CN114408225A - 通用化卫星舱板热设计结构 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种涉及卫星热控设计领域的通用化卫星舱板热设计结构，包括KS‑ZA白漆层、多层隔热组件、热管网、黑漆层、铝蜂窝舱板以及转动机构；热管网连接于铝蜂窝舱板上，铝蜂窝舱板内表面喷涂有黑漆层，铝蜂窝舱板外表面喷涂有KS‑ZA白漆层，多层隔热组件通过转动机构连接于铝蜂窝舱板外表面上；转动机构带动多层隔热组件在KS‑ZA白漆层表面实现展开和收拢，从而调整铝蜂窝舱板散热面大小。本发明通过转动机构调节多层隔热组件包覆舱板外表面面积大小达到控制舱板温度的目标，从而适应不同姿态、轨道下的空间热环境，通用化卫星热设计有助于卫星舱板商业化批量生产。
Description
技术领域
本发明涉及卫星热控设计领域，具体地，涉及通用化卫星舱板热设计结构。尤其是，针对不同的轨道、姿态和有效载荷等飞行任务，适应飞行任务的变化所引起的热环境改变，特别是涉及到大批量生产的卫星舱板。
背景技术
随着航天商业化发展，对卫星制造成本和研制周期提出新的要求，由于空间环境特殊性，不同轨道、姿态和有效载荷的卫星外部热环境更加恶劣，热设计难度增大。
专利1文献CN205168972U公开了一种自动调节式隔热板，通过记忆合金实现自动调节。系统设计有热控涂层和多层隔热组件，该系统主要为隔热作用，适用性可靠性不高，不具有通用化热设计；
专利2文献CN110143294A提出一种全轨道全姿态飞行器热设计结构，通过热控涂层和流体回路实现热量收集和排散，该系统主要解决大功耗单机散热问题，研制周期长，系统复杂成本高，不具有商业化批量生产能力；
专利3文献CN106742085A公开一种航天温控式百叶窗结构，调节能力有限，不适用不同轨道、姿态下卫星热设计。
针对不同轨道、姿态和有效载荷的卫星，通过伸缩机构和热管网技术，面向模块化通用化热设计，卫星舱板批量化生产，在国内尚属首次。一般卫星热设计方法采用以被动为主、主动为辅方式，主要解决外热流变化较小且有固定散热面的卫星，对不同轨道、姿态和有效载荷的适应性较差，造成研制周期较长，不利于批量化生产。而常规的具有较强适应性的热控技术，如百叶窗、LHP等，或者是可靠性低，或者是耗费资源较多。因此必须提出通用化热设计方法，以最优的资源配置，更高可靠性来解决卫星热设计难题。
经现有技术专利文献检索发现，中国发明专利公开号为CN108528760A，公开了一种卫星顶板精细化热设计装置，属于航天航空技术领域，能够极大程度上减小空间环境和内部外热流对顶板的影响，减小顶板的温度梯度和波动，满足顶板在转移段和在轨期间的不同温度需求。包括卫星顶板、多层结构、隔热垫片、螺钉；多层结构包括星内多层隔热组件和星外多层隔热组件，星内多层隔热组件包覆在卫星顶板下侧，且朝向星内侧设置，星外多层隔热组件包覆在卫星顶板上侧，且朝向星外侧设置；卫星顶板上通过螺钉连接有载荷，隔热垫片位于载荷和卫星顶板之间。而本发明提供了通用化卫星舱板热设计结构，解决卫星热设计不佳的问题。因此，该文献与本发明所介绍的方法是属于不同的发明构思。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种通用化卫星舱板热设计结构。
根据本发明提供的一种通用化卫星舱板热设计结构，包括KS-ZA白漆层、多层隔热组件、热管网、黑漆层、铝蜂窝舱板以及转动机构；
热管网连接于铝蜂窝舱板上，铝蜂窝舱板内表面喷涂有黑漆层，铝蜂窝舱板外表面喷涂有KS-ZA白漆层，多层隔热组件通过转动机构连接于铝蜂窝舱板外表面上；
转动机构带动多层隔热组件在KS-ZA白漆层表面实现展开和收拢，从而调整铝蜂窝舱板散热面大小。
优选的，热管网包括预埋热管和外贴热管，铝蜂窝舱板内连接有预埋热管，铝蜂窝舱板外表面连接有外贴热管。
优选的，预埋热管和外贴热管正交布置，预埋热管和外贴热管采用铝氨槽道热管。
优选的，KS-ZA白漆层为由无机基料和无机颜料组分配制而成的热控涂层，KS-ZA白漆层的吸收比为0.13±0.02、发射率为0.90±0.02。
优选的，多层隔热组件由反射辐射热的双面镀铝聚酯薄膜和隔离热传导的涤纶丝网组成，多层隔热组件最外层为防静电聚酰亚胺薄膜镀铝二次表面镜热控涂层，多层隔热组件的吸收比为0.36±0.02、发射率为0.69±0.02。
优选的，黑漆层由有机基料和黑色颜料组成，黑漆层的吸收比为0.88±0.02、发射率为0.88±0.02。
优选的，转动机构包括卷轴、驱动组件以及牵引绳，驱动组件对称分布在铝蜂窝舱板外表面两侧，驱动组件上连接有卷轴，卷轴分别连接多层隔热组件和牵引绳；
驱动组件带动卷轴转动，卷轴实现多层隔热组件的展开和收拢。
优选的，卷轴包括第一卷轴和第二卷轴，第一卷轴和第二卷轴分别连接于相对应的驱动组件上，多层隔热组件的一端缠绕于第一卷轴上，多层隔热组件的另一端通过牵引绳连接于第二卷轴上。
优选的，多层隔热组件在展开或收拢状态之间活动；
当铝蜂窝舱板温度低于某一值时，驱动组件分别带动第二卷轴沿着牵引绳收拢方向、第一卷轴沿着多层隔热组件展开方向转动，实现多层隔热组件的展开，使铝蜂窝舱板散热面减小、温度升高到某一范围；
或者，当铝蜂窝舱板温度高于某一值时，驱动组件分别带动第二卷轴沿着牵引绳展开方向、第一卷轴沿着多层隔热组件收拢方向转动，实现多层隔热组件的收拢，使铝蜂窝舱板散热面面积增大、温度降低到某一范围。
优选的，铝蜂窝舱板由铝蜂窝芯材和铝蒙皮热压成型。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明中铝蜂窝舱板外喷涂KS-ZA白漆层，保证卫星在不同轨道、姿态下外热流变化时，整星具有一定的散热能力，通过多层隔热组件的伸展或收缩改变整星散热面大小，调整整星温度，从而提高卫星热环境适应能力，适用于不同轨道、姿态和有效载荷；
2、本发明中热管网络使舱板热量一体化等温化，黑漆层能够增强舱内辐射换热，实现整星等温化设计；
3、本发明中一台驱动组件带动多层隔热组件转动，另一台驱动组件带动牵引绳转动，两台驱动组件协调工作，牵引绳与多层隔热组件之间始终存在一定拉力，从而保证在无重力情况下多层隔热组件稳定展开和收拢；
4、本发明中通用化卫星舱板热设计，结构简单，可靠性高，设计周期更快更省，同时有助于卫星舱板批量化商业化生产。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明铝蜂窝舱板外表面结构示意图；
图2为本发明铝蜂窝舱板内表面结构示意图。
图中标号：
KS-ZA白漆层1、多层隔热组件2、热管网3、预埋热管31、外贴热管32、黑漆层4、铝蜂窝舱板5、转动机构6、卷轴7、第一卷轴71、第二卷轴72、驱动组件8、牵引绳9。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例
一种通用化卫星舱板热设计结构，包括KS-ZA白漆层1、多层隔热组件2、热管网3、黑漆层4、铝蜂窝舱板5以及转动机构6，热管网3连接于铝蜂窝舱板5上，铝蜂窝舱板5内表面和单机外表面喷涂有黑漆层4，单机与舱板(板内有预埋孔)通过螺钉连接，单机用于实现卫星各分系统及载荷功能；多层隔热组件2通过转动结构6连接于铝蜂窝舱板5外表面，铝蜂窝舱板5外表面喷涂有KS-ZA白漆层1。优选的，铝蜂窝舱板5由铝蜂窝芯材和铝蒙皮热压成型。
热管网3包括预埋热管31和外贴热管32，预埋热管31和外贴热管32正交布置。铝蜂窝舱板5内部预埋热管31，铝蜂窝舱板5内表面安装外贴热管32。优选的，预埋热管31和外贴热管32为铝氨槽道热管，具有传热量大，可靠性高，实现舱板等温化。铝蜂窝舱板5内表面和单机外表面喷涂有黑漆层4，黑漆层4热控涂层喷涂在星体内部，为有机基料和黑色颜料组成的有机黑漆层，发射率高，设计值发射率为0.88±0.02，增强星体内部辐射换热。铝蜂窝舱板5外表面喷涂有KS-ZA白漆层1，KS-ZA白漆层为无机热控涂层，由无机基料和无机颜料组分配制而成，具有低太阳吸收比而高发射率，其中吸收比为0.13±0.02，发射率为0.90±0.02，作为整星散热面，保证在不同轨道、姿态下整星外热流发生变化时，仍具有散热能力，提高整星热环境适应能力。
其中，多层隔热组件2用于将铝蜂窝舱板5与外界隔热，减小卫星热量向外太空辐射；多层隔热组件2由反射辐射热的双面镀铝聚酯薄膜和隔离热传导的涤纶丝网组成，最外层为防静电聚酰亚胺薄膜镀铝二次表面镜热控涂层，其中吸收比为0.36±0.02，发射率为0.69±0.02。
转动机构6包括卷轴7、驱动组件8以及牵引绳9，驱动组件8连接卷轴7，卷轴7分别连接多层隔热组件2和牵引绳9。卷轴7包括第一卷轴71和第二卷轴72，第一卷轴71和第二卷轴72分别连接于相对应的驱动组件8上，多层隔热组件2的一端缠绕于第一卷轴71上，多层隔热组件2的另一端通过牵引绳9连接于第二卷轴72上。驱动组件8分别带动第一卷轴71和第二卷轴72转动，卷轴7实现多层隔热组件2的展开和收拢。当铝蜂窝舱板5温度低于某一值时，驱动组件8带动第一卷轴71和第二卷轴72转动，第二卷轴72沿着牵引绳9收拢方向、第一卷轴71沿着多层隔热组件2展开方向转动，实现多层隔热组件2的展开，铝蜂窝舱板5散热面减小温度升高到某一范围；反之，当铝蜂窝舱板5温度高于某一值时，驱动组件8转动实现多层隔热组件2收拢，散热面面积增大，温度降低到某一范围。在不同轨道、姿态下整星外热流发射变化时，星内各有效载荷在不同工作模式下热耗变化时，通过转动机构8改变多层隔热组件2的展开面积，调节整星散热面面积，实现铝蜂窝舱板5温度调节，提高整星热环境适应能力。
更为具体的，转动机构6包括热敏电阻、转动机构控制器，热敏电阻和转动机构控制器分别作为闭环控制的输入信号和调节器。热敏电阻为温度敏感器件，不同温度下阻值不同，可将温度信号转化为电压信号作为输入信号。转动机构控制器，作为调节器，将测量电压值与给定电压值进行比较，得出偏差后根据一定的调节规律产生输出信号，推动驱动组件旋转一定角度，带动多层隔热组件展开或收拢，改变舱板散热面面积，从而实现温度保持在给定值范围内。
综上所述，本发明铝蜂窝舱板5上的散热面可通过调整多层隔热组件2展开面积而改变，保证整星在不同轨道、姿态下外热流发生变化时，整星的散热能力可调整，提高整星热环境适应能力；多层隔热组件2能够将整星与外界环境进行隔热；黑漆层4的设置，增强舱内辐射换热，减小星内结构温差；热管网3，实现舱板等温化，可靠性高，便于总装；转动机构6，实现多层隔热组件2展开或收拢，结构简单，可靠性高。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，包括KS-ZA白漆层(1)、多层隔热组件(2)、热管网(3)、黑漆层(4)、铝蜂窝舱板(5)以及转动机构(6)；
所述热管网(3)连接于所述铝蜂窝舱板(5)上，所述铝蜂窝舱板(5)内表面喷涂有所述黑漆层(4)，所述铝蜂窝舱板(5)外表面喷涂有所述KS-ZA白漆层(1)，所述多层隔热组件(2)通过所述转动机构(6)连接于所述铝蜂窝舱板(5)外表面上；
所述转动机构(6)带动所述多层隔热组件(2)在所述KS-ZA白漆层(1)表面实现展开和收拢，从而调整所述铝蜂窝舱板(5)散热面大小。
2.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述热管网(3)包括预埋热管(31)和外贴热管(32)，所述铝蜂窝舱板(5)内连接有所述预埋热管(31)，所述铝蜂窝舱板(5)外表面连接有所述外贴热管(32)。
3.根据权利要求2所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述预埋热管(31)和所述外贴热管(32)正交布置，所述预埋热管(31)和所述外贴热管(32)采用铝氨槽道热管。
4.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述KS-ZA白漆层(1)为热控涂层，所述KS-ZA白漆层(1)由无机基料和无机颜料组分配制而成，所述KS-ZA白漆层(1)的吸收比为0.13±0.02、发射率为0.90±0.02。
5.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述多层隔热组件(2)由反射辐射热的双面镀铝聚酯薄膜和隔离热传导的涤纶丝网组成，所述多层隔热组件(2)最外层为防静电聚酰亚胺薄膜镀铝二次表面镜热控涂层，所述多层隔热组件(2)的吸收比为0.36±0.02、发射率为0.69±0.02。
6.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述黑漆层(4)由有机基料和黑色颜料组成，所述黑漆层(4)的吸收比为0.88±0.02、发射率为0.88±0.02。
7.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述转动机构(6)包括卷轴(7)、驱动组件(8)以及牵引绳(9)，所述驱动组件(8)对称分布在所述铝蜂窝舱板(5)外表面两侧，所述驱动组件(8)上连接有所述卷轴(7)，所述卷轴(7)分别连接所述多层隔热组件(2)和所述牵引绳(9)；
所述驱动组件(8)带动所述卷轴(7)转动，所述卷轴(7)实现所述多层隔热组件(2)的展开和收拢。
8.根据权利要求7所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述卷轴(7)包括第一卷轴(71)和第二卷轴(72)，所述第一卷轴(71)和所述第二卷轴(72)分别连接于相对应的所述驱动组件(8)上，所述多层隔热组件(2)的一端缠绕于所述第一卷轴(71)上，所述多层隔热组件(2)的另一端通过所述牵引绳(9)连接于所述第二卷轴(72)上。
9.根据权利要求8所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述多层隔热组件(2)在展开或收拢状态之间活动；
当所述铝蜂窝舱板(5)温度低于某一值时，所述驱动组件(8)分别带动所述第二卷轴(72)沿着所述牵引绳(9)收拢方向、所述第一卷轴(71)沿着所述多层隔热组件(2)展开方向转动，实现所述多层隔热组件(2)的展开，使所述铝蜂窝舱板(5)散热面减小、温度升高到某一范围；
或者，当所述铝蜂窝舱板(5)温度高于某一值时，所述驱动组件(8)分别带动所述第二卷轴(72)沿着所述牵引绳(9)展开方向、所述第一卷轴(71)沿着所述多层隔热组件(2)收拢方向转动，实现所述多层隔热组件(2)的收拢，使所述铝蜂窝舱板(5)散热面面积增大、温度降低到某一范围。
10.根据权利要求1所述的通用化卫星舱板热设计结构，其特征在于，所述铝蜂窝舱板(5)由铝蜂窝芯材和铝蒙皮热压成型。
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2022
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