CN112874821B - 一种航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法 - Google Patents

一种航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种β角变化范围较大的航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法，太阳帆板驱动机构包括安装支架、A轴主壳体以及安装在A轴主壳体上的A轴步进电机和A轴减速器、B轴主壳体以及安装在B轴主壳体上的B轴步行电机和B轴减速器、以及摆动线缆，本发明的热设计方法包括散热面设计和热量补偿设计，通过在太阳帆板驱动机构表面喷涂高发射率低吸收比且末期退化较小的热控白漆（KS‑ZT白漆）、贴装F46膜等热控措施进行控温，对于低温工况采用电加热片的主动热控措施进行控温，同时对太阳帆板驱动机构摆动电缆进行专门的热控设计。本发明方法使太阳帆板驱动机构处于较好的温度范围之内。

Description

一种航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体地，涉及一种航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法。
背景技术
太阳帆版驱动机构(SADA)是航天器上用于驱动太阳帆板转动的机构，使得光照区太阳电池阵长期对日，保证整星能源供应。SADA一般安装在舱外，空间环境非常恶劣。其中结构件的热控制要求是保证其温度在允许的范围之内，而SADA的电机长期工作热耗较大，使驱动组件面临高温风险，而减速器内的润滑剂适应的温度范围较窄，低温一般不低于-70℃。SADA本身尺寸较小，而长期热耗较大，使得高温条件下SADA的热设计有较大约束。考虑到SADA的最大运动包络，和线缆的活动性要求，增大了热控设计实施难度。对于传统的三轴稳定的立方体卫星，太阳帆板安装在±Y侧，卫星±Y面包覆多层隔热材料，多层面膜为单面镀铝聚酰亚胺膜。当前绝大部分SADA是应用在β角(轨道太阳角)范围较小的航天器上，不存在背面散热被星体遮挡的情况，常用的热控措施就是喷涂热控白漆或者表面贴膜对星体进行散热。
随着商业卫星的蓬勃发展，SADA使用越来越广泛，应用在β角变化范围较大的卫星上变得很常见。当β角较大星体处于全光照条件下，星体-Y面长期受晒，多层表面温度很高，此时-Y侧SADA长期受晒，背面被星体遮挡，此时星体多层表面温度比SADA温度还高，SADA背面散热被阻隔，此时需要采用新的热设计方法，来满足SADA的温度指标要求。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提出一种β角变化范围较大的航天器用太阳帆板驱动机构及其热设计方法，通过在太阳帆板驱动机构表面喷涂高发射率低吸收比且末期退化较小的热控白漆(KS-ZT白漆)、贴装F46膜等热控措施进行控温，对于低温工况采用电加热片的主动热控措施进行控温，同时对太阳帆板驱动机构摆动电缆进行专门的热控设计，使太阳帆板驱动机构处于较好的温度范围之内。
为了实现上述目的，本发明采用了如下技术方案：
本发明的一种航天器用太阳帆板驱动机构，包括：
安装支架，所述安装支架与星体导热安装；
A轴主壳体，所述A轴主壳体两头分别支撑在两边的安装支架上，在A轴主壳体垂直方向为B轴主壳体，所述B轴主壳体安装在A轴主壳体上，与A轴主壳体形成AB轴支架；
所述A轴主壳体上安装有A轴步进电机和A轴减速器，所述A轴步进电机与A轴主壳体形成法兰圆周边缘；
所述B轴主壳体上安装有B轴步进电机和B轴减速器，所述B轴步进电机与B轴主壳体形成法兰圆周边缘；
所述B轴主壳体还包括有B轴端面，所述B轴端面与太阳翼支架隔热安装；
摆动线缆，所述摆动线缆沿走向固定在所述安装支架、A轴主壳体以及B轴主壳体上。
本发明的一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法，包括散热面设计和热量补偿设计；
所述散热面设计包括对太阳帆板驱动机构表面喷涂热控白漆或贴装F46膜；
所述热量补偿设计包括利用电加热回路对太阳帆板驱动机构进行热量补偿。
优选地，所述散热面设计具体为：
所述A轴主壳体、所述B轴主壳体、所述A轴减速器、所述B轴减速器外表面均喷涂热控白漆；
所述A轴步进电机和所述B轴步进电机的表面露出区域均贴装F46膜；
所述A轴步进电机与A轴主壳体形成的法兰圆周边缘和所述B轴步进电机与B轴主壳体形成的法兰圆周边缘均贴装F46膜；
所述摆动线缆表面套一层硅橡胶管。
优选地，所述热控白漆为KS-ZT白漆。
优选地，所述热量补偿设计具体为：电加热回路包括主份加热回路、备份加热回路以及电缆加热回路；
所述主份加热回路和电缆加热回路默认状态均为闭环加热，所述备份加热回路默认状态为开环不加热；
所述主份加热回路和备份加热回路均选取B轴步进电机表面作为主份控温点，选取A轴步进电机表面作为备份控温点；
所述电缆加热回路选取摆动线缆内作为控温点。
进一步地，本发明所述一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法还包括对太阳帆板驱动机构的散热能力进进行评估，评估公式为：Q＝AS(εHσT4-qout)，其中：Q表示太阳帆板驱动机构表面向深冷空间的散热量；AS为散热面面积；εH为散热面的红外发射率；σ为黑体的辐射常数(斯蒂芬-波尔兹曼常数)；T为散热面的温度水平；qout为散热面吸收的外热流密度，定义为：qout＝αSqS+εHqH，其中：αS为太阳吸收比；qS为太阳辐射与地球反射热流密度；qH为红外辐射热流密度。
本发明针对β角变化范围较大的航天器用太阳帆版驱动机构，有益效果如下：
1、通过选择合适的散热面涂层，利用结构之间的热耦合关系，提高太阳帆版驱动机构向深冷空间的散热能力；
2、低温工况下通过电加热的热量补偿措施，将太阳帆版驱动机构控制在要求的温度范围内，同时对摆动线缆进行控温，防止低温工况下线缆温度过低僵硬而降低驱动机构与线缆的寿命，实现了SADA在轨长寿命运行。
附图说明
图1是本发明的太阳帆版驱动机构的装置示意图；
附图标记：1-安装支架、2-AB轴支架、3-A轴主壳体、4-A轴步进电机、5-B轴步进电机、6-A轴减速器、7-B轴减速器、8-B轴主壳体、9-B轴端面、10-摆动线缆。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行完整地描述。
实施例如图1所示，一种航天器用太阳帆版驱动机构，安装支架1，所述安装支架1与星体导热安装；A轴主壳体3，所述A轴主壳体3两头分别支撑在两边的安装支架1上，在A轴主壳体3垂直方向为B轴主壳体8，所述B轴主壳体8安装在A轴主壳体3上，与A轴主壳体3形成AB轴支架2；所述A轴主壳体3上安装有A轴步进电机4和A轴减速器6，所述A轴步进电机4与A轴主壳体3形成法兰圆周边缘；所述B轴主壳体8上安装有B轴步进电机5和B轴减速器7，所述B轴步进电机5与B轴主壳体8形成法兰圆周边缘；所述B轴主壳体8还包括有B轴端面9，所述B轴端面9与太阳翼支架隔热安装；摆动线缆10，所述摆动线缆10沿走向固定在所述安装支架1、A轴主壳体3以及B轴主壳体8上。
太阳帆板驱动机构的热设计方法包括散热面设计和热量补偿设计；所述散热面设计包括对太阳帆板驱动机构表面喷涂热控白漆或贴装F46膜；所述热量补偿设计包括利用电加热回路对太阳帆板驱动机构进行热量补偿。
具体实施例中，太阳帆板驱动机构的散热面设计具体如下表所示:
表1散热面热设计
Figure GDA0003661287950000031
Figure GDA0003661287950000041
所述热量补偿设计具体为：电加热回路包括主份加热回路、备份加热回路以及电缆加热回路；所述主份加热回路和电缆加热回路默认状态均为闭环加热，所述备份加热回路默认状态为开环不加热；所述主份加热回路和备份加热回路均选取B轴步进电机5表面作为主份控温点，选取A轴步进电机4表面作为备份控温点；所述电缆加热回路选取摆动线缆10内不受力处的位置作为控温点，具体为摆动线缆10表面缠有电加热丝作为电缆加热回路，再套一层硅橡胶管进行保护。
具体实施例中，太阳帆板驱动机构用电加热回路具体如下表所示：
表2用电加热回路详情
Figure GDA0003661287950000042
实施例对太阳帆板驱动机构的散热能力进行评估，评估公式为：Q＝AS(εHσT4-qout)，其中：Q表示太阳帆板驱动机构表面向深冷空间的散热量；AS为散热面面积；σ为黑体的辐射常数(斯蒂芬-波尔兹曼常数)；εH为散热面的红外发射率；T为散热面的温度水平；qout为散热面吸收的外热流密度，定义为：qout＝αSqS+εHqH，其中：αS为太阳吸收比；qS为太阳辐射与地球反射热流密度；qH为红外辐射热流密度。
对三轴稳定飞行的航天器，当航天器β角较大时，星体-Y面受晒，此时SADA背阳面散热被星体-Y面遮挡，而对于多层面膜为单面镀铝聚酰亚胺膜时星体表面此时温度较高会有100℃左右，对星体烘烤，阻碍SADA散热，因此将多层面膜改为吸收率较低的F46镀银二次表面镜，降低多层表面温度，减小对SADA的辐射热。同时采用高红外发射率低太阳吸收比的KS-ZT白漆，在提高发射率的同时降低吸收的外热流，提高SADA的散热能力，降低SADA温度，满足总体技术指标要求。
本发明在不增加太阳帆板驱动机构重量的前提下，利用高发射率末期退化小的KS-ZT白漆、贴装F46膜、以及加热回路进行热量补偿这些措施，成功地解决了β角变化大的卫星上用SADA的温度，并留有10℃以上的设计余量。热控实施简单，且SADA结构重量小，在保证航天器重量要求最小的条件下，将SADA温度控制到最好，保证了整星能源供应。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法，其特征在于，所述太阳帆板驱动机构包括：
安装支架(1)，所述安装支架(1)与星体导热安装；
A轴主壳体(3)，所述A轴主壳体(3)两头分别支撑在两边的安装支架(1)上，在A轴主壳体(3)垂直方向为B轴主壳体(8)，所述B轴主壳体(8)安装在A轴主壳体(3)上，与A轴主壳体(3)形成AB轴支架(2)；
所述A轴主壳体(3)上安装有A轴步进电机(4)和A轴减速器(6)，所述A轴步进电机(4)与A轴主壳体(3)形成法兰圆周边缘；
所述B轴主壳体(8)上安装有B轴步进电机(5)和B轴减速器(7)，所述B轴步进电机(5)与B轴主壳体(8)形成法兰圆周边缘；
所述B轴主壳体(8)还包括有B轴端面(9)，所述B轴端面(9)与太阳翼支架隔热安装；
摆动线缆(10)，所述摆动线缆(10)沿走向固定在所述安装支架(1)、A轴主壳体(3)以及B轴主壳体(8)上；
所述热设计方法包括散热面设计和热量补偿设计；
所述散热面设计包括对太阳帆板驱动机构表面喷涂热控白漆或贴装F46膜；
所述热量补偿设计包括利用电加热回路对太阳帆板驱动机构进行热量补偿；
所述散热面设计具体为：
所述A轴主壳体(3)、所述B轴主壳体(8)、所述A轴减速器(6)、所述B轴减速器(7)外表面均喷涂热控白漆；
所述A轴步进电机(4)和所述B轴步进电机(5)的表面露出区域均贴装F46膜；
所述A轴步进电机(4)与A轴主壳体(3)形成的法兰圆周边缘和所述B轴步进电机(5)与B轴主壳体(8)形成的法兰圆周边缘均贴装F46膜；
所述摆动线缆(10)表面套一层硅橡胶管。
2.根据权利要求1所述的一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法，其特征在于，所述热控白漆为KS-ZT白漆。
3.根据权利要求1所述的一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法，其特征在于，所述热量补偿设计具体为：电加热回路包括主份加热回路、备份加热回路以及电缆加热回路；
所述主份加热回路和电缆加热回路默认状态均为闭环加热，所述备份加热回路默认状态为开环不加热；
所述主份加热回路和备份加热回路均选取B轴步进电机(5)表面作为主份控温点，选取A轴步进电机(4)表面作为备份控温点；
所述电缆加热回路选取摆动线缆(10)内作为控温点。
4.根据权利要求1所述的一种航天器用太阳帆板驱动机构的热设计方法，其特征在于，所述方法还包括对太阳帆板驱动机构的散热能力进行评估，评估公式为：Q＝AS(εHσT4-qout)，其中：Q表示太阳帆板驱动机构表面向深冷空间的散热量；AS为散热面面积；εH为散热面的红外发射率；σ为黑体的辐射常数；T为散热面的温度水平；qout为散热面吸收的外热流密度，定义为：qout＝αSqS+εHqH，其中：αS为太阳吸收比；qS为太阳辐射与地球反射热流密度；qH为红外辐射热流密度。
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