CN105659749B - 一种航天器分隔舱热耦合方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器分隔舱热耦合方法，步骤如下：(1)确定耦合散热面；(2)计算周向热管与散热面的最大换热量；(3)计算周向热管与散热面的接触面积、周向热管翅片长度；(4)根据步骤(1)确定的散热面在航天器的位置和步骤(3)计算得到的周向热管翅片长度，确定周向热管的长度和外形；(5)将预埋热管安装在散热面上；(6)将周向热管安装在散热面上。本发明采用周向热管直接耦合两个或者多个分隔舱的方法，把舱外周向热管与舱内预埋热管结合起来应用，保证了散热面温度的均匀性(即：降低了温度高散热面的温度水平，提高了温度低散热面的温度水平)，降低了散热面功率补偿需求。<pb pnum="1" />

Description

一种航天器分隔舱热耦合方法

技术领域

本发明涉及一种航天器分隔舱热耦合方法，属于航天器热设计领域。

背景技术

航天器热控制技术是控制航天器内部和外部热交换过程、保证航天器在其寿命期内热平衡温度处于要求温度范围之内的技术，它是航天技术的重要组成部分。由于空间真空低温的环境条件，航天器工作产生的热耗以热辐射形式排散到宇宙空间中。在轨工作航天器由于受到阳光照射、星球红外和反照，航天器热控表面吸收空间外热流，而这一部分外热流同样以热辐射形式排散到宇宙空间中。

由于航天器仪器设备布局以及航天器在轨姿态和受照条件的差异，航天器各个表面热负荷不尽相同。例如：在相同时刻，某航天器表面到达外热流密度之差超过600W/m²，不同散热面吸收外热流密度之差超过200W/m²。

航天器内安装仪器设备工作温度比较严格。一般航天器内部仪器要求工作温度范围-10℃～45℃，少数仪器(例如蓄电池)要求工作温度在-5℃～+20℃。传统的设计方法是将仪器设备的热耗通过仪器安装的散热面辐射排散到宇宙空间。根据仪器的最大热耗和舱板外热流条件，在航天器表面选择散热面，保证高温条件下仪器温度满足要求；通过在仪器设备上安装加热回路进行热量补偿，保证低温工况下设备温度不低于下限。外热流或者仪器热耗变化较大情况下，需要在高温工况扩大设备散热面或者采用特定热控涂层，增强舱板散热能力，低温工况下增加主动控温功率补偿。传统设计方法弊端在于：

(1)热设计冗余度低。高温工况时，由于散热面热负荷较大，在保证设备工作温度条件下，需要扩大散热面；低温工况下，由于散热面热负荷较小，需要较大的主动控温功率维持散热面温度。高温工况下扩大散热面面积和低温工况下减小补偿功率相互制约，从而造成高温工况下设备温度接近设备工作温度上限同时低温工况主动控温功率接近主动控温功率上限。

(2)特殊轨道条件下无法满足设备要求。在一些特殊轨道(如月食轨道条件下)，由于航天器提供主动加热功率远远小于正常飞行模式，所以无法满足设备主动控温功率需求，从而无法保证设备温度。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种航天器分隔舱热耦合方法，该方法充分利用热管高效传热技术，实现了航天器分隔舱导热耦合；同时本发明把舱外周向热管与舱内预埋热管结合起来应用，提高了低温散热面温度，降低了高温散热面热负荷，减少了功率补偿。

本发明的技术解决方案是：一种航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于步骤如下：

(1)确定耦合散热面；

(2)计算周向热管与散热面的最大换热量；

(3)根据步骤(2)得到的周向热管与散热面的最大换热量，计算周向热管与散热面的接触面积，再由周向热管与散热面的接触面积计算周向热管翅片长度；

(4)根据步骤(1)确定的散热面在航天器的位置和步骤(3)计算得到的周向热管翅片长度，确定周向热管的长度和外形，周向热管的长度和外形保证周向热管与耦合散热面良好接触；

(5)将预埋热管安装在散热面上；

(6)将周向热管安装在散热面上。

所述步骤(1)中确定耦合散热面的方法为：如果散热面i、j在m个工况下满足公式(1)，那么确定散热面i、j为耦合散热面

$\begin{array}{cc}\frac{\max (Q_{i+j,lo,1},Q_{i+j,lo,2},\mathrm{...},Q_{i+j,lo,k},\mathrm{...},Q_{i+j,lo,m})}{\min (Q_{i+j,lo,1},Q_{i+j,lo,2},\mathrm{...},Q_{i+j,lo,k},\mathrm{...},Q_{i+j,lo,m})}<\frac{\max (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2},\mathrm{...},Q_{p,lo,k},\mathrm{...},Q_{p,lo,m})}{\min (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2},\mathrm{...},Q_{p,lo,k},\mathrm{...},Q_{p,lo,m})}& p=i,j\end{array}---\left(1\right)$

其中

Q_i+j，lo，k＝Q_i，lo，k+Q_j，lo，k

Q_p，lo，k＝Q_p，in，k+Q_p，ou，kp＝i，j

式中，i、j、p表示散热面代号，lo表示热负荷，m表示工况数量，k表示工况代号，k∈[1，…，m]，in表示内热源，ou表示外热流；

Q_i+j，lo，k表示散热面i与散热面j在工况k下的热负荷之和；

Q_p，lo，k表示散热面p在工况k下的热负荷；

Q_p，in，k表示散热面p在工况k下的周期平均内热源，Q_p，in，k由航天器设备特性获得；

Q_p，ou，k表示散热面p在工况k下的周期平均外热流，Q_p，ou，k由航天器热分析得到；

耦合散热面的数量为两个或两个以上。

所述步骤(2)中计算周向热管与散热面的最大换热量的方法为：

ΔQ_p＝max(|ΔQ_p，1|，|ΔQ_p，2|，…，|ΔQ_p，m|)p＝i，j(2)

其中

$\begin{array}{cc}{\mathrm{\&Delta;Q}}_{p,k}=\frac{(Q_{i,lo,k}+Q_{j,lo,k})}{F_i+F_j}\&CenterDot;F_p-Q_{p,lo,k}& p=i,j\end{array}---\left(3\right)$

式中，F_i为散热面i的面积，F_j为散热面j的面积；

ΔQ_p为周向热管与散热面p的最大换热量；

ΔQ_p，k为周向热管与散热面p在工况k条件下的换热量。

所述步骤(3)中周向热管与散热面的接触面积F的计算方法为：

ΔQ_p＝αFΔTp＝i，j(4)

式中，F为n根周向热管与单个散热面的接触面积，n为1～5的自然数；

ΔQ_p为周向热管与散热面p的最大换热量；

α为周向热管与散热面接触的传热系数，取值范围200～1000W/m²·℃；

ΔT为周向热管与散热面的温差，取值范围0.1℃～3℃；

由公式(4)得到周向热管与散热面的接触面积后，再由公式(5)计算周向热管翅片长度l。

F＝l·h(5)

式中，h为周向热管翅片宽度，取值范围10mm～50mm。

所述步骤(5)中预埋热管的安装方法为：通过粘接剂将预埋热管安装面粘贴在散热面表板上。

所述的预埋热管长度小于散热面长度，预埋热管为双孔“Ω”型热管。

所述步骤(6)中周向热管的安装方法为：首先在周向热管与散热面之间涂敷导热脂，然后通过紧固件将周向热管安装在散热面，散热面布置有紧固件安装预埋孔。

所述的紧固件采用螺钉，螺钉沿周向热管轴向距离为50～200mm，螺钉沿周向热管径向距离小于周向热管翅片宽度5～10mm。

所述的周向热管在散热面安装位置与预埋热管在散热面安装位置重合。

在周向热管与散热面重合部分粘贴F46镀铝二次表面镜，在周向热管处于散热面外部分包覆多层隔热组件。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明采用周向热管直接耦合两个或者多个分隔舱的方法，把舱外周向热管与舱内预埋热管结合起来应用，使热量通过周向热管从温度高的散热面传导到温度低的散热面，通过舱内预埋热管将周向热管导热热量均匀分布到散热面，保证了散热面温度的均匀性(即：降低了温度高散热面的温度水平，提高了温度低散热面的温度水平)，降低了散热面功率补偿需求。

(2)本发明采用周向热管外贴方法，周向热管的安装和拆卸简单可靠，可以进行多次热管拆装，对航天器研制流程影响小。

附图说明

图1为本发明的分隔舱热管安装图；

图2为本发明的预埋热管与周向热管耦合截面图；

图3为本发明的分隔舱热耦合周向热管，其中图3a为主视图，图3b为右视图，图3c为A-A剖视图，图3d为俯视图；

图4为某航天器在β＝45°时+Y板和-Y板吸收外热流密度曲线，图中曲线1为+Y板吸收外热流密度曲线，曲线2为-Y板吸收外热流密度曲线；

图5为本发明的分隔舱热耦合方法流程图。

图中，101周向热管安装段，102周向热管管体，103周向热管翅片，104周向热管壳体，201周向热管，202周向热管安装螺钉，203散热面，204预埋热管

具体实施方式

图1为本发明的分隔舱热管安装图，在散热面203内部预埋热管204，预埋热管安装面采用粘接剂与散热面203两个表板固定。散热面203外表面外贴周向热管201，周向热管201在散热面203安装位置与预埋热管204安装位置重合，安装剖面图如图2所示。散热面203预埋周向热管201螺钉预埋件，周向热管201通过螺钉202安装在散热面203表面。图3为本发明的分隔舱热耦合周向热管，周向热管201在散热面203安装部分101粘贴F46镀铝二次表面镜，在周向热管201管体部分安装多层隔热组件。

本发明利用周向热管201将两个舱板的预埋热管204连接在一起，实现两个舱板之间的热耦合，将热量从高温散热面传递到低温散热面。当一个舱板的外热流或舱板上设备的热功耗发生变化时，舱板内预埋热管204的温度发生变化，周向热管201的两端出现温差，热量从周向热管201高温端传递到其低温端，实现了两个距离较远舱板的等温化设计。这种设计方式适合解决两个舱板外热流或热功耗交替变化且波动幅度很大情况的热控问题，既解决了等温化设计，又减小了散热面面积，有利于减小低温工况下的补偿功率。

以某航天器为例，该航天器是一颗深空探测卫星，其外形尺寸是2m×2.2m×1.72m的箱式结构。卫星下舱+Y和-Y板为卫星散热面203，单个散热面大小为2.158m×0.749m。根据航天器飞行β不同，在航天器热设计阶段分析两种设计工况：工况1中β＝45°，阳光以45°角度照射航天器+Y板；工况2中β＝135°，阳光以45°照射航天器-Y板。

图5为本发明的分隔舱热耦合方法流程图。

根据航天器构型和仪器设备特征属性，得到航天器散热面203内热源；根据航天器的热分析计算(闵桂荣，郭舜《航天器热控制》第五章二节)，得到航天器散热面吸收外热流Q_i，ou。图4给出了β＝45°，卫星下舱+Y和-Y板吸收外热流密度曲线(曲线1为+Y板吸收外热流密度曲线，曲线2为-Y板吸收外热流密度曲线)：+Y板外热流周期平均为Q_1，ou，1＝330W，-Y板外热流周期平均为Q_2，ou，1＝89W。在β＝135°时，卫星下舱+Y和-Y板外热流相反，即Q_1，ou，2＝89W，Q_2，ou，2＝330W。按照仪器设备特征属性，下舱+Y和-Y安装蓄电池组平均热耗为Q_1，in，1＝Q_1，in，2＝Q_2，in，1＝Q_2，in，2＝40W。在β＝45°和β＝135°条件下，卫星+Y板散热面热负荷分别为Q_1，lo，1＝370W和Q_1，lo，2＝129W；卫星-Y板散热面热负荷分别为Q_2，lo，1＝129W和Q_2，lo，2＝370W。

具体步骤如下：

(1)确定耦合散热面

两种工况下，+Y板散热面和-Y板散热面热负荷变化幅度：

$\begin{array}{cc}\frac{\max (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2})}{\min (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2})}=\frac{370}{129}=2.86& p=1,2\end{array}$

通过热管将下舱+Y板和-Y板耦合，下舱+Y板和-Y板在β＝45°和135°，Q_1+2，l，1＝Q_1+2，l，2＝499W，则耦合散热面在工况1和工况2热负荷波动幅度：

$\begin{array}{cc}\frac{\max (Q_{1+2,lo,1},Q_{1+2,lo,2})}{\min (Q_{1+2,lo,1},Q_{1+2,lo,2})}=\frac{499}{499}=1<\frac{\max (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2})}{\max (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2})}& p=1,2\end{array}$

因为两个工况下耦合散热面外热流和热耗波动幅度小于单个散热面波动幅度，所以将散热面1和散热面2耦合起来。

(2)计算周向热管与散热面的最大换热量

在工况1和工况2条件，根据公式(3)分别计算周向热管与散热面1的换热量、周向热管与散热面2的换热量：

${\mathrm{\&Delta;Q}}_{1,1}=\frac{(370+129)}{1.61+1.61}\&times;1.61-370=120.5W$

同理

ΔQ_1，2＝-120.5W，ΔQ_2，1＝-120.5W，ΔQ_2，2＝120.5W

根据公式(2)得到周向热管与散热面1、散热面2的最大换热量：

ΔQ₁＝ΔQ₂＝120.5W

(3)计算周向热管与散热面的接触面积、周向热管翅片长度

散热面与周向热管安装采用导热脂，α＝1000W/m²·K，并选取周向热管数量为3，Δt＝3℃，根据公式(4)计算周向热管与散热面的接触面积F：

$F=\frac{{\mathrm{\&Delta;Q}}_1}{\mathrm{\&alpha;}\mathrm{\&Delta;}T}=\frac{(120.5/3)}{1000\&times;3}=0.01338m^2$

再由公式(5)计算周向热管翅片长度：取h＝30mm，

$l=\frac{F}{h}=\frac{0.01338}{0.03}=0.446m$

工程上考虑到不确定度，这里取l＝600mm。

(4)确定周向热管的长度和外形

根据步骤(1)确定的散热面在航天器的位置，+Y板散热面和-Y板散热面垂直距离为1720mm，周向热管管体部分102长度为1720mm。热管两安装面101长度为600mm。考虑热管封装段50mm以及热管在卫星总装位置，热管总长为3900mm。单根周向热管与散热面有公共接触面为600m×30mm。周向热管201的长度和外形要保证周向热管与耦合散热面良好接触。

(5)将预埋热管安装在散热面上；

+Y板和-Y板的外形尺寸为2158mm×749mm，根据周向热管201安装位置，散热面内部预埋热管204的长度为2100mm，预埋热管204为双孔“Ω”型热管。在航天器结构板加工阶段，通过粘接剂将预埋热管204安装面粘贴在散热面表板上，完成预埋热管204的安装。

(6)将周向热管安装在散热面上。

周向热管201在散热面安装位置与预埋热管201在散热面安装位置重合。根据周向热管201与航天器散热面203的安装位置，单根周向热管需要5×2个M5螺钉202固定到散热面上，两排螺钉间距为25mm，单排螺钉间距为150mm。

在航天器完成舱板安装后，首先在周向热管201与散热面203之间涂敷导热脂，然后采用M5螺钉202、垫片和弹垫将周向热管201冷凝段和蒸发段分别安装到航天器不同舱段散热面203上(散热面布置有螺钉安装预埋孔)。周向热管201安装面与散热面203间距约为0.1～0.2mm，螺钉202安装的拧紧力矩为5N·m。在周向热管201蒸发段和冷凝段分别粘贴F46镀铝二次表面镜，在周向热管201蒸发段和冷凝段之间包覆多层隔热组件。

本发明所确定的进行导热耦合的散热面数量可以是2个散热面或者以上数量散热面。耦合周向热管数量可以是1～5，一般选择3。

本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。

Claims (7)

1.一种航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于步骤如下：

(1)确定耦合散热面，方法为：如果散热面i、j在m个工况下满足公式(1)，那么确定散热面i、j为耦合散热面

$\frac{\max (Q_{i+j,lo,1},Q_{i+j,lo,2},...,Q_{i+j,lo,k},...,Q_{i+j,lo,m})}{\min (Q_{i+j,lo,1},Q_{i+j,lo,2},...,Q_{i+j,lo,k},...,Q_{i+j,lo,m})}<\frac{\max (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2},...,Q_{p,lo,k},...,Q_{p,lo,m})}{\min (Q_{p,lo,1},Q_{p,lo,2},...,Q_{p,lo,k},...,Q_{p,lo,m})},p=i,j---\left(1\right)$

其中

Q_i+j，lo，k＝Q_i，lo，k+Q_j，lo，k

Q_p，lo，k＝Q_p，in，k+Q_p，ou，kp＝i，j

式中，i、j、p表示散热面代号，lo表示热负荷，m表示工况数量，k表示工况代号，k∈[1，…，m]，in表示内热源，ou表示外热流，

Q_i+j，lo，k表示散热面i与散热面j在工况k下的热负荷之和，

Q_p，lo，k表示散热面p在工况k下的热负荷，

Q_p，in，k表示散热面p在工况k下的周期平均内热源，

Q_p，ou，k表示散热面p在工况k下的周期平均外热流，

耦合散热面的数量为两个或两个以上；

(2)计算周向热管与散热面的最大换热量，方法为

ΔQ_p＝max(|ΔQ_p，1|，|ΔQ_p，2|，…，|ΔQ_p，m|)p＝i，j(2)

其中

${\mathrm{\&Delta;Q}}_{p,k}=\frac{(Q_{i,lo,k}+Q_{j,lo,k})}{F_i+F_j}\&CenterDot;F_p-Q_{p,lo,k},p=i,j---\left(3\right)$

式中，F_i为散热面i的面积，F_j为散热面j的面积，

ΔQ_p为周向热管与散热面p的最大换热量，

ΔQ_p，k为周向热管与散热面p在工况k条件下的换热量；

(3)根据步骤(2)得到的周向热管与散热面的最大换热量，计算周向热管与散热面的接触面积，再由周向热管与散热面的接触面积计算周向热管翅片长度；

周向热管与散热面的接触面积F的计算方法为

ΔQ_p＝αFΔTp＝i，j(4)

式中，F为n根周向热管与单个散热面的接触面积，n为1～5的自然数；

ΔQ_p为周向热管与散热面p的最大换热量；

α为周向热管与散热面接触的传热系数，取值范围200～1000W/m²·℃；

ΔT为周向热管与散热面的温差，取值范围0.1℃～3℃；

由公式(4)得到周向热管与散热面的接触面积后，再由公式(5)计算周向热管翅片长度l

F＝l·h(5)

式中，h为周向热管翅片宽度，取值范围10mm～50mm；

(4)根据步骤(1)确定的散热面在航天器的位置和步骤(3)计算得到的周向热管翅片长度，确定周向热管的长度和外形，周向热管的长度和外形要保证周向热管与耦合散热面良好接触；

(5)将预埋热管安装在散热面上；

(6)将周向热管安装在散热面上。

2.根据权利要求1所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：所述步骤(5)中预埋热管的安装方法为：通过粘接剂将预埋热管安装面粘贴在散热面表板上。

3.根据权利要求2所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：所述的预埋热管长度小于散热面长度，预埋热管为双孔“Ω”型热管。

4.根据权利要求1所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：所述步骤(6)中周向热管的安装方法为：首先在周向热管与散热面之间涂敷导热脂，然后通过紧固件将周向热管安装在散热面，散热面布置有紧固件安装预埋孔。

5.根据权利要求4所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：所述的紧固件采用螺钉，螺钉沿周向热管轴向距离为50～200mm，螺钉沿周向热管径向距离小于周向热管翅片宽度5～10mm。

6.根据权利要求1所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：所述的周向热管在散热面安装位置与预埋热管在散热面安装位置重合。

7.根据权利要求6所述的航天器分隔舱热耦合方法，其特征在于：在周向热管与散热面重合部分粘贴F46镀铝二次表面镜，在周向热管处于散热面外部分包覆多层隔热组件。