一种适用于化学-冷气联合推进系统的热控系统设计方法与流程

本技术涉及航天器推进系统的热控设计的，特别是涉及一种适用于化学-冷气联合推进系统的热控系统设计方法。

背景技术：

1、为满足不同的任务需求，卫星推进系统一般采用不同类型的推进器组合使用，其中电推-冷推联合推进、化推-冷推联合推进是两种典型的组合方式。

2、对于互联网组网卫星来说，多采用“一箭多星”模式发射入轨，不同卫星的精确入轨是卫星组网任务的重要一环，基于太空拖车的在轨服务已经成为当前的一个研究热点，可精确快速的帮助多颗组网卫星实现最后“一公里”的精确入轨，而太空拖车的快速变轨及调姿任务一般采用“化学推进+冷气推进”组合推进模式。

3、化学推进器稳定工作过程中，会产生大量废热，而冷气推进器则需要大量的热源为工质预热，在热控角度考虑，两种推进方式具有很强的互补特性，但目前两者的热控工作一般独立进行，从而为推进系统的热控带来较大的散热压力与主动控温功耗。

4、推进系统热控设计是航天器热控系统的重要组成部分，经过50多年的发展，航天器推进系统的热控设计方法已经由传统的“被动热控为主、主动热控为辅”的热控形式向新型的“主动热控为主、基于热管理理念能量综合利用”热控形式转变，更加强调不同系统间的热量耦合与热量综合利用。

5、目前航天器推进系统的热控工作，一般单独对不同推进器进行热控设计。其中针对化学推进器产生的废热，一般通过发动机外表面的热辐射进行散热，而为了避免废热对卫星的影响及可能的热污染，还需要设计专门的热挡板，同时为避免发动机燃烧室热量反浸破坏管路阀门，还需要设计隔热垫及专用的喷注隔热结构，增加了化推发动机的复杂程度，降低了工作可靠性。

6、而对于冷气推进器的预热需求，目前通用的热控方案是电加热器主动热控方法，通过电加热器对其直接加热，从而给航天器带来了较大的电功率负担，资料显示，用于主动加热的耗电量占航天器总发电量的50%以上。

7、现有的航天器推进系统的热控工作不能考虑不同推进器间的热能耦合规律，热量收集、热量传输、热量排放之间在系统层面没有形成耦合互补，增加了散热难度的同时，给航天器总体带来巨大的热功率负担，其中：

8、（1）为满足化学推进器大量废热的散热需求，发动机在设计上需要增加专用的隔热板与复杂的喷注结构，从而增加了系统成本，降低了可靠性；

9、（2）冷气推进器的电加热器主动控温方式不仅带来巨大的电功率需求，影响其他有效载荷的运行外，预热速率较慢，从而导致冷气推进器响应时间变长，直接影响组网卫星最终入轨精度。

技术实现思路

1、为了降低热控需求给推进器设计带来的高成本、长周期、高功率难题，本技术提供一种适用于化学-冷气联合推进系统的热控系统设计方法。

2、本技术提供的一种适用于化学-冷气联合推进系统的热控系统设计方法，采用如下的技术方案：

3、一种适用于化学-冷气联合推进系统的热控系统设计方法，包括以下步骤：

4、步骤1：建立卫星布局模型；

5、步骤2：分别获得化推系统的废热功率和冷推系统的耗热功率，并通过冷推系统结构与工质总热容结合冷推系统推力，计算冷推系统所能承受的最大热量，记作qmax；

6、步骤3：计算冷推系统在稳定工作时的加热功率q冷，化推系统稳定工作过程中持续产生的热功率，即废热热功率记为q化1，而被回收、输运并最终传递至冷推系统的耗热热功率记为q化2，

7、q化2=λq化1；

8、步骤4：基于航天器任务分析及不同推进系统的运行时序，制定各推进系统的热功率-时间逐时曲线，其中化推废热功率记为正值，而冷推耗热功率记为负值；

9、依据热功率-时间逐时曲线计算能够被回收、输运并传递至冷推系统的总热量、对冷推系统加热消耗的热量总量，计算公式如下：

10、能够被回收、输运并传递至冷推系统的总热量为：

11、q1= ∫q化2dt

12、而对冷推系统加热消耗的热量总量为：

13、q2= ∫q冷dt

14、计算能够被回收、输运并传递至冷推系统的总热量与对冷推系统加热消耗的热量总量的差值：

15、△q= q1- q2

16、根据航天器全生命周期内推进系统工作规划，预测△q的最大值△qmax；

17、步骤5：热管回路设计：

18、（1）热管布局，化推系统端热管布局，将热管布置于燃烧室与喷管的外壁面，热管与燃烧室与喷管外壁面通过激光焊固定；

19、冷推系统端热管布局，将热管布置于工质贮箱底部；

20、（2）热管包覆与表处设计，结合△qmax与冷气推进器所能承受的最大热量qmax对比结果，设计热管的包覆与表处方式；

21、（3）流动工质选择，结合废热功率与冷推耗热功率的需求对比结果，计算热传导速率，并基于此选择工质材料；

22、步骤6：仿真试验验证，如验证考核达标，则完成联合热控方案设计，如不达标，则返回步骤5，对热管参数进行调整，直至满足设计要求。

23、通过采用上述技术方案，基于多能互补能量综合利用理念，采用热管技术，打破目前不同推进器间的热控壁垒，增加热量回收率的同时，增强热量的传输与综合利用功能，从而降低热控系统对航天器总电能的巨大依赖，同时降低热控需求给推进器设计带来的高成本、长周期、高功率难题。

24、可选的，步骤5中，如果冷推系统无法承受所有的废热，则对策包括以下方式中的一种或多种组合：

25、a）对热管进行表面处理，增加热辐射量；

26、b）更多的将热管布置于舱外，增加热辐射；

27、c）减少热管与化推系统的接触面积，降低热量回收。

28、通过采用上述技术方案，基于各推进器间的散热与预热需求互补特性，调整发热/吸热部件的安装方式，被动提高各推进器散热/吸热热功率的互补利用效率。

29、可选的，如果化推系统无法提供所需的废热，则对策包括以下方式中的一种或多种组合：

30、a）设计额外的主动热控手段，保证冷推系统对热功率的需求；

31、b）更多的将热管布置于舱内，并全包覆保温层；

32、c）增加热管-化推发动机的接触面积。

33、通过采用上述技术方案，通过采用上述方式，能够平衡化推系统的废热功率与冷推系统的耗热功率，使化推系统的产生的废热能够满足冷推系统的耗热需求。

34、可选的，根据步骤5得到以下内容：

35、（1）热管内回路工质；

36、（2）是否需要设计电加热片、功率大小及其位置；

37、（3）热管整体布局图；

38、（4）各推进系统涉及的所有不同材料热物性参数、化推废热热功率、冷推系统耗热热功率。

39、通过采用上述技术方案，通过采用上述步骤，得到以下航天器设计的关键参数，满足冷推系统和化推系统之间的热传递。

40、可选的，步骤6中，验证点包括：

41、（1）冷推系统最高温度，应小于其工作温度阈值的上限；

42、（2）热管回路温度与压力场，保证密封与安全性；

43、（3）冷推工作工质温度应均匀且不低于饱和蒸气压。

44、通过采用上述技术方案，通过验证上述节点，能够检验设计结构是否满足使用要求。

45、可选的，步骤4具体操作如下：首先向卫星整体方获取推进系统在卫星全生命周期内的使用情况，获取开机时间-时间逐时曲线，基于此，整合获得的化推废热功率与冷推耗热功率，制作卫星全生命周期的热功率-时间耦合曲线，通过热功率-时间耦合曲线得出不同时段化推系统废热功率与冷推系统耗热功率的差值。

46、通过采用上述技术方案，制作卫星全生命周期的热功率-时间耦合曲线，直观得出化推系统废热功率与冷推系统的耗热需求对比，便于后续参数设计。

47、可选的，步骤5中，热管包覆与表处设计具体步骤如下：基于步骤4获得的卫星全生命周期热功率-时间逐时曲线，首先判断化推废热功率是否能够满足冷推系统耗热需求，如果前者大，则在化推系统热管布局方面降低废热回收率，同时通过表面处理与热包覆手段增加热管半球发射率；反之在化推系统的热管布局方面提高废热回收率，同时通过表面处理与热包覆手段，降低热管半球发射率。

48、通过采用上述技术方案，通过废热功率与耗热功率进行对比，可通过热管的相应布局平衡两者的需求，得出合理的热管设计参数。

49、可选的，步骤5中热管的设计方法如下：当化推废热功率大于冷推耗热功率时，首先计算冷推系统能够吸收的最大热量，保证废热被回收传输至冷推系统的总热量小于该最大热量，在化推系统与冷推系统端的热管布局设计、热包覆设计、电加热片设计三方面进行调整；当化推废热功率小于冷推耗热功率时，计算冷推耗热总量与废热回收量的差值，并通过电加热片主动控温手段对冷推进行热补偿。

50、综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：

51、1.基于多能互补能量综合利用理念，采用热管技术，打破目前不同推进器间的热控壁垒，增加热量回收率的同时，增强热量的传输与综合利用功能，从而降低热控系统对航天器总电能的巨大依赖，同时降低热控需求给推进器设计带来的高成本、长周期、高功率难题；

52、2.可为航天器节约电量40%左右；降低化学推进系统成本10%，缩短其研制周期约15%。