CN114715441A - 卫星动力系统热控制方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种卫星动力系统热控制方法及系统。基于动力系统安装在一个单独的动力舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆外热流隔离组件；部分推力器在舱外需包覆外热流隔离组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆外热流隔离组件；动力舱内不作任何热控处理。本发明采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
Description
技术领域
本发明涉及航天器热控制的技术领域，具体地，涉及卫星动力系统热控制方法，尤其涉及一种小卫星动力系统热控制方法。
背景技术
近年来随着电子集成技术和有效载荷小型化技术的进步，小卫星凭借其较高的技术集成、造价低、研制周期短等特点，取得了飞速发展。研制高性能有效载荷和低成本的小卫星，将对空间技术的进步起到技术牵引和支撑的作用。
动力系统作为卫星姿态轨道控制分系统的执行机构，主要任务是根据姿态轨道控制需要，提供速率阻尼、初始轨道捕获、轨道保持、轨道机动和姿态保持等任务所需的力或力矩，以确保卫星任务的完成。动力舱由自锁阀、贮箱、加排阀、压力传感器、推力器，以及过滤器、管路、支架等直属件组成，为了保障动力舱在轨正常工作，各个组件须要满足一定的温度指标。
目前传统卫星设计中动力系统主要的热控设计为：对贮箱安装补偿加热器后包覆外热流隔离组件，其他重要组件缠绕加热带后包覆外热流隔离组件，然后再进行整星的单机安装工作。这种设计对于功耗、质量有较高的要求，对于整星的研制流程和研制周期有较大的影响，不利于现代卫星的发展需要。为了解决上述问题，需要发展一种设计简单、研制周期快速的小卫星动力系统热控制方法。
在公告号为CN102303710B的专利文献中公开了一种小卫星通用推进舱，包括上法兰、下法兰、储箱支架、发动机支架和壳体，上法兰和下法兰分别位于壳体的两个端面上，上法兰与电子舱连接，下法兰为星箭对接面。壳体为桁条结构组成的中空的圆台形结构外加铝蒙皮，储箱支架位于壳体的内侧中间偏下部位。储箱支架为上表面光滑、下表面布有加强筋的盖状结构，中心处开有离子推力器管路出口，储箱支架在推进舱本体坐标系YOZ平面的-Y轴和-Z轴所在象限与坐标轴成45°的方向位置开有肼瓶安装孔，储箱支架的上表面为设备及管路铺设的安装面。壳体与推进舱本体坐标系Y轴和Z轴的四个交点处各装有一个发动机支架，其中与Y轴两个交点处的支架为正装发动机支架，与Z轴两个交点处的支架为斜装发动机支架。
针对上述中的相关技术，发明人认为上述方案主要介绍推进舱的结构和功能涉及，未涉及到热控制方面，且未能适应新型动力剂条件下动力系统的热设计问题，在传统动力剂条件下,动力系统对于热控温度要求较高，此条件下热控系统为了满足设计要求资源消耗大，不利于资源利用；且动力系统热控方法设计复杂，安装繁琐；且重量大、安装复杂，用于动力系统温度的控制，代价较大。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。
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卫星动力系统热控制方法及系统。
根据本发明提供的一种卫星动力系统热控制方法，所述方法包括如下步骤：
步骤S1：对卫星的动力舱进行热设计；
步骤S2：对动力舱外侧板进行热设计；
步骤S3：对支架管路进行热设计；
步骤S4：完成卫星动力系统的热控制。
优选地，所述步骤S1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
优选地，所述方法还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀进行热量补偿。
优选地，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀表面上。
优选地，所述步骤S2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
所述步骤S3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
本发明还提供一种卫星动力系统热控制系统，所述系统包括如下模块：
模块M1：对卫星的动力舱进行热设计；
模块M2：对动力舱外侧板进行热设计；
模块M3：对支架管路进行热设计；
模块M4：完成卫星动力系统的热控制。
优选地，所述模块M1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
优选地，所述系统还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀进行热量补偿。
优选地，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀表面上。
优选地，所述模块M2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
所述模块M3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；
2、本发明采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；
3、本发明满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
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为本发明采用小卫星动力系统热控制方法的动力舱构型俯视图；
图2为本发明采用小卫星动力系统热控制方法的动力舱构型主视图。
舱内部件1 动力舱外侧板和支架管路3
舱外电磁阀2
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。
参照图1和图2，本发明提供了一种小卫星动力系统热控制方法。基于动力系统安装在一个单独的动力舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆外热流隔离组件；部分推力器在舱外需包覆外热流隔离组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆外热流隔离组件；动力舱内不作任何热控处理。在新型低温动力剂的基础上采用上述发明，可以解决卫星动力系统的温控要求。
本发明提供了一种小卫星动力系统热控制方法，包括对卫星的动力舱进行热设计，包括如下步骤：
步骤S1：隔绝舱内和舱外辐射热交换，舱内侧板表面均包覆外热流隔离组件，使舱内部件1温度分布均匀，动力舱内侧板表面均包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理；步骤S2：采用补偿电加热器对舱外电磁阀2进行热量补偿；补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀2表面上；步骤S3：动力舱外侧板和支架管路3外表面均包覆外热流隔离组件；对动力舱外侧板和支架管路3进行热设计。
本发明提供的小卫星动力系统热控制方法，隔绝舱内和舱外辐射热交换，舱内侧板表面均包覆外热流隔离组件，使舱内部件1温度分布均匀，舱内其他部分不作任何热控处理；采用补偿电加热器对舱外电磁阀2进行热量补偿；动力舱外侧板和支架管路3外表面均包覆外热流隔离组件。
动力系统采用上述温控方法满足新型低温动力剂条件下的热设计需求。
本发明还提供一种卫星动力系统热控制系统，包括如下模块：模块M1：对卫星的动力舱进行热设计；隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。模块M2：对动力舱外侧板进行热设计；对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件。模块M3：对支架管路进行热设计；对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。模块M4：完成卫星动力系统的热控制。
系统还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀2进行热量补偿；补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀2表面上。
本发明提供的小卫星动力系统热控制方法，具有效果好、适应性好、热控措施便于实施的特点。
本发明采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件1加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
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)
1.一种卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
步骤S1：对卫星的动力舱进行热设计；
步骤S2：对动力舱外侧板进行热设计；
步骤S3：对支架管路进行热设计；
步骤S4：完成卫星动力系统的热控制。
2.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
3.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述方法还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀(2)进行热量补偿。
4.根据权利要求3所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀(2)表面上。
5.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
所述步骤S3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
6.一种卫星动力系统热控制系统，其特征在于，所述系统包括如下模块：
模块M1：对卫星的动力舱进行热设计；
模块M2：对动力舱外侧板进行热设计；
模块M3：对支架管路进行热设计；
模块M4：完成卫星动力系统的热控制。
7.根据权利要求6所述的卫星动力系统热控制系统，其特征在于，所述模块M1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
8.根据权利要求6所述的卫星动力系统热控制系统，其特征在于，所述系统还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀(2)进行热量补偿。
9.根据权利要求6所述的卫星动力系统热控制系统，其特征在于，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀(2)表面上。
10.根据权利要求6所述的卫星动力系统热控制系统，其特征在于，所述模块M2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
所述模块M3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
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2022
- 2022-03-09 CN CN202210232706.5A patent/CN114715441A/zh active Pending
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