CN109760857B - 一种适用于航天器的智能可变热导结构板 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种适用于航天器的智能可变热导结构板，包括内板组件、外板和板间隔热连接件，其中导热金属片和双金属弹簧片在内板本体上呈陈列式排列，外板内表面阵列式设置有与导热元件相匹配的导热接触突台，导热接触突台表面为直纹三次曲面，直纹三次曲面形状与导热金属片弯曲变形后的形状一致。本发明构板利用双金属弹簧感知内板组件温度，同时通过智能导热金属片的接触关系，从而改变内板组件与外板之间的热导，可实现内板组件温度的智能控制，能够有效提高航天器对热环境的适应性，减少航天器热控分系统的能源消耗。
Description
技术领域
本发明涉及一种适用于航天器的智能可变热导结构板，特别涉及一种采用双金属弹簧驱动导热金属片接触状态，从而智能改变结构板两侧热导的结构板。
背景技术
航天器在轨运行时，会面临严酷的空间热环境，需要采用一系列热控手段控制航天器内外部热量交换，从而保证航天器温度在可接受范围内。航天器传统结构板内外表面之间的热导不可改变，而安装于结构板上的设备热耗以及航天器外部热环境都是时刻在变化的，容易出现航天器内部过热时，热量不能及时散出导致设备过热；而航天器外部过冷时，内部设备温度也跟随过低的情况。
对于这个问题，目前常用方法是采用主动加热措施，在航天器设备温度低时开启电加热回路，提供补偿功耗，保证设备温度处于可接受水平；当设备温度恢复正常后，断开电加热回路。采用这种会消耗航天器上宝贵且紧张的电功耗、遥控和遥测资源，同时也增加了航天器的复杂程度。
发明内容
本发明的技术解决问题：为克服现有技术的不足，提供一种适用于航天器的智能可变热导结构板，在航天器设备温度较高时提高热导，增加散热；在航天器设备温度较低时，保持较低热导，减少热量损失。
本发明的技术解决方案：
一种适用于航天器的智能可变热导结构板，包括内板组件、外板和板间隔热连接件，内板组件通过板间隔热连接件与外板固定连接；
内板组件包括内板本体、导热金属片、双金属弹簧片，其中导热金属片和双金属弹簧片在内板本体上呈陈列式排列，每个导热金属片和双金属弹簧片组成一个智能感知温度并改变内板本体和外板之间热导的导热元件；
导热金属片安装突台和双金属弹簧片安装突台与内板本体一体成型；
外板内表面阵列式设置有与导热元件相匹配的导热接触突台，导热接触突台表面为直纹三次曲面，直纹三次曲面形状与导热金属片弯曲变形后的形状一致；
导热金属片截面为L型，导热金属片的一端固定连接在导热金属片安装突台上，双金属弹簧片固定连接在两个双金属弹簧片安装突台之间，导热金属片的另一端的直角弯折部分与处于平直状态的双金属弹簧片中间位置接触；当内板组件温度高于双金属弹簧片的凸起温度时，双金属弹簧片处于上凸状态，驱动导热金属片发生弯曲变形，使导热金属片与导热接触突台接触。
导热金属片安装突台上均匀涂抹导热脂。
当内板组件温度低于双金属弹簧片的凸起温度时，双金属弹簧片处于下凹或平直状态。
板间隔热连接件材料为热导率不高于0.5W/m/K的聚酰亚胺。
板间隔热连接件为中空柱形，板间隔热连接件侧面开有通气孔，用于在轨真空环境中放气。
双金属弹簧片的材料由两层具有不同线膨胀系数的合金结合的复合材料，双金属弹簧片的比弯曲率大于1/℃。
双金属弹簧片的温度高于双金属弹簧片的凸起温度，当二者温差达到20℃以上时，导热金属片与导热接触突台完全接触。
双金属弹簧片的温度高于双金属弹簧片的凸起温度，当二者温差不低于5℃时，导热金属片与导热接触突台开始接触。
当双金属弹簧片处于平直状态时，导热金属片直角弯折一端的边缘距离导热接触突台表面的距离为L1；双金属弹簧片的温度高于双金属弹簧片的凸起温度，当二者温差达到20℃时，双金属弹簧片凸起的距离为L2，L1和L2相等。
导热金属片的材料为热导率不低于398W/m/K的金属材料。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明导热金属片和双金属弹簧片在内板本体上呈陈列式排列，在外板内表面阵列式设置有与导热元件相匹配的导热接触突台，通过若干导热元件，在航天器设备温度较高时提高热导，可以实现有效散热；
(2)本发明智能可变热导结构板，可以根据结构板温度智能改变热导，当内板组件温度高于双金属弹簧片的凸起温度时，双金属弹簧片处于上凸状态，驱动导热金属片发生弯曲变形，使导热金属片与导热接触突台接触；当二者温差不低于5℃时，导热金属片与导热接触突台开始接触；当二者温差达到20℃以上时，导热金属片与导热接触突台完全接触。
(3)本发明在航天器设备温度较低时，保持较低热导，减少热量损失。
附图说明
图1为本发明结构整体分解图；
图2为本发明内板组件示意图；
图3为本发明本发明结构整体分解图；
图4为本发明外板结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
一种适用于航天器的智能可变热导结构板，如图1、图3所示，包括内板组件1、外板2和板间隔热连接件3，内板组件1通过板间隔热连接件3与外板2固定连接，板间隔热连接件3材料为热导率不高于0.5W/m/K的聚酰亚胺。板间隔热连接件3为中空柱形，板间隔热连接件3侧面开有通气孔，用于在轨真空环境中放气。
如图2所示，内板组件1包括内板本体4、导热金属片5、双金属弹簧片6，其中导热金属片5和双金属弹簧片6在内板本体4上呈陈列式排列，每个导热金属片5和双金属弹簧片6组成一个智能感知温度并改变内板本体4和外板2之间热导的导热元件；双金属弹簧片6的材料由两层具有不同线膨胀系数的合金结合的复合材料，双金属弹簧片6的比弯曲率大于1/℃。
导热金属片安装突台7和双金属弹簧片安装突台8与内板本体4一体成型，导热金属片安装突台7上均匀涂抹导热脂，以增强导热性能。
如图4所示，外板2内表面阵列式设置有与导热元件相匹配的导热接触突台10，导热接触突台10表面为直纹三次曲面，直纹三次曲面形状与导热金属片5弯曲变形后的形状一致；
导热金属片5的材料为热导率不低于398W/m/K的金属材料，导热金属片5截面为L型，导热金属片5的一端固定连接在导热金属片安装突台7上，双金属弹簧片6固定连接在两个双金属弹簧片6安装突台8之间，导热金属片5的另一端的直角弯折部分与处于平直状态的双金属弹簧片6中间位置接触；当内板组件1温度高于双金属弹簧片6的凸起温度时，双金属弹簧片6处于上凸状态，驱动导热金属片5发生弯曲变形，使导热金属片5与导热接触突台10接触。
在双金属弹簧片6的温度高于双金属弹簧片6的凸起温度前提下，当二者温差达到20℃以上时，导热金属片5与导热接触突台10完全接触。当二者温差不低于5℃时，导热金属片5与导热接触突台10开始接触。
当内板组件1温度低于双金属弹簧片6的凸起温度时，双金属弹簧片6处于下凹或平直状态。
当双金属弹簧片6处于平直状态时，导热金属片5直角弯折一端的边缘距离导热接触突台10表面的距离为L1；双金属弹簧片6的温度高于双金属弹簧片6的凸起温度，当二者温差达到20℃时，双金属弹簧片6凸起的距离为L2，L1和L2相等。
航天器设计时，使用本发明结构板代替原有传统结构板，安装在航天器某一侧面，将航天器内部设备安装在内板组件1内表面。航天器的其他结构板与本发明结构板连接，组成完整航天器。
本发明工作原理为：当内板组件1处于低温或常温状态时，双金属弹簧片6处于下凹或平直状态，不会驱动导热金属片5，导热金属片5不会与导热接触突台10接触，从而内板组件1与外板2之间的热导处于较低水平；当内板组件1处于高温状态时，双金属弹簧片6处于上凸状态，驱动导热金属片5，导热金属片5与导热接触突台10接触，从而内板组件1与外板2之间的热导处于较高水平。
具体应用到航天器上，在航天器处于在轨运行状态，其内部设备开启时，航天器内部温度处于高温水平，内板组件1温度亦处于高温水平，双金属弹簧片6处于上凸状态，驱动导热金属片5，导热金属片5与导热接触突台10接触，从而内板组件1与外板2之间的热导处于较高水平，从而保证航天器内部过多的热量顺利散出，不会使航天器内部设备温度过高，实现温度控制功能。
航天器在轨运行时，当航天器内部设备长期不工作时，航天器内部温度处于常温或低温水平，内板组件1温度亦处于常温或低温水平，双金属弹簧片6处于下凹或平直状态，不会驱动导热金属片5，导热金属片5不会与导热接触突台10接触，从而内板组件1与外板2之间的热导处于较低水平，从而保证航天器内部热量不会过多的散出而导致航天器内部设备温度下降过低，减少对主动补偿加热的需求，从而减少电功耗消耗。
本发明构板利用双金属弹簧感知内板组件温度，同时通过智能导热金属片的接触关系，从而改变内板组件与外板之间的热导，可实现内板组件温度的智能控制，能够有效提高航天器对热环境的适应性，减少航天器热控分系统的能源消耗。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (6)
1.一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：包括内板组件(1)、外板(2)和板间隔热连接件(3)，内板组件(1)通过板间隔热连接件(3)与外板(2)固定连接；
内板组件(1)包括内板本体(4)、导热金属片(5)、双金属弹簧片(6)，其中导热金属片(5)和双金属弹簧片(6)在内板本体(4)上呈陈列式排列，每个导热金属片(5)和双金属弹簧片(6)组成一个智能感知温度并改变内板本体(4)和外板(2)之间热导的导热元件；
导热金属片安装突台(7)和双金属弹簧片安装突台(8)与内板本体(4)一体成型；
外板(2)内表面阵列式设置有与导热元件相匹配的导热接触突台(10)，导热接触突台(10)表面为直纹三次曲面，直纹三次曲面形状与导热金属片(5)弯曲变形后的形状一致；
导热金属片(5)截面为L型，导热金属片(5)的一端固定连接在导热金属片安装突台(7)上，双金属弹簧片(6)固定连接在两个双金属弹簧片安装突台(8)之间，导热金属片(5)的另一端的直角弯折部分与处于平直状态的双金属弹簧片(6)中间位置接触；当内板组件(1)温度高于双金属弹簧片(6)的凸起温度时，双金属弹簧片(6)处于上凸状态，驱动导热金属片(5)发生弯曲变形，使导热金属片(5)与导热接触突台(10)接触；
当内板组件(1)温度低于双金属弹簧片(6)的凸起温度时，双金属弹簧片(6)处于下凹或平直状态；
双金属弹簧片(6)的温度高于双金属弹簧片(6)的凸起温度，当二者温差不低于5℃时，导热金属片(5)与导热接触突台(10)开始接触；
双金属弹簧片(6)的温度高于双金属弹簧片(6)的凸起温度，当二者温差达到20℃以上时，导热金属片(5)与导热接触突台(10)完全接触；
当双金属弹簧片(6)处于平直状态时，导热金属片(5)直角弯折一端的边缘距离导热接触突台(10)表面的距离为L1；双金属弹簧片(6)的温度高于双金属弹簧片(6)的凸起温度，当二者温差达到20℃时，双金属弹簧片(6)凸起的距离为L2，L1和L2相等。
2.根据权利要求1所述的一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：导热金属片安装突台(7)上均匀涂抹导热脂。
3.根据权利要求1所述的一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：板间隔热连接件(3)材料为热导率不高于0.5W/m/K的聚酰亚胺。
4.根据权利要求1所述的一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：板间隔热连接件(3)为中空柱形，板间隔热连接件(3)侧面开有通气孔，用于在轨真空环境中放气。
5.根据权利要求1所述的一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：双金属弹簧片(6)的材料由两层具有不同线膨胀系数的合金结合的复合材料，双金属弹簧片(6)的比弯曲率大于1/℃。
6.根据权利要求1所述的一种适用于航天器的智能可变热导结构板，其特征在于：导热金属片(5)的材料为热导率不低于398W/m/K的金属材料。
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