CN114537717A - 小卫星载荷热控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种小卫星载荷热控系统，包括：结构板、相变模块和均温膜；结构板采用导热材料制成，结构板设有容置空间，容置空间具有敞口，相变模块设于容置空间中，均温膜设于结构板的一侧，均温膜环绕敞口布设；其中，第一功能器件能够与均温膜背离结构板的一侧抵接，第二功能器件能够与相变模块背离容置空间底壁的一侧抵接。第一功能器件产生的热量可以通过均温膜快速传递至结构板，第二功能器件产生的热量可以通过相变模块快速传递至结构板，均温膜质轻、热导率高、成本低，能有效解决高热流密度导致的局部温升的问题，相变模块能有效提升小卫星载荷的热容，其能够提高小卫星载荷热容，解决高热流密度的难题，实现了高可靠、低成本的要求。
Description
技术领域
本发明涉及微小卫星技术领域，尤其涉及一种小卫星载荷热控系统。
背景技术
热控是卫星的一个重要部分。卫星热控制设计是采取各种不同的热控措施，通过控制卫星内部和外部的热交换过程，使卫星上的仪器设备和结构处于一个合适的温度范围，它必须满足卫星总体对热设计的技术要求，为星上仪器设备提供良好的温度环境，保障卫星各仪器设备正常运行。
小卫星因为成本优势、个性化应用、机动灵活、星座应用、周期短等优势，正在快速的发展。当前小卫星热控还主要依赖于对大卫星热控策略的继承，在热控布局上小卫星延用了大卫星整星大热阻隔热、热管网络增大散热通道及等温化设计、局部开设散热面集中散热等的热控布局设计思想。热控手段上也都采用成熟的、经过飞行考验的热控涂层、多层隔热材料、热管、导热填料、加热片等传统热控制技术。
但小卫星重量轻、体积小，将给卫星热控带来的两个突出问题：一个是低的热惯性：小卫星由于对其重量有严格要求，对星上的部、组件设备都力求轻量化，使得整星热容较低，当卫星进出地球轨道的阴影时，卫星的温度波动将会增大，加上仪器设备自身热功耗的变化，从而使星内仪器设备的温度波动增加，乃至超出其正常工作温度范围。二个是高的热流密度：各功能模块的高度集成，各个器件可以做得很小，但热流密度却非常高，使得热耗/表面积比增大，导致在局部地方出现高温，这就要求热控必须解决高热流密度，尤其是局部高热流密度的散热问题。
发明内容
本发明提供一种小卫星载荷热控系统，用以解决现有技术中小卫星载荷热控系统无法有效控制小卫星载荷温度的稳定性，同时也无法使得载荷中重要器件的温度保持在工作温度范围内的问题。
本发明提供一种小卫星载荷热控系统，包括：结构板、相变模块以及均温膜；
所述结构板采用导热材料制成，所述结构板设有容置空间，所述容置空间具有敞口，所述相变模块设于所述容置空间中，所述均温膜设于所述结构板的一侧，所述均温膜环绕所述敞口布设；
其中，第一功能器件能够与所述均温膜背离所述结构板的一侧抵接，第二功能器件能够与所述相变模块背离所述容置空间底壁的一侧抵接。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述相变模块上与所述第二功能器件接触的部分设有导热层。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述导热层为导热硅脂或导热硅橡胶。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述导热层与所述均温膜齐平布置。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述相变模块朝向所述敞口的一侧延伸至所述敞口外。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述相变模块包括相变支撑件和相变材料，所述相变支撑件具有三维空隙结构，所述相变材料填充于所述三维空隙结构中。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述相变支撑件为多孔石墨材料或泡沫铜材料制成。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述相变材料为石蜡类烷烃。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，所述结构板采用蜂窝铝材料制成。
根据本发明提供的一种小卫星载荷热控系统，第二功能器件还能够与所述均温膜背离所述结构板的一侧抵接。
本发明提供的小卫星载荷热控系统，第一功能器件产生的热量可以通过均温膜快速传递至结构板，第二功能器件产生的热量可以通过相变模块快速传递至结构板，针对不同的功能器件提供了不同的散热方案，均温膜的质量轻、热导率高、成本低，能有效解决高热流密度导致的局部温升的问题，相变模块能有效提升小卫星载荷的热容，也就是说，小卫星载荷热控系统能够提高小卫星载荷热容，解决高热流密度的难题，降低了热控成本，实现了高可靠、低成本的要求。
附图说明
为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明提供的小卫星载荷热控系统的俯视图；
图2是图1中A-A向剖视图；
附图标记：
1：均温膜； 2：相变模块； 3：第二功能器件；
4：第一功能器件； 5：导热层； 6：结构板。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合图1至图2描述本发明的小卫星载荷热控系统。
如图1和图2所示，本发明实施例的小卫星载荷热控系统，包括：结构板6、相变模块2以及均温膜1。均温膜1可以采用现有的超高导热性能材料制成。
其中，结构板6可以作为载体，用于放置第一功能器件4和第二功能器件3，第一功能器件4为高热流密度器件，例如第一功能器件4为电源模块；第二功能器件3为高热耗器件，例如第二功能器件3为TR。
结构板6采用导热材料制成，结构板6设有容置空间，容置空间与相变模块2相适配，容置空间具有敞口，相变模块2固定于容置空间中，均温膜1设于结构板6的一侧，均温膜1环绕敞口布设，相变模块2暴露于敞口处。
其中，第一功能器件4能够与均温膜1背离结构板6的一侧抵接，其发热量可以通过均温膜1来进行热扩散，从而降低第一功能器件4的温升，同时满足均温性的要求。
第二功能器件3能够与相变模块2背离容置空间底壁的一侧抵接，通过相变模块2的潜热吸收第二功能器件3的热耗，从而降低小卫星载荷整体的温升。
需要说明的是，相变模块2背离容置空间底壁的一侧能够与均温膜1齐平布置。相变模块2能够与第二功能器件3相适配，也就是说，第二功能器件3在结构板6上的投影与相变模块2完全重合。
可以理解的是，第一功能器件4可以通过螺钉固定在结构板6上，此时均温膜1夹设于第一功能器件4和结构板6之间。
在本发明实施例中，第一功能器件4产生的热量可以通过均温膜1快速传递至结构板6，第二功能器件3产生的热量可以通过相变模块2快速传递至结构板6，针对不同的功能器件提供了不同的散热方案，均温膜1的质量轻、热导率高、成本低，能有效解决高热流密度导致的局部温升的问题，相变模块2能有效提升小卫星载荷的热容，也就是说，本发明实施例的小卫星载荷热控系统，能够提高小卫星载荷热容，解决高热流密度的难题，降低了热控成本，实现了高可靠、低成本的要求。
需要说明的是，相变模块2可以根据第二功能器件3的尺寸进行设计，满足不同的设计要求，相变模块2的具体尺寸在此不作具体限定。
在可选的实施例中，为了提升接触界面的导热系数，相变模块2上与第二功能器件3接触的部分设有导热层5。
也就是说，相变模块2上涂覆导热层5的区域的大小取决于第二功能器件3，涂覆导热层5的区域的大小需与第二功能器件3的尺寸相适配。
需要说明的是，相变模块2背离容置空间的底壁的一侧涂覆有导热层5，在第二功能器件3与相变模块2相接触的情况下，导热层5夹设于第二功能器件3与相变模块2之间，以使第二功能器件3的热量快速传递至相变模块2，从而提升散热效率。
在可选的实施例中，导热层5为导热硅脂或导热硅橡胶。
例如，相变模块2背离容置空间的底壁的一侧涂覆有导热硅脂，在第二功能器件3与相变模块2相接触的情况下，导热硅脂夹设于第二功能器件3与相变模块2之间。其中，导热硅脂的厚度可根据实际需求进行选取，在此不作具体限定。
在可选的实施例中，为了保证第二功能器件3的连接稳定性，导热层5与均温膜1齐平布置。
需要说明的是，在相变模块2朝向敞口的一侧延伸至敞口外的情况下，导热层5的厚度小于均温膜1的厚度；在相变模块2朝向敞口的一侧延伸至敞口内的情况下，导热层5的厚度大于均温膜1的厚度；在相变模块2朝向敞口的一侧与敞口齐平的情况下，导热层5的厚度等于均温膜1的厚度。
在可选的实施例中，相变模块2包括相变支撑件和相变材料，相变支撑件具有三维空隙结构，相变材料填充于三维空隙结构中。
需要说明的是，现有技术中的航天用热管和相变热管价格高昂，即使采用相变热管，由于热管本身的容量问题，使得其内部相变材料的填充量不足，使得其只适用于低热耗的情况，而对于高热耗情况却无法解决。而本发明实施例中的相变支撑件能够填充大量的相变材料，也就是说，其相变材料的使用量远大于热管中所使用的相变材料的数量，本发明实施例的相变模块2能有效提升小卫星载荷的热容，适用范围广。
在可选的实施例中，相变支撑件为多孔石墨材料或泡沫铜材料制成。
需要说明的是，一般情况下相变支撑件的制备材料可选用多孔石墨材料，而相变模块2在小卫星载荷热系统重量有极大多余的情况下，相变支撑件的制备材料可选用泡沫铜，泡沫铜材料的重量和热导率都会低于多孔石墨材料。
相变支撑件的制备材料选用多孔石墨材料的情况下，具有轻质化和高导热的优点，且该材料的成本远低于热管，具有低成本的优势。
在可选的实施例中，相变材料为石蜡类烷烃。
需要说明的是，相变材料可以根据不同工况进行选型，以满足小卫星载荷热控需求为目标。
其中，石蜡类烷烃为正十六烷、正十七烷、正十八烷、正十九烷、正二十烷、正二十一烷、正二十二烷中的至少一种。
在可选的实施例中，结构板6采用蜂窝铝材料制成。
需要说明的是，采用轻质化的蜂窝铝作为结构板6主要制备材料，可以满足轻量化的要求，并且，相变模块2的密度也远低于热管的重量，有效降低了小卫星载荷的重量。
在可选的实施例中，为了提升散热效率，第二功能器件3还能够与均温膜1背离结构板6的一侧抵接。
需要说明的是，第一功能器件4产生的热量可以通过均温膜1快速传递至结构板6，第二功能器件3产生的热量可以通过相变模块2和均温膜1快速传递至结构板6。
可以理解的是，第二功能器件3可以通过螺钉固定在结构板6上，此时均温膜1夹设于第二功能器件3和结构板6之间。
以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。
Claims (10)
1.一种小卫星载荷热控系统，其特征在于，包括：结构板、相变模块以及均温膜；
所述结构板采用导热材料制成，所述结构板设有容置空间，所述容置空间具有敞口，所述相变模块设于所述容置空间中，所述均温膜设于所述结构板的一侧，所述均温膜环绕所述敞口布设；
其中，第一功能器件能够与所述均温膜背离所述结构板的一侧抵接，第二功能器件能够与所述相变模块背离所述容置空间底壁的一侧抵接。
2.根据权利要求1所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述相变模块上与所述第二功能器件接触的部分设有导热层。
3.根据权利要求2所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述导热层为导热硅脂或导热硅橡胶。
4.根据权利要求2所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述导热层与所述均温膜齐平布置。
5.根据权利要求4所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述相变模块朝向所述敞口的一侧延伸至所述敞口外。
6.根据权利要求1所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述相变模块包括相变支撑件和相变材料，所述相变支撑件具有三维空隙结构，所述相变材料填充于所述三维空隙结构中。
7.根据权利要求6所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述相变支撑件为多孔石墨材料或泡沫铜材料制成。
8.根据权利要求6所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述相变材料为石蜡类烷烃。
9.根据权利要求1所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，所述结构板采用蜂窝铝材料制成。
10.根据权利要求1所述的小卫星载荷热控系统，其特征在于，第二功能器件还能够与所述均温膜背离所述结构板的一侧抵接。
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