CN116321996B - 卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统，涉及卫星热控制技术领域，包括：卫星舱板、瞬时高热耗设备、预埋热管组件和外贴热管；其中，瞬时高热耗设备设置于卫星舱板的一侧；卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，预埋热管组件包括第一预埋热管和第二预埋热管，第一预埋热管放置于第一U形槽，第二预埋热管放置于第二U形槽内；外贴热管设置于卫星舱板的另一侧，外贴热管在卫星舱板法线投影上分别与第一预埋热管、第二预埋热管的局部位置重合。本发明可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，从而降低了散热所需的成本。

Description

卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统

技术领域

本发明涉及卫星热控制技术领域，尤其是涉及一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统。

背景技术

随着卫星任务需求的不断深入，设备集成设计程度越来越高，一方面设备输出功率增大，热耗随之增加，但因空间外热流环境复杂，设备极易超温；另一方面，受空间资源限制及快速总装的要求，对热控分系统的重量及复杂度也提出了严格要求。目前，针对瞬时高热耗设备的散热手段主要为将其直接安装至舱板散热面上，热量通过散热面直接排散至冷空间，为提高散热面的温度均匀性，在安装板内部预埋正交热管网络，或者通过“环路热管+辐射器”的手段，利用环路热管将设备热量传输至辐射器，并通过辐射器将热量排散至冷空间。

目前，采用舱板内部预埋正交热管网络的手段，虽能大幅度提高散热面的温度均匀性，但热管之间接触面积有限，需使用多根热管来保证搭接面积，且多根热管间仍存在一定的温差。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统，可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，从而降低了散热所需的成本。

第一方面，本发明实施例提供了一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置，包括：卫星舱板、瞬时高热耗设备、预埋热管组件和外贴热管；其中，

所述瞬时高热耗设备设置于所述卫星舱板的一侧；

所述卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，所述预埋热管组件包括第一预埋热管和第二预埋热管，所述第一预埋热管放置于所述第一U形槽，所述第二预埋热管放置于所述第二U形槽内；

所述外贴热管设置于所述卫星舱板的另一侧，所述外贴热管在所述卫星舱板法线投影上分别与所述第一预埋热管、所述第二预埋热管的局部位置重合。

在一种实施方式中，所述卫星舱板包括内铝蒙皮、铝蜂窝和外铝蒙皮；其中，

所述瞬时高热耗设备设置于所述内铝蒙皮上，所述铝蜂窝设置有所述第一U形槽和所述第二U形槽，所述外贴热管设置于所述外铝蒙皮上。

在一种实施方式中，所述第一预埋热管和所述第二预埋热管均为U形热管；

所述第一预埋热管的第一翅片和所述第二预埋热管的第一翅片均通过胶膜与所述内铝蒙皮接触；

所述第一预埋热管的第二翅片和所述第二预埋热管的第二翅片均通过胶膜与所述外铝蒙皮接触。

在一种实施方式中，所述外贴热管为U形热管，所述外贴热管的第一翅片经第一导热材料与所述外铝蒙皮接触。

在一种实施方式中，所述外铝蒙皮设置有第一通孔和第二通孔；

所述外贴热管的第一翅片经所述第一通孔与所述第一预埋热管的第二翅片的局部位置重合；所述外贴热管的第一翅片经所述第二通孔与所述第二预埋热管的第二翅片的局部位置重合；

所述第一通孔和所述第二通孔内均填充有第二导热材料。

在一种实施方式中，还包括长期工作设备，所述长期工作设备的运行温度要求与所述瞬时高热耗设备的运行温度要求一致；

所述长期工作设备设置于所述内铝蒙皮上。

在一种实施方式中，所述内铝蒙皮中除所述瞬时高热耗设备和所述长期工作设备的安装区域外，均喷涂有黑漆；

所述外铝蒙皮中除所述外贴热管安装区域外，均喷涂有白漆。

在一种实施方式中，还包括加热结构，所述加热结构设置于所述内铝蒙皮，且所述加热结构与所述瞬时高热耗设备之间的距离小于预设阈值；

所述加热结构用于调节所述瞬时高热耗设备所处环境的温度，以满足所述瞬时高热耗设备的运行温度要求。

在一种实施方式中，所述加热结构包括电加热器和温度传感器。

第二方面，本发明实施例还提供一种卫星瞬时高热耗设备的散热系统，包括：第一方面提供的任一项所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置。

本发明实施例提供的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统，包括：卫星舱板、瞬时高热耗设备、预埋热管组件和外贴热管；其中，瞬时高热耗设备设置于卫星舱板的一侧；卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，预埋热管组件包括第一预埋热管和第二预埋热管，第一预埋热管放置于第一U形槽，第二预埋热管放置于第二U形槽内；外贴热管设置于卫星舱板的另一侧，外贴热管在卫星舱板法线投影上分别与第一预埋热管、第二预埋热管的局部位置重合。本发明实施例提供的上述装置，在卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，以使第一预埋热管放置于第一U形槽，第二预埋热管放置于第二U形槽内，也即将热管形状进行了优化，从而可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，以降低散热所需的成本。

本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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方式，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为本发明实施例提供的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的另一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的另一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的截面剖视图；

图5为本发明实施例提供的一种外贴热管与预埋热管搭接爆炸图；

图6为本发明实施例提供的一种外贴热管与预埋热管搭接截面剖视图；

图7为本发明实施例提供的一种预埋热管的截面剖视图；

图8为本发明实施例提供的一种第一预埋热管的结构示意图；

图9为本发明实施例提供的一种第二预埋热管的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的一种外贴热管的截面剖视图；

图11为本发明实施例提供的一种外贴热管的结构示意图。

图标：1-卫星舱板；11-外铝蒙皮；111-第一通孔；112-第二通孔；12-内铝蒙皮；2-瞬时高热耗设备；3-外贴热管；31-外贴热管的第一翅片；4-第一预埋热管；41-第一预埋热管的第一翅片；42-第一预埋热管的第二翅片；5-第二预埋热管；51-第二预埋热管的第一翅片；52-第二预埋热管的第二翅片；6-长期工作设备；7-电加热器；8-温度传感器；9-第一导热材料；10-第二导热材料。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合实施例对本发明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做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。

目前，采用舱板内部预埋正交热管网络的手段，虽能大幅度提高散热面的温度均匀性，但热管之间接触面积有限，需使用多根热管来保证搭接面积，且多根热管间仍存在一定的温差，基于此，本发明实施提供了一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置及系统，可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，从而降低了散热所需的成本。

为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置进行详细介绍，参见图1所示的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图，该装置包括：卫星舱板1、瞬时高热耗设备2、预埋热管组件和外贴热管3。

在一例中，卫星舱板1包括内铝蒙皮12、铝蜂窝和外铝蒙皮11。

在一例中，瞬时高热耗设备2设置于卫星舱板1的一侧。具体的，瞬时高热耗设备2可以设置于内铝蒙皮12上。

在一例中，卫星舱板1内部设置有第一U形槽和第二U形槽，预埋热管组件包括第一预埋热管4和第二预埋热管5，第一预埋热管4放置于第一U形槽，第二预埋热管5放置于第二U形槽内。可选的，可以在铝蜂窝局部位置挖U形槽，第一预埋热管4和第二预埋热管5放入槽中。可选的，第一预埋热管4和第二预埋热管5的类型均为工字型双孔氨轴向槽道热管，形状为U形。

在一例中，外贴热管3设置于卫星舱板1的另一侧，外贴热管3在卫星舱板1法线投影上分别与第一预埋热管4、第二预埋热管5的局部位置重合。可选的，外贴热管3的类型为工字型单孔氨轴向槽道热管，形状为U形。具体的，外贴热管3可以设置于外铝蒙皮11上。

本发明实施例提供的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，在卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，以使第一预埋热管放置于第一U形槽，第二预埋热管放置于第二U形槽内，也即将热管形状进行了优化，从而可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，以降低散热所需的成本。

为便于理解，本发明实施例提供了一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的具体结构，该装置包括卫星舱板1、瞬时高热耗设备2、外贴热管3、第一预埋热管4、第二预埋热管5、长期工作设备6和加热结构，加热结构包括电加热器7和温度传感器8。

在一种实施方式中，参见图2所示的另一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图，图2示意出卫星舱板1上设置有瞬时高热耗设备2、长期工作设备6、电加热器7和温度传感器8。

为优化设备结构布局，在瞬时高热耗设备2周围且在预埋热管路径上布置同一温度水平的长期工作设备6。在一例中，长期工作设备6的运行温度要求与瞬时高热耗设备2的运行温度要求一致，均为-15℃～+50℃。

另外，瞬时高热耗设备2和长期工作设备6均直接与卫星舱板1导热安装，接触面填充导热硅脂，导热硅脂的牌号为RKTL-DRZ-1。具体的，瞬时高热耗设备2和长期工作设备6设置于内铝蒙皮12上。

本发明实施例通过优化热管形状及布局，强化热管间的传热效率，提高散热面的利用效率，同时在瞬时高热耗设备2周围布置长期工作设备6，一方面可增大该区域的热容，减小瞬时设备工作时的温度波动，另一方面，当瞬时高热耗设备2不工作时，长期工作设备6对该区域辅助加热，可减少热控补偿加热功率。

目前，热控方法包括被动热控和主动热控两种，本发明实施例采用主动热控方法。在一例中，加热结构设置于内铝蒙皮，且加热结构与瞬时高热耗设备之间的距离小于预设阈值，该加热结构用于调节瞬时高热耗设备所处环境的温度，以满足瞬时高热耗设备的运行温度要求。其中，加热结构包括电加热器7和温度传感器8。请继续参见图2，为保证瞬时高热耗设备2不工作时的温度指标满足要求，采取以电加热为主的主动热控设计，在瞬时高热耗设备2安装面周围粘贴聚酰亚胺薄膜型电加热器7和温度传感器8，温度传感器8为MF501互换型热敏电阻，安装电加热器不仅可以恒温控制，还可以通过地面遥控注入数据，进行在轨阈值更改。

本发明实施例通过在瞬时高热耗设备2安装面周围布置电加热器7进行主动控温，保证设备不工作时的温度满足指标要求。通过上述方案，可将瞬时高热耗设备2的温度控制在指标要求范围内。另外，通过优化热管形状及布局，提高了散热面的利用效率，优化了热管间的传热路径。在瞬时高热耗设备2周围布置长期工作设备6，减小了瞬时高热耗设备2时的温度波动，同时减小了瞬时高热耗设备2不工作时的电加热补偿功率，使热控分系统性能更加优化。

在前述图2的基础上，本发明实施例进一步提供了如图3所示的另一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的结构示意图，以及图4所示的一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置的截面剖视图，其中，卫星舱板1为铝蒙皮铝蜂窝板，铝蜂窝厚度为19.1mm，铝蒙皮包括内铝蒙皮和外铝蒙皮11，蒙皮厚度均为0.3mm，瞬时高热耗设备2和长期工作设备6均设置于内铝蒙皮12上，外贴热管3设置于外铝蒙皮11上。

另外，铝蜂窝设置有第一U形槽和第二U形槽，具体的，铝蜂窝局部位置挖“U”形槽，第一预埋热管4和第二预埋热管5放入槽中，热管厚度与铝蜂窝厚度一致。

为便于对第一预埋热管4和第二预埋热管5进行理解，参见图5所示的一种外贴热管与预埋热管搭接爆炸图和图6所示的一种外贴热管与预埋热管搭接截面剖视图，其中，第一预埋热管4和第二预埋热管5均为U形热管。具体的，参见图7所示的一种预埋热管的截面剖视图，第一预埋热管4和第二预埋热管5的类型均为工字形30×19.1双孔铝氨轴向槽道热管，形状为“U”形。

在一例中，参见图8所示的一种第一预埋热管的结构示意图，图8示意出第一预埋热管4设置有第一翅片41和第二翅片42；参见图9所示的一种第二预埋热管的结构示意图，图9示意出第二预埋热管5设置有第一翅片51和第二翅片52。

其中，第一预埋热管4的第一翅片41和第二预埋热管5的第一翅片51均通过胶膜与内铝蒙皮12接触；第一预埋热管4的第二翅片42和第二预埋热管5的第二翅片52均通过胶膜与外铝蒙皮11接触。在实际应用中，热管两侧翅片通过胶膜分别与舱板内蒙皮和外蒙皮接触。具体的，第一预埋热管4的第一翅片41和第二预埋热管5的第二翅片51通过胶膜与舱板内铝蒙皮12接触，第一预埋热管4的第二翅片42和第二预埋热管5的第二翅片52通过胶膜与舱板外铝蒙皮11接触，为减小拐弯半径，将热管拐弯处的翅片削掉。

在一种实施方式中，在舱板外蒙皮表面外贴一根“U”形热管(也即，外贴热管3)。请继续参见图4，图4示意出外贴热管3为U形热管，具体的，参见图10所示的一种外贴热管的截面剖视图，外贴热管3的类型为工字形30×10单孔铝氨轴向槽道热管，形状为“U”形。

在一例中，参见图11所示的一种外贴热管的结构示意图，图11示意出外贴热管3设置有第一翅片31。

在一例中，外贴热管与舱板外蒙皮导热安装，接触面填充导热垫，热管通过卡箍加压固定。具体的，外贴热管3的第一翅片31经第一导热材料9与外铝蒙皮11接触。具体的，外贴热管3的第一翅片31与舱板外铝蒙皮11接触，接触面填充第一导热材料9，其中第一导热材料9也即导热垫，导热垫的牌号为silpad2000，热管通过卡箍加压固定，为减小拐弯半径，将热管拐弯处的翅片削掉。

进一步的，外贴热管3局部位置在舱板上的法向投影与预埋热管重合。具体的，外贴热管3在卫星舱板1上的法向投影与第一预埋热管4的第二翅片42和第二预埋热管5的第二翅片52局部位置重合。

进一步的，为缩短传热路径和减小接触热阻，舱板外蒙皮局部区域开矩形孔，从而使外贴热管与预埋热管能直接接触，并在接触面填充第二导热材料10。具体的，外铝蒙皮11设置有第一通孔111和第二通孔112，第一通孔111和第二通孔112内均填充有第二导热材料10。

在具体实现时，外贴热管3的第一翅片31经第一通孔111与第一预埋热管4的第二翅片42的局部位置重合；另外，外贴热管3的第一翅片31经第二通孔112与第二预埋热管5的第二翅片52的局部位置重合。其中，外贴热管3的第一翅片31与第一预埋热管4的第二翅片42和第二预埋热管5的第二翅片52能接触的位置填充第二导热材料10，第二导热材料10也即导热垫，导热垫的牌号为silpad2000。

具体的，外贴热管3的第一翅片61与舱板外铝蒙皮11之间填充的第一导热材料9的厚度为0.5mm，设计压缩量60％，压缩后的厚度为0.2mm。进一步的，外贴热管3的第一翅片31与预埋热管之间填充的第二导热材料10的厚度为0.8mm，设计压缩量37.5％，压缩后的厚度为0.5mm。

在一种实施方式中，内铝蒙皮中除瞬时高热耗设备和长期工作设备的安装区域外，均喷涂有黑漆；外铝蒙皮中除外贴热管安装区域外，均喷涂有白漆。具体的，舱板外铝蒙皮11表面喷涂KS-ZA白漆作为散热面，将设备热量排散至冷空间；舱板内铝蒙皮12表面喷涂E51-M黑漆，增强舱内的辐射换热；外贴热管3除安装面外，其余表面粘贴低吸收发射比的热控薄膜。

优选的，舱板外铝蒙皮11表面除外贴热管安装区域，其余部分均喷涂KS-ZA白漆用作散热面，将设备热量排散至冷空间；外贴热管3除安装面外，其余部分粘贴F46镀银二次表面镜；舱板内铝蒙皮12表面除设备安装面外，其余部分喷涂E51-M黑漆，瞬时高热耗设备2和长期工作设备6表面除安装面外，其余部分黑色阳极氧化处理，增强舱内辐射换热。

综上所述，本发明实施例提供的卫星瞬时高热耗设备的散热装置至少具有以下特点：

(1)热管形状设计成“U”形；(2)舱板外蒙皮局部区域开孔，使预埋热管和外贴热管局部位置直接接触；(3)瞬时高热耗设备周围布置同一温度指标要求的长期工作设备

本发明实施例提供的卫星瞬时高热耗设备的散热装置可达到的技术效果如下所示：

(1)优化了热管形状，提高了散热面的利用效率,减少了热管数量，降低了成本；(2)减小了预埋热管和外贴热管间的接触热阻，提高了热管间的传热效率；(3)优化设备结构布局，减小了瞬时设备工作时的温度波动，同时减小了瞬时设备不工作时的补偿加热功率。

进一步的，本发明实施例还提供了一种卫星瞬时高热耗设备的散热系统，该系统包括前述实施例提供的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，在卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，以使第一预埋热管放置于第一U形槽，第二预埋热管放置于第二U形槽内，也即将热管形状进行了优化，从而可以显著提高散热面的利用效率，同时还可以有效减少热管数量，以降低散热所需的成本。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的具体工作过程，可以参考前述实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本发明实施例的描述中，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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，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：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

Claims (7)

1.一种卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，包括：卫星舱板、瞬时高热耗设备、预埋热管组件和外贴热管；其中，

所述瞬时高热耗设备设置于所述卫星舱板的一侧；

所述卫星舱板内部设置有第一U形槽和第二U形槽，所述预埋热管组件包括第一预埋热管和第二预埋热管，所述第一预埋热管放置于所述第一U形槽，所述第二预埋热管放置于所述第二U形槽内；

所述外贴热管设置于所述卫星舱板的另一侧，所述外贴热管在所述卫星舱板法线投影上分别与所述第一预埋热管、所述第二预埋热管的局部位置重合；

所述卫星舱板包括内铝蒙皮、铝蜂窝和外铝蒙皮；其中，所述瞬时高热耗设备设置于所述内铝蒙皮上，所述铝蜂窝设置有所述第一U形槽和所述第二U形槽，所述外贴热管设置于所述外铝蒙皮上；所述外贴热管为U形热管，所述外贴热管的第一翅片经第一导热材料与所述外铝蒙皮接触；

所述外铝蒙皮设置有第一通孔和第二通孔；所述外贴热管的第一翅片经所述第一通孔与所述第一预埋热管的第二翅片的局部位置重合；所述外贴热管的第一翅片经所述第二通孔与所述第二预埋热管的第二翅片的局部位置重合；所述第一通孔和所述第二通孔内均填充有第二导热材料；

在所述瞬时高热耗设备周围布置长期工作设备，从而增大该区域的热容，减小瞬时设备工作时的温度波动，以及当所述瞬时高热耗设备不工作时，所述长期工作设备对该区域辅助加热，减少热控补偿加热功率。

2.根据权利要求1所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，所述第一预埋热管和所述第二预埋热管均为U形热管；

所述第一预埋热管的第一翅片和所述第二预埋热管的第一翅片均通过胶膜与所述内铝蒙皮接触；

所述第一预埋热管的第二翅片和所述第二预埋热管的第二翅片均通过胶膜与所述外铝蒙皮接触。

3.根据权利要求1所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，所述长期工作设备的运行温度要求与所述瞬时高热耗设备的运行温度要求一致；

所述长期工作设备设置于所述内铝蒙皮上。

4.根据权利要求3所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，所述内铝蒙皮中除所述瞬时高热耗设备和所述长期工作设备的安装区域外，均喷涂有黑漆；

所述外铝蒙皮中除所述外贴热管安装区域外，均喷涂有白漆。

5.根据权利要求1所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，还包括加热结构，所述加热结构设置于所述内铝蒙皮，且所述加热结构与所述瞬时高热耗设备之间的距离小于预设阈值；

所述加热结构用于调节所述瞬时高热耗设备所处环境的温度，以满足所述瞬时高热耗设备的运行温度要求。

6.根据权利要求5所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置，其特征在于，所述加热结构包括电加热器和温度传感器。

7.一种卫星瞬时高热耗设备的散热系统，其特征在于，包括：权利要求1-6任一项所述的卫星瞬时高热耗设备的散热装置。