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空间飞行器可变大功率器件散热装置 Download PDF

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Abstract

空间飞行器可变大功率器件散热装置，属于航天热控技术领域。解决了现有技术中空间飞行器器件的散热方法单一、补偿加热功耗大的问题。本发明的散热装置，主要包括安装板、隔热垫、相变盒、热管热端、多层隔热组件、热管中间段和热管冷端；其中，隔热垫设定在安装板和器件之间，相变盒由主体和密封盖组成，主体的内表面固定在器件的外表面上，主体的外表面设有交错的肋板，密封盖密封固定在主体的外表面上，主体和密封盖之间填充有相变材料，热管热端固定在密封盖的表面上，热管冷端固定到散热面上或需要热量的位置。该散热装置不用开设很大的散热面，无需补偿热量，能源节省率能够达到90％以上，且能实现余热利用和精确温控。

Description

空间飞行器可变大功率器件散热装置
技术领域
本发明属于航天技术热控领域，具体涉及一种空间飞行器可变大功率器件散热装置。
背景技术
随着空间飞行器的发展，空间电子设备得到了大量应用，电子设备的布局越发紧凑，封装密度日益增高，能流密度越来越大，单个电子器件的功率从几瓦增大到现在的成百上千瓦，电子器件的散热问题日益突出。特别是对于功率随时间发生变化的器件，散热难度更大。
此外，某些大功率器件对温度要求很高，工作温度范围窄，适应性差，且在不同时期功率不同，如某器件工作温度要求在15℃以下，热耗最小为3W(长期工作)，最大可达到105W(短期工作)。此类器件不仅对散热能力要求高，能将热量及时有效的传递出去，而且对散热控温精度要求高，能将温度控制在理想的范围内。
空间电子设备不同于地面设备，无法使用对流散热，其散热途径比较单一，大功率散热实现难度大。空间电子设备基本散热思路是先将热量从电子设备内部导到外部，再通过传导和热辐射的方式传递到其他位置或辐射到冷黑空间。现有技术中，对于可变大功率器件而言，一般散热装置是按器件最大功率进行设计的，当器件功率变小时，进行加热补偿。这类装置虽然具备较好的控温精度，但是浪费了空间飞行器极其宝贵的能量。特别是功率变化范围很大的器件，从几瓦变化到一百多瓦，浪费的能源就会高达一百多瓦。
发明内容
本发明的目的是解决现有技术中空间飞行器可变大功率器件的散热装置散热方法单一、补偿加热功耗大的技术问题，提供一种空间飞行器可变大功率器件散热装置。
本发明解决上述技术问题采取的技术方案如下。
空间飞行器可变大功率器件散热装置，包括安装板、热管热端、多层隔热组件、热管中间段和热管冷端；
还包括隔热垫和相变盒；
所述隔热垫设定在安装板和器件之间；
所述相变盒由主体和密封盖组成，所述主体的内表面固定在器件的外表面上，主体的外表面设有交错的肋板，所述密封盖密封固定在主体的外表面上，主体和密封盖之间填充有相变材料；
所述热管热端固定在密封盖的表面上；
所述热管冷端固定到散热面上或需要热量的位置。
进一步的，所述散热装置还包括一个或多个热电制冷器，所述热电制冷器的冷面固定在密封盖的表面上，热管热端固定在热电制冷器的热面上。
进一步的，所述热电制冷器为多个且均匀分布在密封盖面积最大的表面上。
进一步的，所述主体和密封盖皆为门字型，主体覆盖器件表面的三个面，所述热电制冷器为多个且均匀分布在密封盖的中间表面上。
进一步的，所述相变盒覆盖器件表面的三个面。
进一步的，所述相变盒为门字型。
进一步的，所述隔热垫的面积为器件安装面面积的1/5-1/2，材料为聚酰亚胺，厚度为5-10mm。
进一步的，所述主体的内表面和器件之间设有导热胶或者导热脂。
进一步的，所述主体和密封盖间填充有导热材料；更进一步的，所述导热材料为铝粉和/或石墨粉。
进一步的，所述主体和密封盖的材料的导热率在100W/m·k以上；更进一步的，所述主体和密封盖的材料为铝或者铝合金。
进一步的，所述肋板横纵交错。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
1、本发明的空间飞行器可变大功率器件散热装置不用开设很大的散热面，无需补偿热量，能源节省率能够达到90％以上，如果将此热量引导至空间飞行器其他位置，即能实现余热利用，进一步降低了空间飞行器的成本和能源消耗；
2、本发明的空间飞行器可变大功率器件散热装置可以根据器件的工作温度要求和工作模式，确定相变材料的种类和用量，实现对大功率器件温度的精确控制。
附图说明
图1为本发明的空间飞行器可变大功率器件散热装置的结构示意图；
图2为本发明的相变盒的拆分图；
图中，1、安装板，2、隔热垫，3、器件，4、相变盒，41、主体，42、密封盖，421、中间表面，5、热电制冷器，6、热管热端，7、多层隔热组件，8、热管中间段，9、热管冷端。
具体的实施方式
以下结合附图进一步说明本发明。
如图1-2所示，本发明的空间飞行器可变大功率器件散热装置，主要包括安装板1、隔热垫2、相变盒4、热电制冷器5、热管热端6、多层隔热组件7、热管中间段8和热管冷端9。其中，安装板1用于安装固定器件3。隔热垫2设定在安装板1和器件3之间，隔热垫2的面积尽可能的小，一般为器件3安装面面积1/5-1/2，隔热垫2的材料为聚酰亚胺，厚度为5-10mm。相变盒4由主体41和密封盖42组成，主体41的内表面通过螺钉固定在器件3的外表面上，且主体41和器件3之间设有导热胶或者导热脂，主体41的外表面设有交错的肋板，以增强相变盒4内热量的均匀化，优选肋板为横纵交错；密封盖42密封固定在主体41的外表面上，主体41和密封盖42间不能发生泄漏，两者的边缘连接处可以设置密封垫，主体41和密封盖42间填充有相变材料，相变材料导热率较低时，为了增强导热率，还可能填充导电材料，导热材料的导电率为100W/m·k以上，如铝粉、石墨粉等；主体41优选覆盖器件3表面的三个面；优选相变盒4为门字型，即主体41和密封盖42皆为门字型。主体41和密封盖42的材料皆为导热率在100W/m·k以上的材料，考虑航天应用，重量尽可能的轻，如铝或者铝合金，主体41厚度为2-5mm，肋板厚度为1-2mm，肋板间距为30-50mm；密封盖42的厚度为1-2mm。热电制冷器5的冷面粘贴固定在密封盖42的表面，根据需要，热电制冷器5可以为一个或多个，当热电制冷器5为多个时，优选多个热电制冷器5在密封盖42的表面均布，可以均布在密封盖42的一个面上也可以是多个面上，当均布在一个面时，一般选择面积最大的面，当相变盒4为门字型时，为便于热传导，多个热电制冷器5优选均布在密封盖42的中间表面421上；需要说明的是，当器件3的工作温度高于热管冷端10℃以上时，散热装置可以不含有热电制冷器5。热管热端6用夹具或紧固件固定到热电制冷器5的热面，且接触面接触良好，当散热装置不含有热电制冷器5时，热管热端6固定在密封盖42的外表面。多层隔热组件7为现有技术，此处不展开描述；多层隔热组件7包覆散热装置的外表面，以隔断散热装置与外界的热交换。热管中间段8为热管的绝热段，不进行热量的交换。热管冷端9固定到散热面上或空间飞行器其他需要热量的位置上。
本发明的空间飞行器可变大功率器件散热装置的工作过程为：
器件3工作在高功率时，相变盒4内的相变材料吸收热量并开始发生相变，由固态变成液体，考虑到余热利用，可以将热管冷端9与空间飞行器上需要热量的器件连接，热管冷端9的温度可能会较高，使用热电制冷器5，将器件3的温度降低至相变材料的融化点温度±2℃，相变盒4内的相变材料放出热量，使热管热端6的温度提高，从而实现热管热端6向热管冷端9的热量传递。如果热管冷端9的温度低于器件3要求的温度10℃以上，可不使用热电制冷器5，热管热端6会直接将热量传递至热管冷端9。
器件3工作在低功率时，相变材料由液体开始向固态转换，储存在相变材料内的热量逐步放出，为迎接下一波热量做准备。热量全部放出时，器件3开始高功率工作，从而完成一个完整的热量传递循环，空间飞行器也正好完成一个全轨道飞行。

Claims (10)

1.空间飞行器可变大功率器件散热装置，包括安装板(1)、热管热端(6)、多层隔热组件(7)、热管中间段(8)和热管冷端(9)；
其特征在于，还包括隔热垫(2)和相变盒(4)；
所述隔热垫(2)设定在安装板(1)和器件(3)之间；
所述相变盒(4)由主体(41)和密封盖(42)组成，所述主体(41)的内表面固定在器件(3)的外表面上，主体(41)的外表面设有交错的肋板，所述密封盖(42)密封固定在主体(41)的外表面上，主体(41)和密封盖(42)之间填充有相变材料；
所述热管热端(6)固定在密封盖(42)的表面上；
所述热管冷端(9)固定到散热面上或需要热量的位置。
2.根据权利要求1所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述散热装置还包括一个或多个热电制冷器(5)，所述热电制冷器(5)的冷面固定在密封盖(42)的表面上，所述热管热端(6)固定在热电制冷器(5)的热面上。
3.根据权利要求2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述热电制冷器(5)为多个且均匀分布在密封盖(42)面积最大的表面上；
或者，所述主体(41)和密封盖(42)皆为门字型，主体(41)覆盖器件(3)表面的三个面，所述热电制冷器(5)为多个且均匀分布在密封盖(42)的中间表面(421)上。
4.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述相变盒(4)覆盖器件(3)表面的三个面。
5.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述相变盒(4)为门字型。
6.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述隔热垫(2)的面积为器件(3)安装面面积的1/5-1/2，材料为聚酰亚胺，厚度为5-10mm。
7.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述主体(41)的内表面和器件(3)之间设有导热胶或者导热脂。
8.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述主体(41)和密封盖(42)间填充有导热材料。
9.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述主体(41)和密封盖(42)的材料的导热率在100W/m·k以上。
10.根据权利要求1或2所述的空间飞行器可变大功率器件散热装置，其特征在于，所述肋板横纵交错。
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