CN105109708B - 一种空间飞行器的热控方法 - Google Patents

Abstract

一种空间飞行器的热控方法，首先在空间飞行器的分离释放筒上粘贴加热片、热敏电阻及控温仪，然后对空间飞行器中的各个设备安装前，对各设备进行发黑处理并粘贴F46膜，在组装过程中涂敷导热脂或加装隔热垫，最后使用多层隔热组件对空间飞行器进行多层包覆，完成对空间飞行器的热控。本发明方法与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，设计简单，电气回路少，可靠性高，另外，热控设备能够与空间飞行器外形紧密贴合，占用内部空间小，对外包络尺寸影响较小，空间利用率高，实施方便快捷、操作简单，能够适应空间飞行器的快速发射任务。

Description

一种空间飞行器的热控方法

技术领域

本发明涉及空间飞行器热控领域，特别是一种适用于姿态不定飞行器的空间飞行器的热控方法。

背景技术

空间飞行器是一种具备自主探测、识别与跟踪、自主机动、自主决策的能力的小型飞行器，其作为一类空间平台，具备较强的空间位置和姿态机动能力，并能够携带一定的载荷，执行空间任务。空间飞行器进一步发展可为空间运输、信息支持、链路搭建等提供重要技术手段，目前已圆满完成空间飞行器地面悬浮综合演示验证试验，标志着已基本掌握、突破了空间飞行器平台的相关关键技术与系统集成技术。为了满足工程应用和空间飞行器后续发展的需要，急需进一步验证真实空间环境条件下空间飞行器目标探测识别、空间飞行器对空间在轨目标的空间位置交会、空间飞行器红外干扰对抗、红外伴飞测量等关键技术，然而此类技术和场景无法通过地面的常规试验进行验证，需要开展搭载飞行演示试验。

搭载飞行演示试验需要空间飞行器在轨停留超过20小时，并且空间姿态和发射时间不定，使得空间飞行器受到空间外热流不定，面临严峻的空间热防护问题。现有的空间飞行器热控手段主要以主被动复合热控方式或主动热控方式为主，选用的热控材料包括热控多层材料、百叶窗、热管、加热片及相变材料等，需要的安装空间较大，且对于星上能源有较高要求。而对于空间小型飞行器而言，其本身采用高度集成化一体化设计方式，空间利用率极高，无法为传统热控系统提供足够的安装空间，并且其星上能源较小，无法为加热片等主动热控手段提供充足的能源保障。因此需根据空间飞行器空间环境不确定性较大的特点，结合空间飞行器快速集成、快速发射的需求，设计一套低成本、高 可靠、方便快捷、简单易操作且能适应多种空间飞行状态的空间飞行器热控方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种设计实施方便快捷、电气回路少、可靠性高、占用内部空间小能够适应空间飞行器的快速发射任务的空间飞行器的热控方法。

本发明的技术解决方案是：一种空间飞行器的热控方法，包括如下步骤：

(1)在空间飞行器的分离释放筒外表面上布置加热回路、控温仪、热敏电阻，令加热回路对分离释放筒进行加热，同时控温仪通过热敏电阻实时监控分离释放筒的外表面温度Ts，当Ts大于设定温度阈值时，关断加热回路，当Ts不大于设定温度阈值时，打开加热回路对分离释放筒进行加热；其中，空间飞行器的飞行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞行器安装于分离释放筒内在空间中飞行；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中分离出来，空间飞行器本体在空间飞行；

(2)在空间飞行器的舱段结构、测量系统中的遥测分系统、计算设备、惯性设备、通信系统的表面进行发黑处理；

(3)在星上电池上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜，在测量系统中的发射机上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜；

(4)在测量系统中发射天线与舱段结构的安装面、通信系统中的组网天线与舱段结构的安装面之间安装隔热垫；

(5)将红外探测系统、可见光探测系统的遮光罩进光口外露，将红外探测系统、可见光探测系统除遮光罩进光口外的其余部位包覆多层隔热组件，将星上电池、测量系统中的发射机表面未粘贴F46镀银二次表面镜部分包覆多层隔热组件，在功分器、传感器、差动活塞贮箱、推进剂贮箱、姿控模块、轨控模块、隔离驱动器、活动部件、组网通信设备、分离释放筒上包覆多层隔热组件；

(6)在气体管路、液体管路、热气发生器上包覆高温多层隔热组件。

所述的加热回路为8路。

所述的设定温度阈值为30℃。

所述的控温仪为两路。

所述的两路控温仪分别安装在分离释放筒底部。

所述的步骤(5)中的多层隔热组件均为15单元。

所述的步骤(6)中的高温多层隔热组件均为10单元。

所述的步骤(4)中的隔热垫为2mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法通过对空间飞行器的分离释放筒进行温度控制、对各设备进行发黑处理并粘贴F46膜、安装时涂敷导热脂或加装隔热垫、使用多层隔热组件对空间飞行器进行包覆，完成了空间飞行器的热控，与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，设计简单，电气回路少，可靠性高；

(2)本发明方法与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，实现了高度集成化一体化设计，空间利用率高，热控设备能够与空间飞行器外形紧密贴合，占用内部空间小，对外包络尺寸影响较小；

(3)本发明方法与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，通过外部电池供电，不消耗星上能源；

(4)本发明方法实施方便快捷、操作简单，能够适应空间飞行器的快速发射任务。

附图说明

图1为本发明方法中空间飞行器在一年内处于阴影区的时间计算结果；

图2为本发明方法中极端高温工况下太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红外影响下分离释放筒的外热流情况；

图3为本发明方法中极端低温工况下太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红外影响下分离释放筒的外热流情况；

图4为本发明方法中加热回路的闭环控制流程示意图；

图5为本发明方法中控温仪工作原理流程图；

图6为本发明一种空间飞行器的热控方法原理流程图。

具体实施方式

本发明方法通过低成本的热控设计手段与热控材料选用、简单易操作的热控工程实施，克服了现有的空间飞行器的热控方法或系统设计复杂、冗余多、测试繁琐的缺陷，提出一种空间飞行器的热控方法，利用成本低、高可靠的设计实施手段使空间飞行器上各系统温度满足使用温度要求，下面结合附图对本发明方法进行详细说明。

一、空间飞行器外热流分析

对空间飞行器在空间飞行而言，其主要由分离释放筒和空间飞行器本体组成，空间飞行器本体主要包括探测系统-红外、探测系统-可见光、舱段结构、星上电池、测量系统、动力系统-1、动力系统-2、计算组合-1、计算组合-2、惯性设备、活动部件、通讯系统、分离装置等，其中，舱段结构是整个飞行器的结构主体，仪器设备均安装于舱段结构上；星上电池为飞行器上的仪器设备供电，保证其能正常工作；探测系统-红外和探测系统-可见光能够在飞行器空间飞行过程中进行红外成像和可见光成像；测量系统由遥测组合、发射机、发射天线、功分器、传感器等构成，传感器能够进行相应状态测量，功分器可以对测量信号进行放大处理，测量信号经过遥测组合处理后通过发射机和发射天线进行发送传输；动力系统-1由差动活塞贮箱、推进剂贮箱、气体管路、液体管路、姿轨控模块、热气发生器、隔离驱动器组成，差动活塞贮箱和推进剂贮箱分别存放增压剂和液体燃料，气体管路内为增压热燃气，液体管路内为液体燃烧剂和液体氧化剂，姿轨控模块能够产生姿轨控所需的推力，热气发生器内装有催化剂，可以将增压剂通过化学反应变为热燃气，隔离驱动器可以将弱电发控指令转化为姿轨控发动机的驱动电流；动力系统-2由差动活塞贮箱、推进剂贮箱、气体管路、安装架(含液体管路)、姿控三机、热气发生器、隔离驱动器等组成，姿控三机与动力系统-1中的姿轨控模块功能相同，动力系统-2中的其 它设备与动力系统-1中的功能相同；计算组合1负责星上控制指令的发送；计算组合2负责处理探测系统-红外和探测系统-可见光探测到的信息；惯性设备可以测量飞行器在空间中飞行的姿态和位置等信息；活动部件可以从飞行器上脱离；通讯系统由组网通讯设备和组网天线组成，可以实现多个飞行器之间的信息交互通讯；分离装置能够将飞行器从分离释放筒中分离出去。其飞行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞行器安装于分离释放筒内，在空间中飞行的轨道参数(偏心率、轨道倾角、升交点赤经等)如表1所示；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中分离出来，空间飞行器本体在空间飞行，轨道参数如表1所示。从表1中可以看出，空间飞行器在第一阶段和第二阶段的运行轨道有微小的变化，轨道倾角保持不变，说明两个阶段的轨道平面没有发生改变，但运行的轨迹产生了一定的变化。

表1飞行器轨道参数统计

当空间飞行器的工作模式确定时，空间飞行器高低温工况由投入外热流的大小确定，确定依据为：投入外热流总和最大的工况为高温工况，投入外热流总和最小的工况为低温工况。投入外热流总和由以下因素确定：受照面积、受照时间、太阳常数，其中受照面积由姿态决定，受照时间和太阳常数由β角和日期决定。

飞行器的姿态特点是姿态未确定、任何姿态均可能，结合飞行器的圆筒行构型特点可以得出，阳光入射方向与飞行器轴向垂直的姿态为高温工况的姿态(即受照面积最大)，阳光入射方向与飞行器轴向平行的姿态为低温工况的姿态(即受照面积最小)。

飞行器的受照总量定义为：受照总量＝太阳常数×受照时间。如图1所示为空间飞行器在一年内处于阴影区的时间，根据计算结果，任何日期飞行器处于阴影的时间基本相同，因此受照总量由太阳常数决定，即：高温工况对应的日期为冬至(太阳常数最大)，低温工况对应的日期为夏至(太阳常数最小)。

由于飞行器姿态未定，空间飞行器为圆柱形，飞行器受到的外热流存在两个极端情况：阳光直接垂直照射在释放筒的圆柱面上、阳光照垂直射在释放筒的顶盖上。如图2中的(a)、图2中的(b)所示为在极端高温工况下，太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红外影响下的外热流情况，其中，Main.1～Main.4为分离释放筒圆柱的圆周方向，Main.5～Main.6为分离释放筒圆柱的两个端面方向。如图3中的(a)、图3中的(b)为在极端低温工况下，太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红外影响下的外热流情况，其中Main.1～Main.4为分离释放筒圆柱的圆周方向，Main.5～Main.6为分离释放筒圆柱的两个端面方向。

进而得到空间飞行器外热流的典型情况为东至、夏至，典型情况下的各方向的外热流如表2所示，从中可看出阳光垂直照射在圆周方向时，Y和Z方向上的到达外热流最大；而阳光垂直照射在端面时，Y和Z方向上的到达外热流最小。

表2外热流统计表

二、空间飞行器热控方案分析

空间飞行器的热控设计，根据其在轨工作特点开展设计，其设计分为两个阶段：

1、第一阶段

第一阶段任务中，空间飞行器位于分离释放筒内。在这个阶段，只有惯性设备加电，飞行器的整体热耗较小，因此不需要分离释放筒为空间飞行器开设散热窗口，这一阶段保温是重点。由于在该阶段飞行器未暴露在外空间，分离释放筒的环境温度对空间飞行器的温度影响明显。

为了避免空间外热流对分离释放筒的影响，分离释放筒的外表面包覆15单元的多层隔热组件，分离释放筒端盖处的多层需要单独处理，不能影响盖板打开功能。

为了确保在轨18h的第一阶段飞行中，分离释放筒的温度不低于30℃，需要在分离释放筒上布置加热回路。加热回路共8路，粘贴在分离释放筒的外表面上，为了保证加热回路的可靠性设计，在同一高度的分离释放筒外表面布置两路控温回路，总功率为80W。热敏电阻采用MF501型，热敏电阻由控温仪采集，控温仪安装在分离释放筒底部平面上，如图4所示，其可以根据热敏电阻反馈的温度T指与控温阈值设定值Ts(设定值可根据飞行器温度要求自行设置)进行比较，确定加热回路的通断，实现对加热回路的闭环控制。

如图5所示，飞行器采用的控温仪每一个控温回路都由相同的电路组成，其中温度-电压转换用的是一个桥路，采用精密电阻组成，桥路的一个臂就是设置在控温点的具有负温度系数的热敏电阻，由它作为温度传感器，阻值跟随温度的变化而变化，当温度偏离设定值时，桥路失衡，桥路输出端的电压被送入电压比较器，电压比较器采用集成比较器接成的正反馈滞环比较器形式，电压比较器根据该电压变化的相位，控制加热器电流的通断，使控温点的温度返回设定值。加热器驱动电路采用VMOS管电路。控温仪的方框图如图5所示。

2、第二阶段

第二阶段任务中，飞行器从分离释放筒内释放出来，裸露在外空间中。按照飞行程序，依次对设备加电操作。在该阶段，考虑到实施的便利性，采取被动热控措施来开展飞行器的热控设计。对于蓄电池发热设备，在该阶段一直工作，需要开设相应的散热窗口，其余设备或者部件均采取包覆多层处理，下面基于以下三个方面进行设计：

(1)等温化设计

为了保证飞行器的设备温度水平，采用等温化的设计思路，保证飞行器的设备外表面红外半球发射率εh≥0.85。对于碳纤维结构，其自身的半球发射率满足εh≥0.85，不需要再进行热控处理；对于铝结构部件，需要在设备外表面进行发黑等处理。

(2)隔热设计

为了避免空间复杂外热流变化对飞行器各部件的温度影响，需要在飞行器的各部件(包括探测系统-红外、探测系统-可见光、舱段结构、星上电池、测量系统、动力系统-1、动力系统-2、计算组合-1、计算组合-2、惯性设备、活动部件、通讯系统、分离装置等)上进行包覆多层隔热组件，能有效减小与空间复杂环境的辐射换热。多层采用10单元和15单元多层隔热组件两种。

(3)散热设计

为了保证在轨发热设备的温度不超过设备的允许温度，对蓄电池和发射机的外表面开散热窗口，散热涂层为F46镀银二次表面镜，粘贴在设备安装面相反的表面上，其中，上述空间飞行器部件的热控措施如表3所示。

表3热控措施统计表

三、空间飞行器热控方法

图6所示为本发明方法流程图，本发明一种空间飞行器的热控方法包括如下步骤：

1、在分离释放筒上粘贴加热片；

2、在分离释放筒上粘贴热敏电阻；

3、完成与控温仪的电气连接；

4、在空间飞行器各设备安装前，对各设备进行发黑处理并粘贴F46膜；

5、根据热控设计方案，在设备安装过程中涂敷导热脂或加装隔热垫；

6、对空间飞行器进行多层包覆。

四、实验验证

根据本发明方法对重量为19.5kg、控温功率为80W的空间飞行器A、空间飞行器B进行热控设计，同时输入各设备间连接关系、各设备质量、热耗及比热容等参数，应用ThermalDesktop热分析软件建立空间飞行器的有限差分模型，仿真分析空间飞行器在轨温度，如表4所示为本发明方法进行热控的空间飞行器各系统温度，由表4可知，空间飞行器各系统温度均满足设计指标要求。

表4计算温度统计表/℃

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.一种空间飞行器的热控方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)在空间飞行器的分离释放筒外表面上布置加热回路、控温仪和热敏电阻，令加热回路对分离释放筒进行加热，同时控温仪通过热敏电阻实时监控分离释放筒的外表面温度Ts，当Ts大于设定温度阈值时，关断加热回路，当Ts不大于设定温度阈值时，打开加热回路对分离释放筒进行加热；其中，空间飞行器的飞行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞行器安装于分离释放筒内在空间中飞行；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中分离出来，空间飞行器本体在空间飞行；

(2)在空间飞行器的舱段结构、测量系统中的遥测分系统、计算设备、惯性设备和通信系统的表面进行发黑处理；

(3)在星上电池上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜，在测量系统中的发射机上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜；

(4)在测量系统中发射天线与舱段结构的安装面、通信系统中的组网天线与舱段结构的安装面之间安装隔热垫；

(5)将红外探测系统、可见光探测系统的遮光罩进光口外露，将红外探测系统、可见光探测系统除遮光罩进光口外的其余部位包覆多层隔热组件，将星上电池、测量系统中的发射机表面未粘贴F46镀银二次表面镜部分包覆多层隔热组件，在功分器、传感器、差动活塞贮箱、推进剂贮箱、姿控模块、轨控模块、隔离驱动器、活动部件、组网通信设备和分离释放筒上包覆多层隔热组件；

(6)在气体管路、液体管路和热气发生器上包覆高温多层隔热组件。

2.根据权利要求1所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的加热回路为8路。

3.根据权利要求1或2所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的设定温度阈值为30℃。

4.根据权利要求1或2所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的控温仪为两路。

5.根据权利要求4所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的两路控温仪分别安装在分离释放筒底部。

6.根据权利要求1或2所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的步骤(5)中的多层隔热组件均为15单元。

7.根据权利要求1或2所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的步骤(6)中的高温多层隔热组件均为10单元。

8.根据权利要求1所述的一种空间飞行器的热控方法，其特征在于：所述的步骤(4)中的隔热垫为2mm。