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1、典型航天器的热控方案综述典型航天器的热控方案综述三个典型航天器三个典型航天器n n嫦娥一号卫星n n神舟载人飞船n n“阿波罗”登月飞行器嫦娥一号嫦娥一号n n运行期间轨道环境及外热流特点n n热控方案n n被动热控措施被动热控措施n nOSROSR散热面及多层布局散热面及多层布局n n热管的应用热管的应用n n相变材料热管的结构相变材料热管的结构n n热管的应用实例热管的应用实例n n主动热控特点主动热控特点运行轨道运行轨道n n嫦娥一号卫星的主体结构继承了东方红三号卫星的嫦娥一号卫星的主体结构继承了东方红三号卫星的结构结构, ,即中心承力筒加蜂窝板的板式结构即中心承力筒加蜂窝板的板式结构,
2、 ,太阳翼采太阳翼采用单自由度对称双翼布局。用单自由度对称双翼布局。n n北京时间北京时间20072007年年1010月月2424日日1818时时0505分（分（UTCUTC+8+8时）时）左右，嫦娥一号探测器从左右，嫦娥一号探测器从西昌卫星发射中心西昌卫星发射中心由由长征长征三号甲运载火箭三号甲运载火箭成功发射成功发射.n n卫星由长征三号甲运载火箭送入近地点卫星由长征三号甲运载火箭送入近地点200km,200km,远地远地点点51 000km51 000km、倾角、倾角3131、周期为、周期为16h16h的超地球同步轨的超地球同步轨道道, ,之后卫星经历调相轨道、地之后卫星经历调相轨道、地
3、- -月转移轨道月转移轨道, ,最后进最后进入轨道高度为入轨道高度为200km200km的圆形极月使命轨道。途中卫的圆形极月使命轨道。途中卫星经过星经过1 1次远地点加速、次远地点加速、3 3次近地点加速、次近地点加速、1 1次中途修次中途修正、正、3 3次近月点制动共计次近月点制动共计8 8次轨控。次轨控。运行期间轨道环境及外热流特点运行期间轨道环境及外热流特点卫星在一年的寿命期间内，角(太阳矢量与轨道面的夹角)在0360范围内变化,为保证太阳翼发电,卫星采用了正飞和侧飞两种飞行姿态。当角在045、135225及315360范围内时卫星采用正飞姿态运行;当角在其他范围内时,卫星采用侧飞姿态。
4、 另外,由于太阳、地球及月球的相对运动,在2008年2月21日及2008年8月21日,将出现月食现象。由于在月食期间,卫星没有了外热流,同时星上设备依靠蓄电池组供电,电源使用受到限制OSR散热面及多层布局散热面及多层布局 +z面 月球红外辐射外热流变化大，无外热流稳定散热面-z面仅受太阳辐照+y面,-y面,+x面,-x面月球红外辐射太阳辐照MLI覆盖OSROSR热管的使用热管的使用 n n嫦娥一号卫星热控系统中共使用了n n32根热管=9根外贴热管+23根预埋热管。n n热管布局时, 通过预埋或外贴等方式,利用热管实现舱板的等温化设计;而且根据卫星外热流的特点及星上设备温度控制需求,利用槽道热
5、管实现了下舱+ Y、-Y舱板间的热耦合,扩展了热管网络的应用范围相变材料热管相变材料热管 n n在中间圆形腔体内充在中间圆形腔体内充装液氨装液氨, ,作为常规热管作为常规热管使用使用n n两边两个腔体内充装两边两个腔体内充装相变材料相变材料, ,腔体中的肋腔体中的肋片起到增强热管与相片起到增强热管与相变材料热耦合的作用。变材料热耦合的作用。+X面舱板等温化面舱板等温化n n应用：应用：n n需要采用需要采用增大热容增大热容设计方法设计方法, ,使被控对象温度波使被控对象温度波动过大的现象得到纠正。动过大的现象得到纠正。 例如：例如：+X+X板散热面在外热流的作用下板散热面在外热流的作用下, ,
6、温度有温度有很大的波动很大的波动( (孤立散热面的温度波动孤立散热面的温度波动2020至至- -20),20),造成被控区域温度波动幅度较大造成被控区域温度波动幅度较大, ,高温时温高温时温度过高度过高, ,低温时需要电功率补偿低温时需要电功率补偿。为了规避月球。为了规避月球红外热流的影响红外热流的影响, ,安装在对月板处的载荷设备的安装在对月板处的载荷设备的散热面设在散热面设在+X+X板上板上, ,利用热管将利用热管将X X板的散热面和板的散热面和散热设备热耦合散热设备热耦合进行设备的温度控制。进行设备的温度控制。+Y板、板、-Y板间热耦合板间热耦合n n采取轴向槽道热管两采取轴向槽道热管两
7、相对舱板间的热耦合相对舱板间的热耦合技术技术, ,为首次在此类卫为首次在此类卫星上使用星上使用, +Y, +Y板、板、-Y-Y板间热耦合板间热耦合保证蓄电保证蓄电池组间的温差要求池组间的温差要求, ,同同时也时也降低了光照侧蓄降低了光照侧蓄电池组的温度电池组的温度, ,减少蓄减少蓄电池组散热面面积电池组散热面面积, ,为为蓄电池度过月食提供蓄电池度过月食提供了基本保证了基本保证主动热控主动热控 n n充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备, ,加上热控系加上热控系统研制的执行部件统研制的执行部件加热控制器加热控制器, ,形成智能主动控温系形成智能主动控
8、温系统的物理结构统的物理结构n n特点：特点：n n1) 1) 对加热回路状态的对加热回路状态的批处理批处理集中设置集中设置, ,以适应卫星在正常飞行、变轨以适应卫星在正常飞行、变轨阶段、以及月食阶段星上能源供给的限制阶段、以及月食阶段星上能源供给的限制, ,实现可控地利用星上的能实现可控地利用星上的能源源n n2)2)实现了实现了多个热敏电阻的联合控温多个热敏电阻的联合控温, ,提供了被控对象的温度均匀性和提供了被控对象的温度均匀性和控温系统的可靠性控温系统的可靠性; ;n n3)3)在在蓄电池组温度控制蓄电池组温度控制上实现了上实现了跟踪控温功能跟踪控温功能, ,为保证蓄电池组间的为保证蓄
9、电池组间的温差要求提供了保证温差要求提供了保证; ;n n4)4)能够能够对加热回路的状态设置对加热回路的状态设置, ,如如: :加热回路开关状态、控温热敏电阻加热回路开关状态、控温热敏电阻使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等使用、控温阈值、热敏电阻数据有效范围等参数通过遥控进行修改参数通过遥控进行修改, ,在轨管理能力及故障应急能力在轨管理能力及故障应急能力显著增强显著增强神舟载人飞船神舟载人飞船n n载人飞船对比一般卫星的特点n n神舟五号飞船简介n n热控方案n n轨道舱轨道舱n n返回舱返回舱n n推进舱推进舱n n流体回路系统流体回路系统n n总结神舟五号飞船简介神舟五号飞船简介n
10、 n神舟五号载人飞船是“神舟”号系列飞船之一，是中国首次发射的载人航天飞行器，于2003年10月15日将航天员杨利伟送入太空。这次的成功发射标志着中国成为继前苏联（现由俄罗斯承继）和美国之后，第三个有能力独自将人送上太空的国家。 飞船结构组成飞船结构组成n n轨道舱轨道舱轨道舱轨道舱n n作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的作为航天员的工作和生活舱，以及用于出舱时的气闸舱气闸舱。配有泄复压控制、配有泄复压控制、舱外航天服舱外航天服支持等功能。内部有航天支持等功能。内部有航天员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和员生活设施。轨道舱顶部装配有一颗伴飞小卫星和5 5个复个复压气瓶。无留轨
11、功能。压气瓶。无留轨功能。n n返回舱返回舱返回舱返回舱n n形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。形状似碗，用于航天员返回地球的舱段，与轨道舱相连。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。装有用以降落降落伞和反推力火箭，实行软着陆。n n推进舱推进舱推进舱推进舱n n装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系装有推进系统，以及一部分的电源、环境控制和通讯系统，装有一对统，装有一对太阳能电池板太阳能电池板。 载人飞船对比一般卫星的特点载人飞船对比一般卫星的特点 n n热控特点：n n飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大，飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大，控温精度要
12、求高控温精度要求高n n密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统n n对可靠性与安全性要求更高对可靠性与安全性要求更高n n热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批次工作模式（次工作模式（自主飞行期间保温和留轨利用期间散热自主飞行期间保温和留轨利用期间散热）n n航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控制制热控总体方案热控总体方案热控热控被动热控被动热控（基础）（基础）主动热控主动热控（重点）（重点）MLI涂层涂层热管热管流体回路流体回路气体通风气体通风风冷回路风冷回路电动电动百叶窗
13、百叶窗电加热电加热控温仪控温仪轨道舱热控 n n在自主飞行期间（轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大轨道舱是密封舱，工作仪器发热量不大）需减少漏热；留轨期间（轨道舱是非密封舱，仪器发热量大轨道舱是非密封舱，仪器发热量大），要加强散热n n被动热控措施：n n开散热面（开散热面（内外表面内外表面ZKSZKS白漆白漆）n n舱外表面纵向热管舱外表面纵向热管n n除散热面外，其他舱外表面除散热面外，其他舱外表面MLIMLI，内表面粘贴泡沫塑，内表面粘贴泡沫塑料料n n6 6块仪器安装板（块仪器安装板（非仪器安装处非仪器安装处）双面涂高发射率黑漆）双面涂高发射率黑漆ERB-2BERB-2Bn n舱内电子
14、仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或者喷舱内电子仪器设备表面进行黑色阳极氧化处理或者喷涂高发射率无毒热控层涂高发射率无毒热控层n n设置航天员活动区和仪器区之间的隔热罩设置航天员活动区和仪器区之间的隔热罩n n主动热控措施：主动热控措施：n n对推进剂贮箱、镉镍电池、相机窗口、红外地平仪、分对推进剂贮箱、镉镍电池、相机窗口、红外地平仪、分流调节器等采用流调节器等采用主动电加热控和被动热控主动电加热控和被动热控相结合相结合n n隔热罩上布置两路空气加热器隔热罩上布置两路空气加热器n n设置轨道舱热控风机设置轨道舱热控风机n n散热面外设置电动百叶窗（散热面外设置电动百叶窗（叶片外表面贴叶片外表面贴
15、F46F46单面镀铝膜单面镀铝膜），以提），以提高自主飞行期间的舱温和降低留轨期间仪器的工作温度高自主飞行期间的舱温和降低留轨期间仪器的工作温度n n布置了布置了7 7个湿度传感器、一个便携式风速传感器个湿度传感器、一个便携式风速传感器轨道舱热控轨道舱热控返回舱热控n n返回舱热控要保证返回舱热控要保证: :n n航天员活动区域的空气温度在航天员活动区域的空气温度在( (待发段、主动段及自主飞行段待发段、主动段及自主飞行段) )为为 ，在返回段低于，在返回段低于 n n舱内仪器设备温度在所要求的范围内舱内仪器设备温度在所要求的范围内n n热控总体思想：热控总体思想：n n舱外表面涂层，减少散热
16、舱外表面涂层，减少散热n n限制冷凝干燥器风门开度，减少舱内空气向流体回路散限制冷凝干燥器风门开度，减少舱内空气向流体回路散热控制外回路，稳定冷凝干燥器入口温度热控制外回路，稳定冷凝干燥器入口温度n n对未布置冷板而发热功率密度大的陀螺组合体与应答机，对未布置冷板而发热功率密度大的陀螺组合体与应答机，进行风冷换热进行风冷换热n n返回前第返回前第5 5圈进行热控预冷，降低大底仪器与结构部件温圈进行热控预冷，降低大底仪器与结构部件温度，充分利用返回舱的热惯性，从而保证返回着陆时的度，充分利用返回舱的热惯性，从而保证返回着陆时的空气温度空气温度返回舱热控返回舱热控n n被动热控措施：被动热控措施：
17、n n返回舱外表面喷涂返回舱外表面喷涂S781-CS781-C涂层，减少散热涂层，减少散热n n内表面胶接热管，侧面贴泡沫塑料内表面胶接热管，侧面贴泡沫塑料n n大底上贴一层聚酰亚胺薄膜压敏胶带大底上贴一层聚酰亚胺薄膜压敏胶带n n舱内仪器设备进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无舱内仪器设备进行黑色阳极氧化处理或喷涂高发射率无毒热控涂层毒热控涂层n n主动热控措施：主动热控措施：n n设置设置7 7块冷板对仪器设备降温，并在冷板和仪器设备安装块冷板对仪器设备降温，并在冷板和仪器设备安装面间充导热脂面间充导热脂n n返回舱大底上设置了陀螺热控风机和应答机热控风机返回舱大底上设置了陀螺热控风机和应
18、答机热控风机 （提提高空气温度的基础上，降低发热量大的仪器设备温度高空气温度的基础上，降低发热量大的仪器设备温度 ）n n返回舱还布置了返回舱还布置了2 2个湿度传感器及其转接盒，用以测量舱个湿度传感器及其转接盒，用以测量舱内空气相对湿度内空气相对湿度 推进舱热控 n n被被动热动热控措施控措施n n柱段柱段仪仪器器圆盘对应处设圆盘对应处设置散置散热热面面2 2平方米平方米n n外表面包覆外表面包覆MLIMLI（除散（除散热热面外）面外）n n在在尾尾流流罩罩部部位位安安装装高高温温隔隔热热屏屏（防防止止变变轨轨发发动动机机工工作作时时产产生生的的高高热热流流对舱对舱内的影响）内的影响）n n
19、返回返回舱舱和推和推进舱进舱之之间间的防的防热热罩上也包覆罩上也包覆MLIMLIn n内表面内表面喷喷涂高涂高发发射率的射率的热热控涂控涂层层n n舱舱内内电电子子仪仪器器设设备备表表面面进进行行黑黑色色阳阳极极氧氧化化处处理理或或喷喷涂涂高高发发射射率率无无毒毒热热控涂控涂层层n n主主动热动热控措施控措施n n推推进进剂剂贮贮箱箱、应应急急电电源源、红红外外地地球球敏敏感感期期、分分流流调调节节器器等等采采用用主主动动电电加加热热控温和被控温和被动热动热控相控相结结合合n n4 4个个镉镉镍镍电电池池采采取取冷冷板板降降温温，在在距距后后Y Y框框约约295mm295mm铆铆接接了了3 3
20、圈圈液液体体加加热热管路管路n n热热控外回路的全部控外回路的全部设备设备和部件和部件流体回路系统 ZKS经验总结经验总结n n以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百以流体回路、气体通风换热回路、大面积电动百叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。叶窗为代表的主动热控技术得到了考核。n n液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可液体内外冷却回路在热负荷变化剧烈的情况下，均可有效地进行自动调节。有效地进行自动调节。n n通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者通过风机（包括风扇）驱动空气流经仪器设别，或者按照预定的流动方向在舱段内循环，产生气体强迫对按照预定的流动方向在舱段内循环，产
21、生气体强迫对流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温流换热，实现降低仪器设备温度或拉平密封舱空气温湿度，达到控温目的。湿度，达到控温目的。n n电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从电动百叶窗在入轨后全关，轨返分离前顺利打开，从而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用而兼顾了轨道舱在自主飞行和留轨利用2 2种状态下舱内种状态下舱内温度水平的要求。温度水平的要求。“阿波罗阿波罗”登月飞行器登月飞行器n n阿波罗计划简介阿波罗计划简介n n研究此飞行器的意义研究此飞行器的意义n n飞行器的组成飞行器的组成n n热控方案热控方案n n热控方案概述热控方案概述n n具体热控措施具体热控措施n
22、n指令舱和服务舱的热控指令舱和服务舱的热控n n单相流体回路单相流体回路n n指令舱涂层指令舱涂层n n蒸发器蒸发器n n登月舱热控登月舱热控阿波罗计划简介阿波罗计划简介n n阿波罗计划（阿波罗计划（Apollo ProjectApollo Project），又称阿波罗工程，），又称阿波罗工程，是美国从是美国从19611961年到年到19721972年从事的一系列载人登月飞年从事的一系列载人登月飞行任务。（行任务。（始于始于19611961年年5 5月，月，19721972年年1212月第月第6 6次登月成功结束次登月成功结束），历时约），历时约1111年，耗资年，耗资255255亿美元。亿美
23、元。n n 19691969年年7 7月月1616日，巨大的日，巨大的“ “土星土星5 5号号” ”火箭火箭载着载着“ “阿阿波罗波罗1111号号” ”飞船从飞船从美国美国肯尼迪角发射场点火升空，肯尼迪角发射场点火升空，开始了人类首次登月的太空征程。美国宇航员开始了人类首次登月的太空征程。美国宇航员尼尔尼尔 阿姆斯特朗阿姆斯特朗、埃德温埃德温 奥尔德林奥尔德林、迈克尔迈克尔 科林科林斯斯驾驶着阿波罗驾驶着阿波罗1111号号宇宙飞船宇宙飞船跨过跨过3838万公里的征程，万公里的征程，承载着全人类的梦想踏上了月球表面。承载着全人类的梦想踏上了月球表面。 研究此飞行器的意义研究此飞行器的意义n n“
24、阿波罗”登月飞行器是目前唯一完成脱离地球轨道飞行的载人深空探测飞行器。其热控系统设计方案和实施措施可为我国将来研制载人深空探测航天器热控系统所借鉴。 飞行器组成飞行器组成n n阿波罗阿波罗” ”登月飞行器包括飞船登月飞行器包括飞船（包括指令舱和服务舱）和登月（包括指令舱和服务舱）和登月舱舱3 3个部分组成个部分组成22。在发射阶段，。在发射阶段，指令舱和服务舱是连接在一起的，指令舱和服务舱是连接在一起的，如图如图1 1所示。所示。n n指令舱是航天员在飞行中生活和指令舱是航天员在飞行中生活和工作的座舱也是全飞船的控制中工作的座舱也是全飞船的控制中心。心。n n服务舱前端与指令舱对接，它为服务舱
25、前端与指令舱对接，它为航天员提供电氧气和其它的生保航天员提供电氧气和其它的生保功能，以及发动机所需的推进剂功能，以及发动机所需的推进剂后端为推进系统主发动机喷管。后端为推进系统主发动机喷管。n n服务舱后端为登月舱。登月舱包服务舱后端为登月舱。登月舱包括两个舱段，分别称为上升级和括两个舱段，分别称为上升级和下降级下降级热控方案概要热控方案概要n n“ “阿波罗阿波罗” ”登月飞船热控系统在登月飞船热控系统在水星和水星和“ “双子星双子星” ”飞船热控飞船热控系统系统设计的设计的基础上基础上进行研制，其使用的进行研制，其使用的多层隔热材料、高温多层隔热材料、高温隔热屏、电加热控温系统及通风系统隔
26、热屏、电加热控温系统及通风系统等技术已较为成熟等技术已较为成熟n n相对于相对于“ “水星水星” ”、“ “双子星双子星” ”飞船和神舟飞船的热控系统设飞船和神舟飞船的热控系统设计，计，“ “阿波罗阿波罗” ”独特的热控手段：独特的热控手段：n n停滞式辐射器停滞式辐射器为热排散系统的流体回路系统减少了系统在低温工况为热排散系统的流体回路系统减少了系统在低温工况所需的补偿功率，扩展了单相流体回路的适应性；所需的补偿功率，扩展了单相流体回路的适应性；n n指令舱涂层指令舱涂层设计方案减少了指令舱同外部空间的热交换，降低了指设计方案减少了指令舱同外部空间的热交换，降低了指令舱和服务舱热控系统设计的
27、难度；令舱和服务舱热控系统设计的难度；n n消耗性相变热排散系统消耗性相变热排散系统为流体回路系统提供了辅助散热的手段，可为流体回路系统提供了辅助散热的手段，可在辐射器散热能力不足时对流体回路进行辅助散热。在辐射器散热能力不足时对流体回路进行辅助散热。指令舱和服务舱的热控措施n n流体回路系统流体回路系统流体回路系统流体回路系统n n单相流体回路为核心的热控方案，工质为乙二醇水溶液，单相流体回路为核心的热控方案，工质为乙二醇水溶液，流量为流量为90.8kg/hr90.8kg/hr，使用，使用停滞式辐射器停滞式辐射器n n其其工作原理工作原理工作原理工作原理是：系统在低温工况时允许辐射器部分流体
28、是：系统在低温工况时允许辐射器部分流体管路冻住，在高温工况时通过未冻住的流体管路把热量管路冻住，在高温工况时通过未冻住的流体管路把热量通过辐射器面板传导给冻住的流体管路实现快速解冻。通过辐射器面板传导给冻住的流体管路实现快速解冻。（通过选择合适的材料和管壁厚度，流体管路的承压能力大大增强，能承受解冻时乙二通过选择合适的材料和管壁厚度，流体管路的承压能力大大增强，能承受解冻时乙二醇水溶液工质膨胀带来的巨大的局部压力的影响醇水溶液工质膨胀带来的巨大的局部压力的影响）n n这种设计方案使得辐射器有效辐射面积显著减小，极大这种设计方案使得辐射器有效辐射面积显著减小，极大地减少了系统向外太空排散的热量。
29、地减少了系统向外太空排散的热量。指令舱涂层n n“ “阿波罗阿波罗” ”登月飞行器在转登月飞行器在转移轨道飞行或遭遇月影期间，移轨道飞行或遭遇月影期间，外热流极低；而在环月轨道外热流极低；而在环月轨道飞行时，月球红外热流极大飞行时，月球红外热流极大n n通过在指令舱表面包覆聚酯通过在指令舱表面包覆聚酯膜，同时让飞船翻滚达到飞膜，同时让飞船翻滚达到飞船各个船各个表面均匀受照表面均匀受照的热控的热控设计方案，减少飞船同环境设计方案，减少飞船同环境热流的交换并使涂层表面温热流的交换并使涂层表面温度满足要求度满足要求蒸发器 n n“ “流体回路（流体回路（阿波罗阿波罗” ”指令舱与服务舱的指令舱与服务
30、舱的）在使用升华器的）在使用升华器的基础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发基础上，耦合了一个蒸发器进行辅助散热。蒸发器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进器通过壁面换热的形式对乙二醇溶液流体回路进行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹行冷却，其工质为水。内部采用的是平板翅片夹层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的层构型，流道为叉流布置方式。其内核由焊接的带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带带鳍乙二醇流道簇单元，每一层的外表面焊接带鳍蒸汽流道组成。鳍蒸汽流道组成。n n当辐射器出口温度超过当辐射器出口温度超过9.59.5时自动打开蒸发器时自动打开蒸发器登月舱热控方案n n“阿波罗”登月舱最初的热控方案采用水沸腾器和可展开式辐射器联合工作的热控方案n n登月舱使用的辐射器为可展开式辐射器。推进器推进器n n“阿波罗”最终的热控方案设计采用水升华器作为散热途径，并采用氟利昂闪蒸器作为辅助散热手段对登月舱未来热控的展望对登月舱未来热控的展望适用于适用于长期长期探月任务探月任务危险性大危险性大展开过程展开过程复杂复杂研制研制难度大难度大可展开式可展开式辐射器辐射器可靠性高可靠性高不适用于不适用于长期探月长期探月任务任务研制难度研制难度小小消耗型相变消耗型相变热排散系统热排散系统（蒸发器、（蒸发器、升华器）升华器）PK
