CN115520410B - 一种航天器激光时频传递载荷热控系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器激光时频传递载荷热控系统，涉及机热设计领域航天器激光时频传递载荷热控系统包括热控装置，热控装置包括箱体和冷板，箱体与冷板抵靠并固定连接，箱体内具有导热柱，导热柱与箱体靠近冷板的内壁连接，箱体可分为多层结构。本发明的有益效果是：热控装置采用整块冷板作为散热面热沉，功能部件和处理系统将热量直接传递至箱体或者先传递至导热柱再传递至箱体，随后通过箱体与冷板接触换热，载荷外部的热量直接通过箱体传递至冷板。由此可对箱体上的各个部件进行合理的热控设计、有效散热。

Description

一种航天器激光时频传递载荷热控系统

技术领域

本发明涉及机热设计领域，具体涉及一种航天器激光时频传递载荷热控系统。

背景技术

随着航天技术的发展和提高，精密时间同步的需求十分迫切，空间站用于开展基础物理理论、实验研究及工程技术应用研究。

其中引力红移、精细结构常数变化、光速不变性等基础物理研究要求天稳定度在10^-18量级的时间频率信号和1ps@1day(1ps@1day表示1天的时间比对精度为1Ps，表示时间稳定度)的空地时间频率传递与比对功能，因而需要高精度时间频率测量的科学实验平台支持，由此提出了发展空间站高精度时间频率基准。

激光时频传递载荷为空间站高精度时间频率技术研究提供重要测量手段，实现对空间站高精度时间频率系统的稳定性评估。激光时频传递载荷属于光、机、热集成设计，系统相对复杂。从任务剖面分析，其所要经受的主要的太空环境为：真空、辐照、高低温交变与原子氧侵蚀等环境。所以，激光时频传递载荷的热环境适应性设计直接影响着光学时频指标的可实现性，至关重要。

热控系统是空间产品设计的重要组成部分，其主要功能是通过合理的热设计，有效地组织热量收集和排散，将有效载荷的工作温度保持在允许的范围之内。而对于激光时频传递载荷，目前在同等舱内热控环境(液冷热控)与太空环境(高真空、强辐照、高低温交变与原子氧侵蚀)下，仍没有可靠的、结构紧凑的热控装置。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是如何对航天器载荷进行热控设计，尤其是针对激光时频传递载荷热控设计。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种热控装置，包括箱体和冷板，所述箱体与所述冷板抵靠并固定连接，所述箱体的箱壁具有至少一个用于安装功能部件的功能部件安装孔，所述箱体内具有至少一个用于安装处理系统的安装腔，所述箱体内具有导热柱，所述导热柱与所述箱体靠近所述冷板的内壁连接。

本发明的有益效果是：热控装置采用整块冷板作为散热面热沉，功能部件和处理系统将热量直接传递至箱体或者先传递至导热柱再传递至箱体，随后通过箱体与冷板接触换热，载荷外部的热量直接通过箱体传递至冷板。由此可对箱体上的各个部件进行合理的热控设计、有效散热。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，还包括辐射隔热层，所述辐射隔热层固定包裹于所述箱体的外侧，且对应所述功能部件安装孔处具有安装避让孔。

采用上述进一步方案的有益效果是：辐射隔热层实现辐射隔热，减少箱体及箱体内的部组件与环境的辐射换热。

进一步，所述辐射隔热层包括由内向外依次层叠设置的内覆膜、多层的隔热组件、外覆膜和原子氧防护布，所述隔热组件包括层叠设置的反射屏和隔离层。

采用上述进一步方案的有益效果是：多层的隔热组件降低辐射换热，内覆膜用于与箱体接触，外覆膜用于增加对空间环境的适应性。考虑到低轨存在原子氧腐蚀，设置原子氧防护布以降低原子氧腐蚀。

进一步，所述箱体包括上盖和多层上下依次设置的子箱体框架，所述上盖扣合在最上层的所述子箱体框架上，并具有所述功能部件安装孔，最下层的所述子箱体框架与所述冷板固定连接，每个所述子箱体框架内分别具有所述安装腔，每个所述子箱体框架内壁固定设有子导热柱，相邻所述子箱体框架的所述子导热柱抵接，所有所述子箱体框架的各所述子导热柱组成所述导热柱。

采用上述进一步方案的有益效果是：箱体设计为多层结构，便于各层模块化安装，再多层进行组装。

进一步，相邻所述子箱体框架之间涂有层间导热硅脂。

采用上述进一步方案的有益效果是：层间导热硅脂增加各个子箱体框架之间导热性能。

本发明提供一种航天器激光时频传递载荷热控系统，包括反射器、探测器、处理系统和所述的热控装置，所述反射器和所述探测器安装于相应的所述功能部件安装孔内，所述处理系统安装在所述安装腔内，并与所述导热柱连接或与所述箱体靠近所述冷板的内壁连接。

有益效果是：热控装置确保航天器激光时频传递载荷的温控需求得到满足，进而可正常运行并达到设计寿命。

进一步，所述处理系统包括依次布置于所述箱体内的综合处理模块、光电模块和电源模块，且所述电源模块与所述箱体靠近所述冷板的内壁固定连接，所述综合处理模块和所述光电模块与所述导热柱连接。

采用上述进一步方案的有益效果是：将航天器激光时频传递载荷中热耗较大的部组件尽量靠近冷板，以保证部组件工作温度不会因为持续发热导致温度过高而发生失效。

进一步，所述综合处理模块、所述光电模块和所述电源模块中任一个的电子器件与电路板之间均设有导热填料；还包括至少一个导热板，所述导热板的中部与所述综合处理模块和/或所述光电模块的电子器件通过导热垫连接，所述导热板的端部与所述导热柱抵接并固定连接。

采用上述进一步方案的有益效果是：电子器件通过导热填料将热量传递至电路板，电路板经箱体与冷板换热。导热板可将安装在箱体内且离导热柱较远的电子器件的热量传递至导热柱，热量通过导热柱传递至冷板，从而实现箱体内电子器件的有效散热。导热垫用于减小热阻。

进一步，还包括隔热垫和隔热架，所述反射器与所述箱体之间设有所述隔热垫，所述隔热架固定于所述箱体内部，所述探测器的一端固定于所述隔热架上，另一端伸出相应的所述功能部件安装孔。

采用上述进一步方案的有益效果是：反射器和探测器部分露在箱体外，需要限制通过接触面的导热，以减少热量传递，保证箱体内温度满足要求。减小接触面积或者传热系数均可降低通过接触面的热传递。设置隔热垫和隔热架后，原本直接接触的两个表面就只有连接点处存在接触，接触面积大为减小。由于隔热垫和隔热架均采用低导热系数材料，且隔热垫或隔热架与其相邻两个接触面均存在接触热阻，因此连接点处的热阻也会比没有隔热垫的情况要大很多，从而减少反射器和探测器向箱体内的导热。

进一步，所述反射器和所述探测器露出所述箱体的表面均采用铝合金光亮阳极氧化处理，所述反射器和所述探测器位于所述箱体内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理，所述箱体的外表面采用铝合金本色阳极氧化表面处理。

采用上述进一步方案的有益效果是：激光时频传递载荷应用在外部真空空间环境，其与外界环境的热交换基本上都是以辐射形式进行。因此激光时频传递载荷外表面的热控涂层对其温度控制影响较大。由于热控装置是采用导热安装、通过安装面的冷板进行控温，所以载荷整机外表面应采用太阳吸收率较低的热控涂层且吸辐比略小于1为最佳。这样可以减少外界环境对载荷部组件温度变化的影响。因此，激光时频传递载荷整机外表面选用铝合金本色阳极氧化表面处理，暴露在外面的反射器和探测器表面采用铝合金光亮阳极氧化处理，减少与外界环境的辐射换热。在激光时频传递载荷内部，为增强辐射换热能力，将发热部件产生的热耗通过辐射换热形式传递到底部冷板，采用发射率较高的热控涂层，因此反射器和探测器位于箱体内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理。

附图说明

图1为本发明航天器激光时频传递载荷热控系统的三维图，图中未示出辐射隔热层；

图2为本发明航天器激光时频传递载荷热控系统的内部结构图；

图3为本发明航天器激光时频传递载荷热控系统的爆炸图，图中未示出辐射隔热层；

图4为本发明辐射隔热层的结构图，图中X1、X2、X3和X4用于表示不同的电器接口位置；

图5为本发明综合处理模块层的子箱体框架结构图；

图6为本发明光电模块层的子箱体框架结构图；

图7为本发明电源模块层的子箱体框架结构图；

图8为本发明冷板结构图；

图9为本发明TEC模组与导热板连接的结构图；

图10为本发明隔热架的结构图；

图11为本发明导热板的结构图；

图12为本发明航天器激光时频传递载荷热控系统的热控原理简图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、箱体；101、功能部件安装孔；102、导热柱；103、子箱体框架；104、上盖；105、子导热柱；2、冷板；3、辐射隔热层；301、安装避让孔；4、层间导热硅脂；5、反射器；6、探测器；7、隔热垫；8、隔热架；9、导热板；10、TEC模组；11、把手座；12、加热器；13、电源；14、综合处理模块层；15、光电模块层；16、电源模块层。

具体实施方式

以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

需要说明的是，图1和图4至7中标注的X1、X2、X3和X4用于表示不同的电器接口位置，以便于区分箱体1的各个子箱体框架103。

如图1-图12所示，本实施例提供一种热控装置，包括箱体1和冷板2，所述箱体1与所述冷板2抵靠并固定连接，所述箱体1的箱壁具有至少一个用于安装功能部件的功能部件安装孔101，所述箱体1内具有至少一个用于安装处理系统的安装腔，所述箱体1内具有导热柱102，所述导热柱102与所述箱体1靠近所述冷板2的内壁连接。

热控装置采用整块冷板2作为散热面热沉，功能部件和处理系统将热量直接传递至箱体1或者先传递至导热柱102再传递至箱体1，随后通过箱体1与冷板2接触换热，载荷外部的热量例如太空太阳阳照热量直接通过箱体1传递至冷板2。由此可对箱体1上的各个部件进行合理的热控设计、有效散热。

其中，箱体1可以为长方体或者其他立体几何形状，冷板2固定于箱体1的其中一侧，冷板2用于与航天器连接，冷板2的进液口和出液口与航天器的液冷管路连接。

可选的，导热柱102为至少一个，其可以设置在箱体1内的中部(不靠近箱体1侧壁)且一端与靠近冷板2的箱体1内壁固定连接，或者导热柱102贴靠箱体1侧壁设置，且与靠近冷板2的箱体1内壁抵接或固定。

可选的，导热柱102通过连接件与箱体1固定，或者与箱体1一体成型。

本实施例的热控装置不仅适用于激光时频传递载荷，也可适用于航天器的其他载荷。

在上述技术方案的基础上，还包括辐射隔热层3，所述辐射隔热层3固定包裹于所述箱体1的外侧，且对应所述功能部件安装孔101处具有安装避让孔301。

辐射隔热层3实现辐射隔热，减少箱体1及箱体1内的部组件与环境的辐射换热。

在上述技术方案的基础上，所述辐射隔热层3包括由内向外依次层叠设置的内覆膜、多层的隔热组件、外覆膜和原子氧防护布，所述隔热组件包括层叠设置的低发射率的反射屏和低导热系数的隔离层。

多层的隔热组件降低辐射换热，内覆膜用于与箱体1接触，外覆膜用于增加对空间环境的适应性。考虑到低轨存在原子氧腐蚀，设置原子氧防护布以降低原子氧腐蚀。

优选的，反射屏采用平整光滑的双面镀铝聚酯膜，隔离层采用涤纶网。内覆膜采用厚度为20um左右的双面镀铝聚酯薄膜，外覆膜选用ITO型单面镀铝聚酰亚胺膜、黑色聚酰亚胺膜和防原子氧复合膜(灰色、白色)等中的一种。

在上述技术方案的基础上，所述箱体1包括上盖104和多层上下依次设置的子箱体框架103，所述上盖104扣合在最上层的所述子箱体框架103上，并具有所述功能部件安装孔101，最下层的所述子箱体框架103与所述冷板2固定连接，每个所述子箱体框架103内分别具有所述安装腔，每个所述子箱体框架103内壁固定设有子导热柱105，相邻所述子箱体框架103的所述子导热柱105抵接，所有所述子箱体框架103的各所述子导热柱105组成所述导热柱102。

箱体1设计为多层结构，便于各层模块化安装，再多层进行组装。

具体的，每个所述子箱体框架103内壁的子导热柱105均竖直设置，相邻子箱体框架103的子导热柱105上下对正，多个所述子箱体框架103的子导热柱105组成所述导热柱102。当导热柱102设有至少两个时，每个导热柱102由多个依次抵接的子导热柱105组成，也就是说，所有所述子箱体框架103的相互抵接的各所述子导热柱105组成一个所述导热柱102。

在上述技术方案的基础上，相邻所述子箱体框架103之间涂有层间导热硅脂4。

层间导热硅脂4增加各个子箱体框架103之间导热性能。

本实施例还提供一种航天器激光时频传递载荷热控系统，包括反射器5、探测器6、处理系统和所述的热控装置，所述反射器5和所述探测器6安装于相应的所述功能部件安装孔101内，所述处理系统安装在所述安装腔内，并与所述导热柱102连接或与所述箱体1靠近所述冷板2的内壁连接。

热控装置确保航天器激光时频传递载荷的温控需求得到满足，进而可正常运行并达到设计寿命。

其中，反射器5和探测器6为航天器激光时频传递载荷的功能部件。

在上述技术方案的基础上，箱体1上还固定连接有把手座11，把手座11露出所述辐射隔热层3，箱体1内部具有与所述把手座11抵接的加热器12。由于把手座11没有辐射隔热层3的包覆，太阳照射时温度较高，没有太阳时温度特别低，因此，为了让把手座11的温度不至于太低(高低温交变不会太剧烈)，把手座11温度低时，加热器12开启加热模式，把温度控制在太阳照射时的温度，起到恒温控制的一个作用。在低温环境下，加热器12同时也可以提高箱体1内附近设备的温度。

在上述技术方案的基础上，所述处理系统包括依次布置于所述箱体1内的综合处理模块、光电模块和电源模块，且所述电源模块与所述箱体1靠近所述冷板2的内壁固定连接，所述综合处理模块和所述光电模块与所述导热柱102连接(抵接或固定连接)。

将航天器激光时频传递载荷中热耗较大的部组件尽量靠近冷板2，以保证部组件工作温度不会因为持续发热导致温度过高而发生失效。

具体的，所述子箱体框架103具有三层，由上至下分别称为综合处理模块层14、光电模块层15和电源模块层16，并相应的安装有综合处理模块、光电模块和电源模块，冷板2固定于最下方的子箱体框架103底面。上盖104所在位置称为上盖层。

具体的，综合处理模块的会发热的电子器件至少包括二极管、计时器和FPGA(Field Programmable Gate Array)，探测器6也连接在综合处理模块的电路板的电路中。

具体的，光电模块的会发热的电子器件至少包括光电转换器件。

具体的，电源模块的会发热的电子器件至少包括电源13和滤波器，电源模块发热量大，靠近冷板2设置。

在上述技术方案的基础上，所述综合处理模块、所述光电模块和所述电源模块中任一个的电子器件与电路板之间均设有导热填料；还包括至少一个导热板9，所述导热板9的中部与所述综合处理模块和/或所述光电模块的电子器件通过导热垫连接，所述导热板9的端部与所述导热柱102抵接并固定连接。

电子器件通过导热填料将热量传递至电路板，电路板经箱体1与冷板2换热。导热板9可将安装在箱体1内且离导热柱102较远的电子器件的热量传递至导热柱102，热量通过导热柱102传递至冷板2，从而实现箱体1内电子器件的有效散热。导热垫用于减小热阻。

优选的，电路板与箱体1之间也设有导热填料，减小热阻。

具体的，如图2、3和11所示，在综合处理模块层14设置有导热板9，该导热板称为T形导热板，T形导热板水平设置且中部与计时器和FPGA抵接，其横向的两端分别延伸至相应的箱体1侧壁并向上折弯形成接触段，两个接触段分别与箱体1两侧的两个导热柱102(综合处理模块层14子箱体框架103的子导热柱105)抵接并导热。

具体的，如图2、3和9所示，在光电模块层15设有TEC模组10(半导体制冷器)和导热板9，该导热板称为几字形导热板，几字形导热板的截面为几字形，其具有凹陷段，TEC模组10安装在凹陷段内，TEC模组10的吸热端与光电模块的电子器件抵接，TEC模组10的放热端与几字形导热板抵接并固定，几字形导热板的至少一端延伸至靠近导热柱102处或与导热柱102抵接，并固定。

在上述技术方案的基础上，还包括隔热垫7和隔热架8，所述反射器5与所述箱体1之间设有所述隔热垫7，所述隔热架8固定于所述箱体1内部，所述探测器6的一端固定于所述隔热架8上，另一端伸出相应的所述功能部件安装孔101。

反射器5和探测器6部分露在箱体1外，需要限制通过接触面的导热，以减少热量传递，保证箱体1内温度满足要求。减小接触面积或者传热系数均可降低通过接触面的热传递。设置隔热垫7和隔热架8后，原本直接接触的两个表面就只有连接点处存在接触，接触面积大为减小。由于隔热垫7和隔热架8均采用低导热系数材料，且隔热垫7或隔热架8与其相邻两个接触面均存在接触热阻，因此连接点处的热阻也会比没有隔热垫的情况要大很多，从而减少反射器5和探测器6向箱体1内的导热。

在上述技术方案的基础上，所述反射器5和所述探测器6露出所述箱体1的表面均采用铝合金光亮阳极氧化处理，所述反射器5和所述探测器6位于所述箱体1内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理，所述箱体1的外表面采用铝合金本色阳极氧化表面处理。

激光时频传递载荷应用在外部真空空间环境，其与外界环境的热交换基本上都是以辐射形式进行。因此激光时频传递载荷外表面的热控涂层对其温度控制影响较大。由于热控装置是采用导热安装、通过设置在安装面(与航天器连接的面)的冷板2进行控温，所以载荷整机外表面应采用太阳吸收率较低的热控涂层且吸辐比略小于1为最佳。这样可以减少外界环境对载荷部组件温度变化的影响。因此，激光时频传递载荷整机外表面选用铝合金本色阳极氧化表面处理，暴露在外面的反射器5和探测器6表面采用铝合金光亮阳极氧化处理，减少与外界环境的辐射换热，防止原子氧腐蚀。在激光时频传递载荷内部，为增强辐射换热能力，将发热部件产生的热耗通过辐射换热形式传递到底部冷板，采用发射率较高的热控涂层，因此反射器5和探测器6位于箱体1内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理。

本实施例的航天器激光时频传递载荷热控系统利用航天器提供的电、热及机械接口等资源，设计制造了可安装在航天器舱外的激光时频传递载荷热控系统，通过力、热多学科多目标拓扑优化，采用主被动热控方法；导热、隔热相结合的方法有效地将激光时频传递载荷工作的环境温度控制在最佳范围之内，特别是关键的光电模块的光电转换器件的温度变化率可控制在0.6°/min内(动态)，使激光时频传递载荷功能最优，完成最高指标的测量。

本实施例的航天器激光时频传递载荷热控系统根据光学部组件的空间对地要求及功能分区进行了相应的结构布局与热控设计；根据空间尺寸约束(受整流罩约束)与重量要求对整机进行了模块化、笼屉式结构设计，结构轻巧、集中，尺寸布局空间利用率高。

热控措施主要有整机的液体散热及保温(冷板2)、隔热防护(辐射隔热层3)以及把手座11的加热、导热(导热板9、导热柱102等导热结构以及导热填料)、TEC热控与表面热控涂层(黑色阳极氧化、光亮阳极氧化)等设计。

本实施例的航天器激光时频传递载荷热控系统各功能模块的高度集成化、组合化、模块化、轻量化设计和各模块在整体热控措施的基础上进行分层、分区精确温控。采用传统有限单元分析与结构力、热多学科多目标拓扑优化方法解决有限材料下的最优分布，满足环境力学的同时，也满足各层传热与精确温控的要求，将器件和组件的产热进行扩热/散热、闭合双向导热/保温、辐射散热、TEC热控、主动加热器、隔热、液冷冷板换热等多种热控措施集于一体的方法，实现了光学设备组件、各功能层式结构、各热控模组的集成设计，提高了环境适应性与可靠性，在研制过程中各模块更是可以独立开展工作，互不影响，最后集成总装即可。

本实施例的航天器激光时频传递载荷热控系统的设计思路及热控方法介绍：

一、热控系统功能：

热控系统的任务是根据激光时频传递载荷的飞行任务需求，在已知轨道、姿态、工作模式等条件下，采取措施来确保载荷的温控需求得到满足，进而可正常运行并达到设计寿命。热控方案以飞行器总体方案及舱壁热边界为基础，通过合理的热控设计，有效的组织外热流、舱外复杂环境辐射等的热交换，然后经过热仿真分析、试验验证，方案优化和选择，最终获得高效、可靠的热控系统，可兼顾装置在相应的轨道、姿态和工作模式下，保证载荷处在合理的温度范围内。

二、激光时频传递载荷热控需求:

由于太阳辐照的变化以及有航天器舱壁和周围载荷的近距离遮挡，激光时频传递载荷的外热流较为复杂，从而增加了热设计的难度。激光时频传递载荷的热控需求如表1所示：

表1激光时频传递载荷温控需求

名称	最佳工作温度范围
		FPGA	-45℃至+85℃
二极管	25℃至+50℃
		计时器	25℃至+50℃
光电模块	-40℃至+85℃
		电源模块	-55℃至+85℃
滤波器	-55℃至+85℃

三、装置特点：

综合处理模块层14的发热部件中，探测器、计时器和二极管均采用主备份设计，在轨期间主备份不同时工作；光电模块层15具有光电转换器件，总热耗为2.5W；电源模块层16具有DC-DC电源和滤波器，两者都采用主备份设计。表2给出了各个发热部件的详细热耗分布。

表2激光时频传递载荷热耗分布

激光时频传递载荷外热流的变化规律比较复杂，对装置的寿命和可靠性可能会产生不利的影响，故要求热控设计使得装置能够承受较宽泛的温度变化。激光时频传递载荷的箱体1底板与冷板2紧密接触，可作为整个装置的散热(保温)面(热沉)。

四、热控方法

针对舱外激光时频传递载荷的特性及空间环境，主要采用被动热控设计方案。整个装置采用整块冷板2作为散热面热沉，整机采用辐射隔热层3进行包覆，不能包覆的部组件结构表面采用铝合金光亮阳极氧化处理，以减少部组件与环境的辐射换热。在整体布局上，将载荷中热耗较大的部组件尽量靠近冷板2设置并采用导热安装，以保证部组件工作温度不会因为持续发热导致温度过高而发生失效。

载荷内部大功耗元器件热量通过绝缘导热垫传递到导热板9当中，再通过导热板9传递到箱体1上；其余元器件通过引脚导热或底部接触导热将热量导向电路板，电路板通过与结构件的接触将热量导向箱体1。箱体1将热流传递到冷板2当中。外热流(载荷外部的热量，包括但不限于太阳照射的热量)直接通过箱体1传递到冷板2当中。

通过对激光时频传递载荷的特点及其所在空间环境特性，拟采用的被动热控技术主要包括传热技术和隔热技术。其中传热技术主要包括导热材料、导热填料和热控涂层；隔热技术主要包括辐射隔热层3的包覆以及隔热结构。

综合激光时频传递载荷的特点，箱体1等主体结构材料采用铝合金7075，可以同时作为承载结构材料和导热功能材料。为满足试验功能，激光时频传递载荷存在较大热耗的模块尽量靠近冷板2进行布局。

激光时频传递载荷应用在外部真空空间环境，其与外界环境的热交换基本上都是以辐射形式进行。因此航天器激光时频传递载荷热控系统外表面的热控涂层对其温度控制影响较大。由于箱体1是采用导热安装并通过冷板进行控温，所以航天器激光时频传递载荷热控系统外表面应采用太阳吸收率较低的热控涂层且吸辐比略小于1为最佳。这样可以减少外界环境对载荷部组件温度变化的影响。因此，箱体1外表面选用铝合金本色阳极氧化表面处理，暴露在外面的反射器与探测器表面采用光亮阳极氧化处理，减少与外界环境的辐射换热。在激光时频传递载荷内部，为增强辐射换热能力，将发热部件产生的热耗通过辐射换热形式传递到底部冷板2，采用发射率较高的热控涂层，因此反射器和探测器位于箱体内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理。

五、隔热设计

(1)辐射隔热

辐射隔热的目的就是抑制物体与周围环境的辐射换热。物体向周围的净辐射热可以用以下公式表示：q＝εE_b-αG。式中，q为物体向周围的净辐射热；E_b为物体温度相同的黑体辐射力；ε为物体表面辐射发射率；G为物体表面的投射辐射；α为物体表面对投射辐射的吸收比。对于位于空间环境的航天器而言，G表示太阳辐射，α为物体表面太阳吸收比。由辐射热计算公式可知，隔热设计最重要的是尽可能减少辐射发射率ε和太阳吸收比α。通过对物体表面的热光学参数进行特殊设计，以减小自身向周围环境的热辐射，降低对周围环境热辐射(包括红外辐射、太阳辐射)的吸收。

在箱体1外侧包覆辐射隔热层3，通过对激光时频传递载荷的热环境进行分析，反射屏采用平整光滑的双面镀铝聚酯膜，间隔层采用涤纶网。多层的隔热组件朝向包覆对象的一面使用厚度为20um左右的双面镀铝聚酯薄膜，朝向空间的外表面膜需要考虑其对空间环境的适应性。外覆膜可选用ITO型单面镀铝聚酰亚胺膜、黑色聚酰亚胺膜、防原子氧复合膜(灰色、白色)等。考虑到低轨存在原子氧腐蚀，在外覆膜外面再包覆防原子氧布。

(2)导热隔热

在某些情况下，需要限制通过接触面的导热，以减少热量传递，保证某一侧温度满足要求。两接触面之间的传热计算公式如下所示：Q＝h·A·ΔT式中，A为接触面积；h为传热系数；ΔT为两接触面之间的温度差。由公式可知，减小接触面积或者传热系数均可降低通过接触面的热传递。导热隔热设计就是采取措施以减小接触面积或者传热系数，从而减小两接触面之间的导热或者增大两接触面之间的接触热阻。常用的导热隔热措施就是在两个面的连接点处使用低导热系数的隔热垫片。增加隔热垫后，原本直接接触的两个表面就只有连接点处存在接触，接触面积大为减小。由于隔热垫采用低导热系数材料，且隔热垫与两个表面均存在接触热阻，因此连接点处的热阻也会比没有隔热垫的情况要大很多。

以下为本实施例航天器激光时频传递载荷热控系统的仿真验证结果：

在以下仿真验证结果的表述中，β角指的是航天器轨道面与轨道坐标系中心到太阳的矢量之间的夹角。一年之中，空间站轨道面与轨道坐标系中心到太阳的矢量之间的夹角以类似正弦函数的模式进行变化，最大的时候为65.5°，最小的时候为-65.5°。随着β角从-65.5°到65.5°变化，入射的太阳对激光时频传递载荷的照射时间先增大后减小，导致在每一轨道的平均外热流也呈现先增大后减小。由此可以判断β＝-65.5°和65.5°时，激光时频传递载荷处于低温工况；β＝0°时，为高温工况。仿真过程中对最恶劣的工况进行仿真(最高温和最低温)，仿真的是箱体1内不设置加热装置的情况。

1、高温工况，β角为0°，冷板安装面(冷板与箱体接触面)温度为30℃。

此工况模拟在冷板2温度为30℃，β角为0°情况下，设备在轨持续测量工作。整个设备稳定后50800s时刻，设备温度较高的区域位于下层(电源模块层16)，上层(综合处理模块层14)温度较低，这是由于本身激光时频传递载荷发热量不大，因此箱体1上部的温度比冷板2的温度低。设备最低温度为零下1℃，最高温度为33℃。各个部组件的温度均位于其工作温度范围之内，满足设计要求。

二极管温度随时间变化曲线(未示出)中，在20000s后二极管温度达到稳定状态，温度呈现周期变动，温度变化范围为30℃至40℃之间，位于最佳工作温度25℃至50℃范围。

2、低温工况，β角为65.5°，冷板安装面温度0℃。

此工况模拟在冷板温度为0℃，β角为65.5°情况下，设备在轨持续测量工作。设备稳定后30540s时刻，设备温度较高的区域位于上层(综合处理模块层14)箱体1侧壁的中间区域及上盖104的中间区域，这是由于采用导热板9将该层电子器件热量导到箱体1的原因。设备最低温度为零下1℃，最高温度为19℃。各个部组件的温度均位于其工作温度范围之内，满足设计要求。

二极管温度随时间变化曲线(未示出)中，在10000s后二极管温度达到稳定状态，温度呈现周期变动，温度变化范围为8℃至15℃之间，位于厂家要求的工作温度范围内。考虑到实际使用时，可以开启加热器可以提高箱体1内温度，从而使二极管可以位于最佳工作温度25℃至50℃范围。

3、结论

在当前的热控方案设计之下，根据不同工况条件及工作任务模式，对航天器激光时频传递载荷热控系统开展了热仿真工作，获取了激光时频传递载荷在当前热控措施下的关键部组件温度分布情况如表3所示。

表3激光时频传递载荷热仿真满足度情况

根据最高温和最低温的极端工况仿真，说明器件工作温度满足了工作温度范围。而对于航天领域常讲的裕度设计、降额设计，就是要避免临界温度使用，减少对寿命的影响。要满足最佳工作温度范围，在实际工作过程中，需要开启加热器12，在低温工况下就可以满足最佳工作温度范围。仿真一般仿真加热器不打开的情况。可以根据仿真的结果，判断选用什么功率的加热器(温度调节范围更宽)。本方案经过实际的试验测试，各处温度均满足设计要求。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“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发明和简化描述，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发明的限制。

在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，包括反射器(5)、探测器(6)、处理系统和热控装置，所述热控装置包括箱体(1)和冷板(2)，所述箱体(1)与所述冷板(2)抵靠并固定连接，所述箱体(1)的箱壁具有至少一个用于安装功能部件的功能部件安装孔(101)，所述箱体(1)内具有至少一个用于安装处理系统的安装腔，所述箱体(1)内具有导热柱(102)，所述导热柱(102)与所述箱体(1)靠近所述冷板(2)的内壁连接；所述箱体(1)包括上盖(104)和三层上下依次设置的子箱体框架(103)，所述上盖(104)扣合在最上层的所述子箱体框架(103)上，并具有所述功能部件安装孔(101)，最下层的所述子箱体框架(103)与所述冷板(2)固定连接，每个所述子箱体框架(103)内分别具有所述安装腔，每个所述子箱体框架(103)内壁固定设有子导热柱(105)，相邻所述子箱体框架(103)的所述子导热柱(105)抵接，所有所述子箱体框架(103)的各所述子导热柱(105)组成所述导热柱(102)；

所述反射器(5)和所述探测器(6)安装于相应的所述功能部件安装孔(101)内，所述处理系统安装在所述安装腔内，并与所述导热柱(102)连接或与所述箱体(1)靠近所述冷板(2)的内壁连接；

所述处理系统包括综合处理模块、光电模块和电源模块，三层所述子箱体框架(103)由上至下分别称为综合处理模块层(14)、光电模块层(15)和电源模块层(16)，并相应的安装有所述综合处理模块、所述光电模块和所述电源模块，所述冷板(2)固定于最下方的所述子箱体框架(103)底面，所述综合处理模块和所述光电模块与所述导热柱(102)连接，所述综合处理模块包括二极管、计时器和FPGA。

2.根据权利要求1所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，还包括辐射隔热层(3)，所述辐射隔热层(3)固定包裹于所述箱体(1)的外侧，且对应所述功能部件安装孔(101)处具有安装避让孔(301)。

3.根据权利要求2所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，所述辐射隔热层(3)包括由内向外依次层叠设置的内覆膜、多层的隔热组件、外覆膜和原子氧防护布，所述隔热组件包括层叠设置的反射屏和隔离层。

4.根据权利要求1所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，相邻所述子箱体框架(103)之间涂有层间导热硅脂(4)。

5.根据权利要求1所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，所述综合处理模块、所述光电模块和所述电源模块中任一个的电子器件与电路板之间均设有导热填料；还包括至少一个导热板(9)，所述导热板(9)的中部与所述综合处理模块和/或所述光电模块的电子器件通过导热垫连接，所述导热板(9)的端部与所述导热柱(102)抵接并固定连接。

6.根据权利要求1所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，还包括隔热垫(7)和隔热架(8)，所述反射器(5)与所述箱体(1)之间设有所述隔热垫(7)，所述隔热架(8)固定于所述箱体(1)内部，所述探测器(6)的一端固定于所述隔热架(8)上，另一端伸出相应的所述功能部件安装孔(101)。

7.根据权利要求1-6任一项所述的一种航天器激光时频传递载荷热控系统，其特征在于，所述反射器(5)和所述探测器(6)露出所述箱体(1)的表面均采用铝合金光亮阳极氧化处理，所述反射器(5)和所述探测器(6)位于所述箱体(1)内部的表面采用铝合金黑色阳极氧化处理，所述箱体(1)的外表面采用铝合金本色阳极氧化表面处理。