CN111918535A - 星载及地面单相流体回路散热系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种星载及地面单相流体回路散热系统，包括：航天器安装板，其内表面上固定一个或多个星载单机；星载单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板内，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度；地面单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板的外表面，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量。

Description

星载及地面单相流体回路散热系统

技术领域

本发明涉及航天应用技术领域，特别涉及一种星载及地面单相流体回路散热系统。

背景技术

卫星热控系统的主要任务是保证星上单机在轨以及地面测试时的温度满足单机的指标要求。随着卫星技术的发展，卫星热耗不断增大，随之发展了适应于卫星的单相流体回路散热系统。选择使用单相流体回路技术作为散热技术的卫星一般功率密度都很大。在卫星总装过程中，需要充分的对单机进行性能及老练测试，卫星加电时间长，温度水平高，随之产生的主要地面散热问题越来越突出。

在卫星等航天器地面测试时，一般采用的散热方式为采用空气自然对流换热或者使用地面风扇进行强制对流换热。上述方法存在的主要问题为适应空气自然对流散热只适合卫星功率较小的场合，且要求卫星舱板需要能够于外界环境流通，且受限于测试环境温度水平的限制，其散热能力有限；采用风扇等强制对流换热可以提高对流换热系数，但同样受限于环境温度水平以及卫星总装状态的限制，散热能力虽然有所提高，但同样无法满足大功率卫星在地面测试时长时间加电的问题。

随着近些年航天技术的飞速发展，对航天器的功能要求不断提高，星上仪器设备高度集成，大功率密度单机热耗逐渐增加，单相流体回路技术已经在卫星上有所应用。上述几种地面散热方式已经无法满足地面测试时的散热需求。因此，现在迫切需要一种散热效率高、工艺简单、可靠性高、占用空间小的地面测试散热系统解决上述难点。

发明内容

本发明的目的在于提供一种星载及地面单相流体回路散热系统，以解决现有的现有散热方式无法满足大功率卫星在地面测试时长时间加电的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种星载及地面单相流体回路散热系统，包括：

航天器安装板，其内表面上固定一个或多个星载单机；

星载单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板内，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度；

地面单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板的外表面，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述航天器安装板包括第一侧板和第二侧板，所述星载单机固定于所述第一侧板的第一面，所述星载单相流体回路散热系统布置于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间，所述地面单相流体回路散热系统固定于所述第二侧板的第二面。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述星载单相流体回路散热系统包括第一热管、星载单相流体回路循环泵、星载单相流体回路入口及星载单相流体回路出口，其中：

所述第一热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板内；

所述星载单相流体回路循环泵驱动所述第一热管内的冷却液流动；

所述冷却液由所述星载单相流体回路入口进入所述第一热管，由所述星载单相流体回路出口流出所述第一热管。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，星载单相流体回路入口及星载单相流体回路出口为星载热控系统的标准接口。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，卫星在地面测试阶段时，所述航天器安装板的热量由所述星载单相流体回路散热系统进行均匀导热，再由所述地面单相流体回路散热系统带走所述航天器安装板的热量；

卫星在发射及在轨运行阶段时，所述地面单相流体回路散热系统被移除，所述航天器安装板的热量由所述星载单相流体回路散热系统中的冷却液带走，通过星载单相流体回路出口进入星载热控系统，由星载热控系统散热。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第一热管的横截面形状为“H”形，其两侧翅片分别紧贴于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间；

所述航天器安装板内为蜂窝状结构，所述第一热管嵌入蜂窝状结构固定，且所述第一侧板与所述第二侧板夹持固定。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述地面单相流体回路散热系统包括第二热管、制冷机、地面单相流体回路调节阀及地面单相流体回路循环泵，其中：

所述第二热管串接起所述制冷机、所述地面单相流体回路调节阀及所述地面单相流体回路循环泵；

地面单相流体回路调节阀控制所述第二热管内的冷却液的流量及流速；

所述地面单相流体回路循环泵驱动所述第二热管内的冷却液流动；

所述制冷机将所述第二热管内的冷却液的热量带走。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第二热管的横截面形状为“T”形，其单侧翅片紧贴于所述第二侧板的第二面；

所述第二侧板上具有散热流体安装孔，螺丝穿过所述第二热管的单侧翅片后插入所述散热流体安装孔以固定所述第二热管。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第一热管的翅片的宽度小于所述第二热管的翅片的宽度；

所述第一热管与所述第二热管均用隔热组件包裹。

可选的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第二热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板的外表面；或

所述第二热管呈“方形”回路绕在所述航天器安装板的外表面。

在本发明提供的星载及地面单相流体回路散热系统中，通过航天器安装板内表面上固定一个或多个星载单机，星载单相流体回路散热系统与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度，地面单相流体回路散热系统与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量，实现了能够满足大功率卫星地面总装测试时的长时间加电的散热问题；且能够通过控制地面单相流体回路散热系统的进口温度以及循环流量对整星温度进行闭环控温。

附图说明

图1是本发明一实施例星载单相流体回路散热系统正面结构示意图；

图2是本发明一实施例航天器安装板截面侧视结构示意图；

图3是本发明一实施例星载及地面单相流体回路散热系统整体结构示意图；

图中所示：1-航天器安装板；2-星载单机；3-星载单相流体回路散热系统；4-星载单相流体回路入口；5-星载单相流体回路出口；6-散热流体安装孔；7-地面单相流体回路散热系统；8-地面单相流体回路循环泵；9-地面单相流体回路调节阀；10-制冷机；11-星载单相流体回路循环泵。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的星载及地面单相流体回路散热系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

本发明的核心思想在于提供一种星载及地面单相流体回路散热系统，以解决现有的现有散热方式无法满足大功率卫星在地面测试时长时间加电的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种星载及地面单相流体回路散热系统，包括：航天器安装板，其内表面上固定一个或多个星载单机；星载单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板内，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度；地面单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板的外表面，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量。

传统的卫星地面散热方式主要通过自然对流或强制对流换热来解决卫星地面测试时的散热问题。根据热物理定律，热传导，对流、辐射换热三中传热方式中，在卫星地面测试的环境中，热传导和对流换热传热系数的传热效率较高，为提高散热效率，其主要途径有：一为增加换热温差、为加强强制对流换热系数。在现阶段的应用中，两种方式都无法满足大功率密度卫星地面测试时的散热问题。本申请所述的一种基于流体回路的地面散热方式，通过液体强制对流换热与导热相结合的方式，利用流体工质的流动对卫星系统在测试过程中产生的热量进行收集、传输、排散，实现快速、高效、温度的为卫星测试散热。

本实施例提供一种星载及地面单相流体回路散热系统，如图3所示，包括：航天器安装板1，其内表面上固定一个或多个星载单机2；星载单相流体回路散热系统3，被布置在航天器安装板1内，其被配置为与所述航天器安装板1进行热传递，并均匀所述航天器安装板1各个区域的温度；地面单相流体回路散热系统7，被布置在航天器安装板1的外表面，其被配置为与所述航天器安装板1进行热传递，并带走所述航天器安装板1的热量。

具体的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，如图2所示，所述航天器安装板1包括第一侧板和第二侧板，所述星载单机2固定于所述第一侧板的第一面，所述星载单相流体回路散热系统3布置于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间，所述地面单相流体回路散热系统7固定于所述第二侧板的第二面。

进一步的，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，如图1所示，所述星载单相流体回路散热系统3包括第一热管、星载单相流体回路循环泵11、星载单相流体回路入口4及星载单相流体回路出口5，其中：所述第一热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板1内；所述星载单相流体回路循环泵11驱动所述第一热管内的冷却液流动；所述冷却液由所述星载单相流体回路入口4进入所述第一热管，由所述星载单相流体回路出口5流出所述第一热管。星载单相流体回路入口4及星载单相流体回路出口5为星载热控系统的标准接口。在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，卫星在地面测试阶段时，所述航天器安装板1的热量由所述星载单相流体回路散热系统3进行均匀导热，再由所述地面单相流体回路散热系统7带走所述航天器安装板1的热量；卫星在发射及在轨运行阶段时，所述地面单相流体回路散热系统7被移除，所述航天器安装板1的热量由所述星载单相流体回路散热系统3中的冷却液带走，通过星载单相流体回路出口5进入星载热控系统，由星载热控系统散热。

在本发明的一个实施例中，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第一热管的横截面形状为“H”形，其两侧翅片分别紧贴于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间；所述航天器安装板1内为蜂窝状结构，所述第一热管嵌入蜂窝状结构固定，且所述第一侧板与所述第二侧板夹持固定。

在本发明的另一个实施例中，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述地面单相流体回路散热系统7包括第二热管、制冷机10、地面单相流体回路调节阀9及地面单相流体回路循环泵8，其中：所述第二热管串接起所述制冷机10、所述地面单相流体回路调节阀9及所述地面单相流体回路循环泵8；地面单相流体回路调节阀9控制所述第二热管内的冷却液的流量及流速；所述地面单相流体回路循环泵8驱动所述第二热管内的冷却液流动；所述制冷机10将所述第二热管内的冷却液的热量带走。

在本发明的另一个实施例中，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第二热管的横截面形状为“T”形，其单侧翅片紧贴于所述第二侧板的第二面；所述第二侧板上具有散热流体安装孔6，螺丝穿过所述第二热管的单侧翅片后插入所述散热流体安装孔6以固定所述第二热管。

在本发明的另一个实施例中，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第一热管的翅片的宽度小于所述第二热管的翅片的宽度；所述第一热管与所述第二热管均用隔热组件包裹。

在本发明的另一个实施例中，在所述的星载及地面单相流体回路散热系统中，所述第二热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板1的外表面；或所述第二热管呈“方形”回路绕在所述航天器安装板1的外表面。

在本发明提供的星载及地面单相流体回路散热系统中，通过航天器安装板1内表面上固定一个或多个星载单机2，星载单相流体回路散热系统3与所述航天器安装板1进行热传递，并均匀所述航天器安装板1各个区域的温度，地面单相流体回路散热系统7与所述航天器安装板1进行热传递，并带走所述航天器安装板1的热量，实现了能够满足大功率卫星地面总装测试时的长时间加电的散热问题；且能够通过控制地面单相流体回路散热系统7的进口温度以及循环流量对整星温度进行闭环控温。

本发明涉及一种基于单相流体回路的卫星散热技术，包括内回路单元、散热流体回路单元、温度控制单元三部分。所述卫星流体回路单元为星载流体回路系统，该系统管路预埋至卫星蜂窝板内，所述地面回路单元采用外贴方式安装于卫星散热面外侧，温度控制单元地面循环泵、制冷机以及流量调节阀等设备。本发明的散热技术具备地面散热能力强、温度控制精度高、安全可靠性等特点。

在一种具体实施例中，本申请提供一种基于流体回路的卫星地面测试散热系统，所述散热系统包括卫星内回路单元、散热流体单元以及温度控制单元。所述内回路单元为安装在卫星舱板内，横穿过发热单机，所述内回路管路采用工字形结构，两侧翅片与结构板蒙皮导热，所述散热流体单元管路为单侧肋片构型，所述散热流体单元管路通过螺钉与结构安装板导热安装，用于对内回路的热耗进行收集，所述流体散热单元冷源为地面制冷机，为系统提供散热热沉，所述温度控制单元为流量调节阀，通过控制系统流量进行温度控制，所述散热流体单元采用地面循环泵驱动工质循环。

在一种具体实施方式中，所述散热流体单元包覆隔热组件，

在一种具体实施方式中，所述温度控制单元可控制工资温度，对单机温度进行控制，

在一种具体实施方式中，所述系统该可以通过手动调节流量调节阀控制系统流量从而对单机温度进行控制，

在一种具体实施方式中，所述散热系统与卫星流体循环管路宽度大于内循环管路，便于螺纹埋件的预埋与安装；

在一种具体实施方式中，内回路管路可以用均温热管代替。

综上所述，该辐射器具有散热能力强、稳定性良好、安全可靠等优点。可广泛用于解决导航卫星、通信卫星、高功率密度微小卫星、载人飞船及空间站等航天器地面测试散热系统。

一种基于流体回路的卫星地面散热系统,其结构如图1～3所示，单机安装板1，以及与其热耦合安装的发热单机2，内回路管路3，在单机安装板1两侧分别有内回路进口4以及内回路出口5，散热流体管路7通过散热流体管路安装孔6与安装板导热安装，散热流体循环泵8，流量调节阀9，制冷机10共同组成的温度控制单元对系统进行温度控制，。

本实施例将内回路管路3安装在单机安装板内部，与发热单机2直接耦合，减小了热传输的路径。当在地面测试时，通过内回路循环泵11以及内回路管路3将热量直接传导至散热流体回路管路7，管路7内的工质直接与制冷机10连接，极大的增强了换热温差，通过散热流体循环泵完成流体循环及热量传输，在系统工作的过程中，可以通过控制流量调节阀9以及制冷机10的工作状态，完成系统的温度控制，增强系统的控制能力。

综上，上述实施例对星载及地面单相流体回路散热系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (10)

1.一种星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，包括：

航天器安装板，其内表面上固定一个或多个星载单机；

星载单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板内，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度；

地面单相流体回路散热系统，被布置在航天器安装板的外表面，其被配置为与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量。

2.如权利要求1所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述航天器安装板包括第一侧板和第二侧板，所述星载单机固定于所述第一侧板的第一面，所述星载单相流体回路散热系统布置于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间，所述地面单相流体回路散热系统固定于所述第二侧板的第二面。

3.如权利要求2所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述星载单相流体回路散热系统包括第一热管、星载单相流体回路循环泵、星载单相流体回路入口及星载单相流体回路出口，其中：

所述第一热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板内；

所述星载单相流体回路循环泵驱动所述第一热管内的冷却液流动；

所述冷却液由所述星载单相流体回路入口进入所述第一热管，由所述星载单相流体回路出口流出所述第一热管。

4.如权利要求3所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，星载单相流体回路入口及星载单相流体回路出口为星载热控系统的标准接口。

5.如权利要求4所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，卫星在地面测试阶段时，所述航天器安装板的热量由所述星载单相流体回路散热系统进行均匀导热，再由所述地面单相流体回路散热系统带走所述航天器安装板的热量；

卫星在发射及在轨运行阶段时，所述地面单相流体回路散热系统被移除，所述航天器安装板的热量由所述星载单相流体回路散热系统中的冷却液带走，通过星载单相流体回路出口进入星载热控系统，由星载热控系统散热。

6.如权利要求3所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述第一热管的横截面形状为“H”形，其两侧翅片分别紧贴于所述第一侧板的第二面及所述第二侧板的第一面之间；

所述航天器安装板内为蜂窝状结构，所述第一热管嵌入蜂窝状结构固定，且所述第一侧板与所述第二侧板夹持固定。

7.如权利要求6所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述地面单相流体回路散热系统包括第二热管、制冷机、地面单相流体回路调节阀及地面单相流体回路循环泵，其中：

所述第二热管串接起所述制冷机、所述地面单相流体回路调节阀及所述地面单相流体回路循环泵；

地面单相流体回路调节阀控制所述第二热管内的冷却液的流量及流速；

所述地面单相流体回路循环泵驱动所述第二热管内的冷却液流动；

所述制冷机将所述第二热管内的冷却液的热量带走。

8.如权利要求7所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述第二热管的横截面形状为“T”形，其单侧翅片紧贴于所述第二侧板的第二面；

所述第二侧板上具有散热流体安装孔，螺丝穿过所述第二热管的单侧翅片后插入所述散热流体安装孔以固定所述第二热管。

9.如权利要求8所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述第一热管的翅片的宽度小于所述第二热管的翅片的宽度；

所述第一热管与所述第二热管均用隔热组件包裹。

10.如权利要求7所述的星载及地面单相流体回路散热系统，其特征在于，所述第二热管呈“S”形盘绕在所述航天器安装板的外表面；或

所述第二热管呈“方形”回路绕在所述航天器安装板的外表面。

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