CN207969269U - 一种大功率密度卫星地面测试散热系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种大功率密度卫星地面测试散热系统，其包括流体连通的冷却气体控制系统和射流风箱系统；其中所述冷却气体控制系统包括控制单元、制冷机组、增压机组和配风除湿机组；其中所述射流风箱系统(300)包括射流风箱(310)，所述射流风箱(310)包括风箱法兰(360)、扰流板(350)、射流小孔(320)和射流喷嘴(340)；以及其中所述扰流板(350)上设置有扰流板孔(330)，所述扰流板孔(330)孔径大小按中间位置小四周位置大的方式分布。本文所述的散热系统具有占用空间小、易实施、便于拆装和移动、适应能力强、散热效果好、近星体为无源设备，使用安全等优点。

Description

一种大功率密度卫星地面测试散热系统

技术领域

本实用新型涉及航天应用技术领域，具体涉及一种大功率密度卫星地面测试散热系统。该散热系统可用于解决大功率密度通信或导航卫星在地面长时间加电测试阶段的系统散热问题。该实用新型具有体积小、易实施、适应能力强、散热效果好、使用安全等特点。

背景技术

卫星(航天器)热控系统的任务就是控制星上各仪器和设备不同阶段的温度均满足要求，保证电子仪器和设备各阶段连续、稳定运行。在卫星寿命各阶段降低仪器、设备温度水平，对提高系统使用寿命及可靠性具有重要意义。卫星测试全寿命周期先后经历地面模飞测试阶段、塔架测试段、上升段、在轨运行段以及返回段(适用返回式卫星)。其中，塔架测试阶段由于卫星通常加电时间较短且大功率载荷设备不具备测试条件，通过卫星整流罩内空调系统即可满足整星电测试阶段的散热需求；上升段通常持续时间较短，星体受整流罩内红外辐射及气动加热影响，整星温度先升后降，依靠卫星自身热容即可实现整星温度控制，一般情况下无需采取特殊的热控措施；在轨运行段整星散热是卫星热控分系统研制过程的重点内容，航天器在轨运行期间主要受到空间冷黑背景、太阳热流、地球反照热流以及红外热流等影响，根据已定轨道参数，姿态进行热仿真分析并通过热平衡试验验证的方式，可有效保证卫星在轨工作温度水平及散热良好。热分析及热试验验证方法均十分成熟，且经过多次飞行验证。

在上述卫星塔架测试、上升段以及在轨运行段整星热控设计方法及措施均有相关标准及规范进行指导和说明，经过在轨成熟型号飞行验证，技术上不存在困难。但对于地面测试(老练测试)阶段，不同单位、不同型号或不同热控设计师所采取控温策略均不尽相同，现阶段未见相关标准或规范进行明确说明。根据目前相关国内外相关文献资料表明：现阶段针对大功率密度卫星(航天器)地面老练测试阶段通常采用的散热方式包括敞开舱板测试、大功率衰减测试以及风扇吹扫测试三种方法。

第一种测试方法为敞开舱板测试。其具有散热效果好，单机及设备温度水平可调节的优点。但在卫星舱板敞开的条件下，部分单机测试电缆需要进行转接延长，高频电缆连接方式(布线位置及转弯半径)与合板及在轨实际运行状态不一致，测试数据可能与在轨数据存在一定偏差。同时几颗卫星在模飞测试阶段进行敞开大功率舱板操作不利于实现批产卫星的快速装配及测试要求。

第二种测试方法为大功率衰减测试。在大功率密度卫星地面模飞测试阶段，使用信号衰减方式减少大功率无线测试信号的输出，可显著降低整星测试阶段的热功耗，从源头(减少系统发热方式)降低系统散热压力。存在的问题：该测试状态与卫星实际在轨工作状态不一致，尤其是大功率载荷设备，进行卫星载荷大功率的衰减测试不能完全实现整星系统老练测试的试验目的。

第三种测试方法为风扇吹扫测试。直接使用大功率风扇对星体发热部位进行吹扫，利用强制对流强化对流换热原理，增加星体表面与冷却空气的表面换热系数，可在一定程度上降低或缓解整星模飞测试阶段的温度水平。缺点是冷却空气与卫星表面温差较小，散热能力不足，有时需要通过降低厂房或测试间环境空气温度水平予以辅助散热，测试运行成本较高，且测试过程风扇电机需要外接市电，由于距离星体较近，存在干扰、静电或漏电风险。

随着近些年航天技术的飞速发展，航天器整体功率密度不断提高，星上仪器设备高度集成、排布紧密，星体表面热负荷逐渐增加。上述三种卫星测试及散热方式已不能满足现阶段大功率密度批产卫星型号的地面长时间模飞测试的散热需求。因此，在大功率通信或导航卫星研制阶段迫切需要一种散热效率高、运行稳定、不需开敞舱板且近星体端无源的大功率密度卫星地面测试散热系统来解决地面测试阶段的系统散热问题。

实用新型内容

为弥补现有散热技术不足，本申请提供一种大功率密度卫星地面测试散热系统，主要由冷却气体控制系统(包括制冷机组、增压机组、控制单元、配风机组)和射流风箱系统(保温风管、射流风箱以及射流喷嘴)两部分组成。该系统具有体积小、易实施、适应能力强、散热效果好、使用安全等特点。可广泛用于解决大功率导航卫星、通信卫星、高功率密度微小卫星、载人飞船及空间站等航天器地面模飞测试阶段散热问题。

为了解决上述技术问题太，本申请提供下述技术方案。

在第一方面中，本申请提供一种大功率密度卫星地面测试散热系统，包括流体连通的冷却气体控制系统和射流风箱系统；

其中所述冷却气体控制系统包括控制单元、制冷机组、增压机组和配风除湿机组，且沿着冷却气体流动的方向，配风除湿机组设置在最靠近所述射流风箱系统的位置处；

其中所述控制单元用于调节冷却气体的温湿度、洁净度和压力；

其中所述射流风箱系统(300)包括射流风箱(310)，所述射流风箱(310)包括风箱法兰(360)、扰流板(350)、射流小孔(320)和射流喷嘴(340)；

其中所述射流喷嘴(340)均匀布置在所述射流风箱(310)的正面；以及

其中所述扰流板(350)上设置有扰流板孔(330)，所述扰流板孔(330)孔径大小按中间位置小四周位置大的方式分布。

在第一方面的一种实施方式中，所述控制单元包括温湿度采集设备、压力采集设备和洁净度采集设备。

在第一方面的另一种实施方式中，所述冷却气体控制系统设置在多向可移动脚轮之上。

在第一方面的另一种实施方式中，所述制冷机组包括工业制冷机、空调机组或者其它提供冷量或产生冷量的装置。

在第一方面的另一种实施方式中，所述增压机组包括涡轮增压装置或机械增压装置。

在第一方面的另一种实施方式中，所述射流风箱系统的射流喷嘴具备独立开关及风向调节功能。

在第一方面的另一种实施方式中，所述射流风箱系统固定于可多向移动支架上。

在第一方面的另一种实施方式中，所述可多向移动支架为三向六自由度可移动支架。

在第一方面的另一种实施方式中，所述射流风箱采用喇叭口外形设计。

在第一方面的另一种实施方式中，所述射流风箱系统的射流风箱内外表面均覆盖保温隔音材料。

与现有技术相比，本申请的有益效果在于本文所述的散热系统具有占用空间小、易实施、便于拆装和移动、适应能力强、散热效果好、近星体为无源设备，使用安全等优点。

附图说明

通过结合附图对于本申请的实施方式进行描述，可以更好地理解本申请，在附图中：

图1为本申请的一个实施例中的一种大功率密度卫星地面测试散热系统示意图；

图2为本申请的一个实施例中的制冷增压控制系统示意图；

图3为本申请的一个实施例中的射流风箱示意图。

附图中的各附图标记含义如下：

100 一种大功率密度卫星地面测试散热系统

110 制冷机组

120 增压机组

130 控制单元

140 配风除湿机组

150 射流风箱支架

160 保温风管

170 射流风箱

180 射流喷嘴

190 被冷却星体表面

200 冷却气体控制系统

210 配风除湿机组

220 增压机组

230 制冷机组

240 控制单元

241 温湿度采集设备

242 压力采集设备

243 洁净度采集设备

250 可移动脚轮

300 射流风箱系统

310 射流风箱

320 射流小孔

330 扰流板孔

340 射流喷嘴

350 扰流板

360 风箱法兰

370 保温隔音材料。

具体实施方式

除非另作定义，在本说明书和权利要求书中使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属技术领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。以下将描述本申请的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。

根据传热学对流换热牛顿冷却公式及相关原理，强化对流换热效果包括三种途径：一是增大接触面积；二是降低冷却气体温度；三是增大表面传热系数。第一种方式对于给定构型布局的卫星型号显然不适用，本文所述一种大功率密度卫星地面测试散热系统是在不改变卫星结构布局及安装方式的条件下，通过设计优化强化对流换热的第二和第三种方式，实现快速、高效降低被散热星体表面温度的目的，进而解决大功率密度卫星地面满功率测试阶段散热的问题。

在一些实施例中，本申请提供一种大功率密度卫星地面测试散热系统，包括冷却气体控制系统和射流风箱系统。冷却气体控制系统对环境空气进行净化、制冷、增压及除湿处理，并进行出口气体的温湿度、洁净度及压力测量，控制系统根据参数测量结果与目标参数偏差情况进行闭环控制，并将相关参数通过网络传至远端监控系统。射流风箱系统将冷却空气经扰流板通过射流喷嘴均匀流向被冷却卫星发热表面，射流风箱安装在可多向移动支架上，表面覆盖保温隔音材料。

在一些实施例中，所述冷却气体控制系统具备冷却空气净化功能，确保出口冷却气体洁净度优于100000级。

在一些实施例中，所述冷却气体控制系统具备冷却空气降温及除湿功能，并可实现出口气体温湿度闭环控制及监控。

在一些实施例中，所述冷却气体控制系统具备升压功能，并可实现出口气体压力闭环控制及监控。

在一些实施例中，所述冷却气体控制系统所有采集参数均具备远程数据传输功能，并可进行远程参数设置。

在一些实施例中，所述射流风箱系统具备各控温区冷却空气流量调节功能。

在一些实施例中，所述射流风箱系统冷却空气经扰流板后通过均布射流喷嘴高速流出。

在一些实施例中，所述射流风箱系统射流喷嘴具备独立开关及风向调节功能。

在一些实施例中，所述射流风箱系统固定于可多向移动支架上，有利于实现风箱快速移动及高度调节。

在一些实施例中，所述射流风箱系统风箱内外表面均覆盖保温隔音材料。

在一些实施例中，制冷机组由工业制冷机或空调机组等其他提供冷量或产生冷量的装置组成。

在一些实施例中，增压机组主要由涡轮增压装置(离心风机)或机械增压装置组成，具备闭环压力调节能力。

在一些实施例中，控制单元具备冷却气体温湿度、压力和洁净度参数采集功能，并根据采集数据与目标参数偏差大小生成控制信号，自主实现对冷却气体的温湿度、压力和洁净度调节。

在一些实施例中，配风机组可根据各控温区热负荷大小通过调节各风管阀门开启程度实现对各配风管路气体流量的控制。

在一些实施例中，射流风箱采用喇叭口外形设计，通过内置打孔扰流板方式对法兰进口射流空气进行扰流，冷却空气经扰流后被均匀分配至各射流小孔，并通过射流喷嘴高速流出。

在一些实施例中，射流风箱内外表面均包覆保温隔音材料，包括保温棉或保温泡沫等，减少系统漏热的同时降低系统运行噪声。

在一些实施例中，射流风箱固定于三向六自由度可移动支架车上，既可实现对风箱高度的调节，亦便于风箱位置移动或固定。

在一些实施例中，射流风箱正面均布的射流喷嘴，射流喷嘴可独立进行气体流量及60°圆锥角的方向调节，进一步提高系统适应能力。

下面将结合附图，进一步描述本文所述的大功率密度卫星地面测试散热系统的更多细节。

如图1所示的实施例中，所述大功率密度卫星地面测试散热系统100主要由冷却气体控制系统200和射流风箱系统300两部分组成。该系统工作原理是利用卫星测试厂房环境空气经系统过滤、制冷机组230(冷却、除湿)及增压机组220(升压)处理后，通过保温风管160使满足使用要求的低温冷却空气经由风箱法兰360、扰流板350、射流小孔320以及射流喷嘴340高速流向被冷却设备表面，形成冷却控温射流阵列，扰乱表面气体边界层保温效应，强化表面换热。相关试验结果表明：在相同条件下，小孔阵列射流表面传热系数可达自然对流的10倍以上，是风扇强制对流换热的2至3倍，是目前适用于大功率卫星(航天器)地面测试散热系统最佳的对流换热方式之一。强化对流换热的第二种方式(即降低冷却气体温度)主要通过散热系统的制冷机组230实现，第三种方式(即增大表面传热系数)主要通过散热系统的增压机组220、射流风箱310以及射流喷嘴340实现。

图2为本申请的一个实施例中的冷却气体控制系统200组成示意图，冷却气体控制系统是本散热系统的核心和关键部分。该冷却气体控制系统包括：配风机组210、增压机组220、制冷机组230、控制单元240、温湿度采集设备241、压力采集设备242、洁净度采集设备243以及多向可移动脚轮250等组成。进一步包括大功率制冷机组230，在一些实施例中，制冷机组230进口一端与环境大气接通，并可通过进口阀门调节进风量大小，另一端通过柔性大尺寸风管与增压机组220连接，将冷却气体介质进行增压处理，后经配风机组210根据各部分热负荷大小进行风量分配。其中，控制单元240具备温湿度、压力及洁净度采集功能，并可根据实测数据与预设参数偏差大小实现自主闭环调节机组出口冷却气体的温湿度、压力及洁净度的功能。同时控制单元还具备实时远距离数据传输能力，将系统采集的各项环境参数传向远端监显设备。在一些实施例中，传输线缆采用双绞线或同轴电缆方式。便于设备操作人员进行远距离数据监控或设置，减少人员近距离查看数据时暴漏于强电磁环境对身体损伤，同时也可减少人员在星体周围走动时对测试信号产生干扰的情况。

图3为本申请的一个实施例中的射流风箱系统300组成示意图。主要由射流风箱310、射流小孔320、扰流板孔330、射流喷嘴340、扰流板350、风箱法兰360以及风箱内外表覆盖的保温隔音材料370组成。射流风箱内部包含扰流板350，扰流板350表面均布扰流板孔330,扰流板孔330孔径大小按中间位置小四周位置大方式分布，将经风箱法兰360流入的正压冷却气体均匀分流至射流小孔320，并经射流喷嘴340流出，对被冷却设备表面进行降温。射流喷嘴340具备单独开关以及60°圆锥角方向调节能力。风箱法兰360采用快速卡口连接方式并通过O型氟橡胶密封圈进行密封处理。射流风箱310内部隔音材料采用带有锥角的吸音绵，外部保温材料采用聚氨酯泡沫。射流风箱整体安装于三向六自由度可调节支架150上，既可实现对风箱高度的调节，也便于风箱位置移动或固定。

本说明书用具体实施例来描述本申请，并且可以帮助任何熟悉本申请工艺或系统的人员进行实验操作，但不旨在限制其保护范围。

Claims (10)

1.一种大功率密度卫星地面测试散热系统，其包括流体连通的冷却气体控制系统和射流风箱系统；

其中所述冷却气体控制系统包括控制单元、制冷机组、增压机组和配风除湿机组，且沿着冷却气体流动的方向，配风除湿机组设置在最靠近所述射流风箱系统的位置处；

其中所述控制单元用于调节冷却气体的温湿度、洁净度和压力；

其中所述射流风箱系统(300)包括射流风箱(310)，所述射流风箱(310)包括风箱法兰(360)、扰流板(350)、射流小孔(320)和射流喷嘴(340)；

其中所述射流喷嘴(340)均匀布置在所述射流风箱(310)的正面；以及

其中所述扰流板(350)上设置有扰流板孔(330)，所述扰流板孔(330)孔径大小按中间位置小四周位置大的方式分布。

2.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述控制单元包括温湿度采集设备、压力采集设备和洁净度采集设备。

3.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述冷却气体控制系统设置在多向可移动脚轮之上。

4.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述制冷机组包括工业制冷机、空调机组或者其它提供冷量或产生冷量的装置。

5.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述增压机组包括涡轮增压装置或机械增压装置。

6.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述射流风箱系统的射流喷嘴具备独立开关及风向调节功能。

7.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述射流风箱系统固定于可多向移动支架上。

8.如权利要求7所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述可多向移动支架为三向六自由度可移动支架。

9.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述射流风箱采用喇叭口外形设计。

10.如权利要求1所述的大功率密度卫星地面测试散热系统，其特征在于，所述射流风箱系统的射流风箱内外表面均覆盖保温隔音材料。