CN112278324A - 一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置 - Google Patents
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Abstract
本发明的实施例公开一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置，包括：固定螺钉孔、安装法兰和主散热结构，其中主散热结构，采用扇形延展结构，用于为所述舱体扩大散热面；安装法兰，用于安装和固定主散热结构，使装置与所述舱体的舱壁建立热连接；固定螺钉孔，用于将所述散热面扩大装置连接到舱体结构本体外壳，为所述安装法兰提供安装位置。主要用于解决该飞行器有限结构尺寸下的高功耗设备散热问题，能够在不改变现在舱体内部设备布局的前提下，根据内部设备功率进行外尺寸灵活设计，有效解决固定结构外形下高功耗设备的被动热控设计问题，随舱体尺寸及内部功耗设备情况灵活调整，无活动部件，设计简便；结构厚度低，重量轻，扩展能力强。
Description
技术领域
本发明涉及热控制领域，更具体地，涉及一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置。
背景技术
对空间飞行器而言，仪器设备能否长时间的可靠工作是确保飞行器安全飞行的关键之一。随着科技的发展，器上设备功能不断增强的同时也带来一个问题，就是设备的发热量不断增大，已经由过去的几十瓦发展到现在的几百瓦。设备工作中产生的热量如果不能及时散出，将会导致设备舱环境温度迅速升高。温度的升高一方面会给仪器工作的精确性带来负面影响，另一方面，一旦温度高于设备工作的温限将会致使设备烧毁，导致飞行的失败。因此，为了保证飞行器的安全，对飞行器进行可靠有效的热控制是很有必要的。所谓飞行器的热控制，就是控制飞行器内外热交换过程，使其热平衡温度处于规定的范围内。
空间飞行器主要的散热措施是以舱体结构表面作为散热面，要将大量的热负荷向空间散出。一般来说表面温度越高、面积越大，辐射热量越多；辐射器越厚，效率越高。但舱体轮廓受飞行器结构限制，如果直接增加舱体外包络大小，重量代价会很大，不利于系统结构设计。
发明内容
为解决上述问题之一，本发明的一个实施例提供一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置，包括：固定螺钉孔、安装法兰和主散热结构，其中
主散热结构，采用扇形延展结构，用于为所述舱体扩大散热面；
安装法兰，用于安装和固定主散热结构，使装置与所述舱体的舱壁建立热连接；
固定螺钉孔，用于将所述散热面扩大装置连接到舱体结构本体外壳，为所述安装法兰提供安装位置。
在一个具体实施例中，所述安装法兰的内径与所述舱体外径一致。
在一个具体实施例中，所述主散热结构采用低太阳光吸收率、高红外半球发射率热控涂层喷涂。
在一个具体实施例中，根据所述舱体外径和所述舱体内设备接触区域弧面大小确定主散热结构的扇形面大小。
在一个具体实施例中，根据公式(1)计算主散热结构的高度
式中，Q为设备热功耗，单位W；r为舱体外轮廓半径，单位m；ε为散热体结构表面的表面发射率，也称为黑度，无量纲；α为散热体结构表面的太阳光吸收率，无量纲；σ为黑体辐射常数；π为圆周率常数；T为设备希望达到的热平衡温度，单位K。
在一个具体实施例中，所述散热面扩大装置沿所述飞行器结构圆柱体外形舱体的高安装若干个。
本发明的有益效果如下：
一种飞行器结构舱体的散热面扩大装置主要用于解决该飞行器有限结构尺寸下的高功耗设备散热问题，能够在不改变现在舱体内部设备布局的前提下，根据内部设备功率进行外尺寸灵活设计，有效解决固定结构外形下高功耗设备的被动热控设计问题，外形紧贴有效散热区域，采用扇形延展，随舱体尺寸及内部功耗设备情况灵活调整，无活动部件，相较与辐射器等散热手段设计更为简便；由于只使用主散热结构的表面光学特性用于空间散热，结构厚度低，重量轻，扩展能力强。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出根据本发明一个实施例的一种空间飞行器的舱内设备安装形式。
图2示出根据本发明一个实施例的一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置结构示意图。
图3示出根据本发明一个实施例的一种圆柱形飞行器结构舱体安装散热面扩大装置示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合优选实施例和附图对本发明做进一步的说明。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
实施例1
如图1所示为一种空间飞行器的舱内设备安装形式，本发明在不改变现在舱体内部设备布局的前提下，根据内部设备功率进行外尺寸灵活设计，解决该飞行器有限结构尺寸下的高功耗设备散热问题。
如图2所示，一种飞行器结构舱体的散热面扩大装置，包括：固定螺钉孔1、安装法兰2和主散热结构3，其中
主散热结构3，采用扇形延展结构，用于为所述舱体扩大散热面；
安装法兰2，用于安装和固定主散热结构，使装置与所述舱体的舱壁建立热连接；
固定螺钉孔1，用于将所述散热面扩大装置连接到舱体结构本体外壳，为安装法兰提供安装位置。
安装法兰的内径与所述舱体外径一致，主散热结构3采用低太阳光吸收率、高红外半球发射率热控涂层喷涂。
根据所述舱体外径和所述舱体内设备接触区域弧面大小确定主散热结构3的扇形面大小。
根据公式(1)计算主散热结构3的高度，并机械加工成型；
式中，Q为设备热功耗，单位W；r为舱体外轮廓半径，单位m；ε为散热体结构表面的表面发射率，也称为黑度，无量纲；α为散热体结构表面的太阳光吸收率，无量纲；σ为黑体辐射常数；π为圆周率常数；T为设备希望达到的热平衡温度，单位K。
然后将散热装置通过固定螺钉孔安装于舱体表面，即完成安装。
一个示例中，如图3所示，沿所述飞行器结构圆柱体外形舱体的高安装四个散热面扩大装置。左图为主视图，右图为侧视图。
本发明的散热面扩大装置外形紧贴有效散热区域，采用扇形延展，并可以根据公式(1)进行设计，随舱体尺寸及内部功耗设备情况灵活调整，无活动部件，相较与辐射器等散热手段设计更为简便；由于只使用主散热结构的表面光学特性用于空间散热，结构厚度低，重量轻，扩展能力强。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
Claims (6)
1.一种圆柱形飞行器结构舱体的散热面扩大装置，其特征在于，包括：固定螺钉孔、安装法兰和主散热结构，其中
主散热结构，采用扇形延展结构，用于为所述舱体扩大散热面；
安装法兰，用于安装和固定主散热结构，使装置与所述舱体的舱壁建立热连接；
固定螺钉孔，用于将所述散热面扩大装置连接到舱体结构本体外壳，为所述安装法兰提供安装位置。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述安装法兰的内径与所述舱体外径一致。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述主散热结构采用低太阳光吸收率、高红外半球发射率热控涂层喷涂。
4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，根据所述舱体外径和所述舱体内设备接触区域弧面大小确定主散热结构的扇形面大小。
5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，根据公式(1)计算主散热结构的高度
式中，Q为设备热功耗，单位W；r为舱体外轮廓半径，单位m；ε为散热体结构表面的表面发射率，也称为黑度，无量纲；α为散热体结构表面的太阳光吸收率，无量纲；σ为黑体辐射常数；π为圆周率常数；T为设备希望达到的热平衡温度，单位K。
6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述散热面扩大装置沿所述飞行器结构圆柱体外形舱体的高安装若干个。
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