CN112918705A - 一种一体化推进分系统的热控系统与方法 - Google Patents

一种一体化推进分系统的热控系统与方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112918705A
CN112918705A CN202110273581.6A CN202110273581A CN112918705A CN 112918705 A CN112918705 A CN 112918705A CN 202110273581 A CN202110273581 A CN 202110273581A CN 112918705 A CN112918705 A CN 112918705A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat insulation
temperature
supply unit
storage
thermal control
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110273581.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112918705B (zh
Inventor
王翠林
孙日思
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd
Original Assignee
Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd filed Critical Shenzhen Aerospace Dongfanghong Satellite Co ltd
Priority to CN202110273581.6A priority Critical patent/CN112918705B/zh
Publication of CN112918705A publication Critical patent/CN112918705A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112918705B publication Critical patent/CN112918705B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
    • B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • Environmental Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Temperature (AREA)

Abstract

本发明提供了一种一体化推进分系统的热控系统与方法，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面。本发明的有益效果是：既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。

Description

一种一体化推进分系统的热控系统与方法
技术领域
本发明涉及推进分系统，尤其涉及一种一体化推进分系统的热控系统与方法。
背景技术
推进分系统是航天器在轨运行期间用于姿态保持、姿态机动、轨道保持、轨道机动的执行机构，绝大部分航天器都配有推进系统。一体化电推进分系统由推力器、贮供单元组成，贮供单元由气瓶、电磁阀、压力传感器、自锁阀、管路以及支架等直属件组成。为了保障推进分系统在轨正常工作，各组件需要满足一定的温度指标要求。一体化的电推进分系统因为其高集成度、高性价比，在商业航天领域应用将越来越多。推进贮供单元工作温度指标+20～+55℃，存储温度指标-20～+60℃，而推力器工作时温度较高，为保证贮供单元工作在合理的温度范围内，现需针对推力器和贮供单元作专门的热控设计。当前关于一体化电推进热控技术公开内容较少，常规推进组件的热控设计如下：储箱安装加热器后包覆多层隔热组件，阀门、管路安装加热器后包覆多层隔热组件，然后再整星总装过程中进行设备整体安装。
常规推进分系统的热设计只考虑储箱、阀门管路的隔热和主动热控措施，没有考虑到一体化电推进中高温推力器对贮供单元的辐射和导热影响；而且阀门管路与储箱具有相同的温度指标，对于一体化电推进分系统尺寸小，集成度高，阀门管路与气瓶的加热器和多层隔热组件的单独安装包覆既增加了热控组件重量和功耗，又增加了热控实施的工作量和难度。
因此，如何提供一种新的热控方法，既满足贮供单元的温度指标要求，又降低热控组件功耗、重量、实施难度，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。
发明内容
为了解决现有技术中的问题，本发明提供了一种一体化推进分系统的热控系统与方法。
本发明提供了一种一体化推进分系统的热控系统，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面，所述控温传感器和电加热器分别安装在所述贮供单元的气瓶上。
作为本发明的进一步改进，所述第一隔热垫、第二隔热垫均为聚酰亚胺隔热垫。
作为本发明的进一步改进，所述第一隔热垫包括4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热垫包括15mm厚的聚酰亚胺隔热垫。
作为本发明的进一步改进，所述第一隔热组件为中温多层隔热组件，所述第二隔热组件为低温多层隔热组件。
作为本发明的进一步改进，所述控温传感器有两个，一个为主用，另一个为备用。
作为本发明的进一步改进，所述电加热器与星载机连接，通过星载机控制所述电加热器的加热回路的通断，所述电加热器为聚酰亚胺电加热器，所述聚酰亚胺电加热器有两个，一个为主用，另一个为备用。
本发明还提供了一种一体化推进分系统的热控方法，基于上述中任一项所述的系统进行以下热控：通过控温传感器实时监测贮供单元的温度，高温工况下，贮供单元通过第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件实现热隔离，低温工况下，通过电加热器进行主动控温，将贮供单元的温度控制在要求的范围之内。
作为本发明的进一步改进，低温工况下，利用电加热器的加热回路闭环控温，通过星载机在轨更改电加热器的加热回路的开/闭环状态和控温阈值。
作为本发明的进一步改进，推力器关机状态下，电加热器的加热回路的控温阈值为存储控温阈值，以满足存储温度指标要求。
作为本发明的进一步改进，推力器开机工作前，通过星载机提前修改控温阈值为工作控温阈值，以满足工作温度指标要求，工作控温阈值高于存储控温阈值。
本发明的有益效果是：在不增加航天器热控分系统重量和功耗的前提下，通过合理的热控设计使一体化电推进分系统与热控组件高度集成一体化，既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。
附图说明
图1是本发明一种一体化推进分系统的热控系统的示意图。
具体实施方式
下面结合附图说明及具体实施方式对本发明作进一步说明。
如图1所示，一种一体化推进分系统的热控系统，将贮供单元1与周围设备进行隔热，利用常规的被动热控措施和主动热控措施对贮供单元进行独立控温，通过合理的热控设计使推进分系统与热控组件高度集成一体化，既满足组件的温度指标要求，又降低了热控组件功耗、重量、实施难度。
具体措施如下：将贮供单元1与航天器舱板3隔热安装(4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫41)，再用10单元多层隔热组件52将贮供单元1包覆起来与舱内设备隔热，同时贮供单元1与推力器2隔热安装(15mm隔热垫42)，并且在推力器2与贮供单元1之间安装15单元中温多层隔热组件51。在气瓶上安装两个控温传感器61、62(1个DS18B20，1个MF501热敏电阻，一主一备)和聚酰亚胺电加热器7(加热回路一主一备)，通过星载机控制加热回路的通断，使贮供单元1温度控制在合理的范围之内，贮供单元1上有尼龙搭扣8，用于多层隔热组件52的安装固定。一体化电推进系统热设计状态说明如图1所示，加热回路设计详情见表1，其中，控温传感器61的测温位置为TZ03，控温传感器62的测温位置为TK19。
表1 SADA用电加热回路详情
Figure BDA0002974403450000051
实现原理如下：高温工况，贮供单元1通过和安装面舱板(即航天器舱板3)、推力器2隔热安装实现热隔离，低温工况，通过聚酰亚胺电加热器7的电加热回路的主动控温措施，将贮供单元1的温控控制在要求的范围之内。贮供单元1包覆多层隔热组件52，且与推力器2之间安装中温多层隔热组件51后，贮供单元1只存在与航天器舱板3、推力器2之间的隔热垫导热漏热。
推力器2通过隔热垫的漏热量：
Figure BDA0002974403450000061
其中：TZG为贮供单元的温度；
TC为贮供单元安装面舱板温度；
RZG-C为贮供单元与安装面舱板之间隔热垫的热阻；
TT为推力器安装底面温度；
RZG-T为贮供单元与推力器安装底面之间隔热垫的热阻。
隔热垫热阻的计算公式如下：
Figure BDA0002974403450000062
其中：k1，k2分别为隔热垫两接触面的面接触换热系数；
A1，A2分别为隔热垫两接触面的面积；
λ为隔热垫导热系数；
l为隔热垫厚度；Amin为隔热垫厚度方向最小截面积。
对聚酰亚胺隔热垫，导热系数0.2W/mK，贮供单元1与推力器2之间15mm隔热垫的热阻计算结果为160K/W，热导为0.00625W/K，绝热效果极好。同样贮供单元1与安装面舱板之间隔热良好，漏热极小，保证了高温工况下贮供单元各组件温度良好。
低温工况下，利用电加热回路闭环控温，加热回路1主1备，控温传感器采用1主1备，通过星载机能在轨更改加热回路的开/闭环状态和控温阈值，可靠性大于0.995。推进分系统关机状态下，为减少热控功耗，加热回路控温阈值为[-15，-10]℃，满足存储温度指标要求。对推力器开机工作前，通过星载机提前半天修改控温阈值为[25，28]℃，以满足工作温度指标要求。
本发明提供的一种一体化推进分系统的热控系统与方法，在不增加航天器热控分系统重量和功耗的前提下，通过合理的热控设计使一体化电推进分系统与热控组件高度集成一体化，既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。
以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种一体化推进分系统的热控系统，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，其特征在于：还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面，所述控温传感器和电加热器分别安装在所述贮供单元的气瓶上。
2.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热垫、第二隔热垫均为聚酰亚胺隔热垫。
3.根据权利要求2所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热垫包括4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热垫包括15mm厚的聚酰亚胺隔热垫。
4.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热组件为中温多层隔热组件，所述第二隔热组件为低温多层隔热组件。
5.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述控温传感器有两个，一个为主用，另一个为备用。
6.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述电加热器与星载机连接，通过星载机控制所述电加热器的加热回路的通断，所述电加热器为聚酰亚胺电加热器，所述聚酰亚胺电加热器有两个，一个为主用，另一个为备用。
7.一种一体化推进分系统的热控方法，其特征在于：基于权利要求1至6中任一项所述的系统进行以下热控：通过控温传感器实时监测贮供单元的温度，高温工况下，贮供单元通过第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件实现热隔离，使贮供单元的温度满足工作温度指标要求；低温工况下，利用电加热器的加热回路闭环控温，，将贮供单元的温度控制在要求的范围之内；推力器关机状态下，电加热器的加热回路的控温阈值为存储控温阈值，以满足存储温度指标要求；推力器开机工作前，通过星载机提前修改控温阈值为工作控温阈值，以满足工作温度指标要求。
CN202110273581.6A 2021-03-12 2021-03-12 一种一体化推进分系统的热控系统与方法 Active CN112918705B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110273581.6A CN112918705B (zh) 2021-03-12 2021-03-12 一种一体化推进分系统的热控系统与方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110273581.6A CN112918705B (zh) 2021-03-12 2021-03-12 一种一体化推进分系统的热控系统与方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112918705A true CN112918705A (zh) 2021-06-08
CN112918705B CN112918705B (zh) 2022-07-12

Family

ID=76174892

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110273581.6A Active CN112918705B (zh) 2021-03-12 2021-03-12 一种一体化推进分系统的热控系统与方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112918705B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5765780A (en) * 1995-12-22 1998-06-16 Hughes Electronics Corporation Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control
CN101907041A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种适用于微纳卫星的丙烷液化气微推进装置
CN101943082A (zh) * 2010-07-23 2011-01-12 北京航空航天大学 一种用于液化气微推进系统的加热气化装置
CN109050977A (zh) * 2018-07-02 2018-12-21 上海卫星工程研究所 一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法
CN213620304U (zh) * 2020-12-01 2021-07-06 东方红卫星移动通信有限公司 一种平板式卫星推力器储罐的热控装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5765780A (en) * 1995-12-22 1998-06-16 Hughes Electronics Corporation Systematic vectored thrust calibration method for satellite momentum control
CN101907041A (zh) * 2010-07-23 2010-12-08 北京航空航天大学 一种适用于微纳卫星的丙烷液化气微推进装置
CN101943082A (zh) * 2010-07-23 2011-01-12 北京航空航天大学 一种用于液化气微推进系统的加热气化装置
CN109050977A (zh) * 2018-07-02 2018-12-21 上海卫星工程研究所 一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法
CN213620304U (zh) * 2020-12-01 2021-07-06 东方红卫星移动通信有限公司 一种平板式卫星推力器储罐的热控装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN112918705B (zh) 2022-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104335712B (zh) 星载雷达发射接收芯片组件的热控装置
EP2938172A1 (en) Heat control device for power equipment
CN112635790A (zh) 一种轨道车辆燃料电池双回路冷却系统
US20230228251A1 (en) Cooling system and wind-driven generator system
CN112918705B (zh) 一种一体化推进分系统的热控系统与方法
CN102569932A (zh) 空间飞行器用蓄电池的控温装置
CN111370805B (zh) 非独立热设计的锂电池温度控制方法
CN109552671A (zh) 一种星载探测仪探测头部热控装置
CN206136551U (zh) 多功能复合航天器电子学箱体
CN117326047A (zh) 长时高速飞行器的主被动结合式热防护系统及其控制方法
CN107689469A (zh) 电源系统及汽车
CN106304796B (zh) 多功能复合航天器电子学箱体
CN211166899U (zh) 新型轨道交通制动模块加热板
CN114537716A (zh) 点阵式热源温度一致性控制方法及系统
CN110847411B (zh) 一种墙体保温板
CN111207617A (zh) 一种不结霜不结冰的空温式汽化器
CN109526190B (zh) 一种可控制通断的导热机构
CN215988943U (zh) 特种车辆启动电池防冻装置
CN214325407U (zh) 一种航天器舱外机构热控装置
CN114275196A (zh) 一种基于热电效应的星载控温安装一体化板
CN213811163U (zh) 一种应用于燃气调峰的空气能加热装置
CN219903712U (zh) 层压加热装置及层压系统
CN114877616B (zh) 一种月球基地冷热电联合供给系统
CN220830022U (zh) 储能热管理系统
CN116744651A (zh) 倾斜轨道分散布局星敏感器高温度稳定度的热控装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant