CN101270930B - 航天器上搭载热控制装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器上搭载热控制装置，涉及一种用于耗散在航天器上通过有效载荷产生的热量的热控制装置，其由多个表面组成，并且包括：制冷剂循环器；包括所述制冷剂循环器的蒸发区域(Z₁)；压缩区域(Z₂)；包括至少一个散热面板的冷凝区域(Z₃)，其与制冷剂循环器的一部分相连，包括多个支路，还包括允许或抑制所述制冷剂在这些支路中循环的装置，从而改变在所述冷凝区域热交换表面的面积；包括所述制冷剂循环器的减压区域(Z₄)。该装置十分适合于远程通信卫星上遭遇的热量问题。

Description

航天器上搭载热控制装置

技术领域

本发明涉及一种卫星上搭载的热控制装置，更普遍的是搭载在航天器上的。

背景技术

一般来说，卫星包括一系列的设备元件，当其在工作时会产生热量，而这些热量必须被有效地排到冷的太空中去，从而使这些设备的温度保持在例行的温度范围内。通常，建议采用热管来传输由航天器设备产生的热量。热管朝散热器传送热能。如果热管形成流体回路，则在发射状态后，所述散热器也可以被展开来增加散热面的面积从而确保热控制。更准确地说，在常规热控制系统中，位于卫星内部的设备工作在温度范围内，这样，所述通过所述散热器构件而被耗散到太空中的能量的排出温度受所述温度范围的限制。从而对于给定的将被消除的热能，所述所需的散热面积(和热控制质量)与限制温度范围紧密相关联。因此，对于那些非常高能的任务来说，所述热子系统变得十分巨大，因为其决定所述卫星的尺寸(卫星壁的表面)，除非采用大且重的专用可展开构件来增加这些散热面的面积。

事实上，当超过了所述卫星的壁的放热容量(thermal dischargecapacity)时，所公知的用于消除多余耗散的方法实质上是连接所述卫星内部到可展开的专用于热控制的散热器的毛细管的流体回路或机械泵的流体回路。而后者十分庞大而且很重。到目前为止，(大部分)方法和相关的欧洲热产品仍要求在飞行时具有限制的阶段(qualifyingphase)。所述散热器(传统的或可展开的)的工作温度必须比将被控制的设备的可接受的最高温度要低，这就会大大地影响散热器所要求的尺寸，从而限制了其在卫星上布置的可能性。

发明内容

为克服上述问题，本发明提出采用制冷机形式的热控制系统来从与其相联的散热器中分离所述温度将被控制的设备，也就是所述散热器的温度可按要求而被增加。从冷太空看，具有直接区域的散热器可在十分高的温度下散热而不影响所述设备的正常功能，从而可增加其热效率，并且与传统热控制相比，可允许从根本上减小所述专用于热控制的散热表面的面积。

更准确地说，通过循环器，本发明的装置首先采用制冷剂带走属于所述卫星或属于卫星的部分的热耗散(制冷能量)(所述装置的蒸发区域)，然后压缩产生的蒸气(从而保证所述制冷剂的循环)，以及从而升高所述制冷剂的温度。在所述装置的所述压缩区域的出口处于气态的制冷剂将冷凝在所述专用散热面板上(所述装置的冷凝区域)，其通过在高温下辐射将总能量(制冷能量和压缩机自身消耗的能量之和)排入到冷太空中。然后，为了返回到具有合适热力学特性的所述蒸发区域，所述制冷剂的压力被降低(所述装置的减压区域)。

更准确地说，本发明定位在冷凝区域中，其包括根据被排入太空中的热能的量来改变所述热交换表面面积的装置。

为此，本发明的一个目的就是提供一种用于消除由航天器上的热耗散设备产生的热量的热控制装置，其由多个表面组成，并且包括：

—制冷剂循环器；

—包括所述制冷剂循环器的蒸发区域；

—压缩区域；

—包括至少一个散热面板的冷凝区域，其与制冷剂循环器的一部分相连，并且包括多个支路，还包括允许或抑制所述制冷剂在这些支路中循环的装置，从而改变在所述冷凝区域热交换表面的面积；以及

—包括所述制冷剂循环器的减压区域。

根据本发明的一个变体，所述冷凝区域与多个散热面板相连。这些散热面板由多个部件组成。所述制冷剂循环器从散热面板的一个部件朝另一个散热面板的部件串联安装。理想地，每个散热面板的部件数n等于散热面板数n，因此，所述n个散热面板与n-1个循环器串联，制冷剂通过的所述n个部件具有相同的排出面积。

根据本发明的一个变体，所述支路包括表面带有沟槽的管件。

根据本发明的一个变体，在每个散热面板上，所述冷凝区域包括自动阀系统，所述自动阀系统允许散热面板表面的所有或部分用于散热，然后，所述制冷剂在所述支路的所有或部分中循环。

根据本发明的一个变体，所述蒸发区域进一步包括允许集中加热的加热器。这样，如果所述设备热耗散太少或不再耗散时，所述卫星或相关设备的热耗散可被加热取代。这时应该注意能够集中加热的机会，也就是能使一组加热器或多或少的聚集在一起并位于所述制冷剂循环装置的所述冷凝器的下流和所述压缩机的上流上。所述加热区域只不过是因需要而使用的进一步的蒸发区域。这就相当大地简化了所述加热线路的设计。

根据本发明的一个变体，所述蒸发区域包括在一个温度级别或多个不同温度级别内受控的一个或多个设备元件。

根据本发明的一个变体，所述压缩区域包括多个压缩级别，所述级别数等于所述被控制的蒸发器的温度级别的数量。

根据本发明的一个变体，所述压缩区域包括至少一个磁轴承离心压缩机。

根据本发明的一个变体，该装置包括在所述压缩区域和所述冷凝区域之间的旁路系统，其允许调节所述制冷剂的温度。

本发明的另一个目的是提供一种包括根据本发明的热控制装置的航天器。

根据本发明的一个变体，提供一种具有通常称为北面和南面的表面的远程通信航天器，其特征在于，其包括固定于所述北面和南面表面的外部的散热面板，装备有所述热控制装置的所述冷凝区域，所述散热面板在传导方面和辐射方面与所述北面和南面表面分离。

根据本发明的一个变体，在所述航天器内部，该航天器包括蒸发区域、压缩区域和减压区域。

有利地，该航天器包括通信模块和服务模块，所述外部的散热面板位于所述通信模块上。

其还可在通常称为东面、西面、对地面和远离地球面的表面上具有外部的散热面板。

附图说明

通过阅读接下来的描述，将可以更好地理解本发明，并且本发明的其它优点也将会变得更加明显，而下面的描述并不限制本发明，以及其中的附图为：

—图1是各个冷凝区域、减压区域、蒸发区域和压缩区域在本发明的装置中应用的示意图；

—图2示出根据本发明的装置的示例；

—图3示出整合本发明的装置的远程通信卫星中使用的外部结构的示例。

一般来说，本发明的所述热控制装置包括设计成适应卫星或被控设备的不同环境限制和不同操作限制的各种元件。

具体实施方式

本发明的装置由图1示意性的示出，其包括蒸发区域Z₁、压缩区域Z₂、冷凝区域Z₃和减压区域Z₄，以及制冷剂循环器。

更确切地说，其包括首先采用制冷剂来吸收属于所述卫星或属于卫星若干元件的热耗散(所述装置的蒸发区域Z₁)，然后压缩产生的蒸气(所述制冷剂在压缩区域Z₂循环)，并且因此所述制冷剂温度升高。在所述装置压缩区域的出口，该制冷剂冷凝在专用散热面板上(所述装置的冷凝区域Z₃)，其通过在高温下散热，将总能量排入冷的太空中。这些散热面板在热、传导和辐射方面与该设备的支撑结构分离，从而允许所述散热器的温度大大地增加而不影响所述卫星设备的温度，而且不影响其正常的功能。然后，为了返回到具有合适热力学特性的所述蒸发区域，所述制冷剂的压力被降低(所述装置的减压区域Z₄)。

接下来将详细描述其原理。注意到通过对系统合适地设计，所述一个或多个设备元件和所述散热面板的温度可被选择为如期望的一样高或低。如果需要保持卫星的各个部件在不同的温度级别，则采用多级压力的概念是十分有利的，其特别允许增加装置的输出。与冷凝区域相连的所述散热器可以位于所述卫星外部的任何地方，其中它们并不干扰任务的正常运行(特别地，具有外部附件时不影响视野)，而且其与推进子系统的相互作用并不重要(所述散热表面的污染并因此造成在卫星的寿命中后者效率的损耗)。

即使所述概念可不需后者，但是专用可展开散热器的使用是可以想到的。

在高温下，排出卫星热耗散的可能性也允许采用不为散热面板优化的涂层(如，白色涂料)。事实上，如果由散热面板排出的红外线通量的辐射温度被正确选择的话，每单位面积吸收的入射太阳通量与由散热面板排出的红外线通量相比可为二级。这样，就不再需要反射镜涂层。从而可降低所述散热器的生产成本和减小其质量。

包括多个用于循环制冷剂的支路的冷凝区域Z₃将在具体实施例中进一步地详细描述。具体地，所建议的循环形式在所述卫星的使用寿命内使该系统加强并保证热控制，也就是说用于变化大的环境条件和变化大的热负荷(制冷能量)情况下。因此，本发明所设计的系统可从卫星发射状态直至其寿命结束为止保证卫星的或热控制设备的大量工作模式下(低和高的热负荷，极热和极冷的环境)的热控制。由于本发明的装置，其有可能使远程通信卫星的总散热容量翻倍，因此对于给定的平台尺寸，不需改变平台尺寸就可接受相当于目前两倍能量的任务。

图2更详细地示出了提供具有大容量的热系统的多个特定区域，该大容量与在卫星寿命内的热控制负荷相关。

1)蒸发区域Z₁

所述制冷剂在所述蒸发区域内的内部管中循环，所述内部管具有标准几何特性或局部地设计。如果需要增加热交换系数(相对于平滑管结构)，则所述管可优选地开槽。优化的串联/并联流体方案的设计依赖于系统限制条件(被传输的能量，温度范围，被控制设备的布置)，而且依赖于选择的制冷剂。图2示出具有两个蒸发区Z₁₁和Z₁₂的结构，每个分别与耗散元件11和12相连。

2)压缩区域Z₂

优选地，所述压缩区域可包括多个压缩级别。所述压缩区域的多个级别允许所述卫星或设备被调节到不同的温度级别。除其它事项外，这些温度级别还取决于所考虑设备的形式或所涉及卫星的区域。这种可能性允许压缩机的电损耗被优化。因此图2示出包括两个压缩区域Z₂₁和Z₂₂的两级结构的系统。可以注意到的是，压缩区域通过作用于制冷剂的机械运动确保在整个系统中制冷剂的循环。

就远程通信卫星而言，磁轴承离心压缩机(magnetic-bearingcentrifugal compressor)技术可以被采用(小振动，不需润滑，低摩擦，低电损耗，小体积)，是因为其能很好地满足太空限制条件，特别是满足对地静止轨道的、以及长使用寿命的强限制条件。

进一步地，采用旁路B-P的旁路散热器方法允许离开所述最终压缩级别的蒸气温度以如下方式升高，从而获得十分高的冷凝温度而不施加太高压力给压缩机，而且其可克服热的散热器环境。通过调节原则，该旁路调节返回进入压缩机入口的离开压缩机的制冷剂的量。当所述被传输的制冷能量必须保持低或适度(系统限制条件)时，这种可能性特别地有益。典型地，对于在传输阶段的远程通信卫星来说，根据卫星在太空中的定位，太阳能发电机(然后部分地或全部地折叠)能够面对热环境(入射的太阳通量)。考虑到卫星散热器平行固定于所述卫星的南/北壁的布置，以及因此在所述传输阶段期间，其位于所述太阳能发电机的下面，所述旁路方法允许该系统确保在工作时和与地球进行联系时(在该阶段的电能预算有限)卫星有效载荷的各个设备元件的热控制。

3)冷凝区域Z₃

所述制冷剂在所述散热器的冷凝区域内的内部管中循环，所述内部管具有标准化尺寸特性或局部地设计。

进一步地，如果需增加其热交换系数(相对于平滑管结构)，所述管可选择被开槽。关于蒸发区域，在所述散热器内优化的串联/并联流体方案(以及由此导致的支路的数量)取决于系统限制条件(被传输的能量，选择的散热器结构形式，等等)，而且取决于被选择的制冷剂。对于所述散热器(构成冷凝区域的支撑结构)，提出所述流体方案显然具有以下两个原因：

—首先，通过每个航天器散热器的制冷剂循环通道限制所述热系统的热工流体(thermohydraulic)作用的不对称环境的负面影响；该交叉的循环系统最好逐项地被研究；最后的选择(当散热器数量增加时可能相对复杂)很大地取决于冷凝系统的环境影响。就远程通信卫星而言，参考图2中包括两个冷凝区域Z₃₁和Z₃₂的情况，每个冷凝区域分别与散热器R₃₁和R₃₂相连(为了简化，以两个散热器为例)，在一个散热器的一半产生的循环可简单地发生在另一个散热器的一半产生的循环之前(而且应用于两条并联的线路)。

—第二，在冷凝器的各个支路的自动阀系统仅允许散热器表面部分地被用于消除所述热耗散；这就意味着蒸发区域可被保持在最小可被接受的温度级别；一般来说，所述散热器的适度冷热环境与被传输的衰退热负荷(制冷能量)的相联，需要使位于每个散热器特定支路的入口的阀门关闭(为了热工流体稳定性而要求对称)，从而中断制冷剂在后者的循环。

就远程通信卫星而言，参考附图2的例子(为了简化，以两个散热器为例)，有可能以如下方式关闭在每个散热器中的1个或2个阀门(组件V₃₁和组件V₃₂)，从而使所述散热器表面的75％或50％分别用于排出能量；这就允许保持相当高的冷凝温度并且可采用高于系统值的蒸发温度。

4)减压区域Z₄

所述减压区域可包括恒温减压阀。如果存在多级压缩，则构成该减压区域的所述减压阀可相对于所述蒸发区域串联或并联布置。

在卫星的使用寿命阶段的时期内，当不期望采用自动阀方法时或当被传输的热能变得相当低甚至为零时，所述卫星或所述相关设备的热耗散可被加热取代。此时应当注意到可能集中加热的机会，也就是具有一组加热器或多或少地聚集在一起并位于冷凝器管道下流和压缩机上流任何位置。参考附图2，根据调节原则，这些加热区域X₁₁和X₁₂仅仅是根据需要所采用的新的蒸发区域。

该方法具有许多优点，且尤其是在给定尺寸的远程通信平台情况下：

—依据可被散热到太空中的能量，对于给定有效载荷的温度范围(对于适度尺寸的平台可想到的耗散量大的任务)，其壁的排出容量增加；

—可展开式散热器可根据需要而拆卸，因此可限制由热控制产生的附加体积和质量；

—北面和南面面板在100℃左右散热，相对于目前来说，使通过平台的壁能够消除的热能加倍；

—在十分大的耗散有效载荷情况下，具有采用东面壁和西面壁或者甚至是对地(如果没有天线模块)和远离地球的壁的可能性；以及

—卫星的每kg有效载荷容量增加。

由于各个功能区域的模块化，本发明的装置既使得逸散能量/消耗能量比在未来远程通信卫星的任务中趋于增加的问题被解决，而且还具有调节压缩机和现行冷凝器线路数量的可能性；这就允许可变的导电操作和根据需要大大地减小加热线路尺寸。由于最小化压缩所需的电力消耗的多级压缩原理，其允许在几个温度范围控制有效载荷(系统限制条件)。

接下来，将描述在远程通信卫星中集成的本发明装置。实际上，本发明的装置能够以十分有利的方式专门的用于通信有效载荷的热控制。目前，这些有效载荷的热耗散通过设备的南面和北面支撑面板被排除到太空中，从而在设备上它们的外表面也可用作散热器。关于热控制的该系统，其有可能通过采用固定于所述北面和南面的面板外部的散热面板而消除所述有效载荷热量，最好是平行且在传导方面和辐射方面与面板分离。所述北面和南面的壁的外表面此时不再用于散热目的，而是通过绝缘涂层覆盖用于保护内部设备不受散热器的高温度级别的影响。

通过该方法，在通信模块内(使用或不使用附加内部支架)的设备的优化布置与太阳能发电机的合适选择相连系，使得远程通信卫星的尺寸可被优化，也就是使其更加紧密(强的发射冲击)。图3示意性地示出为远程通信卫星外部热控制方法示例提出的外部散热器结构。所述散热面板P_N和P_S外部地固定于所述卫星的北面和南面表面并且与所述表面平行。这些散热面板最好是在传导方面和辐射方面与卫星分离并且包括热耗散排出装置的冷凝区域。所述卫星通信模块Mc的北面、南面、东面和西面表面均覆盖有传统的多层涂层即“MLI”，并且参考MLI(多层绝缘体，Multi-Layer Insulation)，与北面和南面表面需要涂有反射镜涂层的现有技术的结构相反。这些散热面板在通信模块上相对于卫星北面和南面表面，此处的热问题最为严重。在热问题比例较小的情况下，对于服务模块，基于热管和散热器的反射镜涂层m_r(在北面和南面表面上)的传统热控制方法将仍然可以采用。如果需要本发明还可扩展到服务模块Ms。

Claims (15)

1.一种用于消除由航天器上的热耗散设备产生的热量的热控制装置，该装置由多个表面组成，以及包括：

-制冷剂循环器；

-包括所述制冷剂循环器的蒸发区域(Z₁)；

-压缩区域(Z₂)；

-包括至少一个散热面板的冷凝区域(Z₃)，其与制冷剂循环器的一部分相连，并且包括多个支路，还包括允许或抑制所述制冷剂在这些支路中循环的装置，从而改变在所述冷凝区域热交换表面的面积；以及

-包括所述制冷剂循环器的减压区域(Z₄)。

2.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述冷凝区域与多个散热面板相连，所述散热面板包括多个部件，属于散热面板的一部分的所述制冷剂循环器与属于不同散热面板的一部分的所述制冷剂循环器串联安装，或者与所述减压区域串联安装。

3.如权利要求1或2中任一项所述的热控制装置，其特征在于：每个散热面板的部件数n等于散热面板数n，所述n个散热面板与n-1个循环器串联，制冷剂通过的所述n个部件具有相同的排出面积。

4.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述支路包括内表面带有沟槽的管件。

5.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：在每个散热面板上，所述冷凝区域包括自动阀系统，所述自动阀系统允许散热面板表面的所有或部分用于散热。

6.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述蒸发区域进一步包括集中加热装置。

7.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述蒸发区域包括在一个温度级别或多个不同温度级别内受控的一个或多个设备元件。

8.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述压缩区域包括多个压缩级别，该级别数等于所述被控制的蒸发器的温度级别的数量。

9.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：所述压缩区域包括至少一个磁轴承离心压缩机。

10.如权利要求1所述的热控制装置，其特征在于：其包括在所述压缩区域和冷凝区域之间的旁路系统，允许所述压缩区域的出口与所述压缩区域的入口相连、或者如压缩是多级的与所述最终压缩级别的入口相连，并且调节从所述压缩区域离开的制冷剂的温度。

11.一种航天器，其特征在于：包括如权利要求1到10中任一项所述的热控制装置。

12.如权利要求11所述的航天器，具有通常称为北面和南面的表面，其特征在于：其包括固定于所述北面和南面表面的外部的散热面板，具有所述热控制装置的所述冷凝区域，所述散热面板在传导和辐射方面与所述北面和南面表面分离。

13.如权利要求12所述的航天器，其特征在于：在所述航天器内其包括蒸发区域、压缩区域和减压区域。

14.如权利要求11到13中任一项所述的航天器，其特征在于：其包括通信模块和服务模块，所述外部的散热面板位于所述通信模块上。

15.如权利要求11或12所述的航天器，其特征在于：其包括固定于通常称为东面、西面、对地面和远离地球面的表面并且与其平行的外部的散热面板。

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