CN106553772A - 临近空间飞行器及其热控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种临近空间飞行器及其热控系统。本发明临近空间飞行器热控系统包括设置在临近空间飞行器壳体外表面上的具有膨胀收缩功能的收缩囊体，在所述收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上还设有相变吸热部件，所述相变吸热部件用于吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量，在所述相变吸热部件的外面上还设有第一辐射涂层；所述第一辐射涂层吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量并传导至所述相变吸热部件。本发明热控系统能保证临近空间飞行器舱内温度相对稳定，其结构简洁，热控方式简单。本发明临近空间飞行器采用被动热控代价小，能有效保证临近空间飞行器舱内的温度相对恒定，使得器舱内设备能正常工作。
Description
技术领域
本发明属于临近空间飞行器技术领域，尤其涉及临近空间飞行器的热控系统和含有该热控系统的临近空间飞行器。
背景技术
临近空间是人类经济开发的新空间，未来临近空间飞行器将长期驻留在此区域。飞行器的设备舱能否提供相对稳定的温度环境决定了舱内设备能否正常工作的基本条件。
飞行器密闭舱体内由于舱内环境温度受到临近空间内的环境温度、太阳辐射、红外辐射及太阳反射及舱内设备发热的共同作用，有可能出现白天温度过高，夜晚温度过冷的问题。在电子设备的热量难以排出的外部环境，需要采取有效的热控措施，以保证电子设备温度在安全的温度之内。以长时间在大气层内飞行的超声速飞行器为例，飞行器的总加热量大，热环境较恶劣，且舱内空间狭小且热密封性能较好，舱内环境温度亦较高或较低，热量难以疏散到大气环境或者难以吸收热量。无法保持舱内环境温度的相对恒定，难以有效保障舱内设备正常工作。
当前对飞行器的热控措施通常分为被动热控方法和主动热控方法，但是受到目前飞行器结构的影响，能源系统载荷受到限制，不宜采用主动温控的策略，因此对设备舱的热控提出了新的要求。
其中，被动热控方法安装简单、性能可靠、重量轻、成本低、通用性好。被动方案主要通过改变仪器的安装形式、增加隔热垫、增加相变材料、安装温控罩及贴覆铝箔等，以抑制密闭舱体热环境对仪器设备的加热作用，以实现对长时间工作电子设备的温度控制。传统被动热控方法一般仅针对电子设备采取热控措施，而对于内部复杂、狭小且存在多个电子设备的高温密闭，逐一对单个电子设备采取热控措施，将带来较大热控代价。以整个舱体为热控对象，采取多层次、逐级热控方式，抑制导入电子设备的热量。对密闭舱壳体采取热控措施，从源头减小传入舱体的热量，并针对电子设备的不同受热特性和结构特点，采用不同的热控措施或多种热控措施联合，抑制通过导热、辐射及自然对流加热进入电子设备的热量，以实现针对复杂舱体内电子设备的温度控制。因此，目前这些被动控温措施复杂，且依然带来较大热控代价。
发明内容
本发明的目的在于克服上述现有技术的不足，提供了一种临近空间飞行器及其热控系统，其解决了当前对临近空间飞行器被动控温措施复杂，且带来较大热控代价的技术问题。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：
一种临近空间飞行器热控系统，包括设置在临近空间飞行器壳体外表面上的具有收缩功能的收缩囊体，在所述收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上还设有相变吸热部件，所述相变吸热部件用于吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量，在所述相变吸热部件的外面上还设有第一辐射涂层；所述第一辐射涂层吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量并传导至所述相变吸热部件。
以及，一种临近空间飞行器，其包括本发明所述的临近空间飞行器热控系统。
与现有技术相比，本发明提供临近空间飞行器热控系统通过在临近空间飞行器壳体外表面上设置收缩囊体，并在收缩囊体背离临近空间飞行器壳体外表面的表面上设置相变吸热部件，利用第一辐射涂层对所述临近空间飞行器舱内的辐射热量进行吸收并传导至所述相变吸热部件，使得相变吸热部件临近空间飞行器舱内设备产生和太阳光传递至相变吸热部件的辐射热量进行吸收储存，与此同时，收缩囊体发生的膨胀与收缩也能有效吸收临近空间飞行器舱内生产的辐射热量，从而保持临近空间飞行器舱内的温度相对恒定。故，本发明临近空间飞行器热控系统采用被动热控方式能使得临近空间飞行器舱内的温度相对稳定，为临近空间飞行器舱内设备的正常工作提供了保证，且其结构简洁，热控方式简单。
本发明临近空间飞行器由于采用了上述本发明临近空间飞行器热控系统，故，对临近空间飞行器采用被动热控代价小，能有效保证临近空间飞行器舱内的温度相对恒定，使得器舱内设备能正常工作。
附图说明
图1是本发明实施例提供的临近空间飞行器热控系统结构示意图；
图2是本发明实施例提供的临近空间飞行器热控系统中的收缩囊体结构放大示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
需要说明的是，当一个元件被描述为“固定于”或“设置于”另一个元件上时，它可以直接在另一个元件上或者可能同时存在居中元件。当一个元件被描述为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接另一个元件或者可能同时存在居中元件。
还需要说明的是，本实施例中的左、右、上、下、顶、底等方位用语，仅是互为相对概念或是以产品的正常使用状态为参考的，而不应该认为是具有限制性的。
本发明实施例提供了一种热控代价小，能有效保持临近空间飞行器舱内温度相对恒定的被动热控系统。该临近空间飞行器热控系统结构如图1、2所示，其包括设置在临近空间飞行器壳体4外表面上的收缩囊体20，在所述收缩囊体20的相对于与所述临近空间飞行器壳体外4表面接触面的表面上还设有相变吸热部件10。
其中，相变吸热部件10是含有相变吸热材料的，因此，具有吸热储存热量和放热热量的作用。在一实施例中，相变吸热部件10中的相变吸热材料可以是无机相变材料或有机相变材料或无机与有机相变材料的混合物。在具体实施例中，无机相变材料可以选用结晶水合盐、熔融盐、金属合金等无机物；有机相变材料可以选用石蜡、羧酸、酯、多元醇等有机物。因此，在一具体实施例中，该相变吸热部件10可以是该些相变材料形成的相变材料层结构或者是囊体结构。
为了使得相变吸热部件1能够有效相变吸热和放热，在一实施例中，在相变吸热部件10的外面表设置有第一辐射涂层11。第一辐射涂层11的设置，能够吸收所述临近空间飞行器舱内和太阳光的辐射热量并传导至所述相变吸热部件10，使得相变吸热材料的相变进行热量储存。该第一辐射涂层11优选是涂设于相变吸热部件10整个表面上。
为了提高第一辐射涂层11的吸收辐射热量的效果，在一实施例中，该第一辐射涂层11材料为具有高辐射系数的辐射材料，该高辐射系数的辐射材料可以选用本领域常规的高辐射系数材料，如在具体实施例中，该高辐射系数材料选用SiC、金属氧化物、硼化物、硫化物、硒化物等。
在另一实施例中，所述第一辐射涂层11的厚度控制为50-150微米。
上述收缩囊体20的一表面与上述相变吸热部件10上的第一辐射涂层11接触，其另一表面即收缩囊体20的相对于与第一辐射涂层11接触面的表面与临近空间飞行器壳体外表面接触。这样，当第一辐射涂层11吸收辐射热量后，如临近空间环境中的热量和临近空间飞行器舱内设备5产生的辐射热量，特别是白天太阳光的辐射热量后，将热量直接传递至相变吸热部件10进行相变热量储存。与此同时，在第一辐射涂层11吸收辐射热量的过程中，收缩囊体20也会因吸收的辐射热量而发挥其膨胀特性，实现临近空间飞行器舱内设备5产生的辐射热量向相变吸热部件10传递，并避免外界的热量向临近空间飞行器舱内传递，避免临近空间飞行器舱内温度过分升高，保持临近空间飞行器舱内温度相对稳定。
当临近空间环境温度过低时，特别是夜间时，此时临近空间飞行器舱内温度也会骤然降低。在此过程中，收缩囊体20在低温环境中体积会发生收缩，这样，相变吸热部件10也会因为收缩囊体20的发生收缩而向所述临近空间飞行器壳体4靠近，并且通过相变吸热部件10表面的第一辐射涂层11的热辐射作用，向临近空间飞行器舱内辐射热量，使得临近空间飞行器舱内的温度保持相对稳定。
在一实施例中，收缩囊体20的所述膨胀收缩功能是通过填充在所述收缩囊体内的导热流体实现。在一些具体实施例中，该导热流体可以选用本领域常用的导热流体，如在具体实施例中，该导热流体选用醇类等。选用该些导热流体可以起到很好的导热作用和/或冷热收缩作用。
在一具体实施例中，收缩囊体20的腔体被分隔有若干个隔室23，且若干个隔室23之间相通或若干个隔室23分别与所述储流箱30通过所述导热流体通道24连通，如图2所示。将收缩囊体20的腔体分隔成若干隔室23，使得导热流体能够均匀填充在收缩囊体20腔体内，也可以避免收缩囊体20局部发生过分膨胀而变形或降低收缩囊体20的使用寿命。
在进一步实施例中，上述临近空间飞行器热控系统还包括储流箱30，且该储流箱30通过导热流体通道24与收缩囊体20连通。该储流箱30用于存储导热流体，当导热流体被辐射热量时，该导热流体发生膨胀通过导热流体通道24向收缩囊体20的腔体内进行填充，使得收缩囊体20发生膨胀而展开，或者缓冲收缩囊体20的腔体中导热流体发生的膨胀。在一具体实施例中，储流箱30设置在收缩囊体20的相对于与所述临近空间飞行器壳体4外表面接触面的表面上，当然，该储流箱30还可以根据安装需要设置在与收缩囊体20相邻的其他位置上。
为了避免或降低储存在储流箱30内的导热流体向外辐射热量，在一实施例中，在所述储流箱30的外表面还设有第五辐射涂层31，其能有效防止所述储流箱30内的所述导热流体向外辐射热量。
为了降低第五辐射涂层31向外辐射热量效果，在一实施例中，该第五辐射涂层31材料为具有低辐射系数的辐射材料，该低辐射系数的辐射材料可以是本领域常规的低辐射系数材料，如在一具体实施例中，低辐射系数涂料或低辐射系数金属粉等。在另一实施例中，所述第五辐射涂层31的厚度控制为50-150微米。
上述包括有储流箱30的临近空间飞行器热控系统实施例基础上，在一实施例中，上述收缩囊体20包括第一收缩囊体21和第二收缩囊体22，且第一收缩囊体21的腔体与所述第二收缩囊体22的腔体相通。此时，在一实施例中，相变吸热部件10设置在所述第一收缩囊体21的相对于与所述临近空间飞行器壳体4外表面接触面的表面上，所述储流箱30设置在所述第二收缩囊体22的相对于与所述临近空间飞行器壳体4外表面接触面的表面上，且所述储流箱30通过导热流体通道24与第二收缩囊体22连通。通过将收缩囊体20设置成腔体相通的第一收缩囊体21和第二收缩囊体22，能够方便对收缩囊体20的表面进行区域处理，能优化临近空间飞行器舱内辐射热量向相变吸热部件10辐射传递，从而提高临近空间飞行器舱内温度的相对稳定性。
如在一实施例中，在第一收缩囊体21的相对于与所述临近空间飞行器壳体4外表面接触面的表面上还涂设有第二辐射涂层211，也即是第一收缩囊体21的与相变吸热部件10相接触的表面上还涂设有第二辐射涂层211。该第二辐射涂层211的设置，在需要将临近空间飞行器舱内辐射热量向外导出时，如白天高温环境，相变吸热部件10会持续受到外部热源的影响，温度持续升高，有可能出现其吸收的热量向临近空间飞行器舱内辐射的趋势，而该第二辐射涂层211的存在，能有效避免外部或相变吸热部件10的热量向临近空间飞行器舱内进行辐射而导致舱内温度升高的不良影响。
因此，在具体实施例中，该第二辐射涂层211材料为具有低辐射系数的材料，该低辐射系数的辐射材料可以是本领域常规的低辐射系数材料，如在一具体实施例中，低辐射系数涂料或低辐射系数金属粉等。在另一具体实施例中，所述第二辐射涂层211的厚度控制为50-150微米。通过调节该第二辐射涂层211材料和厚度，提高其阻止相变吸热部件10或临近空间的外部高温环境向临近空间飞行器舱内辐射热量的效果。
或者在另一实施例中，在第一收缩囊体21的相对于与第一辐射涂层11表面接触面的表面上还涂设有第三辐射涂层212，也即是第一收缩囊体21的与所述临近空间飞行器壳体4外表面接触面的表面上还涂设有第三辐射涂层212。白天时，第一收缩囊体21和第二收缩囊体22中导热流体被辐射热量后发生膨胀，第一收缩囊体21和第二收缩囊体22被充满后，第一收缩囊体21表面涂设有的该第三辐射涂层212可以继续吸收临近空间飞行器舱内产生的辐射热量，并传递至相变吸热部件10。
在具体实施例中，该第三辐射涂层212材料为具有高辐射系数的材料，该高辐射系数的辐射材料可以选用本领域常规的高辐射系数材料，如在具体实施例中，该高辐射系数材料选用SiC、金属氧化物、硼化物、硫化物、硒化物等。在另一具体实施例中，所述第三辐射涂层212的厚度控制为50-150微米。通过调节该第三辐射涂层212材料和厚度，提高第三辐射涂层212吸收临近空间飞行器舱内设备5在工作过程中产生的辐射热量的效果。
在优选实施例中，第一收缩囊体21在设置第二辐射涂层211的同时，在第一收缩囊体21的相对于与第一辐射涂层11表面接触面的表面上设置第三辐射涂层212。这样第一收缩囊体21能有效防止相变吸热部件10或临近空间的外部高温环境向临近空间飞行器舱内辐射热量的同时，可以将临近空间飞行器舱内的辐射热量传导至相变吸热部件10，提高临近空间飞行器舱内温度的稳定性。
在一实施例中，上述第二收缩囊体22的外表面上还涂设有利于向所述第二收缩囊体22内的导热流体辐射热量的第四辐射涂层221。该第四辐射涂层221优选是涂设于第二收缩囊体22整个表面上。
在具体实施例中，该第四辐射涂层221材料为具有高辐射系数的材料，该高辐射系数的辐射材料可以选用本领域常规的高辐射系数材料，如在具体实施例中，该高辐射系数材料选用SiC、金属氧化物、硼化物、硫化物、硒化物等。在另一具体实施例中，所述第四辐射涂层221的厚度控制为50-150微米。
在上述各实施例的基础上，在一具体实施例中，上述的第一收缩囊体21或第二收缩囊体22的腔体被分隔有若干个隔室23，或者第一收缩囊体21和第二收缩囊体22的腔体均被分隔有若干个隔室23，其中第一收缩囊体21中的若干个隔室23彼此相通或者分别与第二收缩囊体22中的若干个隔室23相通；第二收缩囊体22中的若干个隔室23彼此相通或若干个隔室23分别与所述储流箱30通过所述导热流体通道24连通，第二收缩囊体22结构如图2所示。将第一收缩囊体21的腔体与第二收缩囊体22的腔体分隔成若干隔室23，使得导热流体能够均匀填充在收缩囊体20腔体内，也可以避免第一收缩囊体21的腔体和第二收缩囊体22局部发生过分膨胀而变形或降低收缩囊体20的使用寿命。
因此，上述各实施例中的临近空间飞行器热控系统通过其设置的相变吸热部件10和收缩囊体20或进一步设置的储流箱30，使得本发明实施例临近空间飞行器热控系统能保证临近空间飞行器舱内的温度相对稳定，且其结构简洁，热控方式简单。
相应地，在上文临近空间飞行器热控系统的基础上，本发明实施例还提供了临近空间飞行器，其包括上文所述的发明实施例临近空间飞行器热控系统。因此，对临近空间飞行器采用被动热控代价小，能有效保证临近空间飞行器舱内的温度相对恒定，使得器舱内设备5能正常工作。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，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、等同替换或改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (15)
1.一种临近空间飞行器热控系统，其特征在于：包括设置在临近空间飞行器壳体外表面上的具有膨胀收缩功能的收缩囊体，在所述收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上还设有相变吸热部件，所述相变吸热部件用于吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量，在所述相变吸热部件的外面上还设有第一辐射涂层；所述第一辐射涂层吸收所述临近空间飞行器舱内的辐射热量并传导至所述相变吸热部件。
2.如权利要求1所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：还包括储流箱，所述储流箱通过导热流体通道与所述收缩囊体连通，实现导热流体在所述储流箱与所述收缩囊体间的流通。
3.如权利要求2所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述储流箱设置在所述收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上。
4.如权利要求3所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述收缩囊体包括第一收缩囊体和第二收缩囊体，所述第一收缩囊体的腔体与所述第二收缩囊体的腔体相通，所述相变吸热部件设置在所述第一收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上，所述储流箱设置在所述第二收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上，且所述储流箱通过所述导热流体通道与所述第二收缩囊体连通。
5.如权利要求4所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第一收缩囊体的相对于与所述临近空间飞行器壳体外表面接触面的表面上还设有阻止所述相变吸热部件向所述临近空间飞行器舱内辐射热量的第二辐射涂层。
6.如权利要求5所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第二辐射涂层的厚度为50-150微米。
7.如权利要求4所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第一收缩囊体的相对于与所述第一辐射涂层接触面的表面上还设有利于吸收所述临近空间飞行器舱内辐射热量的第三辐射涂层。
8.如权利要求7所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第三辐射涂层的厚度为50-150微米；
9.如权利要求4所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第二收缩囊体的外表面上还涂设有利于向所述第二收缩囊体内的导热流体辐射热量的第四辐射涂层。
10.如权利要求9所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第四辐射涂层的厚度为50-150微米。
11.如权利要求2-10任一所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述储流箱的外表面还设有用于防止所述储流箱内的所述导热流体向外辐射热量的第五辐射涂层。
12.如权利要求11所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第五辐射涂层的厚度为50-150微米。
13.如权利要求4-10任一所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第一收缩囊体和/或第二收缩囊体的腔体被分隔有若干个隔室，其中，所述第一收缩囊体中的若干个隔室彼此相通或者分别与第二收缩囊体中的若干个隔室相通；所述第二收缩囊体中的若干个隔室彼此相通或若干个隔室分别与所述储流箱通过所述导热流体通道连通。
14.如权利要求1-10任一所述的临近空间飞行器热控系统，其特征在于：所述第一辐射涂层的厚度为50-150微米。
15.一种临近空间飞行器，其包括如权利要求1-14任一所述的临近空间飞行器热控系统。
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| CN (1) | CN106553772B (zh) |
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| CN111552327A (zh) * | 2020-05-15 | 2020-08-18 | 上海蔚星科技有限公司 | 基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关 |
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2015
- 2015-09-30 CN CN201510646440.9A patent/CN106553772B/zh active Active
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