CN103448924B - 一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置 - Google Patents
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Abstract
一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,包括一体化设计的安装法兰、热控涂层、扩热板、导热填料、预埋热管、外贴热管、LHP和散热板;安装法兰直接将驱动机构的热量导出;驱动机构舱内表面和外表面涂覆热控涂层;扩热板安装在驱动机构与安装板之间;导热填料填充在驱动机构与扩热板,扩热板与安装板、外贴热管与安装面之间;预埋热管预埋在安装板内部的扩热板区域;外贴热管一端安装在驱动机构上,另一端安装在扩热板上;LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置,LHP辐射器安装在散热板内表面;散热板外部粘贴OSR二次表面镜热控涂层,将驱动机构热量排散至冷空间。本发明能够有效解决大功耗驱动机构的散热问题。
Description
技术领域
本发明涉及卫星驱动技术领域,更具体的说,涉及一种卫星用的大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置。
背景技术
随着卫星平台技术的发展,大型卫星的功耗需求越来越大,对于采用太阳帆板获取能源的卫星,其驱动机构的功耗也随之越来越大。相比于一般单机,驱动机构为不规则形状,一般通过支架间接与仪器板安装,因此带来了散热问题。同时,驱动机构作为太阳帆板的关键运动部件,其工作环境等可靠性问题需受到足够的重视。为了保证驱动机构稳定可靠的运行,要求其工作温度维持在较低的水平,因此需要寻求良好的散热途径,应用各种热控措施减小各环节的热阻,将其热量排散。
发明内容
针对上述现有技术中存在的技术问题,本发明提供一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,根据卫星平台的任务需求及存在的实际困难,通过传热元件的组合,减小主要的接触热阻,最终解决大功耗驱动机构的散热问题。
为达到上述目的,本发明所采用的技术方案如下:
一种卫星大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,包括与卫星驱动机构一体化设计的安装法兰、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和白漆热控涂层、扩热板、导热填料、预埋热管、外贴热管、LHP蒸发器和LHP辐射器、散热板;所述一体化设计的安装法兰是驱动机构的一部分,直接将驱动机构的热量导出;所述铝合金黑色阳极氧化涂层涂覆在驱动机构舱内部分的表面,白漆喷涂在驱动机构舱外部分的表面;所述扩热板安装在驱动机构与安装板之间;所述导热填料填充在驱动机构与扩热板,扩热板与卫星安装板、以及外贴热管与安装面之间;所述预埋热管预埋在卫星安装板内部的扩热板区域;所述外贴热管一端安装在驱动机构上,另一端安装在扩热板上;所述LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置,LHP辐射器安装在散热板的内表面;散热板外部粘贴OSR二次表面镜热控涂层,将驱动机构热量排散至冷空间。
作为本发明试验装置的改进,所述一体化安装法兰由驱动机构结构整体加工而成,与卫星安装板直接接触安装,既作为驱动机构的安装接口,又作为驱动机构的直接导热途径。
作为本发明试验装置的改进,所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层发射率大于0.88,白漆热控涂层吸收率小于0.6,发射率大于0.86。
作为本发明试验装置的改进,所述扩热板为厚度2mm的铝合金板。
作为本发明试验装置的改进,所述导热填料为导热硅脂。
作为本发明试验装置的改进,所述预埋热管为宽度30mm,高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管,热管的宽度方向紧贴卫星安装板的上下面板。
作为本发明试验装置的改进,所述外贴热管为翅片宽度15mm,直径Φ8的Ω形单孔热管。
本发明的有益效果是:(1)能够将大功耗驱动机构的热量有效排出,控制其温度在理想的水平;(2)散热方法技术成熟,热控产品可靠性高;(3)材料来源充分,工艺简单,易于实现;(4)所使用产品和材料成本较低。
附图说明
图1是本发明大功耗驱动机构机热一体化装置结构示意图。
图中:1驱动机构一体化法兰;2预埋热管;3LHP蒸发器;4LHP辐射器;5外贴热管;6扩热板;7散热板
具体实施方式
以下通过附图和具体实施例对本发明技术方案做一详细的说明。
图1本发明大功耗驱动机构机热一体化装置,包括一体化设计的安装法兰1、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和ACR-1白漆热控涂层、扩热板6、导热填料、预埋热管2、外贴热管5、LHP蒸发器3和LHP辐射器4、散热板7。预埋热管2是在卫星安装板内预埋的1根宽度30mm,高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管。预埋热管2的宽度方向紧贴蜂窝状的卫星安装板的上下面板。驱动机构及其安装法兰一体化设计加工,直接安装在卫星安装板上。驱动机构的舱内表面涂覆铝合金黑色阳极氧化热控涂层,舱外表面喷涂ACR-1白漆热控涂层。在卫星安装板上安装一块2mm厚的铝合金扩热板6,驱动机构安装在扩热板6上。在驱动机构结构上安装2根翅片宽度15mm,直径Φ8的Ω形单孔外贴热管5,外贴热管5的另一端安装在扩热板6上。驱动机构与扩热板6之间、扩热板6与卫星安装板之间以及外贴热管5与其安装面之间填充导热填料,导热填料为D3导热硅脂。将LHP蒸发器3安装在扩热板6上的预埋热管2位置,LHP辐射器4安装在散热板7的内表面。最后在散热板7外侧粘贴OSR二次表面镜热控涂层,将热量排散到冷空间。
以上所述仅为本发明的实施例,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,包括扩热板、导热填料、外贴热管、LHP辐射器,其特征在于,还包括与驱动机构一体化设计的安装法兰、铝合金黑色阳极氧化热控涂层和白漆热控涂层、预埋热管、LHP蒸发器、散热板,其中,所述一体化设计的安装法兰是驱动机构的一部分,直接将驱动机构的热量导出;所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层涂覆在驱动机构舱内表面,白漆热控涂层喷涂在驱动机构舱外表面;所述扩热板安装在驱动机构与卫星安装板之间;所述导热填料填充在驱动机构与扩热板,扩热板与卫星安装板、以及外贴热管与安装面之间;所述预埋热管预埋在卫星安装板的内部的扩热板区域;所述外贴热管一端安装在驱动机构上,另一端安装在扩热板上;所述LHP蒸发器安装在扩热板上的预埋热管位置,LHP辐射器安装在散热板的内表面;散热板外部粘贴OSR二次表面镜热控涂层,将驱动机构热量排散至冷空间。
2.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述一体化设计的安装法兰由驱动机构结构整体加工而成,既作为驱动机构的安装接口,又作为驱动机构的直接导热途径。
3.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述铝合金黑色阳极氧化热控涂层发射率大于0.88,白漆热控涂层吸收率小于0.6,发射率大于0.86。
4.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述扩热板为厚度2mm的铝合金板。
5.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述导热填料为导热硅脂。
6.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述预埋热管为宽度30mm,高度29.1mm的工字型双孔铝氨热管,热管的宽度方向紧贴卫星安装板的上下面板。
7.根据权利要求1所述的卫星用大功耗太阳帆板驱动机构的机热一体化装置,其特征在于,所述外贴热管为翅片宽度15mm,直径8mm的Ω形单孔热管。
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