CN109552671B - 一种星载探测仪探测头部热控装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种星载探测仪探测头部热控装置，包括有星上单机、预埋热管、安装板、散热罩、多层隔热组件、电加热器和热敏电阻，其中：安装板包括第一安装板和第二安装板；星上单机包括主动馈源、若干收发组件、若干阵面电源、被动馈源和若干接收机，所述主动馈源与所述第一安装板隔热安装；所述阵面电源和所述收发组件均与所述第一安装板导热安装，所述被动馈源分别与所述第一安装板和第二安装板隔热安装，若干所述接收机分别与所述第二安装板导热安装。该装置可以解决探测头部高功率密度组件散热困难、单机之间热耦合严重、全阵面组件温度一致性差和接收机温度波动大的难题，实现探测仪探测头部在轨工作时的全周期高精度和高稳定度的温度控制。

Description

一种星载探测仪探测头部热控装置

技术领域

本发明涉及航天器热控装置，特别涉及一种星载探测仪探测头部热控装置。

背景技术

在开展土壤温度及冻融态的卫星主被动一体化遥感探测时，基于探测仪探测头部特殊的构型，主动部分高热耗的收发组件阵列位于被动部分接收机的正下方，且距离非常近，收发组件与接收机之间存在热耦合。因上方有遮挡，高热耗的收发组件散热路径不畅，势必会造成收发组件温度的进一步升高。同时，在轨工作时，外热流波动对探测头部的扰动也很大，主动部分需要保持全阵面收发组件间温度一致性在12℃的指标范围内。并且被动部分接收机是高灵敏度单机，其电性能对自身温度波动很敏感，接收机的温度波动对探测精度影响很大，指标要求保持每轨接收机温度波动范围在±1℃以内。

现有的热控技术都是强调高热耗组件的散热和组件的温度一致性，而对轨道周期内温度波动的高稳定性还没有涉及。因此发明一种在轨全周期高精度和高稳定度的热控装置对解决探测仪探测头部的热控难题意义重大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星载探测仪探测头部热控装置，以解决现有的探测头部高功率密度组件散热困难、单机之间热耦合严重、全阵面组件温度一致性差和接收机温度波动大的技术问题，实现了探测仪探测头部在轨工作时的全周期高精度和高稳定度的温度控制。

为了解决上述问题，本发明提供了一种星载探测仪探测头部热控装置，包括有星上单机、预埋热管、安装板、散热罩、多层隔热组件、电加热器和热敏电阻，其中：

所述安装板包括第一安装板和第二安装板；

所述星上单机包括主动馈源、若干收发组件、若干阵面电源、被动馈源和若干接收机，所述主动馈源与所述第一安装板隔热安装；所述阵面电源和所述收发组件均与所述第一安装板导热安装，所述被动馈源分别与所述第一安装板和第二安装板隔热安装，若干所述接收机分别与所述第二安装板导热安装；

所述预埋热管包括预埋于所述收发组件下方的第一横热管、预埋于所述收发组件下方的竖热管、预埋于所述阵面电源下方的第二横热管和预埋于所述接收机组下方的第三横热管，所述第一横热管把若干所述收发组件串联起来；

所述散热罩包括第一散热罩和第二散热罩，所述第一散热罩安装于所述第一安装板的正面，所述第二散热罩安装于所述第二安装板的外侧面；

所述多层隔热组件分别铺设在所述主动馈源的反面、被动馈源的反面、第二安装板的内侧、靠近所述第二散热罩的第一散热罩侧面以及所述第一安装板的反面；

所述电加热器分别设置在位于所述收发组件下方的所述第一横热管预埋位置处的所述第一安装板表面、位于所述阵面电源下方的所述第二横热管预埋位置处的所述第一安装板表面以及位于所述接收机下方的所述第三横热管预埋位置处的所述第二安装板表面；

所述热敏电阻分别设置在所述收发组件、阵面电源、接收机的外表面。

较佳的，所述主动馈源通过主动馈源支架安装在所述第一安装板上，所述主动馈源支架与所述第一安装板之间采用玻璃钢垫片隔热安装；

所述被动馈源通过被动馈源支架分别安装在所述第一安装板和第二安装板上，所述被动馈源支架分别与所述第一安装板和第二安装板之间采用玻璃钢垫片隔热安装。

较佳的，所述主动馈源的外表面喷涂S781热控白漆，所述主动馈源支架采用经过退火处理的铝合金2A12，其表面做黑色阳极氧化层，所述主动馈源支架与所述第一安装板之间采用5mm玻璃钢垫片隔热安装；

所述被动馈源的外表面喷涂S781热控白漆，所述被动馈源支架采用碳纤维复合材料，所述被动馈源支架分别与所述第一安装板和第二安装板之间采用5mm玻璃钢垫片隔热安装。

较佳的，所述热敏电阻分别粘贴于所述收发组件、阵面电源、接收机的外壳表面，所述收发组件、阵面电源、接收机的外壳表面均喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

较佳的，所述阵面电源和所述收发组件均与所述第一安装板之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装；

若干所述接收机分别与所述第二安装板之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装。

较佳的，所述预埋热管均采用工字型双孔铝氨热管，单孔传热能力优于 400W·m。

较佳的，所述安装板采用铝蒙皮铝蜂窝结构，其中，所述第一安装板的上蒙皮喷涂温控黑漆，其发射率≥0.86，下蒙皮采用铝合金阳极氧化并铺设所述多层隔热组件；

所述第二安装板内外蒙皮均喷涂温控黑漆，其发射率≥0.86。

较佳的，所述散热罩的散热面采用经过退火处理的铝合金2A12，外表面铺设铈玻璃镀银二次表面镜，内表面喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

较佳的，所述多层隔热组件的最外层是50μm的F46薄膜镀银二次表面镜，中间层为15层由一层T20-A涤纶网布和一层6μm双面铝聚酯薄膜组成的多层单元，最内层为25μm聚酰亚胺膜。

较佳的，所述电加热器采用聚酰亚胺薄膜电加热器，用于在探测头部单机不开机时进行补偿加热，维持探测头部单机的温度水平。

与现有技术相比，本发明存在以下技术效果：

本发明根据星载探测仪探测头部的热控需求，提供了一种星载探测仪探测头部热控装置，该装置可以解决探测头部高功率密度组件散热困难、单机之间热耦合严重、全阵面组件温度一致性差和接收机温度波动大的难题，实现探测仪探测头部在轨工作时的全周期高精度和高稳定度的温度控制。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。附图中：

图1为本发明一种星载探测仪探测头部热控装置的可实施例的布局示意图；

图2为本发明一种星载探测仪探测头部热控装置的第一安装板的可实施例的布局示意图；

图3为本发明一种星载探测仪探测头部热控装置的第二安装板的可实施例的布局示意图。

具体实施方式

以下将结合图1至图3对本发明提供的一种星载探测仪探测头部热控装置进行详细的描述，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。

请参考图1至图3，一种星载探测仪探测头部热控装置，包括星上单机1，预埋热管2，安装板3，散热罩4，多层隔热组件5，电加热器6以及热敏电阻7，其中，

所述安装板3包括第一安装板31和第二安装板32；

所述星上单机1包括主动馈源11、若干收发组件12、若干阵面电源13、被动馈源14和若干接收机15，本发明对收发组件12、阵面电源13以及接收机15的个数不做限制，可以是一个或多个，可根据实际使用需求而定，在本实施例中，收发组件12热耗为16W，共32台；阵面电源13热耗为8W，共 8台；接收机15热耗为5W，共12台；

主动馈源11与第一安装板31隔热安装，收发组件12和阵面电源13均与第一安装板31导热安装，被动馈源14分别与第一安装板31和第二安装板32 隔热安装，接收机15与第二安装板32的内外侧面导热安装；

所述预埋热管2包括：预埋于收发组件12下方的第一横热管21，第一横热管21把阵面收发组件12串联起来，提高收发组件12的温度一致性；预埋于收发组件12下方的竖热管22，把收发组件12的热量导出至第一安装板31 散热面；预埋于阵面电源13下方的第二横热管23，把阵面电源13热量均布于第一安装板31散热面；预埋于接收机15下方的第三横热管24，用于稳定接收机15的温度波动；

所述散热罩4包括第一散热罩41和第二散热罩42，第一散热罩41安装于第一安装板31上方，第二散热罩42安装于第二安装板32的外侧面；

所述多层隔热组件5铺设在主动馈源11的反面，被动馈源14的反面，以隔绝轨道外热流波动对收发组件12和接收机15的影响；铺设在第二安装板 32内表面，以隔绝收发组件12和接收机15之间的热耦合；铺设在靠近第二散热罩42的第一散热罩41侧面，以隔绝第一散热罩41对第二散热罩42的热反射；铺设在第一安装板31反面，以和星体隔热；

所述电加热器6分别设置在收发组件12下方横热管21预埋位置的第一安装板31表面，阵面电源13下方横热管23预埋位置的第一安装板31表面，接收机15下方横热管24预埋位置的第二安装板32表面，用于在探测头部单机不开机时进行补偿加热，维持探测头部单机的温度水平；

所述热敏电阻7分别设置在收发组件12、阵面电源13、接收机15的外壳表面，用于测量探测头部单机的温度，提供温度反馈信号。

本实施例中，所述主动馈源11通过主动馈源支架安装在所述第一安装板 31上，所述主动馈源支架与所述第一安装板31之间采用玻璃钢垫片隔热安装；

所述被动馈源14通过被动馈源支架分别安装在所述第一安装板31和第二安装板32上，所述被动馈源支架分别与所述第一安装板31和第二安装板32 之间采用玻璃钢垫片隔热安装。

进一步的，所述星上单机1中的主动馈源11外表面喷涂S781热控白漆，主动馈源支架采用经过退火处理的铝合金2A12，主动馈源支架表面做黑色阳极氧化层，主动馈源支架与第一安装板31间采用5mm厚玻璃钢垫片隔热安装。

所述星上单机1中的被动馈源14外表面喷涂S781热控白漆，被动馈源支架采用碳纤维复合材料，被动馈源支架分别与第一安装板31和第二安装板32 间采用5mm厚玻璃钢垫片隔热安装。

作为一种实施例，所述星上单机1中的收发组件12、阵面电源13和接收机15外壳均喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

在本实施例中，所述导热安装是指单机与安装板之间填充导热硅脂或铟箔，即所述阵面电源13和所述收发组件12均与所述第一安装板31之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装；若干所述接收机15分别与所述第二安装板32之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装。

作为一种实施例，所述预埋热管2均采用工字型双孔铝氨热管，单孔传热能力优于400W·m；收发组件12下方的竖热管22堵头端靠近收发组件12，以减少封头传热差的影响。

作为一种实施例，所述散热罩4的散热面采用经过退火处理的铝合金 2A12，外表面铺设铈玻璃镀银二次表面镜，内表面喷涂温控黑漆，发射率≥ 0.86。

在本实施例中，所述多层隔热组件5铺设在主动馈源支架的反面(馈源支架的一面为安装面即安装馈源的一面，也叫正面，另一面为反面，也叫背面) 和被动馈源支架的反面，以隔绝轨道外热流波动对收发组件12和接收机15 的影响；铺设在第二安装板32内表面，以隔绝收发组件12和接收机15之间的热耦合；铺设在靠近第二散热罩42的第一散热罩41侧面，以隔绝第一散热罩41对第二散热罩42的热反射；铺设在第一安装板31反面，以和星体隔热。

作为一种实施例，所述安装板3中的第一安装板31采用厚度30mm的铝蒙皮铝蜂窝结构，上蒙皮喷涂温控黑漆，发射率≥0.86，下蒙皮采用铝合金阳极氧化并铺设多层隔热组件5。

作为一种实施例，所述安装板3中的第二安装板32采用厚度20mm的铝蒙皮铝蜂窝结构，内外蒙皮均喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

作为一种实施例，所述多层隔热组件5最外层是50μm的F46薄膜镀银二次表面镜，中间层为15层由一层T20-A涤纶网布和一层6μm双面铝聚酯薄膜组成的多层单元，最内层为25μm聚酰亚胺膜。

作为一种实施例，所述电加热器6采用聚酰亚胺薄膜电加热器。

作为一种实施例，所述热敏电阻采用牌号为MF501的热敏电阻。

采用本装置开展星载探测仪探测头部的热控，通过仿真和热试验结果显示，可以把阵面收发组件控温在31℃以下，其温度一致性小于7℃，接收机温度波动小于0.9℃，从而解决了探测头部高功率密度组件散热困难、单机之间热耦合严重、全阵面组件温度一致性差和接收机温度波动大的难题，实现探测仪探测头部在轨工作时的全周期高精度和高稳定度的温度控制。

以上公开的仅为本申请的一个具体实施例，但本申请并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在本申请的保护范围内。

Claims (10)

1.一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，包括有星上单机、预埋热管、安装板、散热罩、多层隔热组件、电加热器和热敏电阻，其中：

所述安装板包括第一安装板和第二安装板；

所述星上单机包括主动馈源、若干收发组件、若干阵面电源、被动馈源和若干接收机，所述主动馈源与所述第一安装板隔热安装；所述阵面电源和所述收发组件均与所述第一安装板导热安装，所述被动馈源分别与所述第一安装板和第二安装板隔热安装，若干所述接收机分别与所述第二安装板导热安装；

所述预埋热管包括预埋于所述收发组件下方的第一横热管、预埋于所述收发组件下方的竖热管、预埋于所述阵面电源下方的第二横热管和预埋于所述接收机下方的第三横热管，所述第一横热管把若干所述收发组件串联起来；

所述散热罩包括第一散热罩和第二散热罩，所述第一散热罩安装于所述第一安装板的正面，所述第二散热罩安装于所述第二安装板的外侧面；

所述多层隔热组件分别铺设在所述主动馈源的反面、被动馈源的反面、第二安装板的内侧、靠近所述第二散热罩的第一散热罩侧面以及所述第一安装板的反面；

所述电加热器分别设置在位于所述收发组件下方的所述第一横热管预埋位置处的所述第一安装板表面、位于所述阵面电源下方的所述第二横热管预埋位置处的所述第一安装板表面以及位于所述接收机下方的所述第三横热管预埋位置处的所述第二安装板表面；

所述热敏电阻分别设置在所述收发组件、阵面电源、接收机的外表面。

2.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述主动馈源通过主动馈源支架安装在所述第一安装板上，所述主动馈源支架与所述第一安装板之间采用玻璃钢垫片隔热安装；

所述被动馈源通过被动馈源支架分别安装在所述第一安装板和第二安装板上，所述被动馈源支架分别与所述第一安装板和第二安装板之间采用玻璃钢垫片隔热安装。

3.如权利要求2所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述主动馈源的外表面喷涂S781热控白漆，所述主动馈源支架采用经过退火处理的铝合金2A12，其表面做黑色阳极氧化层，所述主动馈源支架与所述第一安装板之间采用5mm玻璃钢垫片隔热安装；

所述被动馈源的外表面喷涂S781热控白漆，所述被动馈源支架采用碳纤维复合材料，所述被动馈源支架分别与所述第一安装板和第二安装板之间采用5mm玻璃钢垫片隔热安装。

4.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述热敏电阻分别粘贴于所述收发组件、阵面电源、接收机的外壳表面，所述收发组件、阵面电源、接收机的外壳表面均喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

5.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述阵面电源和所述收发组件均与所述第一安装板之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装；

若干所述接收机分别与所述第二安装板之间通过填充导热硅脂或铟箔导热安装。

6.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述预埋热管均采用工字型双孔铝氨热管，单孔传热能力优于400W·m。

7.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述安装板采用铝蒙皮铝蜂窝结构，其中，所述第一安装板的上蒙皮喷涂温控黑漆，其发射率≥0.86，下蒙皮采用铝合金阳极氧化并铺设所述多层隔热组件；

所述第二安装板内外蒙皮均喷涂温控黑漆，其发射率≥0.86。

8.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述散热罩的散热面采用经过退火处理的铝合金2A12，外表面铺设铈玻璃镀银二次表面镜，内表面喷涂温控黑漆，发射率≥0.86。

9.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述多层隔热组件的最外层是50μm的F46薄膜镀银二次表面镜，中间层为15层由一层T20-A涤纶网布和一层6μm双面铝聚酯薄膜组成的多层单元，最内层为25μm聚酰亚胺膜。

10.如权利要求1所述的一种星载探测仪探测头部热控装置，其特征在于，所述电加热器采用聚酰亚胺薄膜电加热器，用于在探测头部单机不开机时进行补偿加热，维持探测头部单机的温度水平。

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