CN116744639A - 用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及卫星光电测量与感知技术领域，尤其涉及一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置及方法，热管理装置包括支架、金属壳、电路板、二级TEC制冷组件、热沉、微型热管和传热固定底板，通过二级TEC制冷组件制冷，并与热沉、微型热管以及卫星舱体恒温板的串联设计，热沉、微型热与传热固定底板形成一整体热传导链，卫星舱体恒温板内部预埋有大型热管，通过热管内部工质循环将传热固定底板的热导出，完成光电成像元件的全流程热管理。实现大面阵单光子成像元件的热管理和轻小型化设计，通过传热固定底板的设置使热管理装置具备抗空间力学环境能力，适用于航天工程应用。热管理方法整体热管理过程简单、方便操作、热管理效果可靠。

Description

用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置及方法

技术领域

本发明涉及卫星光电测量与感知技术领域，尤其涉及一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置及方法。

背景技术

随着光电技术快速发展，大面阵光电成像元件在航天光电测量领域中得到了快速应用。例如大面阵单光子成像元件(128*128或者256*256，甚至更大面阵阵列的成像元件)在空间深冷环境工作过程中光敏面工作温度应在-40℃，但工作界面的温度通常为常温20℃，如何对其进行有效热管理，并正常工作是一项具有极大挑战的设计。

目前常采用TEC或者杜瓦瓶的方式对成像元件进行制冷，以达到光敏面的最佳工作温度，但TEC制冷能力有限，效率相对较低，在制冷过程中产生额外热耗，并对制冷功耗需求很大；杜瓦瓶制冷方式能够达到较低的温度，但重量在公斤级，并且体积均很大，不适用有轻小型化的航天工程任务。此外，由于空间光电成像元件安装在卫星等空间设备，因此，空间光电成像元件的热管理装置在空间环境中使用时还需要考虑空间环境(振动、冲击等)对热管理装置的影响，目前市面上的散热设备不适用空间光电成像元件的热管理。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置及方法，解决现有空间光电成像元件的制冷结构重量和体积较大的问题。

为了实现上述目的，第一方面，本发明提供了一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置，包括：

支架，为板状，具有第一贯穿孔；

金属壳，其中一侧壁上设有蓝宝石窗口，与蓝宝石窗口间隔相对的另一侧壁上设有第二贯穿孔；以及

电路板，具有第三贯穿孔；

金属壳和电路板分别固定在支架的两侧，第一贯穿孔、第二贯穿孔和第三贯穿孔相对应连通，形成嵌设通道；

还包括：

二级TEC制冷组件，嵌设于嵌设通道内，光电成像元件位于金属壳内与二级TEC制冷组件的冷端连接，二级TEC制冷组件的温控板与电路板信号连接；

热沉，嵌设于嵌设通道内，其一端与二级TEC制冷组件的热端连接；

微型热管，其中一端的一段管体与热沉贴合连接；

传热固定底板，固定于卫星舱体恒温板上，且传热固定底板和卫星舱体恒温板的传热面相贴合，微型热管的另一端的一段管体与传热固定底板贴合连接，支架垂直于传热固定底板；以及

温度传感器，设置在金属壳内且与电路板信号连接，用于检测光电成像元件的温度。

可选地，热管理装置还包括压板，压板与电路板或者支架固定，压紧微型热管。

可选地，压板还具有卡口，卡口卡紧微型热管。

可选地，温控板通过固定框固定在传热固定底板上，且固定框跨设在微型热管上方。

可选地，金属壳上设有抽气口，用于抽真空，真空度不大于1.3×10^-3Pa。

可选地，热沉与二级TEC制冷组件的热端相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂；

热沉与微型热管相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂；

微型热管与传热固定底板相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂。

可选地，电路板和金属壳与支架通过螺钉连接；

传热固定底板与卫星舱体恒温板通过多个螺钉固定连接。

可选地，金属壳的材料为可伐合金；

热沉的材料为钨铜；

传热固定底板采用高体积分数SiC/Al复合材料。

可选地，微型热管的数量为两根。

第二方面，本发明还提供了一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理方法，采用第一方面中任一项的热管理装置进行热管理，步骤如下：

S1.启动卫星舱体恒温板的热管工质；

S2.启动空间光电成像元件的工作成像待机模式；

S3.启动二级TEC制冷组件，并将光电成像元件制冷至-40℃；

S4.采用温度传感器进行温度检测，判断光电成像元件是否达到-40℃；

S5.光电成像元件的温度达到-40℃时，光电成像元件进入成像模式，否则重复步骤S3～S5。

本发明的上述技术方案具有如下优点：

本发明提供的用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置，包括支架、金属壳、电路板、二级TEC制冷组件、热沉、微型热管和传热固定底板，金属壳和电路板分别固定在支架的两侧，三者之间具有嵌设通道，二级TEC制冷组件4嵌设于嵌设通道内，光电成像元件位于金属壳内与二级TEC制冷组件的冷端连接，二级TEC制冷组件的温控板与电路板信号连接，热沉嵌设于嵌设通道内，其一端与二级TEC制冷组件的热端连接，微型热管的其中一端的一段管体与热沉贴合连接。传热固定底板固定于卫星舱体恒温板上，微型热管的另一端的一段管体与传热固定底板贴合连接，支架垂直于传热固定底板，温度传感器设置在金属壳内且与电路板信号连接。该热管理装置通过二级TEC制冷组件制冷，并与热沉、微型热管以及卫星舱体恒温板的串联设计，热沉、微型热与传热固定底板形成一个整体的热传导链，卫星舱体恒温板内部预埋有大型热管，通过热管内部的工质循环将传热固定底板的热导出，完成光电成像元件的全流程热管理。实现大面阵单光子成像元件的热管理和轻小型化设计，通过传热固定底板的设置使热管理装置具备抗空间力学环境能力，适用于航天工程应用。

本发明提供的用于卫星上的空间光电成像元件的热管理方法，采用上述热管理装置进行热管理，整体热管理过程简单、方便操作、热管理效果可靠。

附图说明

本发明附图仅为说明目的提供，图中各部件的比例与数量不一定与实际产品一致。

图1是本发明实施例一中一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置的结构示意图；

图2是图1中热管理装置另一角度的结构示意图；

图3是图1中热管理装置又一角度的结构示意图；

图4是本发明实施例一中一种压板的结构示意图；

图5是本发明实施例一中一种支架的结构示意图；

图6是本发明实施例一中一种热管理装置的部分部件的位置示意图；

图7是本发明实施例二中一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置的结构示意图。

图中：

100：光电成像元件；

1：支架；

11：第一贯穿孔；

2：金属壳；

21：蓝宝石窗口；

3：电路板；

31：排线接口；

4：二级TEC制冷组件；

41：温控板；

5：热沉；

6：微型热管；

7：传热固定底板；

8：卫星舱体恒温板；

9：压板；

91：卡口；

10：固定框。

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，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例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的一部分实施例，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的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。

在本发明的描述中，还需要说明的是，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。

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。

实施例一

参见图1～图6所示，本发明实施例提供的用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置包括支架1、金属壳2、电路板3、二级TEC制冷组件4、热沉5、微型热管6和传热固定底板7。

参见图1、图5和图6所示，支架1主体结构为板状，其上设有贯穿支架1的第一贯穿孔11。

参见图1和图6所示，金属壳2的其中一侧壁(背离支架1的一侧壁)上设有蓝宝石窗口21，与蓝宝石窗口21间隔相对的另一侧壁上设有第二贯穿孔。

参见图2和图6所示，电路板3上具有第三贯穿孔。金属壳2和电路板3分别固定在支架1的两侧，第一贯穿孔11、第二贯穿孔和第三贯穿孔相对应连通，形成嵌设通道。电路板3上设有排线接口31用于与其他部件连接。

参见图6所示，二级TEC制冷组件4嵌设于嵌设通道内，光电成像元件100位于金属壳2内与二级TEC制冷组件4的冷端连接，二级TEC制冷组件的温控板41与电路板3信号连接。

参见图2和图6所示，热沉5嵌设于嵌设通道内，其一端与二级TEC制冷组件4的热端连接，另一端位于嵌设通道外。微型热管6的其中一端的一段管体与热沉5贴合连接。传热固定底板7固定于卫星舱体恒温板8上，且传热固定底板7和卫星舱体恒温板8的传热面相贴合，微型热管6的另一端的一段管体与传热固定底板7贴合连接，支架1垂直于传热固定底板7，参见图2和图3所示，使微型热管6整体呈L型或者近似L型，减少空间占用。

温度传感器设置在金属壳2内且与电路板3信号连接，用于检测光电成像元件100的温度，并反馈给电路板3，电路板3向温控板41发射信号调节二级TEC制冷组件4的温度。

本实施例提出的用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置通过二级TEC制冷组件4制冷，并与热沉5、微型热管6以及卫星舱体恒温板8的串联设计，热沉5、微型热管6与传热固定底板7形成一个整体的热传导链，卫星舱体恒温板8内部预埋有大型热管，通过热管内部的工质循环将传热固定底板7的热导出，完成光电成像元件的全流程热管理。实现大面阵单光子成像元件的热管理和轻小型化设计，能够使成像组件重量不大于200克，体积不大于60*60*130mm³，整体尺寸和重量均较小，适用于航天工程应用，且具有良好的工程实践效益。此外，本实施例的热管理装置通过传热固定底板的设置，为热管理装置提供抗空间力学环境能力，保证室间光电成像元件的热管理装置能够在经历20grms@10HZ-2000Hz的随机振动加速度、10g@5～100Hz正弦振动、2000g冲击的空间环境后，热管理性能保持99.8％以上，适用于空间深冷环境中光电测量与感知领域相关光电产品的热设计和热管理。

本实施例的热管理装置结构简单、易操作、低成本、安全性高，通过本实施例的热管理装置可对空间光电产品光电成像元件进行有效的热管理，满足成像元件-40℃温度最佳工作性能需要。可为大面阵单光子成像元件在空间光电测量与感知领域的工程实施及试验验证奠定基础。

为了进一步提高对空间环境的适应性，提高换热效率，在一些实施方式中，参见图2和图3所示，热管理装置还包括压板9，压板9与电路板3或者支架1固定，压紧微型热管6。一方面进一步压紧微型热管6使其紧贴热沉5，提高换热效率。另一方面，压紧后减少空间中振动、冲击等对换热效率的影响。参见图4所示，压板9还具有卡口91，卡口91卡紧微型热管6。

为了充分利用空间，进一步减少热管理装置的空间占用，参见图1～图3，在一些实施方式中，温控板41通过固定框10固定在传热固定底板7上，且固定框10跨设在微型热管6上方。温控板41与二级TEC制冷组件4信号连接，例如线缆连接等。

为了避免光电成像元件100在低温时所处的腔体内产生水汽，在一些实施方式中，金属壳2上设有抽气口，用于抽真空。优选地，真空度不大于1.3×10^-3Pa。

为了提高热传递效率，在一些实施方式中，在热沉5与二级TEC制冷组件4的热端相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂。在热沉5与微型热管6相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂。在微型热管6与传热固定底板7相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂。导热硅脂能够用来接触表面上微小凹部，使接触面更贴合，提高热传递效率。

为了方便安装，且安装牢固以进一步适应空间环境，保证传热效率，在一些实施方式中，电路板3和金属壳2与支架1通过螺钉连接。在一个具体实施方式中，光电成像元件100通过四个螺钉与支架1固定。电路板3通过六个螺钉与支架1固定。传热固定底板7与卫星舱体恒温板8通过多个螺钉固定连接，例如，六个、八个等。

在一些优选实施方式中，金属壳2的材料为可伐合金。热沉5的材料为钨铜。传热固定底板7采用高体积分数SiC/Al复合材料制成。

需要说明的是，微型热管6可以采用现技术，其两端之间的温差几乎为0。

还需要说明的是，卫星舱体恒温板8是内部具有热管的结构，在热管内循环工质，实现热交换。在一些优选实施方式中，卫星舱体恒温板为“三明治”夹芯板结构，两侧为碳纤维蒙皮，中间为铝蜂窝结构，在铝蜂窝结构内部预理有大型热管，热管形状为“N”型结构，大小根据实际需要设计成型。碳纤维蒙皮与铝蜂窝结构、大型热之间通过航天专用橡胶连接固定，卫星舱体恒温板通过热管内部的工质循环将底板的热导出，完成光电成像元件的全流程热管理。

本发明的热管理装置同样适用于高分辨率空间相机、巡天望远镜等空间光学仪器、光电仪器、高精度指向测量仪器、光学敏感器等需要进行光电成像元件进行热管理的仪器。

实施例二

参见图7所示，本实施例二与实施例一基本相同，相同之处不再赘述，不同之处在于：微型热管6的数量为两根。优选地，微型热管在20℃时的单孔传热能力不小于250W.m，推荐使用CDRG-NH3-G1-30×11.4(Ω)型或者CDRG-NH3-G2-30×9(Ω)，可更好地实现小型化设计。

实施例三

本实施例三提供了一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理方法，该热管理方法采用实施例一或实施例二中任一种热管理装置进行热管理，步骤如下：

步骤一，启动卫星舱体恒温板的热管工质。

步骤二，启动空间光电成像元件的工作成像待机模式。

步骤三，启动二级TEC制冷组件，并将光电成像元件制冷至-40℃。

步骤四，采用温度传感器进行温度检测，判断光电成像元件是否达到-40℃。

步骤五，若光电成像元件的温度达到-40℃，光电成像元件进入成像模式，否则重复步骤三至步骤五。

该热管理方法整体热管理过程简单、方便操作、热管理效果可靠。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

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：并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案，不存在方案冲突的情况下，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

此外，在不脱离本发明的范围的情况下，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，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)

1.一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理装置，其特征在于，包括：

支架，为板状，具有第一贯穿孔；

金属壳，其中一侧壁上设有蓝宝石窗口，与所述蓝宝石窗口间隔相对的另一侧壁上设有第二贯穿孔；以及

电路板，具有第三贯穿孔；

所述金属壳和所述电路板分别固定在所述支架的两侧，所述第一贯穿孔、所述第二贯穿孔和所述第三贯穿孔相对应连通，形成嵌设通道；

还包括：

二级TEC制冷组件，嵌设于所述嵌设通道内，光电成像元件位于所述金属壳内与所述二级TEC制冷组件的冷端连接，所述二级TEC制冷组件的温控板与所述电路板信号连接；

热沉，嵌设于所述嵌设通道内，其一端与所述二级TEC制冷组件的热端连接；

微型热管，其中一端的一段管体与所述热沉贴合连接；

传热固定底板，固定于卫星舱体恒温板上，且所述传热固定底板和所述卫星舱体恒温板的传热面相贴合，所述微型热管的另一端的一段管体与所述传热固定底板贴合连接，所述支架垂直于所述传热固定底板；以及

温度传感器，设置在所述金属壳内且与所述电路板信号连接，用于检测光电成像元件的温度。

2.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：还包括压板，所述压板与所述电路板或者支架固定，压紧所述微型热管。

3.根据权利要求2所述的热管理装置，其特征在于：所述压板还具有卡口，所述卡口卡紧所述微型热管。

4.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：所述温控板通过固定框固定在所述传热固定底板上，且所述固定框跨设在所述微型热管上方。

5.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：所述金属壳上设有抽气口，用于抽真空，真空度不大于1.3×10^-3Pa。

6.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：

所述热沉与所述二级TEC制冷组件的热端相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂；

所述热沉与所述微型热管相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂；

所述微型热管与所述传热固定底板相连接的一侧均匀涂抹0.01mm导热硅脂。

7.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：所述电路板和所述金属壳与所述支架通过螺钉连接；

所述传热固定底板与所述卫星舱体恒温板通过多个螺钉固定连接。

8.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：

所述金属壳的材料为可伐合金；

所述热沉的材料为钨铜；

所述传热固定底板采用高体积分数SiC/Al复合材料。

9.根据权利要求1所述的热管理装置，其特征在于：所述微型热管的数量为两根。

10.一种用于卫星上的空间光电成像元件的热管理方法，其特征在于：采用如权利要求1-9任一项所述的热管理装置进行热管理，步骤如下：

S1.启动卫星舱体恒温板的热管工质；

S2.启动空间光电成像元件的工作成像待机模式；

S3.启动二级TEC制冷组件，并将光电成像元件制冷至-40℃；

S4.采用温度传感器进行温度检测，判断光电成像元件是否达到-40℃；

S5.光电成像元件的温度达到-40℃时，光电成像元件进入成像模式，否则重复步骤S3～S5。