CN106005478B - 具有气动加热防护的超低轨道卫星 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种具有气动加热防护的超低轨道卫星，包括星体，星体包括卫星头部、卫星底板和卫星侧面结构板，卫星侧面结构板分为卫星锥段和卫星柱段，还包括：星体内部且位于卫星头部与卫星锥段之间的隔热垫片；位于卫星头部和卫星锥段外表面的气凝胶；位于气凝胶及卫星柱段外表面的第一隔热层；位于星体内部且覆盖卫星头部和卫星侧面结构板内侧的第二隔热层。本发明有效地解决了卫星在低轨高速运行时，因气动加热而引起的卫星头部及侧边的高温问题，能够使卫星内部的单机工作在合适的温度范围内，填补了航天领域中超低轨道区域长时间运行的卫星的热防护问题。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种具有气动加热防护的超低轨道卫星。
背景技术
在航空航天领域，各式各样的飞行器飞行在从地面到深空的各个区域，目前国际上对于各区域之间还未作过详细的划分标准，一般认为海拔20km以下的空间区域为航空区域，20km～100km之间的区域为临近空间区域，100km以上的空间区域为航天区域。此外，高度达到大气层之上(即100km之上)但是由于速度不足无法完成绕地周转飞行的飞行器称为“亚轨道飞行器”，它们只是在100km～300km的高度“路过”，常用于弹道导弹和太空旅游。
由于高度非常低，临近空间飞行器和亚轨道飞行器具有探测精度高、突防能力强等突出优点，但难以在轨长期运行。在航天区域的下边界，即100km～200km区域，虽然大气密度较大，但飞行器通过持续高频度轨道维持，可以将大气阻力的摄动衰减作用抵消，在轨较长时间运行，兼顾临近空间飞行器和轨道卫星的优势。
目前已经进入临近空间飞行的飞行器主要有飞艇、无人侦查机、太空船等，具体请参见表1，但均属于短期飞行。
表1 已进入临近空间的飞行器
| 序号 | 飞行器名称 | 时间 | 高度/km |
| 1 | SR-71黑鸟 | 1962年 | 25.52 |
| 2 | X-15高空飞机 | 1963年 | 108 |
| 3 | D-21高空高速无人侦察机 | 1966年 | 27 |
| 4 | U2侦察机 | 1998年 | 21 |
| 5 | 全球鹰 | 1998年 | 20 |
| 6 | 太阳神无人机 | 2001年 | 28.95 |
| 7 | 攀登者Ascender | 2003年 | 30 |
| 8 | 太空船1号 | 2004年 | 103 |
| 9 | X-43A | 2004年 | 33.5 |
飞行器在100km～200km超低轨道区域时，高速气流流过物体时，由于气流与物面的强烈摩擦，在边界层内，气流损失的动能转化为热能，使边界层内气流温度上升，并对物体加热。在高速飞行中，飞行器周围的空气因受剧烈压缩而出现高温，是气动加热的主要热源。气动加热会使飞行器结构的刚度下降，强度减弱，并产生热应力、热应变和材料烧蚀等现象，同时引起飞行器内部温度升高，使舱内工作环境恶化，进而影响卫星内部的单机正常工作。
据计算，当卫星轨道高度为120km时，卫星飞行速度为7.8km/s，此高度下大气压力在1×10-2Pa左右，大气密度为2×10-8kg/m3左右，高速气流流过物体时，由于气流与物面的强烈摩擦，在边界层内，气流损失的动能转化为热能，使边界层内气流温度上升，并对物体加热。根据仿真计算，120km轨道时，卫星迎风面气动加热为5100W/m2，根据卫星构型，卫星锥段和柱段受到的气动加热平均值分别为头部的12％和3.5％，卫星底部不受气动加热的影响。为了确保卫星内部单机工作在正常的温度条件下，需对外部气动热流与卫星本体进行隔热。卫星本体对其内部也要隔热，保证单机的正常工作温度。
另外，迄今为止，尚未见在100km～200km超低轨道区域长时间运行的飞行器报道，属于一个空白空间区域。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种具有气动加热防护的超低轨道卫星，用于解决现有技术中超低轨道卫星在飞行中因气动加热而引起卫星高温、导致星内单机无法正常工作的问题。
为实现上述目的，本发明采用以下方案：一种具有气动加热防护的超低轨道卫星，包括星体，所述星体包括卫星头部、卫星底板和卫星侧面结构板，所述卫星侧面结构板分为卫星锥段和卫星柱段，还包括：隔热垫片，位于所述星体内部，且位于所述卫星头部与所述卫星锥段之间，适于增加所述卫星头部与所述卫星锥段之间的热阻；气凝胶，位于所述卫星头部和所述卫星锥段的外表面，适于减小所述星体内部与所述星体外部的热传导；第一隔热层，位于所述气凝胶及所述卫星柱段的外表面，适于对所述卫星头部和所述卫星侧面结构板进行隔热处理；第二隔热层，位于所述星体的内部，且覆盖所述卫星头部和所述卫星侧面结构板的内侧，适于减小所述卫星侧面与所述卫星内部之间的热交换。
于本发明一实施方式中，所述隔热垫片为玻璃钢，所述玻璃钢的厚度不小于15mm。
于本发明一实施方式中，所述隔热垫片、所述卫星头部与所述卫星锥段之间通过钛合金螺钉固定。
于本发明一实施方式中，所述第一隔热层包括依次叠置的第一多层包覆层、第一低温材料层、中温材料层、高温材料层及外包覆层；其中，所述第一多层包覆层覆盖于所述气凝胶及所述卫星柱段的外表面，并通过尼龙搭扣固定于所述气凝胶的外表面。
于本发明一实施方式中，所述第一低温材料层、所述中温材料层及所述高温材料层均为叠层结构；其中，所述第一低温材料层包括依次叠置的第一低温间隔层及第一低温反射层，且所述第一低温材料层的底层为第一低温间隔层，顶层为第一低温反射层；所述中温材料层包括依次叠置的中温间隔层及中温反射层，且所述中温材料层的底层为中温间隔层，顶层为中温反射层；所述高温材料层包括依次叠置的高温间隔层及高温反射层，且所述高温材料层的底层为高温间隔层，顶层为高温反射层。
于本发明一实施方式中，所述第一低温反射层、所述中温反射层及所述高温反射层均接地。
于本发明一实施方式中，所述第一低温材料层中，所述第一低温间隔层与所述第一低温反射层的层数相同，均为9～12层；所述中温材料层中，所述中温间隔层与所述中温反射层的层数相同，均为4～5层；所述高温材料层中，所述高温间隔层与所述高温反射层的层数相同，均为2～3层。
于本发明一实施方式中，所述第二隔热层包括依次叠置的第二多层包覆层、第二低温材料层和第三多层包覆层；其中，所述第二多层包覆层覆盖于所述卫星头部和所述卫星侧面结构板的内侧，并通过尼龙搭扣固定于所述卫星侧面结构板的内表面。
于本发明一实施方式中，所述第二低温材料层包括依次叠置的第二低温间隔层及第二低温反射层，所述第二低温材料层的底层为第二低温间隔层，顶层为第二低温反射层，且所述第二低温反射层接地。
于本发明一实施方式中，所述第二低温间隔层和所述第二低温反射层的层数相同，均为10～15层。
于本发明一实施方式中，所述卫星底板外表面喷涂有高发射率、低吸收率的涂层，适于减小对空间热流的吸收，增大向空间的辐射散热。
于本发明一实施方式中，还包括星内单机、载荷和适于安装所述星内单机及所述载荷的安装板；所述星内单机、所述载荷和所述安装板均位于所述星体内部。
于本发明一实施方式中，：所述星内单机表面、所述载荷表面及所述卫星底板内部均喷涂高发射率涂层，适于增大所述星内单机之间及所述星内单机与所述卫星底板之间的热交换。
于本发明一实施方式中，所述星内单机及载荷与所述卫星底板之间连接有热管，适于将所述星内单机及所述载荷产生的热量传递至所述卫星底板进行辐射散热。
如上所述，本发明具有气动加热防护的超低轨道卫星，具有以下有益效果：
能够有效地解决卫星在低轨高速运行时，因气动加热而引起的卫星头部及侧边的高温问题，能够使卫星内部的单机工作在合适的温度范围内。填补了航天领域中超低轨道区域长时间运行的卫星的热防护问题。
附图说明
图1显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的结构示意图。
图2显示为图1中M处的放大示意图。
图3显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的第一隔热层的结构示意图。
图4显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的第二隔热层的结构示意图。
元件标号说明
1 卫星头部
2 卫星侧面结构板
21 卫星锥段
22 卫星柱段
3 卫星底板
4 隔热垫片
5 气凝胶
6 第一隔热层
61 第一多层包覆层
62 第一低温材料层
621 第一低温间隔层
622 第一低温反射层
63 中温材料层
631 中温间隔层
632 中温反射层
64 高温材料层
641 高温间隔层
642 高温反射层
65 外包覆层
7 第二隔热层
71 第二多层包覆层
72 第二低温材料层
721 第二低温间隔层
722 第二低温反射层
73 第三多层包覆层
8 星内单机
9 安装板
10 尼龙搭扣
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，虽图示中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。请参阅图1和图2，显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的结构示意图和部分结构放大图。所述具有气动加热防护的超低轨道卫星，包括星体，所述星体包括卫星头部1、卫星底板3和卫星侧面结构板2，所述卫星侧面结构板2分为卫星锥段21和卫星柱段22，关键在于本发明具有气动加热防护的超低轨道卫星还包括：隔热垫片4，位于所述星体内部，且位于所述卫星头部1与所述卫星锥段21之间，适于增加所述卫星头部1与所述卫星锥段21之间的热阻；气凝胶5，位于所述卫星头部1和所述卫星锥段21的外表面，适于减小所述星体内部与所述星体外部的热传导，减小漏入所述星体表面的热量；第一隔热层6，位于所述气凝胶5及所述卫星柱段22的外表面，适于对所述卫星头部21和所述卫星侧面结构板2进行隔热处理；第二隔热层7，位于所述星体的内部，且覆盖所述卫星头部1和所述卫星侧面结构板2的内侧，适于减小所述卫星侧面与所述卫星内部之间的热交换。
作为示例，所述隔热垫片4的材料可以根据实际需要选择，优选地，本实施例中，所述隔热垫片4为玻璃钢，所述玻璃钢的厚度不小于15mm，所述隔热垫片4用于减小所述卫星头部1与所述卫星侧面结构板2之间的热耦合。由于卫星头部1为卫星的迎风面，气动加热功率能够达到5100W/m2，同时还受太阳辐射、地球红外辐射、地球反照的影响，热流很大。增加隔热垫片4利于阻止卫星头部1温度传递给所述卫星侧面结构板2，以及阻止卫星头部1的腔内传递于所述卫星锥段21的腔内，利于保护星内单机8。
作为示例，所述隔热垫片4、所述卫星头部1与所述卫星锥段21之间可以通过钛合金螺钉固定，改固定方式具有拆卸安装容易的优点。作为示例，所述气凝胶5是一种固体物质形态，世界上密度最小的固体，是目前热导率最低的固态材料，隔热效果良好，将所述气凝胶5均匀涂覆于所述卫星头部1和所述卫星锥段21的外表面，用于减小星体外部与星内的热传导，所述气凝胶5的厚度为4mm左右。
作为示例，由于所述卫星头部1、所述卫星锥段21及所述卫星柱段22均受气动加热、太阳辐射、地球红外辐射及地球反照的影响，卫星为第一宇宙速度飞行，气动加热的热流大，头部达到5100W/m2，星体外部温度较高，通过所述第一隔热层6进行隔热处理。
作为示例，所述第二隔热层7是根据星体的内部结构进行设计安装的。
作为示例，请参阅图3，显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的第一隔热层6的结构示意图。由图3可知，所述第一隔热层6包括依次叠置的第一多层包覆层61、第一低温材料层62、中温材料层63、高温材料层64及外包覆层65；其中，所述第一多层包覆层61覆盖于所述气凝胶5及所述卫星柱段22的外表面，并通过尼龙搭扣10固定于所述气凝胶5的外表面，易于拆卸和安装。
作为示例，所述第一低温材料层62、所述中温材料层63及所述高温材料层64均为叠层结构；其中，所述第一低温材料层62包括依次叠置的第一低温间隔层622及第一低温反射层621，且所述第一低温材料层62的底层为第一低温间隔层622，顶层为第一低温反射层621；所述中温材料层63包括依次叠置的中温间隔层631及中温反射层632，且所述中温材料层63的底层为中温间隔层631，顶层为中温反射层632；所述高温材料层64包括依次叠置的高温间隔层641及高温反射层642，且所述高温材料层64的底层为高温间隔层641，顶层为高温反射层642。
作为示例，所述第一低温反射层621、所述中温反射层632及所述高温反射层642均接地。接地的作用是为了防止静电积累。
作为示例，所述第一低温材料层62中，所述第一低温间隔层622与所述第一低温反射层621的层数相同，均为9～12层；所述中温材料层63中，所述中温间隔层631与所述中温反射层632的层数相同，均为4～5层；所述高温材料层64中，所述高温间隔层641与所述高温反射层642的层数相同，均为2～3层。
需要指出的是，若将所述第一低温材料层62、所述中温材料层63及所述高温材料层64的间隔层和反射层当作一层的话，则总层数的厚度为15～20层左右为佳。
请参阅图4，显示为本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星的第二隔热层7的结构示意图。作为示例，所述第二隔热层7包括依次叠置的第二多层包覆层71、第二低温材料层72和第三多层包覆层73；其中，所述第二多层包覆层71覆盖于所述卫星头部1和所述卫星侧面结构板2的内侧，并通过尼龙搭扣10固定于所述卫星侧面结构板2的内表面，适于减小所述卫星侧面结构板2与星内单机8之间的热交换。
作为示例，所述第二低温材料层72包括依次叠置的第二低温间隔层721及第二低温反射层722，所述第二低温材料层72的底层为第二低温间隔层721，顶层为第二低温反射层722，且所述第二低温反射层722接地。
作为示例，所述第二低温间隔层721和所述第二低温反射层722的层数相同，均为10～15层。也即所述第二低温材料层72的总层数的厚度为15～20层左右为佳。
作为示例，所述第一隔热层6和所述第二隔热层7的各层优选的材料如下：所述高温反射层642为不锈钢箔，所述高温间隔层641为玻璃钢纤维；所述中温反射层632为铝箔，所述中温间隔层631为玻璃钢纤维；所述第一低温反射层621为双面镀铝打孔薄膜，所述第一低温间隔层622为涤纶网巾；所述外包覆层65为高硅氧布，所述第一多层包覆层61、所述第二多层包覆层71和所述第三多层包覆层73均为25μm厚的聚酰亚胺薄膜。
需要说明的是，以上所述第一隔热层6和所述第二隔热层7的各层的材料仅为一种示例，并不以此为限。
作为示例，所述卫星底板3外表面喷涂有高发射率、低吸收率的涂层，适于减小对空间热流的吸收，增大向空间的辐射散热。
需要说明的是，本发明所指“高发射率、低吸收率”定义为：发射率高于0.75，吸收率低于0.3；本发明优选发射率为0.855吸收率为0.25的涂层。
作为示例，所述具有启动加热防护的超低轨道卫星还包括星内单机8、载荷(未示出)和适于安装所述星内单机8及所述载荷的安装板9；所述星内单机8、所述载荷和所述安装板9均位于所述星体内部。
作为示例，所述星内单机8表面、所述载荷表面及所述卫星底板3内部均喷涂高发射率涂层，适于增大所述星内单机8之间及所述星内单机8与所述卫星底板3之间的热交换。
作为示例，所述星内单机8及载荷与所述卫星底板3之间连接有热管(未示出)，适于将所述星内单机8及所述载荷产生的热量传递至所述卫星底板3进行辐射散热。
如上所述，为了确保卫星内部单机工作在正常的温度条件下，本发明对外部气动热流与卫星本体进行隔热，同时卫星本体对其内部也进行了隔热，所以，本发明提供的具有气动加热防护的超低轨道卫星能够有效地解决卫星在低轨高速运行时，因气动加热而引起的卫星头部1及卫星侧面结构板2的高温问题，能够使卫星内部的星内单机8工作在合适的温度范围内。填补了航天领域中超低轨道区域长时间运行的卫星的热防护问题。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。
Claims (13)
1.一种具有气动加热防护的超低轨道卫星，包括星体，所述星体包括卫星头部、卫星底板和卫星侧面结构板，所述卫星侧面结构板分为卫星锥段和卫星柱段，其特征在于：还包括：
隔热垫片，位于所述星体内部，且位于所述卫星头部与所述卫星锥段之间，适于增加所述卫星头部与所述卫星锥段之间的热阻；
气凝胶，位于所述卫星头部和所述卫星锥段的外表面，适于减小所述星体内部与所述星体外部的热传导；
第一隔热层，位于所述气凝胶及所述卫星柱段的外表面，适于对所述卫星头部和所述卫星侧面结构板进行隔热处理；
第二隔热层，位于所述星体的内部，且覆盖所述卫星头部和所述卫星侧面结构板的内侧，适于减小所述卫星侧面与所述卫星内部之间的热交换；
其中，所述第一隔热层包括依次叠置的第一多层包覆层、第一低温材料层、中温材料层、高温材料层及外包覆层；其中，所述第一多层包覆层覆盖于所述气凝胶及所述卫星柱段的外表面，并通过尼龙搭扣固定于所述气凝胶的外表面。
2.根据权利要求1所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述隔热垫片为玻璃钢，所述玻璃钢的厚度不小于15mm。
3.根据权利要求2所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述隔热垫片、所述卫星头部与所述卫星锥段之间通过钛合金螺钉固定。
4.根据权利要求1所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第一低温材料层、所述中温材料层及所述高温材料层均为叠层结构；其中，所述第一低温材料层包括依次叠置的第一低温间隔层及第一低温反射层，且所述第一低温材料层的底层为第一低温间隔层，顶层为第一低温反射层；所述中温材料层包括依次叠置的中温间隔层及中温反射层，且所述中温材料层的底层为中温间隔层，顶层为中温反射层；所述高温材料层包括依次叠置的高温间隔层及高温反射层，且所述高温材料层的底层为高温间隔层，顶层为高温反射层。
5.根据权利要求4所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第一低温反射层、所述中温反射层及所述高温反射层均接地。
6.根据权利要求4所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第一低温材料层中，所述第一低温间隔层与所述第一低温反射层的层数相同，均为9～12层；所述中温材料层中，所述中温间隔层与所述中温反射层的层数相同，均为4～5层；所述高温材料层中，所述高温间隔层与所述高温反射层的层数相同，均为2～3层。
7.根据权利要求1所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第二隔热层包括依次叠置的第二多层包覆层、第二低温材料层和第三多层包覆层；其中，所述第二多层包覆层覆盖于所述卫星头部和所述卫星侧面结构板的内侧，并通过尼龙搭扣固定于所述卫星侧面结构板的内表面。
8.根据权利要求7所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第二低温材料层包括依次叠置的第二低温间隔层及第二低温反射层，所述第二低温材料层的底层为第二低温间隔层，顶层为第二低温反射层，且所述第二低温反射层接地。
9.根据权利要求8所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述第二低温间隔层和所述第二低温反射层的层数相同，均为10～15层。
10.根据权利要求1所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述卫星底板外表面喷涂有高发射率、低吸收率的涂层，适于减小对空间热流的吸收，增大向空间的辐射散热。
11.根据权利要求1所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：还包括星内单机、载荷和适于安装所述星内单机及所述载荷的安装板；所述星内单机、所述载荷和所述安装板均位于所述星体内部。
12.根据权利要求11所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述星内单机表面、所述载荷表面及所述卫星底板内部均喷涂高发射率涂层，适于增大所述星内单机之间及所述星内单机与所述卫星底板之间的热交换。
13.根据权利要求11所述的具有气动加热防护的超低轨道卫星，其特征在于：所述星内单机及载荷与所述卫星底板之间连接有热管，适于将所述星内单机及所述载荷产生的热量传递至所述卫星底板进行辐射散热。
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