CN103231811A

CN103231811A - 直接利用太阳光的航天器热控系统

Info

Publication number: CN103231811A
Application number: CN2013101050963A
Authority: CN
Inventors: 张伟; 王天亮; 尤伟; 张红英; 方宝东; 江世臣
Original assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Current assignee: Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date: 2013-03-28
Filing date: 2013-03-28
Publication date: 2013-08-07
Anticipated expiration: 2033-03-28
Also published as: CN103231811B

Abstract

本发明公开了一种直接利用太阳光的航天器热控系统，包括太阳光集束器、太阳光分路器、光导纤维、加热单元以及空间辐冷装置。本发明直接汇集航天器向阳面的太阳光作为航天器热控能源，利用太阳光汇聚所产生的光能加热航天器光加热装置或单机，同时降低向阳面太阳辐射引起的增温，解决了低功耗空间热控问题，减少了航天器热控电功率，也就减少了相应的太阳电池阵面积及蓄电池容量，提高了太阳光能量的利用率，降低了航天器热控、能源等分系统设计难度。本发明解决了太阳系内空间航天器航行所需热控技术难点，对提高航天器热控效率和太空探测范围、降低航行所需资源代价具有一定效果。

Description

直接利用太阳光的航天器热控系统

技术领域

本发明涉及太空飞行航天器的热控技术领域，具体是一种直接利用太阳光的航天器热控系统。

背景技术

目前伴随航天器内部星载设备的日趋多样化以及工作模式的日趋复杂化，执行航天任务环境的不确定性等因素都对航天器热控系统的设计提出了新的挑战。

由于航天器结构对质量、体积和功耗的约束，给其热控设计带来了两个主要问题：一个是局部的高热流密度，一个是低的热惯性。

首先，随着电子芯片集成化，封装水平的不断提高，部分MEMS器件尺寸已经从微米量级进入了亚微米量级，且自1959年开始器件的集成度以每年40％～50％高速递增。由于器件的表面积与器件特征尺度的平方成反比，使得星载设备的局部热流密度最高可达100W/cm2以上量级。而微电子器件的可靠性对温度十分敏感，器件温度在70～80℃水平上每增加1℃，可靠性就会下降5％。

其次，是由于微小化带来的表面积/体积比增大，对外热流的热惯性变小。因此当卫星进入地球轨道的阴影时，卫星蒙皮的温度波动将会增大，加上仪器设备自身热功耗的变化，使星内仪器设备的温度增加，乃至超出其正常工作温度范围。

综上所述，研究高性能航天器已成为国际宇航界的发展趋势，高性能的航天器设计对传统主、被热控系统的控制品质和适用范围都提出了新的要求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种直接利用太阳光的航天器热控系统，该系统通过收集、传导、分配太阳光，并利用光能加热航天器光加热装置或需加热单机，同时降低向阳面太阳辐射引起的增温、满足航天器内部不同位置的加热与降温功能，实现航天器主动热控。

本发明是通过以下技术方案实现的。

一种直接利用太阳光的航天器热控系统，包括太阳光集束器、太阳光分路器、光导纤维、加热单元以及空间辐冷装置，其中：

-太阳光集束器，用于汇聚太阳光，形成具有高光能密度的太阳光集束，并将太阳光集束传输到太阳光分路器；

-太阳光分路器，用于太阳光集束的传输与通断控制，并在传输状态下将太阳光集束传输至加热单元，实现太阳光能的有效分配，满足加热单元的光能需求；

-加热单元，用于将大面积范围内的太阳光转换为热源，形成不同温度等级，实现航天器内部不同部位的温度控制；

-空间辐冷装置，将航天器内多余的太阳光向太空进行辐射，实现疏散相应的热能，完成相应的降温功能。

优选地，所述加热单元包括安装于航天器内不同位置航天器需加热单机以及光加热装置，所述光加热装置用于实现光热转换。

优选地，所述光加热装置包括：温度传感器、太阳光吸收体、热沉以及弱热连接体，所述太阳光吸收体通过弱热连接体连接在热沉上，所述温度传感器与太阳光吸收体相连接，其中，太阳光集束通过光导纤维传输，并辐射到太阳光吸收体上，温度传感器及时采集太阳光吸收体的温度信息，实现温度控制。

优选地，所述太阳光分路器包括：选择性光栅和光栅控制器，所述选择性光栅用于接收输入太阳光集束，并通过光栅控制器控制光栅运动，选择通过或断开特定能量的太阳光集束。

优选地，所述选择性光栅采用高功率转换光纤直接连接型光栅开关。

优选地，所述光栅控制器为光子晶体结构，采用电光调制方式，并根据航天器所需加热功率大小的控制信息，控制光栅运动。

优选地，所述空间辐冷装置为一个二级辐射制冷装置。

优选地，所述太阳光集束器包括若干组纳米太阳光透镜以及若干纳米太阳光导纤维，每一组纳米太阳光透镜通过一根纳米太阳光导纤维将汇聚的太阳光集束传输到太阳光分路器。

优选地，所述太阳光集束器的集光面积大于3m²。

优选地，所述纳米太阳光导纤维采用心径为600μm的石英光纤，所述石英光纤为表面光滑的空心毛细导管。

本发明提供的直接利用太阳光的航天器热控系统，对航天器向阳面太阳光进行收集、传导、分配，将聚焦的太阳能转化成热能，利用热能加热航天器光加热装置或需加热单机，太阳光聚集器收集太阳能辐射，将收集的太阳能送到光导纤维，光纤将高强度太阳辐射送到光加热装置或需加热单机，并有效产生高性能光热增温，使得光加热与导光降温组合起来，综合考虑航天器飞行过程中光照、热控和工作模式变化，优化设计各种太阳光热控参数，实现航天器的太阳光热控功能，满足航天器的温度控制需求，实现利用光能加热航天器光加热装置或需加热单机，同时降低向阳面太阳辐射引起的增温，降低热控系统的资源需求，提高航天器热控系统的可靠性，且大尺度的太阳能推进无需星上能源供应，最终达到降低航天器研制成本、提高航天器总体可靠性的目的。

本发明具有以下技术效果：

1)具有局部高热流密度的收集、传输和排散能力；

2)能在复杂或多种热环境下以高可靠性工作；

3)能够提高星载能源的利用系数，减少重量体积和飞行代偿，满足节能降耗。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明整体结构示意图；

图2为本发明的太阳光集束器示意图；

图3为本发明的太阳光分路器示意图；

图4为本发明的光加热装置示意图；

图5为本发明的空间辐冷装置示意图；

图中：1为太阳光，2为温度传感器，3为太阳光吸收体，4为热沉，5为弱热连接体。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。

如图1所示，本实施例提供了一种直接利用太阳光的航天器热控系统，包括太阳光集束器、太阳光分路器、光导纤维、加热单元以及空间辐冷装置，其中：

进一步地，所述加热单元包括安装于航天器内不同位置航天器需加热单机以及光加热装置，所述光加热装置用于实现光热转换。

进一步地，所述光加热装置包括：温度传感器、太阳光吸收体、热沉以及弱热连接体，所述太阳光吸收体通过弱热连接体连接在热沉上，所述温度传感器与太阳光吸收体相连接，其中，太阳光集束通过光导纤维传输，并辐射到太阳光吸收体上，温度传感器及时采集太阳光吸收体的温度信息，实现温度控制。

航天器太空航行时，经光导纤维传送至光加热装置或航天器需加热单机内的太阳光能，通过光加热装置或航天器需加热单机实现太阳光能的光热转换，完成相应的加热增温需求。

进一步地，所述太阳光分路器包括：选择性光栅和光栅控制器，所述选择性光栅用于接收输入太阳光集束，并通过光栅控制器控制光栅运动，选择通过或断开特定能量的太阳光集束。

进一步地，所述选择性光栅采用高功率转换光纤直接连接型光栅开关。

进一步地，所述光栅控制器为光子晶体结构，采用电光调制方式，并根据航天器所需加热功率大小的控制信息，控制光栅运动。

进一步地，所述空间辐冷装置为一个二级辐射制冷装置。

进一步地，所述太阳光集束器包括若干组纳米太阳光透镜构成的集光部分以及若干纳米太阳光导纤维构成的导光部分，每一组纳米太阳光透镜通过一根纳米太阳光导纤维将汇聚的太阳光集束传输到太阳光分路器。

进一步地，所述太阳光集束器的集光面积大于3m²。

进一步地，所述纳米太阳光导纤维采用心径为600μm的石英光纤，所述石英光纤为表面光滑的空心毛细导管。

太阳光集束器集光面积大于3m²，按集光效率70％；太阳光分路器采用高功率转换的光纤直接连接型光开关，可以实现最大光功率达2MW的光传输与通断控制；光导纤维采用芯径600μm的石英光纤；航天器需加热单机分布于航天器不同位置；航天器光加热装置实现光热转换，可满足0.001W~1000W的不同加热功率；空间辐冷装置实现航天器的辐射致冷，可满足工作温度温控在90K以下。

具体为，

如图2所示，太阳光集束器主要由n组纳米太阳光透镜和纳米太阳光导纤维组成。太阳光集束器集光面积大于3m²，按集光效率70％，光导纤维采用芯径600μm的石英光纤。纳米太阳光透镜实现太空中平行太阳光的汇聚与再平行，实现汇聚太阳光平行进入纳米太阳光导纤维。纳米太阳光导纤维为表面非常光滑的空心毛细导管，纳米太阳光导纤维导线内径为600μm，轻便柔软便于安装，同时可实现太阳光能的低损有效传输。每组太阳光透镜连接一根纳米太阳光导纤维，将汇聚的太阳光能量传输到太阳光分路器。

如图3所示，太阳光分路器采用高功率转换的光纤直接连接型光栅开关，可以实现最大光功率达2MW的太阳光传输与通断控制。太阳光分路器包括选择性光栅和光栅控制器。光栅控制器根据航天器所需加热功率大小的控制信息，控制光栅运动，选择通过或断开特定能量的太阳光集束。

光栅控制器为光子晶体结构，一般采用电光调制方式，利用了光子晶体的压电效应，即在某些晶体的特定方向施加压力时，对应表而上出现正或负的电荷，并且电荷密度与压力大小成正比。具有压电效应的物体称作压电体(piezodectrics)。从原理上讲，是因为光波在介质中的传播规律受介质折射率分布状况影响制约，而介质折射率分布是由介质介电常数所决定的。而介电常数是随着作用在介质上的电场强度而变化的。目前，电光调制已在光开光、光通信等领域得到了广泛应用。光栅控制器根据输入根据航天器所需推力大小的控制信息，控制光栅通断，从单次发射的太阳光集束时间长度和选择太阳光能量两方面控制传输的太阳光集束。

如图4所示，光加热装置将通过光导纤维输送来的太阳光辐射到太阳光吸收体上，提高吸收体温度，同时，采用温度传感器及时采集太阳光吸收体温度信息，实现温度的有效控制。光加热装置能将大面积范围内的太阳光集束转换为热源，形成不同温度等级，实现航天器内部不同部位的温度控制。

如图5所示，空间辐冷装置是一个二级辐射制冷装置，其具有无功耗、无振动、无电磁辐射、长寿命等适合空间应用的特点。空间辐冷装置主要包括二级空间辐冷器、一级空间辐冷器、空间辐冷器外壳、可翻转地球屏、空间辐冷器解锁机构和空间辐冷器限位机构。采用轻质可翻转地球屏，兼作防污罩，可翻转地球屏在地面保存和发射及入轨初期处于合拢状态，可翻转地球屏内表面镜面采用复制工艺形成高反射率反射膜，外表面多层热控包扎，平时情况下可翻转地球屏合拢作防污罩。空前辐冷器外壳冷却空间辐冷装置外壳部分，一级空间辐冷器冷却空间辐冷装置前级部分，二级空间辐冷器冷却空间辐冷装置二级冷块座到90K以下。对二级空间辐冷器进行温控，温控到航天器单机工作温度点并提供航天器单机所需的制冷量。空间辐冷装置可以构成高效率辐射降温装置，实现航天器的高效降温等热控功能。

综上所述，本实施例提供的直接利用太阳光的航天器热控系统，能够满足航天器的温度控制需求，实现利用光能加热航天器光加热装置或需加热单机，同时降低向阳面太阳辐射引起的增温，降低热控系统的资源需求，提高航天器热控系统的可靠性。最终达到降低航天器研制成本、提高航天器总体可靠性等有益效果。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims

1.一种直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，包括太阳光集束器、太阳光分路器、光导纤维、加热单元以及空间辐冷装置，其中：

2.根据权利要求l所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述加热单元包括安装于航天器内不同位置航天器需加热单机以及光加热装置，所述光加热装置用于实现光热转换。

3.根据权利要求2所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述光加热装置包括：温度传感器、太阳光吸收体、热沉以及弱热连接体，所述太阳光吸收体通过弱热连接体连接在热沉上，所述温度传感器与太阳光吸收体相连接，其中，太阳光集束通过光导纤维传输，并辐射到太阳光吸收体上，温度传感器及时采集太阳光吸收体的温度信息，实现温度控制。

4.根据权利要求l所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述太阳光分路器包括：选择性光栅和光栅控制器，所述选择性光栅用于接收输入太阳光集束，并通过光栅控制器控制光栅运动，选择通过或断开特定能量的太阳光集束。

5.根据权利要求4所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述选择性光栅采用高功率转换光纤直接连接型光栅开关。

6.根据权利要求4所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述光栅控制器为光子晶体结构，采用电光调制方式，并根据航天器所需加热功率大小的控制信息，控制光栅运动。

7.根据权利要求l至6中任一项所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述太阳光集束器包括若干组纳米太阳光透镜以及若干纳米太阳光导纤维，每一组纳米太阳光透镜通过一根纳米太阳光导纤维将汇聚的太阳光集束传输到太阳光分路器。

8.根据权利要求7所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述太阳光集束器的集光面积大于3m²。

9.根据权利要求7所述的直接利用太阳光的航天器热控系统，其特征在于，所述纳米太阳光导纤维采用心径为600μm的石英光纤，所述石英光纤为表面光滑的空心毛细导管。