CN117508655A - 一种航天器舱板及航天器 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航天器舱板及航天器，航天器舱板包括结构舱板；集成于结构舱板内部的贮箱，用于贮存液态工质；集成于结构舱板内部的气容，用于贮存气态工质；热控单元，设置于结构舱板，热控单元包括冷凝端和气化端，冷凝端与贮箱通过管路连接，气化端与气容通过管路连接；推力器，设置于结构舱板，气容与推力器通过管路连接。航天器舱板可利用热控单元对余热的回收功能对推进工质进行相变转化将热控单元中液氨吸热气化后的氨气供给推力器，可以为整星节约推进系统加热液氨使液氨气化的部分加热功率，节约星上空间和整星重量，并且可以将热控系统与推进系统合并，全面优化系统设计，实现一种新型卫星结构、热控和推进一体化设计。

Description

一种航天器舱板及航天器

技术领域

本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种航天器舱板及航天器。

背景技术

航天器热控系统和推进系统均可采用氨作为工作介质。热控系统采用液氨在环路热管中的热端气化吸热、冷端氨气冷凝放热，氨介质在热端和冷端之间循环气化和冷凝，实现对航天器的温度控制。推进系统采用氨作为推进剂。液氨存贮于贮箱内，当推力器需要工作时，贮箱内的液氨通过加热等方式气化为氨气，氨气通过推力器高速喷出，产生推力。

针对一些大功率高容积比组网卫星，航天器内的空间资源较为宝贵，需要各系统及单机尽可能采用节约空间的设计，由于能源和重量的严格设计约束，传统各分系统相互独立设计的方法，如推进系统需要热控系统的加热器和电源系统的能源资源进行独立加热，实现液态工质转变为气态工质，增加整星重量、功耗，而环路热管蒸发器收集的热量没有加以综合利用而是通过冷凝器直接耗散，这些都增加了卫星的设计成本，已不能满足新型卫星的对于能源、重量、成本等指标的严格需求。

发明内容

本发明公开了一种航天器舱板及航天器，用于实现结构、热控和推进一体化设计。

为达到上述目的，本发明提供以下技术方案：

第一方面，本发明提供一种航天器舱板，包括：

结构舱板；

集成于所述结构舱板内部的贮箱，用于贮存液态工质；

集成于所述结构舱板内部的气容，用于贮存气态工质；

热控单元，设置于所述结构舱板，所述热控单元包括冷凝端和气化端，所述冷凝端与所述贮箱通过管路连接，所述气化端与所述气容通过管路连接；

推力器，设置于所述结构舱板，所述气容与所述推力器通过管路连接。

上述航天器舱板的结构舱板内部集成有贮箱和气容，热控单元和推力器安装于结构舱板上。其中：贮箱用于贮存液态工质如液氨；气容用于贮存气态工质如氨气；热控单元通过工质如氨的气液互相转化实现温控调节，热控单元的冷凝端与贮箱连通，气化端与气容连通，也就是说，贮箱为热控单元提供液态工质，液态工质进入热控单元的蒸发器气化后可贮存在气容内，多余的气态工质可冷凝回流至贮箱贮存；贮存在气容内的气态工质可在推力器工作时，经热控单元中加热器进一步加热后流入推力器高速喷出，形成推力。当然，若气容内气态工质压力足够，也可不经进一步加热直接流入推力器。

因此，本发明提供的航天器舱板可利用热控单元对余热的回收功能对推进工质进行相变转化将热控单元中液氨吸热气化后的氨气供给推力器，可以为整星节约推进系统加热液氨使液氨气化的部分加热功率或能源，节约星上空间和整星重量，并且可以将热控系统与推进系统合并，全面优化系统设计，最终实现一种新型卫星结构、热控和推进一体化设计。

在一些实施例中，所述航天器舱板还包括流体控制模块，所述流体控制模块安装于所述结构舱板上；

所述流体控制模块包括：第一控制阀组、第二控制阀组和第三控制阀组，所述第一控制阀组设置于所述冷凝端与所述贮箱之间的管路；所述第二控制阀组设置于所述气化端与所述气容之间的管路；所述第三控制阀组设置于所述气容和所述推力器之间的管路上。

在一些实施例中，所述贮箱和/或所述气容为扁平结构。

在一些实施例中，所述扁平结构包括第一侧壁、第二侧壁和连接筋，所述第一侧壁和所述第二侧壁沿所述扁平结构的厚度方向排列；所述连接筋位于所述扁平结构内部，且所述连接筋的第一端与所述第一侧壁连接，第二端与所述第二侧壁连接。

在一些实施例中，所述冷凝端包括集成于所述结构舱板内部的冷却板，所述冷却板内部设置有S型槽道热管；

所述结构舱板包括安装面，所述安装面包括第一安装区域和第二安装区域，所述第一安装区域与所述冷却板的位置对应，第二安装区域为所述安装面除所述第一安装区域之外的区域；所述第一安装区域内安装的单机热耗小于所述第二安装区域内安装的单机热耗。

在一些实施例中，所述贮箱和/或所述气容和/或所述冷却板与所述结构舱板通过增材制造方式一体成型；或者，

所述贮箱和/或所述气容和/或所述冷却板采用预埋的方式与所述结构舱板集成为一体式结构。

在一些实施例中，所述气容与所述推力器数量相等，且所述气容与所述推力器一一对应连接。

在一些实施例中，所述结构舱板还包括局部加热器和局部热敏电阻。

在一些实施例中，所述结构舱板的材料包括铝合金表面蒙皮的夹层结构或碳纤维表面蒙皮的夹层结构。

在一些实施例中，所述夹层结构包括蜂窝夹层、栅格夹层、金字塔夹层和波纹夹层中的至少一种。

在一些实施例中，所述结构舱板内预埋有承力框。

在一些实施例中，所述结构舱板、所述贮箱、所述气容和所述冷却板采用3D打印制造。

第二方面，本发明还提供一种航天器，包括如第一方面中任一项所述的航天器舱板。

附图说明

图1为一种环路热管系统原理图；

图2为一种电推进系统原理图；

图3为本发明实施例提供的一种航天器舱板的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种航天器舱板的原理图；

图5为本发明实施例提供的一种航天器舱板中扁平结构的内部示意图；

图6为本发明实施例提供的一种航天器舱板中冷却板的结构示意图。

图标：1-蒸气槽道；2-蒸气管路入口；3-蒸气管路出口；4-冷凝器入口；5-气液界面；6-冷凝器出口；7-储液器入口；8-毛细芯外表面；

100-结构舱板；200-贮箱；300-气容；400-热控单元；500-推力器；600-流体控制模块；230-扁平结构；231-第一侧壁；232-第二侧壁；233-连接筋；301-氨气管路；410-冷凝端；420-气化端；411-冷却板；412-S型槽道热管；421-蒸发器；710-第一单机；720-第二单机；810-加排阀；820-过滤器；830-减压器。

具体实施方式

首先介绍一下本申请的应用场景：

随着新型组网通信卫星技术的发展，对大功耗星载单机的散热设计和整星自主变轨的能力要求提高；且由于整星能源、重量、成本的设计约束，需对卫星各分系统进行一体化设计布局。

热控系统的环路热管是一种回路闭合环型热管，如图1所示，传统环路热管一般由蒸发器A、储液器B、冷凝器C、传输管路(蒸气管路D1和液体管路D2)等部件和工质构成。其工作原理为：对蒸发器A施加热载荷，工质在蒸发器A毛细芯外表面8蒸发，产生的蒸气从蒸气槽道1流出自蒸气管路入口2进入蒸气管路D1，继而经蒸气管路出口3和冷凝器入口4进入冷凝器C释放热量冷凝成液体并过冷，冷凝器C内部具有气液界面5，冷凝液体在蒸发器A内毛细芯的毛细力驱动作用下，经过冷凝器出口6以及液体管路D2、储液器入口7回流到储液器B。储液器B内的液体通过毛细芯进入蒸发器A内，补给工质汽化所需量，继续吸热。如此形成蒸发—凝结循环，实现热量的收集、输运和排散，而工质的循环由蒸发器毛细芯所产生的毛细压力驱动，无需外加动力。环路式热管广泛应用于航天器能量的综合应用以及余热的回收。

推进系统是航天器空间机动、变离轨的动力装置，氨电弧推力器采用氨作为推进剂，具有无毒无污染、工作存储压力低、系统干重小等优势，如图2所示，工作时需通过外贴加热器将工质先加热由液相转化为气相。性能参数方面，具有高总冲、大推力密度、宽范围功率适应、输出冲量可定制、可连续工作和脉冲工作且脉冲精度高等优点。与典型的电推进相比，电弧推力器的羽流对卫星本体无电磁干扰、无带电粒子沉积、相同功耗下推力更大、应对突发状况机动性更强等特点，广泛适用于微小卫星的轨道转移、相位分布、高精度编队飞行等领域。

传统各分系统相互独立设计，如推进系统需要热控系统的加热器和电源系统的能源资源进行独立加热，实现液态工质转变为气态工质，增加整星重量、功耗，而环路热管蒸发器收集的热量没有加以综合利用而是通过冷凝器直接耗散，这些都增加了卫星的设计成本，已不能满足新型卫星的对于能源、重量、成本等指标的严格需求。

基于上述应用场景，热控系统和推进系统均存在将液氨加热变为氨气的过程。为了节约整星的能源，将热控系统中液氨吸热气化后的氨气供给推力器，可以为整星节约推进系统加热液氨使液氨气化所需的加热功率。因此，本申请实施例提供了一种航天器舱板及航天器，用于实现结构、热控和推进一体化设计。

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，所描述的实施例仅仅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。其中，在本申请实施例的描述中，除非另有说明，“/”表示或的意思，例如，A/B可以表示A或B；文本中的“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况，另外，在本申请实施例的描述中，“多个”是指两个或多于两个。

以下，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为暗示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征，在本申请实施例的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

第一方面，如图3所示，本发明实施例提供了一种航天器舱板，包括：结构舱板100；集成于结构舱板100内部的贮箱200，用于贮存液态工质；集成于结构舱板100内部的气容300，用于贮存气态工质；热控单元400，设置于结构舱板100，热控单元400包括冷凝端410和气化端420，冷凝端410与贮箱200通过管路连接，气化端420与气容300通过管路连接；推力器500，设置于结构舱板100，气容300与推力器500通过管路连接。

上述航天器舱板的结构舱板100内部集成有贮箱200和气容300，热控单元400和推力器500安装于结构舱板100上。其中：贮箱200用于贮存液态工质如液氨；气容300用于贮存气态工质如氨气；热控单元400通过工质如氨的气液互相转化实现温控调节，热控单元400的冷凝端410与贮箱200连通，气化端420与气容300连通，也就是说，贮箱200为热控单元400提供液态工质，液态工质进入热控单元400的蒸发器421气化后可贮存在气容300内，多余的气态工质可冷凝回流至贮箱200贮存；贮存在气容300内的气态工质可在推力器500工作时，经热控单元400中加热器进一步加热后流入推力器500高速喷出，形成推力。当然，若气容300内气态工质压力足够，也可不经进一步加热直接流入推力器500。

因此，本发明提供的航天器舱板可利用热控单元400对余热的回收功能对推进工质进行相变转化将热控单元400中液氨吸热气化后的氨气供给推力器500，可以为整星节约推进系统加热液氨使液氨气化的部分加热功率或能源，节约星上空间和整星重量，并且可以将热控系统与推进系统合并，全面优化系统设计，最终实现一种新型卫星结构、热控和推进一体化设计。

一种可能实现的方式中，如图3所示，结构舱板100为板材，推力器500和星上单机如第一单机710和第二单机720安装在结构舱板100的安装面，贮箱200和气容300集成在结构舱板100的内部，安装面上具有氨气管路301，用于输送氨气。可以理解的是，结构舱板100内部集成有输送气态工质的管路，用于与气容300连通。环路热管系统与推进系统一体化设计，可同时为热控系统和推进系统提供工质。

在一些实施例中，航天器舱板还包括流体控制模块600，流体控制模块600安装于结构舱板100上；流体控制模块600包括：第一控制阀组、第二控制阀组和第三控制阀组，第一控制阀组设置于冷凝端410与贮箱200之间的管路；第二控制阀组设置于气化端420与气容300之间的管路；第三控制阀组设置于气容300和推力器500之间的管路上。

一种可能实现的方式中，参照图3，流体控制模块600将阀门以及阀门之间的管路集成于流体控制模块600内。流体控制模块600内通过3D打印的方法，将相关的流道集成于流体控制模块600内。流体控制模块600设计有相关接口，直接与贮箱200和气容300连接实现管路的连通，具体连接方式可以为插接、卡接、螺纹连接等可拆卸连接，也可以为焊接等。

一种可能实现的方式中，航天器舱板的原理图如图4所示，第一控制阀组连接于冷凝端410与贮箱200之间，包括：第一电磁阀V1、第二电磁阀V2、第三电磁阀V3和第四电磁阀V4，其中第一电磁阀V1作为第二电磁阀V2的备用阀，第四电磁阀V4作为冷凝端410的回流阀；第二控制阀组连接于气化端420与气容300之间，包括第五电磁阀V5；第三控制阀组连接于气容300和推力器500之间，包括：第六电磁阀V6、第七电磁阀V7和第n电磁阀Vn，其中n为大于等于8的自然数；第六电磁阀作为气容300与推力器500之间的主路控制阀，第七电磁阀V7至第n电磁阀Vn控制对应每个推力器500的支路控制阀，也可以理解为第七电磁阀V7至第n电磁阀Vn每个阀门控制一个推力器500的开关。图4仅示出了一个气容300对应多个推力器500的原理图，可以理解的是，航天器舱板还可以集成多个气容300，其中存在一个气容300仅连接一个推力器500的情形，此时可以单独在对应的气容300和推力器500之间的管路上设置一个电磁阀即可。

参照图4，并结合图3，液氨通过加排阀810和第一电磁阀V1或第二电磁阀V2加注到贮箱200内。打开第二电磁阀V2和第三电磁阀V3后，液氨流入到热控单元400，流经环路热管位于大功率单机处的蒸发器421中，液氨气化，氨气经第五电磁阀V5流入气容300内或经第六电磁阀V6以及第七电磁阀V7至第n电磁阀Vn直接供给到对应的推力器500。当气容300充满氨气达到工作压力后，通过热控单元400的冷凝端410将氨气冷凝成液氨，打开第二电磁阀V2、第三电磁阀V3和第四电磁阀V4，液氨重新流入到贮箱200内，实现推进系统与热控系统的氨介质循环。可以理解的是，推力器500的数量可以根据航天器的功能进行配置。当推力器500工作时，关闭第五电磁阀V5，并打开第六电磁阀V6以及对应支路上的电磁阀，氨气从气容300流入推力器500高速喷出，形成推力。或者，当推力器500工作时，打开第二电磁阀V2、第三电磁阀V3、第五电磁阀V5，并打开第六电磁阀V6以及对应支路上的电磁阀，氨气从气容300或液氨从贮箱200内通过热控单元400加热气化后流入推力器500高速喷出，形成推力。考虑到结构舱板100上卫星单机的热耗关系，利用单机热耗进行余热回收间接控制推力器500目标处的工质温度。

需要说明的是，贮箱200与第一电磁阀V1或第二电磁阀V2之间的主路上连接有过滤器820，以保证贮箱200内的洁净度。第五电磁阀V5与气容300之间的管路上也连接有过滤器820，以保证气容300内的洁净度。为了便于监控压力，加排阀810和第一电磁阀V1或第二电磁阀V2之间的管路上设置有第一压力传感器P1，且第一压力传感器P1位于第二电磁阀V2和第三电磁阀V3之间的管路上；第五电磁阀V5和气容300之间的管路上设置有第二压力传感器P2，且第二压力传感器P2位于过滤器820和第六电磁阀V6之间的管路上。如图4所示，第六电磁阀V6所处的主路上设置有减压器830，通过控制主路压力控制推力器500的推力。

在一些实施例中，气容300与推力器500数量相等，且气容300与推力器500一一对应连接。也就是说，一个气容300仅对一个对应的推力器500提供氨气，方便压力控制。

在一些实施例中，贮箱200和/或气容300为扁平结构230。

一种可能实现的方式中，贮箱200和气容300均为扁平结构230，呈扁平状，厚度较小，方便集成于结构舱板100内部，不占用结构舱板100的安装面。对于微小卫星，航天器内的空间资源较为宝贵，需要各系统及单机尽可能采用节约空间的设计。对于推进系统，推进剂贮箱200及气瓶和气容300占用的空间最大，对推进系统的布局影响最大，可以通过将扁平状贮箱200及气瓶或气容300整体集成到航天器结构舱板100夹层中的方式，可以消除贮箱200及气瓶或气容300对布局的影响，且可以提高航天器内空间的利用率。

在一些实施例中，扁平结构230包括第一侧壁231、第二侧壁232和连接筋233，第一侧壁231和第二侧壁232沿扁平结构230的厚度方向排列；连接筋233位于扁平结构230内部，且连接筋233的第一端与第一侧壁231连接，第二端与第二侧壁232连接。

可以理解的是，扁平结构为封闭的空腔结构，内部可以存储流体如液氨或者氨气。图5为了方便示出扁平结构的内部结构，扁平结构的部分侧壁并未示出，不应作为对扁平结构的限制。需要说明的是，由于其设计为扁平状预埋构型，沿厚度方向上两侧平面受力较差，需通过特殊设计降低压力容器在工作压力下的应力，如图5所示，采用在内侧增加连接筋233作为加强的方法将作用于两侧平面即第一侧壁231和第二侧壁232上的力通过连接筋233相互消除，可以大幅度降低扁平状压力容器的压力，实现扁平状容器的轻量化设计。扁平状贮箱200或扁平状气容300的厚度较小，需占用一定的舱板面积预埋至结构舱板100的夹层中，可以大幅节省星内空间，优化整星布局。由于贮箱200或气容300存在连接筋233，在贮箱200或气容300对应位置处的表面安装的其它单机产品可以通过在连接筋233处配打安装孔的方法进行固定。

在一些实施例中，冷凝端410包括集成于结构舱板100内部的冷却板411，冷却板411内部设置有S型槽道热管412；结构舱板100包括安装面，安装面包括第一安装区域和第二安装区域，第一安装区域与冷却板411的位置对应，第二安装区域为安装面除第一安装区域之外的区域；第一安装区域内安装的单机热耗小于第二安装区域内安装的单机热耗。

一种可能实现的方式中，热控单元400的冷凝端410主要由一块含S型槽道热管412的夹芯冷却板411构成，如图6所示，S型槽道热管可增大氨气在冷凝端410的冷却路径，有助于氨气迅速冷凝为液氨状态回流进入贮箱200。需要说明的是，冷却板411集成在结构舱板100的内部，通过S型槽道热管实现延长冷却路径的效果，冷却板411将热量传导至结构舱板100，最终由结构舱板100将热量传递至环境中。为了实现冷却板411的冷却作用，结构舱板100上卫星单机的布局需要特殊设计，冷却板411处的卫星单机热耗较低，不会产生大量的热量使得此处的结构舱板100温度升高，从而影响冷却板411的散热。示例性的，如图3所示，在图3中视角下，冷却板411集成于结构舱板100的上侧部分，结构舱板100的上侧部分安装的卫星单机为第一单机710，热控单元400的蒸发器421安装在结构舱板100的下侧部分，结构舱板100的下侧部分安装的卫星单机为第二单机720，第一单机710的热耗远小于第二单机720的热耗，从而使得结构舱板100的上侧部分温度低于下侧部分温度，避免影响冷却板411的冷却。

在一些实施例中，贮箱200和/或气容300和/或冷却板411与结构舱板100通过增材制造方式一体成型。

一种可能实现的方式中，贮箱200、气容300和冷却板411等采用增材制造方式如3D打印技术与结构舱板100一体化、一次性整体打印成型，无需再进行与结构舱板100的安装或预埋。示例性的，含S型槽道热管412的夹芯冷却板411可以通过与舱板一体3D打印成型。

在一些实施例中，贮箱200和/或气容300和/或冷却板411采用预埋的方式与结构舱板100集成为一体式结构。

一种可能实现的方式中，贮箱200、气容300和冷却板411等分别采用3D打印技术生产制造，制造完成后再通过预埋或安装的方式集成于结构舱板100。示例性的，含S型槽道热管412的夹芯冷却板411预先由3D打印成形，通过安装接口或预埋方式与结构舱板100一体化集成。

在一些实施例中，结构舱板100还包括局部加热器和局部热敏电阻。

一种可能实现的方式中，在贮箱200、气容300及管路上需要的位置粘贴加热器和热敏电阻，实现局部高精度的辅助温度控制。

在一些实施例中，结构舱板100的材料包括铝合金表面蒙皮的夹层结构或碳纤维表面蒙皮的夹层结构。

需要说明的是，结构舱板100选用高比强度高比刚度高孔隙率的复合结构材料，以实现结构舱板100的轻量化设计，同时也便于含S型槽道热管412的夹芯冷却板411、扁平化贮箱200或者容压力容器预埋至舱板。示例性的，结构舱板100选用材料是由铝合金表面蒙皮夹层结构或碳纤维表面蒙皮夹层结构形成的复合结构材料。其中，复杂管路、含S型槽道热管412的夹芯冷却板411、贮箱200或者气容300压力容器预先由3D打印成形，通过安装接口或预埋方式与结构舱板100一体化集成。

在一些实施例中，夹层结构包括蜂窝夹层、栅格夹层、金字塔夹层和波纹夹层中的至少一种。

一种可能实现的方式中，结构舱板100选用材料是由铝合金表面蒙皮蜂窝夹层结构或碳纤维表面蒙皮蜂窝夹层结构形成的复合结构材料。其中，蜂窝夹层结构也可替换为栅格、金字塔、波纹等三明治夹芯形式的夹层结构，可通过3D打印成型。

在一些实施例中，结构舱板100内预埋有承力框。

一种可能实现的方式中，结构舱板100内还预埋承力框，承力框材料可根据刚度、强度设计需要优选为钛合金、镁合金或铝合金。

在一些实施例中，结构舱板100、贮箱200、气容300和冷却板411采用3D打印制造。

一种可能实现的方式中，采用增材制造技术如3D打印进行复杂管路、含S型槽道热管的夹芯冷却板411、扁平化贮箱200、气容300、复合材料结构板即结构舱板100的分别生产制造；进一步的，采用增材制造技术如3D打印进行上述部组件的一次性成型制造。

本发明实施例针对受限于能源、重量、成本等设计约束条件下，提出一种基于增材制造的结构、热控、推进一体化新型卫星设计方法，将推进系统的液氨贮箱200/气容300集成到热控舱板内，热控氨介质循环系统与推进系统液氨加热系统统一控制，为航天器节约电功率、提高航天器内的空间利用率，为针对低成本大功耗新型卫星的设计提供新的思路、新方法。

第二方面，本发明实施例还提供一种航天器，包括如第一方面实施例中任一种航天器舱板。

本发明实施例提供一种基于增材制造的结构、热控、推进一体化新型卫星，使得卫星的结构、热控、推进一体化设计多了一种新的有效、合理的措施和手段，全面优化了整星系统设计和热利用效率，为航天器节约电功率、提高航天器内的空间利用率提供了新思路、新方法借鉴。

显然，本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (13)

1.一种航天器舱板，其特征在于，包括：

结构舱板；

集成于所述结构舱板内部的贮箱，用于贮存液态工质；

集成于所述结构舱板内部的气容，用于贮存气态工质；

热控单元，设置于所述结构舱板，所述热控单元包括冷凝端和气化端，所述冷凝端与所述贮箱通过管路连接，所述气化端与所述气容通过管路连接；

推力器，设置于所述结构舱板，所述气容与所述推力器通过管路连接。

2.根据权利要求1所述的航天器舱板，其特征在于，所述航天器舱板还包括流体控制模块，所述流体控制模块安装于所述结构舱板上；

所述流体控制模块包括：第一控制阀组、第二控制阀组和第三控制阀组，所述第一控制阀组设置于所述冷凝端与所述贮箱之间的管路；所述第二控制阀组设置于所述气化端与所述气容之间的管路；所述第三控制阀组设置于所述气容和所述推力器之间的管路上。

3.根据权利要求1所述的航天器舱板，其特征在于，所述贮箱和/或所述气容为扁平结构。

4.根据权利要求3所述的航天器舱板，其特征在于，所述扁平结构包括第一侧壁、第二侧壁和连接筋，所述第一侧壁和所述第二侧壁沿所述扁平结构的厚度方向排列；所述连接筋位于所述扁平结构内部，且所述连接筋的第一端与所述第一侧壁连接，第二端与所述第二侧壁连接。

5.根据权利要求1所述的航天器舱板，其特征在于，所述冷凝端包括集成于所述结构舱板内部的冷却板，所述冷却板内部设置有S型槽道热管；

所述结构舱板包括安装面，所述安装面包括第一安装区域和第二安装区域，所述第一安装区域与所述冷却板的位置对应，第二安装区域为所述安装面除所述第一安装区域之外的区域；所述第一安装区域内安装的单机热耗小于所述第二安装区域内安装的单机热耗。

6.根据权利要求5所述的航天器舱板，其特征在于，所述贮箱和/或所述气容和/或所述冷却板与所述结构舱板通过增材制造方式一体成型；或者，

所述贮箱和/或所述气容和/或所述冷却板采用预埋的方式与所述结构舱板集成为一体式结构。

7.根据权利要求1所述的航天器舱板，其特征在于，所述气容与所述推力器数量相等，且所述气容与所述推力器一一对应连接。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的航天器舱板，其特征在于，所述结构舱板还包括局部加热器和局部热敏电阻。

9.根据权利要求1-7中任一项所述的航天器舱板，其特征在于，所述结构舱板的材料包括铝合金表面蒙皮的夹层结构或碳纤维表面蒙皮的夹层结构。

10.根据权利要求9所述的航天器舱板，其特征在于，所述夹层结构包括蜂窝夹层、栅格夹层、金字塔夹层和波纹夹层中的至少一种。

11.根据权利要求9所述的航天器舱板，其特征在于，所述结构舱板内预埋有承力框。

12.根据权利要求5所述的航天器舱板，其特征在于，所述结构舱板、所述贮箱、所述气容和所述冷却板采用3D打印制造。

13.一种航天器，其特征在于，包括如权利要求1-12中任一项所述的航天器舱板。