于新刚 孟繁孔 韩海鹰 范宇峰 杨素君 曹剑峰 赵亮 黄磊 郑红阳 黄家荣 范含林
(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)
1992年1月中央专委，1992年9月21日中央政治局批准中国载人航天进入工程研制阶段，代号“921”工程。中国载人航天工程沿着三步走发展战略，历经30年完成载人飞船，空间实验室，空间站的建设目标。在此过程中各项技术蓬勃发展，有力支撑了航天事业的发展。
热控系统作为载人航天器的一个重要组成部分，其任务是维持结构和仪器设备在合适的温度范围，并和环控生保分系统一起保证密封舱内气体的温度与湿度的要求，其工作性能的好坏不仅对航天员的工作和生活，以及安全有重大的影响，而且将影响到飞行的成败。
与传统卫星相比，载人航天器热控系统具有几方面特点：①满足航天员的生活需求，需要解决空气的温度和湿度控制问题；
②尺度较大，需要解决分散热量的收集和远距离传输问题；
③工作模式变化多，需要解决不同任务模式的适应性问题。基于以上需求，载人航天器的热控设计大规模使用主动热控系统[1-2]，这一转变使得热控系统的适应性以及调控能力更强，同时可以满足航天员舒适性的要求[3]。这种主动热控的核心是泵驱单相流体回路技术，国内外的载人航天器包括我国的载人飞船、天宫、空间站以及国外的联盟飞船、航天飞机乃至“国际空间站”均以单相流体回路作为航天器的热总线，此外由于密封舱的存在使得有组织的通风散热成为可能，这也成为密封舱内温度、湿度等控制的有效手段。由于主动热控技术的大量应用产生自主控制和故障诊断的需求，载人航天器热控系统对信息采集与控制方面提出了更高的需求，发展了功能强大的热控控制单元及相应的软件。除此之外，载入航天由于主动热控技术的使用在热分析包括热试验验证上也都具有一定的技术特点。
本文对载人航天器热控技术发展进行回顾，并对未来发展进行展望。
根据我国载人航天“三步走”发展战略，热控系统也从神舟飞船单个载人航天器舱段级热控逐步发展到空间实验室、空间站组合体级热控，热控设计思路也从最初的温度控制提升至综合热管理，从系统层面实现热量合理有效的收集、传输、利用和排散，从而达到系统优化的目的。
神舟飞船、天宫一号/二号空间实验室、空间站舱段级热控均用单相流体回路为主进行热量收集、传递和排散，辅以对流通风、电加热控温和被动隔热等热控措施。随着规模增加，流体回路系统也从神舟飞船、天宫一号/二号的单个内部流体回路+单个外部流体回路发展到空间站3个内部回路+2个外部回路。对流通风换热技术从神舟飞船分布式局部通风，发展到天空一号/二号大规模集中通风，天宫一号/二号密封舱内设备热量全部采用通风方式收集，减少了液冷换热器数量，优化了系统配置，货运飞船更是将对流通风作为系统级热量收集、排散和调控手段，未采用流体回路技术，显著降低了货运飞船热控系统重量。空间站舱内配置了低温内回路和中温内回路，运行在不同温度水平，分别实现舱内空气温湿度控制和设备温度控制，优化了系统设计，最终通过舱外回路统一排散。
神舟飞船/天宫一号组合体采用了对流通风作为热量调配手段，解决密封舱热量分布不均衡问题，优化热量，利用最终将载人飞船和目标飞行器密封舱内空气温湿度环境控制在指标范围内。空间站核心舱、实验舱I、实验舱II三舱间在采用对流通风基础上，具备流体回路耦合能力，可实现舱段间的热量转移，使整个空间站系统具备更强的热负荷动态分布适应能力和热控系统故障适应能力。
单相流体回路是载人航天器主动热控制技术的核心，从921一期载人飞船开始到空间站所有的载人航天器除货运飞船外均采用单相流体回路。图1所示为流体回路的单相流体基本组成。载人航天器采用单相流体回路技术主要基于以下几方面考虑：①整舱的热量收集传输和排散。通过流体回路实现整个航天器的热量综合调配和利用；
②密封舱温湿度控制。通过冷干等装置一方面收集密封舱热量另外一方面起到湿度控制的作用；
③大功耗设备温度精确控制。如电池等对温度控制要求比较高的设备。
图1 流体回路基本组成Fig.1 Configuration of fluid loop
单相流体回路技术从载人飞船开始应用，历经30年的发展，以下几个方面获得了发展。
2.1 功能不断增强
2.1.1 传热能力提升
单相流体回路从载人飞船的1500 W左右提升至天宫目标飞行器的3500 W再到空间站单条流体回路约8000 W。为适应传热能力的提升，整个流体回路从系统配置、单机设计、管路规格、接头形式等均不断改进设计，适应不断提升的散热需求。
2.1.2 实现在轨维修和功能扩展
在921一期和二期，流体回路具备地面故障判断和处置能力但不具备在轨维修能力，在空间站上实现了在轨维修。具有自密封功能的液路断接器实现了在轨液路的通断，为在轨维修奠定了基础；
流体回路模块化技术将具有一定功能的流体回路集成为模块，有利于在轨操作。空间站流体回路的在轨维修基本思路就是将核心的泵、温控阀、补偿器形成组件通过在轨更换实现对工质的补加、循环泵及温控阀的功能强化。2021年8月20航天员出舱安装了热控外回路扩展泵组(见图2和图3)，国内首次实现了流体回路系统在轨扩展。
图2 扩展泵组件Fig.2 Extension pump assembly
图3 航天员在轨安装扩展泵组Fig.3 Astronaut installing pump assembly on orbit
2.1.3 实现在轨重构
空间站建造为多舱段在轨组装，正常情况下各舱段的流体回路独立工作。为了实现载荷支持能力扩展，或者在某个舱段的外回路或中温内回路故障时相互支持，二舱的中温内回路可通过舱间软管连接起来，连通后对各个支路上的手动调节阀进行调节以适应新的流动状态，如图4所示。
图4 流体回路舱间耦合支持Fig.4 Inter cabin fluid loop support
2.2 寿命不断提升
单相流体回路系统寿命随着飞行器的寿命增加不断延长。目前在轨飞行寿命最长的单相流体回路为2011年发射的TG-1，在轨运行了4.5年，在轨期间，热控系统产品一直工作在主份。空间站设计寿命达到15年，为了提高寿命，除了泵阀等单机开展系统的长寿命设计之外，单相流体回路在系统层面开展了设计。
2.2.1 系统设计
系统进行适当的冗余备份及在轨维修。如流体回路的核心单机循环泵在载人飞船上配置2台，在天宫目标飞行器上配置3台。当系统寿命不断延长后，通过简单的冗余带来的资源代价无法承受，通过在轨维修的方式来提高系统的寿命。
2.2.2 相容性设计
单相流体回路目前主要采用全氟三乙胺和乙二醇水溶液，全氟三乙胺是一种惰性工质，与常见的金属和非金属材料均满足I级相容，通过合理的设计工作温度、选择与工质相容的材料，经过验证可以满足超过15年寿命。在完成工质和材料的选择后还需要开展相容性试验，否则容易产生风险。“国际空间站”上曾经因为工质在轨酸化后产生腐蚀。在空间站研制过程中采用乙二醇水溶液的中温回路也曾因为验证不充分，发生了地面验证回路产生氢气的问题。
2.2.3 寿命验证
为了对寿命进行验证，在不同阶段开展了流体回路寿命验证。TG-1研制过程中对相容性和单机分别开展了验证，在空间站研制过程中为了开展更充分的验证。分别搭接了模拟中温回路和外回路的地面验证系统，更加真实的对流体回路的工作进行长期验证，如图5所示。通过长期的寿命试验，验证了流体回路工质的相容性以及泵等具有运动部件的产品的寿命。
图5 寿命试验回路Fig.5 Life test system
2.3 可靠性与安全性提升
载人航天器在轨时间延长、工作模式增加，对热控系统可靠性、安全性方面提出了更高的要求，从而也要求作为主动热控核心的流体回路系统具有更高的安全性[4]。主要的技术发展包括以下内容。
2.3.1 辐射器防碎片
辐射器是载人航天器热量向外太空排散的主要部件，由于其直接暴露在舱体表面，因此其防空间碎片能力对提升流体回路可靠性有重要作用。天宫一号设计了截面为Ω形的辐射器(图6)，提升了辐射器防碎片能力。空间站采取热管辐射器(图7)，其中热管与流体管耦合，热管与辐射器蒙皮进行连接，热管可保护流体管路。
图6 天宫Ω形的辐射器截面Fig.6 Ω cross section of radiator in Tiangong-1
图7 空间站热管辐射器截面Fig.7 Cross section of radiator in space station
2.3.2 泄漏判断与处置
针对单相流体回路泄漏判断的需求，设计了单相流体回路系统泄漏判断方法。实时计算单相流体回路的理论液位，并将理论液位与补偿器实际测量液位进行比较，当实际测量液位小于理论液位一定阈值时即判断发生泄漏。这一方法应用于空间站单相流体回路系统，经过地面热平衡试验和在轨飞行验证，计算液位与实测液位吻合度好，差距在10 mm以内，可以有效的判断单相流体回路系统泄漏。
2.3.3 工质脱气
工质中的不凝性气体来源主要有两个方面，一方面是在加注时工质中溶解的气体随工质进入回路；
另外一方面密封舱内在轨更换设备时会引入空气。不凝性气体对回路工作产生危害。一方面是在加注前对工质进行处理减少不凝性气体在工质中溶解量，此外还可以通过在轨捕集的方式来排除不凝性气体，如图8所示。
图8 流体回路气泡捕集Fig.8 Bubble trapping in fluid loop
密封舱是载人航天器区别于一般卫星的典型结构，密封舱热控系统除保证舱内设备结构温度外，还要保证航天员驻留期间所需的空气温度、风速等热环境要求。对流通风是载人航天器常用技术，在国际空间站等载人航天器上广泛应用[5]，在我国神舟载人飞船、天宫一号/二号空间、货运飞船和空间站上也不断应用和发展。从神舟飞船密封舱的分布式通风逐渐发展到空间实验室/空间站大规模有组织通风，货运飞船将对流通风作为系统热量调控主要手段，实现了热控系统轻量化设计。
3.1 密封舱流场组织技术
在天宫一号/天宫二号热控系统研制中，发展了大型载人航天器流场设计与验证技术。天宫一号是我国首个空间实验室，密封舱容积大，支持航天员长期驻留。流场设计是实现舱内环境控制的核心手段，舱内气流组织方式、通风量和送风参数决定了舱内温度场和速度场分布特性，影响CO2等污染物在舱内的累积浓度和分布，决定了航天员的热舒适性。设计提出了顶部送风、底部回风有组织通风系统方案，完成了通风系统研制，提出了等温化流场测试验证技术完成了地面验证，如图9所示。并与国际空间站舱段流场设计结果进行比较，空间实验室最佳风速范围所占比例为82.8%，达到了国际空间站最佳风速范围大于67%指标要求，并优于国际空间站各舱段最佳风速所占比例[6]，如表1所示。经天宫一号、天宫二号在轨飞行验证，通风热舒适性较神舟飞船取得了明显改善。在我国空间站上采用了相同的流场设计架构。
图9 通风系统设计原理图Fig.9 Schematic diagram of ventilation system
表1 天宫一号风速分布与“国际空间站”比较Table 1 Comparison of wind speed between Tiangong-1 and International Space Station
为适应货运飞船热负荷大幅变化和轻量化的需求，设计了目前国内唯一一个未采用单相流体回路技术的载人航天器热控系统[7]。密封舱内电子设备采用对流通风形式冷却，如图10所示。密封舱内热量通过两种方式进行排散：舱体的被动漏热和球形舱壁区域处的主动对流散热。在靠近球形舱壁附近区域设置3个风扇，驱动球形舱壁处的对流换热。球形舱壁处的对流换热量通过调节表面风速进行控制。根据舱内空气温度情况，3台风扇可以自动控制。
图10 基于对流通风主动控制的货运飞船热控系统Fig.10 Thermal control system of Tianzhou based on ventilation design
经天舟一号～天舟四号在轨飞行验证，无人期间密封舱空气温度控制在8.5～16.2 ℃，有人驻留期间密封舱空气温度控制在18.7～23.8 ℃，货运飞船各项温度指标均处于正常范围[8]，货运飞船热控系统，热控系统占整船质量的1.99%，与国际上同等运货能力的货运飞船ATV比，热控系统质量更轻，为提高我国货运飞船货物上行能力做出了重要贡献。
3.2 设备通风散热技术
射流冲击冷却是解决电子设备散热的一种重要方式，在射流冲击过程中，由于受冲击表面上形成的流动边界层薄，冲击换热系数，射流通风所需管路系统简单、重量不大、布局方式灵活。系统开展了基于孔管射流的通风散热技术的研究，提出了孔管射流送风对流换热准则关联式，指导了射流通风散热设计[9]。作为一种有效的强化传热方法在我国空间实验室、货运飞船、空间站密封舱电子设备通风散热中被发展和应用。天宫一号/天宫二号密封舱内电子设备采用射流通风散热技术解决温度控制问题，天宫一号密封舱设备在轨平衡温度在5～36 ℃，满足0～50 ℃指标要求。货运飞船、空间站部分密封舱设备也采取了相同的孔管射流通风散热技术(见图11，d为射流管径)，天舟一号货运飞船在轨飞行全任务阶段，密封舱设备温度8.1～35.0 ℃，满足0～50 ℃指标要求。相对于采用液冷板散热方式，射流送风冷却技术显著减轻了热控系统质量，降低了热控系统复杂度，也有效改善了密封舱空气温度。
图11 孔管射流送风原理Fig.11 Schematic diagram of air jet
3.3 组合体通风热支持技术
针对天宫一号与神舟飞船对接形成组合体热控需求，提出了组合体通风热支持技术[10]。舱段间通风采用舱门送风/管路回风的方式。组合体状态，由航天员将热支持软管拉伸至返回舱底部，天宫一号仪器区风机经热支持软管对飞船返回舱抽风，抽回的空气经天宫一号风机增压后，通过冷凝干燥组件除湿降温，之后经过配风管送向需要散热的各仪器设备，空气被加热后进入人活动区。天宫一号人活动区空气经对接舱门流入到轨道舱和返回舱内，通过舱间空气循环实现热量调配。
该技术在天宫一号/神舟九号等组合体载人飞行任务中的成功应用，有人组合体期间，天宫一号密封舱空气温度为22.4～25.2 ℃，相对湿度为40%～55%；
神舟九号密封舱空气温度为20.6～24.5 ℃，相对湿度为38.6%～50.2%，均满足密封舱内空气温度满足19～26 ℃，相对湿度30%～70%的航天医学指标。在最小资源代价下，实现了对接组合体的统一热管理，保证了密封舱内空气流动、温度和湿度处于合适范围内，确保了航天员在轨驻留的热舒适性，解决了载人飞船低温面容易结露的问题，同时，为有害气体控制和微生物控制创造条件。组合体通风热支持软管如图12所示。
图12 组合体通风热支持软管Fig.12 Ventilation heat support hose
信息与控制设计是热控系统设计的一部分，主要工作是设计体现热控设备正常工作状态和故障状态的遥测参数，并根据需求确定其传递途径；
设计出在轨各种正常和故障工况下可能用到的指令，对关键指令设计出备份方式的指令；
对可能出现的紧急故障情况制定出合理、可靠的自动处置策略，并通过热控智能计算机软硬件结合的方式，实现遥测参数采集、指令的接收和执行，流体回路控温和加热回路控温以及热控系统的自主管理。
载人航天30年来，单个飞行器热控系统设备数量由20台增加到200多台，流体回路数量由一条增加到3条，加热回路数量由20路增加到200多路，在规模上扩大的同时，热控系统控制技术也在逐步的改进、完善，走向成熟。主要体现在以下三个方面。
4.1 信息系统框架升级
在载人航天器热控系统中具有独立的信息系统框架，用以实现热控流体回路控温、加热回路控温以及自主健康管理。神舟飞船、天宫一号、货运飞船都采用了一层信息系统框架结构，也就是每个舱的热控智能计算机直接与数管中心计算机进行通信，直接可靠。由于空间站体积大、设备多、热控系统复杂，热控数据需要进行综合处理，因此在空间站上采用了双层的信息系统框架，一台热控智能计算机作为信息系统中枢，执行指令的接收及转发，遥测参数组包转发等与外界的信息交互。在热控分系统内部，作为内总线的BC端，分发指令，收集遥测参数，对热控分系统的健康情况进行诊断，并按照设置好的处置程序进行处置。
4.2 自主健康管理完善
神舟飞船建立了流体回路控温算法，实现了流体回路自主控温，对泵、温控阀、自锁阀的工作状态进行检测，遇到故障时按照预定策略处置，有冗余的切换至备份。在天宫一号上，继承了流体回路控温算法、泵、温控阀、自锁阀的健康管理策略，并完善了对自锁阀的健康管理策略，新建立了流体回路泄漏诊断和处置策略，以及通风风机故障的诊断和处置自主管理策略。在空间站上，基于双层信息系统框架，对热控分系统的健康管理策略实现分级管理，设备故障的诊断、切换由上层智能计算机执行，流体回路控温和加热回路控温由下层智能计算机执行。在流体回路泄漏自主管理上建立了更为准确的算法，使自主管理策略更完善。
4.3 控制方式逐步完善
由于流体回路是一个复杂的系统，控制模型不易精确建立，如果采用传统的比例-积分-微分(PID)控制，参数整定困难。因此在流体回路温度控制系统中采用了模糊控制方法，即Fuzzy控制。选取合适的控制间隔、偏差系数、偏差变化率系数，经过计算得到模糊控制表。这些参数通过地面流体回路系统大量的试验得到，并不断修改完善，在此过程中也开展了对控制算法的仿真分析[11]，以及温湿度独立控制的不同方法的研究[12]。图13为载人飞船流体回路控制点在轨变化的情况，在复杂的工况下回路工作稳定，控温准确。
图13 流体回路控温点及温控阀变化Fig.13 Fluid loop temperature and temperature control valve opening
神舟飞船上的加热回路控制为负端控制，加热器短路时回路会一直加热，不能有效的断开加热回路。在天宫一号上采用正端控制的方式，可以有效避免加热片部分短路情况下持续加热问题，但即无法从遥测参数上区分加热回路控制电路故障和加热回路断路状态。于是在货运飞船和空间站上进一步完善设计，改为正负端控制，对加热回路的状态采集电路重新设计，以不同的电压区分控制电路状态和加热回路连接状态。
5.1 分析仿真技术
热分析仿真是航天器研制过程中的重要验证环节。传统卫星热设计以被动热控技术为主，相应的热分析仿真技术包括外热流仿真、热辐射仿真、热传导仿真。载人航天器在被动热控技术基础上，增加了对流通风换热及流体回路主动热控技术，热分析仿真相应也扩展到通风流场仿真、空气传热传质仿真、一维管道流体仿真等，计算难度和计算量有了显著增加。伴随着我国载人航天工程的持续推进和规模逐渐变大，热分析仿真技术也得到了持续长足发展。
5.1.1 起步阶段
在我国载人航天发展初期，利用自编软件开展了神舟一号～神舟四号热分析，研制人员基于Monte-Carlo法完成了飞船的外热流分析，基于有限差分模型和集总热容参数求解法完成了非密封舱及密封舱温度的仿真。在神舟五号研制过程中，基于有限元模型和有限容积求解法开展了密封舱流场模拟，解决了流场分布验证的问题，但直到神舟七号，才实现了空气流场和温度场的同步求解，完成了载人飞船单个舱段的外热流-辐射-传导-三维流动耦合分析，其中热传导计算基于有限元模型，求解方法由初期的集总参数法改为控制体积法，舱段之间互相设置边界条件。这一做法延续到神舟十一号、天宫二号和天舟一号，经过修正后的模型，与热平衡试验温度温差可控制在3 ℃以内。在天宫一号研制过程热分析仿真扩展到空气传质耦合分析，至此载人航天器热分析仿真技术基本满足设计验证的需要。
5.1.2 精细化阶段
随着我国载人航天步入第三个阶段，航天器规模更大，对计算能力要求更高。解决思路有两个，对于热耦合关系比较紧密的航天器，建立更为复杂的模型，采用更强计算能力的计算机。如从天舟二号货运飞船后续的载人航天器，包括天舟二号～天舟五号、神舟十二号～神舟十五号神舟飞船、空间站三舱，航天器作为一个整体开展热分析，模型进一步精细化，除了融入一维流体管路及辐射器之外，还建立太阳翼等大型舱外设备，极大地减少了计算边界的不确定性，热分析仿真的精度进一步提高，与在轨温度的温差基本控制在2 ℃以内。对于热耦合关系相对比较简单的航天器组合体，譬如天宫一号/二号-神舟飞船组合体和空间站组合体，则采用集总参数法建立了描述组合体内部换热关系的热模型，结合热平衡试验获得试验数据，完成组合体的热分析，解决组合体验证的难题。
5.1.3 专业化阶段
空间站单相流体回路和通风系统规模更大，最多可达14条回路，7套通风系统，外热流-辐射-传导-一维-三维流动耦合分析中的一维流动和三维流动仿真精度已无法完全满足验证的需求，为此研制人员利用流体网络法建立了专业的一维流动、换热及控制模型，解决了流体回路设计验证的问题，利用更为专业的湍流模型和更为精细的网格建立了流场和浓度场分析模型，解决了通风系统设计验证的问题。
5.2 地面流体回路试验
为保证流体回路在轨飞行能够有效的工作，有必要在地面建立流体回路试验台，以便在地面对其进行详细的试验研究及验证[16-17]。
试验台可在流体回路系统研制阶段进行改变不同参数的拉偏试验，发现问题，解决问题，对于控温软件和硬件的研制，在地面为其提供能够模拟空间状态的试验台来进行调试和修改。流体回路试验台不但可对流体回路技术进行充分研究，还起到验证用于空间飞行的设备的性能的重要作用。
5.3 热平衡试验
由于载人航天器密封舱内存在气体对流换热，其热平衡试验的方式和一般只有导热及辐射的航天器有很大的不同[18]。在空间微重力环境和地面重力环境下，密封舱内的对流换热有很大的差异：在空间运行时，由于处在微重力的环境下，虽然舱内的风速不大，但仍然可以将舱内气体的换热看成是强迫对流占主导地位[19]；
而在地面试验时，则是强迫对流和自然对流组合下的混合对流，而且在很多区域是自然对流占主导地位，这从舱内风速测量的数据中也能反映出来，在大部分的仪器设备区，风速一般不大于0.2 m/s，显然地面和在轨这两种对流换热的方式是有很大差异的。
为了在地面试验时，减少密封舱内自然对流的影响，使得试验温度数据能够尽量反映轨道飞行时的实际情况，经过热相似理论的分析，并借鉴国外在进行此类航天器热平衡试验时的经验，采用了保持雷诺数相同的方法，即降低密封舱内的气体压力，并保持气体的质量流率不变；
为此专门研制了进行地面试验的专用设备，使得密封舱内的风机在一个压力和低于一个压力的情况下，均能正常工作，并通过转速的调整，确保其质量流率不变，同时在热试验过程中，结合开展了密封舱冷态流场测试。
我国在完成载人航天三步走目标，完成空间站建设目标后，载人航天任务将走向深空，探索月球乃至火星等航天器。近期的目标是开展载人登月及月球长期有人驻留的科学探测，构建月球科研开发基础设施，形成长周期有人月球探测能力。
载人月球探测任务将面临更复杂的环境。热控系统要解决的基本热控问题是月昼散热与月夜保温问题。对于月昼热排散需求，在低纬度地区由于月面红外辐射强度大，导致辐射器散热面只能朝天指向，且月昼期间辐射器的热排散效率低，要满足载人航天器大功率热排散需求必须要抬高辐射器的温度，空间热泵技术是可行方案之一，但需要解决蒸汽压缩热泵系统在不同重力条件下的适应性问题[20]。
对于月夜保温，主要涉及保温用能源供给方式及热量可控传输。在无人月球探测中月夜保温用能源可选择核源，载人航天器由于航天员安全的约束，核源应用受到限制，因此需要包括燃料电池等新型能源系统以及储能技术的发展，其次要实现热量的远距离传输，可以选择泵驱两相流体回路系统，相比单相流体回路其传输效率更高，可以实现热量的高效利用。
中国的载人航天热控技术是在充分借鉴吸收国外先进经验的基础上独立自主发展起来的，并取得了创新。历经30年，超过20次任务的成功表明，我国已经掌握了载人航天器热控设计技术。
载人航天器热控分系统研制过程中所开发的技术和产品，不仅支撑了载人航天的后续任务，而且在应用卫星和深空探测器等其它型号中也得到了应用，如实践十号卫星、实践二十号卫星、嫦娥五号月球探测器等，并将会得到更加广泛的应用。
展望未来载人月球探测等任务，开展热泵技术研究以及泵驱两相流体回路技术研究，基于泵驱两相流体回路进行热量收集和传输，热泵系统实现热量的高效排散可以形成新型的热控体制，解决未来大规模航天器的热控难题。
参考文献(References)
[1] 范含林. 载人航天器热管理技术发展综述[J].航天器工程，2007, 16(1): 28-32
Fan hanlin. Manned spacecraft thermal management technologies development overview[J]. 2007, 16(1): 28-32 (in Chinese)
[2] 范含林，黄家荣. 载人航天器热控制技术问题探讨[J]. 载人航天，2010(2)：40-44
Fan Hanlin, Huang Jiarong. Study on thermal control technologies for manned spacecrafts[J]. Manned Spaceflight, 2010(2): 40-44 (in Chinese)
[3] 于新刚，满广龙，范宇峰. 载人飞船密封舱热舒适性评价[J]. 载人航天，2014, 20(5): 461-464
Yu Xingang, Man Guanglong, Fan Yufeng. Thermal comfort assessment in manned spaceship cabin[J]. Manned Spaceflight, 2014, 20(5): 461-464 (in Chinese)
[4] 于新刚，范宇峰，黄家荣，等. 单相流体回路安全性设计[J]. 航天器工程，2012, 21(5): 70-75
Yu Xingang, Fan Yufeng, Huang Jiarong, et al. Safety design of single-phase fluid loop[J]. Spacecraft Engineering, 2012, 21(5): 70-75 (in Chinese)
[5] 孟繁孔，曹剑峰，满广龙. 国际空间站通风系统[C]// 第九届空间热物理会议论文集. 北京：北京空间飞行器总体设计部，2009: 15-22
Meng Fankong, Cao Jianfeng, Man Guanglong. Ventilation system of Internation Space Station[C]// Proceedings of the 9th Symposium on Space Thermal Physics. Beijing: Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, 2009: 15-22 (in Chinese)
[6] 孟繁孔, 曹剑峰, 满广龙. 目标飞行器舱内流场设计验证与评价[J]. 航天器环境工程, 2011, 28(6)：583-588
Meng Fankong, Cao Jianfeng, Man Guanglong. Verification and evaluation of flow field design for sealed cabin of target spacecraft [J]. Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(6): 583-588 (in Chinese)
[7] Fankong Meng, Hengxin Qing, Yufeng Fan, et al. A lightweight cargo carrier spacecraft thermal control system design technology[C]// Proceedings of the International Astronautical Congress. France: Internnational Astronautical Federation, 2015
[8] Fankong Meng, Jiangping Chen, Dewei Wang, et al. A novel thermal control system for pressurized cabin based on conduction-convection-radiation conjugate heat transfer[C]// Proceedings of the 32nd International Symposium on Space Technology and Science. Japan: The Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, 2019：1-5
[9] 孟繁孔, 岳贤德, 曹剑峰, 等. 电子设备射流送风冷却特性试验研究[J]. 航天器工程，2011, 20(3): 44-48
Meng Fankong, Yue Xiande, Cao Jianfeng, et al. Experimental study on characteristics of cooling by air jet impinging for avionics[J]. Spacecraft Engineering, 2011, 20(3): 44-48 (in Chinese)
[10] 满广龙, 曹剑峰, 孟繁孔. 交会对接组合体热管理研究[J]. 航天器工程, 2011, 20(6)：32-37
Man Guanglong, Cao Jianfeng, Meng Fankong. Research on a thermal management system for docking spacecraft combination[J]. Spacecraft Engineering, 2011, 20(6): 32-37 (in Chinese)
[11] 赵亮，满广龙，曹剑峰，等. 单相流体回路控温算法建模与仿真分析[J]. 航天器工程, 2011, 20(6): 38-43
Zhao Liang, Man Guanglong, Cao Jianfeng, et al. Modeling and simulation on single-phase fluid loop control algorithm[J]. Spacecraft Engineering, 2011, 20(6): 38-43 (in Chinese)
[12] 刘东晓，满广龙，曹剑峰，等. 载人航天器密封舱温湿度独立控制方法及实验研究[J]. 航天器环境工程，2014, 31(4): 386-391
Liu Dongxiao, Man Guanglong, Cao Jianfeng, et al. Temperature-humidity independent control method for manned spacecraft sealed-cabin and its experimental validation[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2014, 31(4): 386-391 (in Chinese)
[13] 程文龙，赵锐，黄家荣, 等. 载人航天器独立飞行时密封舱内内流动换热及热湿分析研究[J]. 宇航学报, 2009, 30(6): 2410-2416
Cheng Wenlong, Zhao Rui, Huang Jiarong, et al. Numerical simulation of flow heat transfer and humidity distribution in pressured cabins of an independent flight manned spacecraft[J]. Journal of Astronautics, 2009, 30(6): 2410-2416 (in Chinese)
[14] 付杨，范宇峰，于新刚，等. 神舟载人飞船流体回路动态仿真研究[J]. 载人航天, 2014, 20(3)：228-232
Fu Yang, Fan Yufeng, Yu Xingang, et al. Study on dynamic simulationof liquid loop in Shenzhou manned spacecraft [J]. Manned Spaceflight, 2014, 20(3): 228-232 (in Chinese)
[15] 潘维，钟奇，麻慧涛，等. 载人航天器密封舱内流动换热数值模拟研究[J]航天器工程，2008, 17(3): 51-56
Pan Wei, Zhong Qi, Ma Huitao, et al. Numerical Simulation of flow and heat transfer process in manned spacecraft cabin[J]. Spacecraft Engineering, 2008, 17(3): 51-56 (in Chinese)
[16] 黄家荣，范宇峰，范含林. 载人运输飞船流体回路试验研究[J]. 中国空间科学技术，2010(2): 65-71
Huang Jiarong, Fan Yufeng, Fan Hanlin. Experiment study of fluid loop system on manned spaceship[J]. Chinese Space Science and Technology, 2010(2): 65-71 (in Chinese)
[17] 于新刚，范宇峰，黄家荣等. 单相流体回路地面试验研究[J].航天器工程, 2012, 21(1): 110-115
Yu Xingang, Fan Yufeng, Huang Jiarong, et al. Test Investigation of single-phase fluid loop[J]. Spacecraft Engineering, 2012, 21(1): 110-115 (in Chinese)
[18] 范含林, 黄家荣. 载人航天器地面热试验方法研究概述[J]. 载人航天, 2009, 15(3): 1-4
Fan Hanlin, Huang Jiarong. Study on ground thermal test method for manned spacecraft[J]. Manned Spaceflight, 2009, 15(3): 1-4 (in Chinese)
[19] 金宇, 陈灵, 李振宇, 等. 自然对流对我国空间站地面热试验结果准确性的影响及修正[J]. 载人航天，2019, 25(1): 71-78
Jin Yu, Chen Ling, Li Zhenyu, et al. Effect of natural convection on thermal test results of China space station and its correction method[J]. Manned Spaceflight, 2019, 25(1): 71-78 (in Chinese)
[20] 牛春洋，李育隆，于新刚，等. 微重力下热泵压缩机承载与润滑技术研究[J]. 载人航天，2019, 25(1)：50-55
Niu Chunyang, Li Yulong, Yu Xingang, et al. Research on bearing and lubrication technology of heat pump compressor under microgravity[J]. Manned Spaceflight, 2019, 25(1)：50-55 (in Chinese)
猜你喜欢密封舱单相天宫载人充气密封舱飞行试验方案研究载人航天(2022年6期)2023-01-05天宫出差乐趣多小哥白尼(趣味科学)(2022年4期)2022-06-30天宫之眼小哥白尼(趣味科学)(2022年1期)2022-04-26光伏单相接入对低压配网的网损影响分析广西电力(2016年1期)2016-07-18天宫二号蓄势待发太空探索(2016年6期)2016-07-10天宫二号发射成功大社会(2016年8期)2016-05-04单相组合式同相供电系统及运行方式研究电气化铁道(2016年5期)2016-04-16基于PI+重复控制的单相逆变器研究通信电源技术(2016年4期)2016-04-04一种简单单相软开关逆变电源研究通信电源技术(2016年5期)2016-03-22载人航天器密封舱内除湿研究航天器环境工程(2015年4期)2015-12-23