CN205168943U - 一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置 - Google Patents

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耿宏飞
王江
曹建光
王骢
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Abstract

本实用新型提供了一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，所述星敏感器包括星敏感器A和星敏感器B，星敏感器A及星敏感器B的头部粘贴有热敏电阻和加热器，星敏感器A的头部和遮光罩以及星敏感器B的遮光罩再粘贴有薄膜，星敏感器B的头部再喷涂白漆热控涂层；星敏感器A和星敏感器B分别安装在各自的安装支架上，星敏感器A的自身支架与其安装支架间垫隔热垫，星敏感器B的头部与其安装支架间垫隔热垫；星敏感器A的自身支架和其安装支架上包覆多层隔热组件，星敏感器A的靠近发动机侧外侧再加三层热防护层。本实用新型便于实施、可靠性高、适应性强、总体资源占用量少，且能有效防护发动机热辐射。

Description

一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置
技术领域
本实用新型属于航天器热控设计领域，特别是涉及一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热设计技术。
背景技术
对于目前存在的试验目标轨道需能适应降交点地方时6：30±30min，轨道高度500～800km的变化的飞行器，由于飞行器在轨需多次机动变轨，轨道条件变化大引起飞行器外热流条件变化大，外部单机受照情况复杂，要求飞行器热控设计尤其是外部单机热环境具有高的适应能力。飞行器采用两个星敏感器：星敏感器A和星敏感器B，安装于承力筒IV偏III象限。两台星敏感器工作温度范围为-40～+35℃，国产星敏感器B存储温度范围为-30～+60℃。为了减小星敏感器与舱体的热耦合，星敏感器采取隔热安装的独立热控设计。由于飞行器在轨运行期间存在姿态偏航模式，外热流变化范围较大，热控设计需保证各种工况下星敏感器均在指标要求范围内，需增加星敏感器对外部环境的适应性，因此星敏感器需要采取偏低温设计。
通常安装星敏感器的卫星为太阳同步轨道，无姿态偏航模式，外部热流稳定，因此星敏感器在设计时，除与星体隔热安装外，星敏感器独立散热面积较小，其余地方均包覆多层隔热组件，星敏感器头部粘贴低温补偿加热器(每路10W，占用资源较多)。同时，通常卫星星敏感器附近未安装发动机，无需考虑发动机辐射影响。而转移轨道飞行器星敏感器由于存在姿态偏航模式，外部热流不稳定，如果采取一般卫星半包覆的措施，在偏航姿态下，势必引起星敏感器在外热流变化与内功耗的共同影响下，加之星敏感器独立散热面不足，从而导致星敏感器温度上升，接近甚至超过温度上限，导致安全隐患。再者，经过仿真分析与试验研究，发动机对星敏感器的辐射影响不可忽视，在热设计时必须考虑星敏感器的热防护问题。
实用新型内容
针对现有技术中的缺陷，本实用新型的目的是提供一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，便于实施、可靠性高、适应性强、总体资源占用量少，且能有效防护发动机热辐射。
为了达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，所述星敏感器包括星敏感器A和星敏感器B，星敏感器A及星敏感器B的头部粘贴有热敏电阻和加热器，星敏感器A的头部和遮光罩以及星敏感器B的遮光罩再粘贴有薄膜，星敏感器B的头部再喷涂白漆热控涂层；星敏感器A和星敏感器B分别安装在各自的安装支架上，星敏感器A的自身支架与其安装支架间垫隔热垫，星敏感器B的头部与其安装支架间垫隔热垫；星敏感器A的自身支架和其安装支架上包覆多层隔热组件，星敏感器A的靠近发动机侧外侧再加三层热防护层。
所述加热器为航天器用聚酰亚胺薄膜型电加热器。
所述加热器设置两路，互为主备份。
所述星敏感器A上的加热器主、备各为4W，星敏感器B上的加热器主为10W，加热器备为7W。
所述薄膜为导电型F46镀银二次表面镜热控涂层。
所述隔热垫为不小于5mm的玻璃钢隔热垫。
所述多层隔热组件包括20d锦纶丝网和6μm双面镀铝聚酯薄膜，其最外层为导电型F46薄膜镀银二次表面镜。
所述热防护层采用三层中温多层，每层中温多层由一层作为间隔层的100μm的高硅氧玻璃纤维布和一层作为反射层的25μm聚酰亚胺双面镀铝膜组成，中温多层最外表面采用一层25μm导电型聚酰亚胺镀铝二次表面镜涂层。
热敏电阻的牌号为MF501。
与现有技术相比，本实用新型具有如下的有益效果：
1、采用隔热垫增大了星体与星敏感器之间的热阻，大大减少了漏热补偿，为实现星敏感器的独立控温鉴定基础；
2、按照偏低温设计要求，采用S781白漆热控涂层增加了星敏感器机动轨道的温度适应能力；
3、采用多层隔热组件以及防护层，有效防护了25N发动机对星敏感器A的辐射影响；
4、采用电加热器和热敏电阻，其中星敏感器A加热器主、备各4W，星敏感器B加热器主10W，加热器备7W(常规卫星星敏感器加热器设置主、备各10W)，实现了星敏感器的精确控温，并能实时观测星敏感器的温度水平，为星敏感器在轨稳定运行，提供了良好的热环境；
5、便于实施、可靠性高、温度适应性强、总体资源占用少，适应机动变轨影响，并能有效防护25N发动机对星敏感器的热辐射影响，适用于轨道转移飞行器星敏感器热设计。
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，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是常规卫星星敏感器热控设计状态示意图；
图2是本实用新型中星敏感器A、B的热控设计状态示意图。
图中：1、星敏感器头部，2、热敏电阻，3、加热器，4、遮光罩，5、F46薄膜，6、S781白漆热控涂层，7、安装支架，8、星敏感器A的自身支架，9、隔热垫，10、多层隔热组件，11、热防护层。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本实用新型进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本实用新型，但不以任何形式限制本实用新型。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本实用新型的保护范围。
如图1所示常规卫星星敏感器热控设计，安装支架7全部和星敏感器头部1部分区域包覆多层隔热组件10，星敏感器头部1其余部分喷涂S781白漆6，星敏感器头部1与安装支架7隔热安装，该常规卫星星敏感器的设计方法，对于外热流变化较大的转移轨道飞行器难以适应，当光照照射到散热面时，会导致星敏感器头部温度升高，超过温度指标要求，导致安全隐患。同时，该常规星敏感器热设计方法不能有效防护25N发动机带来的热辐射影响，必须采用更加有效的热控制手段对星敏感器进行热设计。
本实用新型提供的能够应用于轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，包括隔热垫，S781白漆热控涂层，多层隔热组件，热防护层，电加热器和热敏电阻；星敏感器头部与其支架安装面之间垫隔热垫，减少星敏感器与舱体间的热耦合；由于受姿态偏航影响，星敏感器采取偏低温设计，其中星敏感器A遮光罩和星敏感器A头部粘贴导电型F46镀银二次表面镜热控涂层；星敏感器B壳体外表面除安装面区域外均喷涂S781白漆热控涂层，安装支架喷涂S781白漆热控涂层，星敏感器B的遮光罩粘贴导电型F46镀银二次表面镜热控涂层，增强了星敏感器的温度适应性。同时，在星敏感器A附近装有25N发动机，经过仿真分析与试验验证，必须考虑发动机工作带来的辐射影响，因此星敏感器A安装法兰的外表面包覆低温多层，朝向发动机一侧外表面包覆一层防护层，有效防护了25N发动机带来的热辐射影响。在星敏感器A和星敏感器B头部粘贴电加热器与热敏电阻，实现对星敏感器温度的实时监测与精确控温。
星敏感器B头部与其安装支架间隔热安装，隔热垫为不小于5mm的玻璃钢隔热垫；星敏感器B散热面喷涂S781白漆热控涂层；星敏感器A的自身支架和其安装支架上包覆的多层隔热组件由20d锦纶丝网和6μm双面镀铝聚酯薄膜组成，最外层为导电型F46薄膜镀银二次表面镜；星敏感器A靠近发动机侧外侧所加的三层热防护层采用三层中温多层，每层中温多层由一层100μm的高硅氧玻璃纤维布(间隔层)和一层25μm聚酰亚胺双面镀铝膜(反射层)组成，中温多层最外表面采用一层25μm导电型聚酰亚胺镀铝二次表面镜涂层；遮光罩粘贴薄膜为导电型F46薄膜镀银二次表面镜；加热器为航天器用聚酰亚胺薄膜型电加热器，设置两路，互为主备份，增强其可靠性，粘贴于星敏感器A和星敏感器B头部。其中星敏感器A加热器主、备各4W，星敏感器B加热器主10W，加热器备7W，且与单体间贴合良好；热敏电阻牌号为MF501。
具体地，如图2所示，首先，在星敏感器头部1粘贴热敏电阻2和加热器3，保证加热器3与星敏感器头部1表面贴合良好，固定后在星敏感器A头部1、遮光罩4和星敏感器遮光罩4粘贴F46薄膜5，然后在星敏感器B头部1喷涂航天级S781白漆热控涂层6。
然后将星敏感器A和星敏感器A分别安装在安装支架7上，星敏感器A自身支架8与安装支架7间垫隔热垫9，星敏感器B头部1与安装支架7间垫隔热垫9，隔热垫9为不小于5mm的玻璃钢隔热垫。
最后在星敏感器A安装支架7和自身支架8上包覆多层隔热组件10，靠近发动机侧外侧再加三层热防护层11。
以上对本实用新型的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本实用新型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形或修改，这并不影响本实用新型的实质内容。

Claims (9)

1.一种轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，所述星敏感器包括星敏感器A和星敏感器B，其特征在于，星敏感器A及星敏感器B的头部粘贴有热敏电阻和加热器，星敏感器A的头部和遮光罩以及星敏感器B的遮光罩再粘贴有薄膜，星敏感器B的头部再喷涂白漆热控涂层；星敏感器A和星敏感器B分别安装在各自的安装支架上，星敏感器A的自身支架与其安装支架间垫隔热垫，星敏感器B的头部与其安装支架间垫隔热垫；星敏感器A的自身支架和其安装支架上包覆多层隔热组件，星敏感器A的靠近发动机侧外侧再加三层热防护层。
2.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述加热器为航天器用聚酰亚胺薄膜型电加热器。
3.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述加热器设置两路，互为主备份。
4.根据权利要求3所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述星敏感器A上的加热器主、备各为4W，星敏感器B上的加热器主为10W，加热器备为7W。
5.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述薄膜为导电型F46镀银二次表面镜热控涂层。
6.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述隔热垫为不小于5mm的玻璃钢隔热垫。
7.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述多层隔热组件包括20d锦纶丝网和6μm双面镀铝聚酯薄膜，其最外层为导电型F46薄膜镀银二次表面镜。
8.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述热防护层采用三层中温多层，每层中温多层由一层作为间隔层的100μm的高硅氧玻璃纤维布和一层作为反射层的25μm聚酰亚胺双面镀铝膜组成，中温多层最外表面采用一层25μm导电型聚酰亚胺镀铝二次表面镜涂层。
9.根据权利要求1所述的轨道转移飞行器星敏感器偏低温独立热控装置，其特征在于，所述安装支架喷涂白漆热控涂层。
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