelliteorbit.Thirtymonths'datashowthattheMLIoutersurfacetemperaturechangewit hdifferentdirectionofthesatelliteandtheMLIoutersurfacethermo—opticalpropertydegenerationwouldnotmuchwithin5daysafterthesatellitehasbeenlaunched.Adviceforthermaldesigna ndtestoftheMLIiSgiven.Keywords:CBERS;multilayerinsulator(MLI);in—orbit;degeneration1引言资源一1卫星是由中国和巴西联合研制的传输型地球资源观测卫星,又称中巴地球资源卫星一1(CBERS一1),01卫星在轨运行近4年,02卫星于2003年10月21日发射,迄今也运行正常.利用卫星的在轨数据,对卫星的在轨性能进行分析,评价,验证卫星设计的正确性,发现卫星设计的薄弱环节,对提高卫星总体和分系统的设计水平,提高卫星设备的可靠性有重要意义.空间带电粒子,紫外线辐照等是引起星体外表面热控材料性能退化的主要因素.资源一1(02)卫星表面绝大部分热控材料为多层隔热材料组件,对卫星起着隔热保温作用,由于其隔热性能极佳,故性能的变化对星内仪器设备的温度影响很小.本文主要根据资源一1(02)卫星在轨遥测温度数据,针对多层隔热材料(以下简称MLI)这种常用被动热控措施的在轨性能进行分析.2卫星及热控分系统简介资源一1(02)卫星(CBERS一1(02),图1)运行在高度为778km的太阳同步轨道上,寿命为2年,采用三轴稳定的姿态控制.卫星本体尺寸为1980mm×1780mm×2180mm.全星包括两个仪收稿日期:200712—07;修回日期:2008—05—30基金项目:国家重大科技专项工程作者简介:李国强(1971一),男,硕士,高级工程师,现从事航天器热设计及研究工作. 26航天器T程器舱,即服务舱和有效载荷舱.采取单翼的太阳电池阵,总重145Okg.卫星表面热控状态见图2.图1资源一1卫星Fig.1CBERSinorbit豳$781白漆区域圜ORS区域A向弯热管口多层隔热材料区域……一预埋热管图2卫星本体表面热控状态示意Fig.2CBERSthermaldesignstate卫星对热控分系统要求设计简单,可靠,能够满足星上各种不同仪器设备的工作温度要求,并能适应星载仪器工作模式的变化].因此,热控设计采取了以被动式热控制为主,辅以电加热的主动热控制方式,设计方案通过建立热网络模型进行了详细描述和分析.在设计中,采用了模块化和等温化的先进热控设计方法,进行了整星瞬态热网络分析和试验,获得了良好的效果_3].至2008年4月21日,资源一1(02)卫星已在轨运行4年零6个月,远超过2年设计寿命.从在轨运行的遥测温度可知:在4年多的轨道运行期间,主要热控材料和器件均未出现任何异常,所用的热管起到了拉平温度的作用,所有加热器都能按设计要求工作;加热控制器控温功能和性能均满足设计要求,其他热控材料,器件及设备,也按设计要求工作.由于资源一l(02)卫星从1997年和01卫星一起进行的热控部装,并经历了3年多时间用于地面总装,测试,试验等,由此说明星上所使用的热控材料,器件及控温设备(所使用的电子元,器件)经历了6年半地面储存和试验,并且至少经受了4年半在轨运行的考验,因此,热控分系统用于长寿命卫星上是可靠的.3多层隔热材料的温度变化统计为得到太阳同步轨道MLI的在轨温度数据,在卫星每个朝向,各种涂层上至少布置了一个测温点,主要为今后此类轨道热控设计积累数据.本文涉及的MLI,由双面镀铝聚酯薄膜和涤纶网组成,其外表面使用的是35m厚单面镀铝聚酰亚胺膜.表1列出了布置在MLI外表面的热敏电阻遥测温度的在轨最低值和最高值.MLI均工作在合适的温度范围内,本文给出的是卫星在轨运行前3O个月的遥测数据.表1MLI外表面温度统计Table1TemperatureofMLIoutersurface℃遥测代号位置在轨最低在轨最高设计要求BO63SMMLI+X向外表面一89.8896.OO196～+12OB066SMMII+y向外表面一74.26—29.74——196～—一120 B069SMML1一x向外表面一89.40—0.54196～+12OB072SMML1一y向外表面一72.7079.94—196～+120B075SMMLI—Z向外表面一l82.0083.32—196～+l2OB095PMMII+x向外表面一81.3395.96一l96～+12OB103PMMLI+Z向外表面一39.6939.13—196～+12O3.1MLI温度与外热流的关系图3～10为MLI的在轨温度变化曲线.由于这些热敏电阻均安装在卫星外表面,其温度变化更多的受到了轨道外热流的影响.近地轨道航天器经受的最主要环境加热是太阳直射,地球对太阳的反射和地球红外加热Ⅲ.资源L第5期李国强:资源一1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析27 卫星MLI的温度变化规律,与太阳同步轨道卫星的外热流特点是吻合的:卫星+y向为背阴面,因此MLI外表面温度较低,最高值也低于O℃;+Z面受到地球反照和红外热流的影响,温度波动较小,在±40~C内;其他表面则由于都有阳光直射热流,受到进出阴影的影响,温度波动较大.图3B063和B095(+X)在3O个月内的温度变化Fig.3B063andB095(+X)temperaturechangein30months日期图4B063(+x)在1个月内的温度变化Fig.4B063(+X)temperaturechangein1month另外,比较同一朝向上两个测点的温度变化规律(B063和B095),发现其温度变化规律相同,温度变化极值也相同,由于此2点分别位于服务舱和载荷舱,舱内热耗存在明显的差别(MU所在舱板在低温时温差37℃,高温时温差15℃,体现了卫星分舱隔热式_5的热控设计思想),而MLI外表面温度曲线几乎一致,说明MLI的隔热性能很好,其面膜的温度主要受外热流影响,内部热环境被很好地隔离开.由于数据较多,使数据曲线不易看清细节,因此给出了对于图3局部放大的图4和图5.其他位置测点的变化规律与此相同,不再给出具体细节曲线.从图4和图5看到,MLI按照轨道阳光区和阴影区的周期性温度变化.3.2太阳同步轨道MLI温度与朝向的关系卫星MLI在轨外热流分布特点,和资源卫星的在轨姿态及轨道特点是一一对应的.1)在阳光区,相对朝向MLI表面的温度呈互补情况,如+X面温度高时,一X面就处于低温水平,这和卫星轨道特点密切相关,因为卫星沿飞行方向轮流受到阳光的周期照射.另外,表1所示遥测数据中,+x面的高温端要比一x面的高温端高很多,这主要是遥测数据受地面观测站影响,可测控弧段短,在卫星进入中国上空后,仅能下传+X面受28航天器工程17卷太阳照射期间的数据,而此时一X面处于阴影,温控弧段,地面未接收到过一X面的最高温度.度较低;太阳照射～X面时,卫星已飞离中国可测日期图5B063在(十X)5天内的温度变化Fig.5B063(+X)temperaturechangein5days2)在阴影区,X/y各朝向温度基本相同,为一9O℃～一7O℃.但从表1可看到,尽管±X和±y这4个面对地状态一致,且在阴影区外热流只有地球红外辐射热流,此时这4个面处于最低温度水平,但各自温度并不相同,±X面比±y面要低16℃左右.分析原因,一y面温度高是由于受到太阳电池翼的遮挡和二次红外热流影响;而+y面则是由于该处热敏电阻位于一块尺寸较小的MLI上,MLI的漏热效应较大,使其外表面温度升高.3)+Y,+X,～X,+Z主要受地球反照和红外热流影响,与角有关,在6月2日附近时温度最高.另外,+y面处于背阳面,温度波动最小.4)一Y和一Z主要受到太阳直射影响,在冬至附近温度最高.一Z面没有地球红外辐射热流和地球反照热流,在阳光区受到较大的太阳辐射,所以温度波动最大.5)+Z面为对地面,外热流变化小,而接收的地球红外辐射热流又较大,所以温度波动较小,最低温度在各朝向中处于较高的水平.4MLI在轨运行趋势分析_.一翱器醪霹"if嘲图6B066(+y)在轨温度变化Fig.6B066(+y)in—orbittemperaturechange需焉季..'..奎.一——-一……''…一…一一一'图7B072(--y)在轨温度变化4.1长期温度变化Fig.7B072(--y)in—orbittemperaturechange我国多颗卫星的在轨飞行数据表明,多种热控即发生了很大退化.MLI是否也是这样,可以从卫涂层被认为在卫星人轨后的短时期内,表面热特性星发射最初几天MLI表面的温度数据得到,如图∞辨鲫∞0蚰柙钟∞芝赠第5期李国强:资源一1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析29l¨#∞¨叫—"∞"}?∞删-幛qI姗1-19∞∞叫萱t∞峙一*r∞*H5枷5q2-"20惦—o.棚日期图8B075(一z)在轨温度变化Fig.8B075(一Z)in-orbittemperaturechange图9B103(十Z)在轨温度变化Fig.9B103(+Z)in—orbittemperaturechange一__一………呷''…r,q…{L+'蛳,-10-15~-'d42."?∞-∞2oo●?∞-112∞●?"i'撕-恍?"200S-∞,撕—∞-l'~-12-24删--o3日期图10B069(一X)在轨温度变化Fig.10B069(一X)in—orbittemperaturechangell所示.卫星遥测在前4天未收到阳光区的数据,仅收到了在阴影区的数据.但由于阴影区无阳光直射热流,所以数据不能作为涂层是否退化的依据.第5天以后阳光区数据表明:测点每天,每条轨道内的最高温度相同.这表明,如果涂层发生了退化,那么,退化应该发生在前5天内;而比较之后的数据发现,发射5天后直到3O个月,温度变化很小,因此,可认为MLI面膜表面热光学性质在入轨5天日期图11+XMLI在卫星人轨后前10天的温度变化Fig.11+XMLItemperaturechangewithinthe10daysafterlaunch后其性能退化随时间变化很小.表2和表3分别列出了2003--2006年卫星处于冬至和最大口角日(2月8日),MLI同一时刻的遥测温度变化.实际上,尽管有些温度变化,由于MLI极强的隔热特性,其对星内的温度变化影响非常小.另外,根据前面的MLI曲线可知,在这两个外热流典型数值的时刻,星外的MLI温度变化较小,数据间的偏差主要为遥测测量误差引起的测温值波动(资源一1 卫星遥测温度采用电压分层测量和8bit数模转换的方法.在表2,3所示的测温区间,测得的温差值对于遥测来说,仅有1—2个分层值的变化,在误差范围内).从数据可以看出MLI的退化已经完成,今后MLI的温度不会再有较大变化.4.2与地面分析值的比较由于MLI的较强隔热特性,使得可以根据其表面测得的在轨遥测温度值,推算相应朝向的空间外热流值,从而验证其表面的热光学特性参数退化.分别计算了卫星发射2个月后的冬至季节(2003年12月23日),+X朝向和一y朝向的在轨温度推算热流值和地面分析热流值进行比较,见图12和图13.在+X朝向中,取MLI表面太阳吸收比初值0.33,在轨热流计算值处于MLI太阳吸收比退化3O(0.43)和6O(0.53)之间(图12左图).但应该注意,此时阴影区的计算热流与在轨热流相差11W/m.,相差的热流为MLI的漏热.把阳光区的拟合热流加上l1w/m后,重新进行拟合,当太阳吸收比取退化45(0.48)时,与在轨遥测值相符,如图12(右).拟合一y面的热流值,可以得到相同的结论,如图13(右).不过从图13左图可得,一y面的阴影Ⅲ曲0芎IⅢm撕啦,赠0Ⅲ啪芎;m哪m嘞啦瑚越赠航天器T程17卷区在轨热流比计算值高35W/m.,差值部分为以下2部分的和:1)一Y面MLI漏热;2)太阳电池翼(安装在卫星一y面)对该面MLI的遮挡和外辐射热流.可见,在轨飞行2个月时,MLI表面面膜的太阳吸收比退化值约为459/5.表2资源一1(02)星MLI外表面遥测温度及其变化(冬至9:00am~12:00am最高值) Table2CBERS-1(02)ML1outersurfacetelemeteredtemperature (Thehighestvalueon9:00am~12:00amatwintersolstices)℃序号代号名称2003——12—222004—12—222005——12—22温差1温差21B063SMML1+X向外表面92.0195.7695.763.75O2BO66SMMII+y向外表面47.31—45.84—41.5O1.474.343B069SMMLIX向外表面一62.27——60.44—55.701.834.744B072SMMLI—Y向外表面70.6866.8270.68—3.863.865B075SMMlJl—Z向外表面73.7169.16遥测异常一4.55{6BO95PMMLI+x向外表面95.8l95.8195.81OO7B103PMMLI+Z向外表面11.779.39l5.78—2.386.39注:"温差1"指2004年12月23日与2003年12月22日之差;"温差2"指2005年12月23日与2004年12月22日之差表3资源一1(02)星ML1外表面遥测温度及其变化(最大.9角9:00am~12:00am最高值)Table3CBER~I(02)MLIoutersurfacetelemeteredtemperature (Thehighestvalueon9:00am~12:00amatthemaximum盘angle)℃序号代号名称2004—02-082005—02082006一O2一O9温差3温差41B063SMMIJ】+X向外表面88.2392.0192.343.780.332BO66SMMLI+Y向外表面一36.79——40.36—38.35—3.572.013B069SMMIJlX向外表面一54.40—51.6354.832.77～3.24B072SMMII—y向外表面75.3375.3379.94O4.615B075SMMIIZ向外表面73.7173.71遥测异常O/6B095PMMII+X向外表面91.6295.8l91.964.19—3.857B103PMMLI+Z向外表面16.7l16.7ll5.3OO～1.41注:"温差3"指2005年2月8日与2004年2月8日之差;"温差4"指2006年2月9151与2005年2月8日之差姜≥瑶豢图12+X面MLI计算值与飞行值的比较时间/minFig.12Comparisonbetween+XMLIcalculationvalueandflyingtelemeteredtemperature 0204,06o8o1【xl图13一y面MII计算值与飞行值的比较时间/minFig.13Comparisonbetween～yMLIcalculationvalueandflyingtelemeteredtemperature 一\事一,媛采^_Ⅲ\≥一\媛蕞第5期李国强:资源一1卫星多层隔热材料在轨温度数据分析315改进设计和试验的建议5.1对MLI设计的建议资源一1(02)卫星ML1分布特点是,±X朝向为大面积MLI,而+y侧由于安装了4块电池,使ML1分布较为不规则,面积相对较小.从前面的数据和分析可以看到,在±X朝向和+y侧,同样是在地影期,在接收空间外热流相同的情况下,使用大块MLI的±x侧MLI外表面温度比使用小块MLI的+y侧温度低16℃,说明+y侧内部热量通过MLI 漏出,大块MLI的隔热性能优于小块的,不规则MLI.因此,在设计MLI时,尽量使用大面积包覆; 不得不使用小面积时,要考虑其漏热效应.此外,资源一1(02)卫星～y侧MLI测温点的温度受到了太阳电池翼遮挡和红外辐射热流影响,影响了数据分析的准确性.因此,在布置MLI温度测点时,要注意选择具有较小背景热流的区域进行布置,才足以代表该处的温度水平.这同样适用于涂层监测器的安装位置选择.5.2涂层退化的在轨研究卫星热控设计中经常使用的热控产品在空间环境的长期作用下,如太阳紫外辐射,空间质子和电子辐照,原子氧剥蚀等,其热性质将发生变化,热控设计中必须考虑这些变化的影响.但是热性质变化的试验数据大多数都是地面模拟空间环境试验获得的,由于试验条件的限制,各项环境因素只能单独进行模拟试验,未考虑各项环境因素的综合效应,为了缩短试验时问,还采用了加速试验的方法.这样,地面模拟试验环境与空间真实环境就产生了差别.多年来的卫星设计和飞行经验证明,热控产品只有地面模拟试验数据是很不充分的,这给热控设计造成了不确定性,导致卫星设计温度,地面试验温度与在轨道上的运行温度之间的偏离.因此,将热控产品放置到真实的空间环境中进行实际的性能测量(即搭载试验)非常必要,获得的实际测量数据对于减小设计的不确定性,提高未来我国卫星热控设计水平是非常有益的.5.3涂层可靠性增长的地面研究对于卫星上广泛使用的热控涂层,其在轨温度数据受到外热流和卫星内热源的综合影响,从这些温度数据中分析出涂层的定量退化值是很困难的. 但是,可以在卫星飞行时间增加后,通过较多的数据分析出涂层的一般变化规律,从而可以对热控部件的性能及可靠性数据进行研究.6结论资源一1卫星的太阳同步轨道遥测温度数据表明:多层隔热材料表面在卫星入轨5天后至2年多的时间里温度稳定,说明已经退化完全,之后也不会再有退化.多层隔热材料具有极佳的隔热性能,大面积使用的多层隔热材料,其漏热可以忽略;小面积及不规则处的多层隔热材料则需考虑其边缘的漏热效应. 可以通过在多层隔热材料表面布置测温点的方法进行多层隔热材料表面面膜的在轨性能退化研究,但要注意测温点的布置位置应放在不受背景热流干扰的位置.对于涂层监测器也是如此.参考文献(References)[1]闵桂荣,郭舜.航天器热控制[M].北京:科学出版社, 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物联网技术 2021年 / 第11期1080 引 言飞机高速飞行时，由于蒙皮受气动加热作用以及发动机发热的影响，发动机舱温度将急剧升高[1-2]。

为了对发动机进行控制和监测，发动机安装有大量电子设备，这些电子设备面临发动机舱恶劣的高温环境。

由于大部分电子元器件只能在125 ℃以下的温度工作，过高的温度会导致电子元件失 效[3-6]。

为了确保发动机舱电子设备处于合适的温度范围，需要使用隔热材料阻隔环境热量传递至电子设备内部。

发动机舱内空间狭小，温度梯度大；发动机连续工作时间长达数十分钟；发动机工作过程中存在强烈的机械振动，这些都对隔热材料性能提出了严苛的要求。

1 隔热材料种类和特性航空航天领域使用的隔热材料可分为烧蚀类和非烧蚀 类[7]。

烧蚀类隔热材料是以消耗物质来阻隔热量传递的积极防热材料，包括有机材料或玻璃/酚醛、碳/酚醛、玻璃/有机硅树脂等复合材料，其优点是安全、可靠，隔热性能好，能适应流场变化。

对于航空电子设备使用的隔热材料，要求性能稳定且能够反复使用，因而烧蚀隔热材料不适合于航空电子设备使用。

非烧蚀类隔热材料包括：纤维类隔热材料，如陶瓷纤维、玻璃纤维、岩棉制品等[8-10]；多孔隔热材料，如硅酸钙制品、膨胀珍珠岩、蛭石等；泡沫隔热材料，如聚氨酯泡沫、酚醛泡沫、聚酰亚胺泡沫等；气凝胶隔热材料，如氧化硅气凝胶、有机气凝胶等。

纤维类隔热材料通常为柔性材料，具有重量轻、安装灵活等优点，并且导热率相对较低，但这类材料几何形状难以保持稳定、机械加工工艺性差，因而通常使用这类材料对电子设备进行包裹，适合空间较大、尺寸精度要求低的场合使用。

多孔隔热材料导热率相对较高、机械加工工艺性差、强度较低，不适合在电子设备上应用。

泡沫隔热材料由聚合物材料经发泡形成。

聚氨酯泡沫孔隙率在95 %以上，抗压强度为0.196 MPa ，导热率低于0.04 W/m ·K ，吸水率低、耐老化；酚醛泡沫隔热材料导热率低于0.04 W/m ·K ，但其脆性强、加工性较差，容易碎裂掉渣。

航天器保温措施引言航天器是进行太空探索和任务的载体，面临极端温度条件的挑战。

在太空中，航天器需要面对极低的温度和极高的温度变化。

因此，为了确保航天器的正常运行和乘员的安全，航天器必须采取有效的保温措施。

本文将介绍航天器保温的重要性以及常用的保温措施。

1. 航天器保温的重要性航天器保温的重要性不可低估。

在太空中，航天器暴露在无空气和无重力的环境中，温度极端变化会对航天器的材料和设备产生严重影响。

以下是航天器保温的重要性的几个方面：1.1 保护航天器及乘员极端的温度变化可能会导致航天器的结构变形，设备故障或失效，从而危及航天器和乘员的安全。

有效的保温措施可以减少温度变化对航天器和乘员的影响，确保其正常运行和乘员的安全。

1.2 确保航天器系统的性能航天器的系统需要在严苛的温度条件下运行。

过高或过低的温度可能导致航天器系统的性能下降。

良好的保温措施可以帮助稳定航天器的温度，确保系统的性能达到设计要求。

1.3 节约能源在太空中，航天器不能像地球上一样通过空气对流来进行散热或保温。

为了保持适宜温度，航天器必须消耗大量能源。

有效的保温措施可以减少能源消耗，提高能源利用效率。

2. 常用的航天器保温措施2.1 多层保温材料多层保温材料是常见的航天器保温措施之一。

这些材料通常由一层聚合物外层和一层金属内层组成。

聚合物外层具有良好的绝热性能，可以阻止热量的传递。

金属内层则可以反射和吸收热量，减少热量对航天器的传导。

多层保温材料可以有效地隔离航天器内外温度差异。

2.2 隔热衣隔热衣是航天器保温的另一种常见措施。

这种衣物通常由高绝缘材料制成，可以减少热量的传导和辐射。

隔热衣可以降低航天器外壳表面的温度，有效保护航天器结构和设备。

2.3 热盾热盾是用于保护航天器重返大气层时的重要措施。

热盾通常由高温材料制成，可以承受高温和高速气流对航天器的冲击。

热盾的设计和材料选择必须考虑到航天器在大气层中的运动和环境变化。

2.4 航天器内部温控系统航天器内部温控系统是确保航天器内部温度稳定的重要措施。

航天器热管理技术的最新进展在人类探索太空的征程中，航天器热管理技术一直是至关重要的环节。

随着航天技术的不断发展，航天器的功能日益复杂，对热管理的要求也越来越高。

热管理技术的优劣直接关系到航天器的性能、可靠性和寿命。

近年来，航天器热管理技术取得了一系列令人瞩目的新进展。

首先，高效的散热技术得到了显著提升。

在航天器中，电子设备的密集化和高性能化导致发热功率大幅增加。

为了有效地散去这些热量，新型的散热材料和结构不断涌现。

例如，热管技术得到了进一步的优化和改进。

热管是一种利用工质的相变来传递热量的高效装置，其传热效率极高。

如今，科学家们研发出了具有更高导热性能的热管材料，并且通过优化热管的结构设计，使其能够在更复杂的环境下稳定工作。

此外，微通道散热器也成为了研究的热点。

微通道散热器通过在微小的通道内流动冷却液，实现高效的热交换。

这种技术不仅能够有效地减小散热器的体积和重量，还能提高散热效率，为航天器的轻量化设计提供了有力支持。

其次，主动热控技术的发展也为航天器热管理带来了新的突破。

传统的被动热控技术往往难以应对复杂多变的热环境，而主动热控技术则可以根据航天器的实际热状态进行实时调节。

其中，电加热系统的精度和可靠性不断提高。

通过精确的温度传感器和智能控制算法，电加热系统能够在不同的工况下为航天器提供稳定的温度环境。

同时，热驱动泵技术也取得了重要进展。

热驱动泵利用航天器内部的温度梯度来驱动工质循环，实现热量的传输和分配。

这种技术无需额外的动力源，具有节能、可靠的优点，特别适用于长期在轨运行的航天器。

再者，热防护技术在航天器热管理中扮演着不可或缺的角色。

当航天器进入大气层或遭受太阳辐射时，会面临极高的热流冲击。

为了保护航天器及其内部设备，先进的热防护材料和结构不断被开发出来。

例如，陶瓷基复合材料由于其优异的耐高温性能和轻质特点，在航天器热防护领域得到了广泛应用。

此外，多层隔热材料的性能也在不断提升。

多层隔热材料通过反射和阻隔热量的传递，有效地减少了外界热量向航天器内部的侵入。

航天隔热材料的原理与应用1. 引言航天隔热材料是航天器中非常重要的一部分，它在航天器的运行过程中起到保护和维持温度的作用。

本文将介绍航天隔热材料的原理以及它们在航天领域的应用。

2. 航天隔热材料的原理航天隔热材料的原理主要包括三个方面：2.1 辐射热阻航天器在太空中会受到来自太阳以及其他天体的辐射热量。

隔热材料通过具有辐射反射和吸收特性的表面，来减少对航天器的热能输入。

这种表面通常由纳米颗粒和特殊涂层构成。

2.2 导热热阻航天器在进入大气层时会受到摩擦产生的高温影响。

隔热材料通过减少热能传导的能力，降低热量向航天器内部传递的速度。

常见的航天隔热材料包括气凝胶和特殊聚合物。

2.3 对流热阻航天器在大气层内运行时，还会受到空气的对流热量传递。

隔热材料通过增加航天器表面的粗糙度，来增加对流热阻，减少热量传递。

此外，也可以采用膜状材料来增加对流热阻。

3. 航天隔热材料的应用航天隔热材料在航天器中的应用非常广泛，以下是一些常见的应用：1.热保护系统：航天器进入大气层时，通过使用隔热材料来保护航天器免受高温和高速气流的侵害。

2.燃料储存和传输：航天器中的燃料需要储存和传输，隔热材料可以防止燃料因热量传递而损失。

3.电子设备保护：航天器中的电子设备需要稳定的温度环境来正常运行，隔热材料可以提供该稳定环境。

4.宇航服设计：宇航员在太空中需要穿戴宇航服来保护自身，隔热材料在宇航服设计中起到重要的作用。

5.航天器维修和保养：航天器在长期太空任务中可能需要维修和保养，隔热材料可以提供方便的维修和保养方式。

4. 总结航天隔热材料在航天领域中的应用十分重要，它们通过辐射热阻、导热热阻和对流热阻的方式来保护航天器免受热量的影响。

隔热材料在热保护系统、燃料储存和传输、电子设备保护、宇航服设计以及航天器维修和保养等方面都发挥着关键作用。

随着航天技术的不断发展，航天隔热材料的研究和应用也将进一步完善和创新。