CN111552327A - 基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关 - Google Patents

Abstract

基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，包括热沉板、相变材料存储壳、相变材料、存储壳盖板、支撑壳；热沉板安装在支撑壳下端，相变材料存储壳上端和支撑壳上端连接，相变材料存储壳上端以下位于支撑壳的内部；相变材料位于相变材料存储壳内；存储壳盖板密封安装在相变材料存储壳上端开口上并密封；相变材料存储壳上端以下外径小于支撑壳的内径；相变材料充满相变材料存储壳内部；热沉板的下端紧贴安装在航天器星载仪器的散热面板内侧端；相变材料存储壳、存储壳盖板紧贴安装在航天器星载仪器内发热器件的外侧热端面。本新型有效解决了现有设备中驱动力不足的问题，还能保证热开关导通时有较高的热导、关闭时有较低的热导。

Description

基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关

技术领域

本发明涉及航天器配套热控设备技术领域，特别是一种基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关。

背景技术

随着航天技术的不断进步，星(卫星)载的仪器体积呈小型化、大功耗和模块化的发展趋势，因此航天器尺寸越来越小、集成度越来越高、模块化程度越来越深，相应的仪器工作时峰值热流密度和热耗波动也都越来越大，因此，对航天器使用的控制仪器及关键部件工作温度的热控件要求也越来越高。大多数航天器内部的热控件传热过程主要是辐射和导热两种方式，导热和辐射传热同样也影响着星体内部的热量分配和温度分布，因此，对导热途径上的热阻(或热导)的控制是一种有效的热控制方法。现有被动热控制方法中，主要通过选用不同导热性质的材料、控制接触热阻以及用热管导热技术进行热传导的控制，但是一旦选择了某种导热材料和技术，其导热途径和导热性能是固定不变的，不能随着星载仪器发热量的变化或热沉条件的变化而改变，因此应用存在局限性。

被动热控制方法中，采用的空间热开关是一种能够建立和切断两个部件之间热连接方式的热控制装置，它能够根据需要自动导通或断开传热路径，从而把被控设备的温度控制在要求的范围内：当被控设备热源的发热量增大时，减小传导通路的热阻，使热量顺利传导到散热面上，提高散热面温度，增加散热量，使被控设备热源的温度升高得以控制；相反则加大热阻，从而减小散热量，保持被控设备热源温度处于稳定的状态。热开关技术对于解决那些需要频繁机动或外部环境变化剧烈的航天器、热控制的设计难题具有重要作用，它能够被动地控制电子设备或仪器的温度，而不需要使用恒温控制器和加热器，因此降低了对功率、加热器控制电路和控制软件的需求，对于优化航天器的热管理具有重要意义。

目前，热开关建立两个被连接部件之间的热连接和切断，通常是通过具有温度、磁、静电等效应的装置、材料产生的驱动力或形变，使热开关中的活动部件伸缩或者位移，从而改变活动部件与固定部件的接触状态，实现传热链路的导通或者断开，例如石蜡驱动热开关、微膨胀热开关等，这一类热开关可定义为“界面接触式热开关”，也习惯称之为“机械式热开关”。

在众多机械式热开关类型中，石蜡驱动基座式热开关的应用最为成功。工作时，内部驱动器的工作主要是利用石蜡熔解时容积膨胀(约15％)所产生的液体压力转换成动力，开关的动作是使两个热传导面从离开一定缝隙的“关”状态到两面紧贴的热连通“开”状态，由于石蜡(石蜡是相变材料的一种)在熔化和凝固时需要吸收或放出热，使开关在转化阶段可以避免温度脉冲，温度控制平稳；实际应用中，在闭合状态下热开关的热导大于0.45W/K，断开状态下热导小于0.018W/K，开关比能达到12以上，因此性能较为优越。微膨胀热开关利用材料在不同温度条件下的线胀系数不同来产生行程差，从而使热传热面之间接触闭合或断开连接，完成开关的导通和关断的功能，通常用于低温传导；微膨胀热开关根据运动方向和行程不同，分为单向和双向两种；应用中热开关断开状态时热导达到1.125W/K，开关闭合时热导为65W/K，“开关比”达到57.8左右，因此具有更好的性能。

在常用的两种空间热开关(石蜡驱动型和微膨胀型)中，通常微膨胀型热开关常用于低温连接，虽然“开关比”较大(大都有几十上百)，但需要冷热两端有较大的温差，且容易发生冷焊(在低温真空中，当两块金属放置的距离过于接近时，接触面的原子就会开始扩散，两块金属就会自动焊接到一起，这种现象被称为“冷焊”)或接触热阻降低的现象，同时在热开关接通时冷热端温差会出现突变，因此不利于星载仪器温控，应用存在局限性；石蜡驱动型热开关有较高的可靠性，但石蜡膨胀后对容纳其金属外壳的驱动力不强导致，与热沉接触面紧密程度不够，从而导通时热导较小(通常只有0.3W/K左右)，且结构复杂，设计和制造成本较高，不利于产品的多场景应用，因而同样存在应用局限性。

发明内容

为了克服现有航天器应用的空间热开关因结构所限，微膨胀型热开关容易发生冷焊或接触热阻降低现象，在热开关接通时冷热段温差会出现突变，不利于星载仪器温控，以及石蜡驱动型热开关，因石蜡膨胀后对容纳其金属外壳的驱动力不强，导致与热沉接触面(也就是和需热控设备热端面接触的金属片等)紧密程度不够，导通时热导较小，并存在结构复杂，设计和制造成本较高，不利于产品多场景应用，应用具有局限性的弊端，本发明提供了一种结合金属微膨胀热开关优点，并采用相变性能更为优良的正十六烷等作为基础材料，应用中，不但可以有效解决驱动力不足的问题，还能保证热开关导通时有较高的热导、关闭时有较低的热导，填充的相变材料作为驱动源的同时，也可以有效平滑热开关接通后的温度突变现象，且结构简单紧凑，相变材料和金属材料替换性更强，利于设计成模块化产品，可以设计出温控范围更广的系列热开关，有效减少设计的复杂性、极大增加了热开关的使用性、丰富了产品使用场景的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：

基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于包括热沉板、相变材料存储壳、相变材料、存储壳盖板、支撑壳；所述支撑壳的上下端为开放式结构；所述热沉板安装在支撑壳的下端，相变材料存储壳上端和支撑壳上端连接，相变材料存储壳上端以下位于支撑壳的内部；所述相变材料位于相变材料存储壳内；所述相变材料存储壳上端有开口，存储壳盖板密封安装在相变材料存储壳上端开口上并密封；所述相变材料存储壳上端以下外径小于支撑壳的内径；所述相变材料充满相变材料存储壳内部；所述热沉板的下端紧贴安装在航天器星载仪器的散热面板表面；所述相变材料存储壳、存储壳盖板紧贴安装在航天器星载仪器内发热器件的外侧热端面。

进一步地，所述相变材料存储壳材料是铝合金，热沉板材料是紫铜，相变材料存储壳还能选用紫铜。

进一步地，所述存储壳盖板和相变材料存储壳上表面，以及热沉板下表面分别是平整水平式结构。

进一步地，所述相变材料是正十六烷，相变材料还能选用铋基低熔合金、乙酰胺或其他石蜡类材料中的一种。

进一步地，所述支撑壳是环氧玻璃钢，还可以选用钛合金。

进一步地，所述相变材料存储壳的下底端和热沉板上端常态下间隔0.05mm。

本发明有益效果是：本发明中，星载仪器不工作不发热或者工作正常温度较低时，相变材料存储壳下端和热沉板的上端之间不接触，此时星载仪器热量通过相变材料存储壳(上端)→支撑机构→热沉板→航天器的散热面板散发，由于支撑壳热导率极低，所以整个链路的热传导极差，相当于几乎没有热量传递，此刻本发明体现为热开关处于断开状态；这样有效保证了星载仪器的相关部件温度处于稳定的状态，防止温度过低对其正常工作带来的影响。本发明中，星载仪器工作发热时，相变材料存储壳受到星载设备发热器件的外侧热端面热量影响，其温度逐渐升高、乃至于相变材料存储壳底端和热沉板上端有效接触，此时传热链路是：星载仪器热端面→相变材料存储器→热沉板→航天器的散热面板，这样，星载仪器产生的绝大多数热量能有效传导至散热面板的散热面，能对星载仪器的相关部件进行较好的散热，此刻本发明体现为热开关处于闭合状态。本发明不但可以有效解决驱动力不足的问题，还能保证热开关导通时有较高的热导、关闭时有较低的热导；填充的相变材料作为驱动源的同时，还可以有效平滑热开关接通后的温度突变现象，且结构简单紧凑，相变材料和金属材料替换性更强，利于设计成模块化产品，可以设计出温控范围更广的系列热开关，有效减少设计的复杂性、极大增加热开关的使用性、丰富了产品使用场景。基于上述，所以本发明具有好的应用前景。

附图说明

以下结合附图和实施例将本发明做进一步说明。

图1、2分别是本发明立体及剖面平面结构示意图。

图3是本发明用于卫星的相关星载仪器的温控曲线图。

具体实施方式

图1、2中所示，基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，包括矩形热沉板1、矩形相变材料存储壳2、相变材料3、矩形存储壳盖板4、矩形支撑壳5；所述支撑壳5的上下端为开放式结构；所述热沉板1经螺杆螺母安装在支撑壳5的下端，相变材料存储壳2上端和支撑壳5上端经螺杆螺母连接，相变材料存储壳2上端以下位于支撑壳5的内部；所述相变材料3位于相变材料存储壳2内；所述相变材料存储壳2上端有一个矩形开口21，存储壳盖板4经螺杆螺母密封安装在相变材料存储壳2上端开口上并密封；所述相变材料存储壳2上端以下部位外径小于支撑壳5的内径，支撑壳5的内侧四周和相变材料存储壳2的上部以下的外侧四周均间隔一定距离；所述热沉板1外径和相变材料存储壳2上端外径一致；所述相变材料3充满相变材料存储壳2内部；所述热沉板1的下端紧贴安装在航天器(卫星)星载仪器7的散热面板6表面；所述相变材料存储壳2、存储壳盖板4紧贴安装在航天器星载仪器内发热器件7的外侧热端面。

图1、2中所示，矩形相变材料存储壳2材料是铝合金，热沉板1材料是紫铜，相变材料存储壳2材料还能选用铝等。存储壳盖板4和相变材料存储壳2上表面，以及热沉板1下表面分别是平整水平式结构。相变材料3是正十六烷，相变材料3还能选用铋基低熔合金及乙酰胺或其他石蜡类材料中的一种等。支撑壳5是环氧玻璃钢，还可以选用钛合金。相变材料存储壳2的下底端常态下和热沉板1上端间隔0.05mm。

图1、2中所示，本发明中，相变材料存储壳2选用铝合金或者紫铜等，其具有高导热、高热膨胀系数的优点；支撑壳5选用环氧玻璃钢，其具有热导率和热膨胀系数极低，温变下几乎不发生形变的优点，防止了自身发生形变对星载仪器热端面的热控带来影响；热沉板1选用铝合金或者紫铜等，其具有热导率高的优点，能有效起到导热作用。实际工作中，航天器卫星的各星载仪器一般工作于-15℃～45℃的温度范围内，最优工作温度在10℃～20℃之间，因此相变材料3选用正十六烷作为填充材料，对应相变温度点为16.5℃，能很好适用于星载仪器的热控需要。本发明工作时处于断开及闭合两种开关状态。工作原理如下：1、断开状态：星载仪器7不工作不发热或者工作正常温度较低时，本发明构成的热开关处于常态，相变材料存储壳2下底端和热沉板1上端之间不接触，间距0.05mm，此时星载仪器7热端面的热量通过相变材料存储壳2(上端)→支撑壳5→热沉板1→航天器的散热面板6散发，由于支撑壳5热导率极低，所以整个链路的热传导极差，相当于几乎没有热量传递，此刻本发明体现为热开关处于断开状态；这样有效保证了星载仪器7的相关部件温度处于稳定的状态，防止温度过低对其正常工作带来的影响。2、闭合状态：本发明中，星载仪器7工作发热时，相变材料存储壳2受到星载设备发热器件的外侧热端面热量影响，相变材料存储壳2和星载仪器7发热器件的外侧热端面温度开始升高，此时热开关还处于断开状态，热量无法通过相变材料存储壳2(上端)→支撑壳5→热沉板1→航天器的散热面板6散发传递，热量均被相变材料存储壳2和内部的相变材料3吸收，所以升温明显(温度逐渐超过20℃的过程中，)，当温度超过相变材料3的相变点后、相变材料3发生相变(相变温度理论值应超过18.5℃)，体积膨胀，对相变材料存储壳2内壁有一定的压力使相变材料存储壳2发生形变，同时相变材料存储壳2受热发生金属膨胀(体积增加约10％)，二者叠加膨胀后相变材料存储壳2下底部与热沉板1上端发生紧密接触，此时传热链路是：星载仪器热端面→相变材料存储壳2→热沉板1→航天器的散热面板6散发，这样，星载仪器7产生的绝大多数热量能有效传导至散热面板6散热面，从而星载仪器6的相应部件热端温度开始降低，能对星载仪器的相关部件进行较好的散热，此刻本发明体现为热开关处于闭合状态。

图1、2、3中所示，本发明主要用于卫星的相关部件温控。假设卫星有一部件需控温10～30℃之间，发热量恒定为6W，散热面温度恒定为0℃，将部件热端面与卫星的散热面板6之间通过本发明连接安装。其工作过程，如图3所示，假如初始温度均为0℃，试验时卫星散热面板6温度先升高，略超过本发明热开关的设计闭合温度后，开关闭合热导增加，卫星散热面板6的温度开始下降，温度曲线如图3所示，本发明空间热开关的启动时间约为8.4min(从达到相变点时开始计)，最高温度约为21.6℃，随后热开关完全闭合，导热量增加，热端温度开始下降，平衡于17.9℃左右；当所需控温部件停止发热后，温度低于相变点后，热开关断开，可以维持控温部件在相当长的一段时间内处于控温范围。上述可见，本发明能在合适的温度开或关，有效保证了星载仪器的热控需要。

以上显示和描述了本发明的主要特征及本发明的优点，对于本领域技术人员而言，显然本发明限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (6)

1.基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于包括热沉板、相变材料存储壳、相变材料、存储壳盖板、支撑壳；所述支撑壳的上下端为开放式结构；所述热沉板安装在支撑壳的下端，相变材料存储壳上端和支撑壳上端连接，相变材料存储壳上端以下位于支撑壳的内部；所述相变材料位于相变材料存储壳内；所述相变材料存储壳上端有开口，存储壳盖板密封安装在相变材料存储壳上端开口上并密封；所述相变材料存储壳上端以下外径小于支撑壳的内径；所述相变材料充满相变材料存储壳内部；所述热沉板的下端紧贴安装在航天器星载仪器的散热面板表面；所述相变材料存储壳、存储壳盖板紧贴安装在航天器星载仪器内发热器件的外侧热端面。

2.根据权利要求1所述的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于，相变材料存储壳材料是铝合金，热沉板材料是紫铜，相变材料存储壳还能选用紫铜。

3.根据权利要求1所述的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于，存储壳盖板和相变材料存储壳上表面，以及热沉板下表面分别是平整水平式结构。

4.根据权利要求1所述的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于，相变材料是正十六烷，相变材料还能选用铋基低熔合金、乙酰胺或其他石蜡类材料中的一种。

5.根据权利要求1所述的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于，支撑壳是环氧玻璃钢，还可以选用钛合金。

6.根据权利要求1所述的基于相变材料及金属微膨胀的航天器用双驱空间热开关，其特征在于，相变材料存储壳的下底端和热沉板上端常态下间隔0.05mm。

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