一种提高快速响应空间小卫星热控能力的方法与流程

本发明属于航天器热控制技术领域。

背景技术：

20世纪80年代后期，美国第一次提出快速响应空间卫星概念。快速响应空间卫星以成本低廉、性能良好、应用灵活的小卫星和小运载器为工具，以快速研制、快速入轨、快速应用为手段，以较低成本实现对突发事件的迅速反应。快速响应空间概念的提出带来了整个航天技术体系的变化。

传统热控的研制需要大量的时间，这与快速响应空间小卫星快速研制、入轨、应用的目标相悖。为了提高小卫星的响应速度，卫星的热控设计必须在任务下达前，载荷、星上部组件、轨道等均不明确的情况下进行预先设计和优化。为了使小卫星适应不同轨道、不同组件功耗的变化，需要增强卫星的主动热控能力。

技术实现要素：

为了解决现有技术难以适应多轨道、内部组件功耗变化条件下快速响应空间小卫星热设计需求问题，本发明提出了一种提高快速响应空间小卫星热控能力的方法，旨在以较少的能耗来提高快速响应空间小卫星的主动热控能力，使其在不同轨道、不同组件功耗的条件下保证星内设备工作在合适的温度区间。

为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案是：

一种提高快速响应空间小卫星热控能力的装置，其特征在于该装置包括：热控组件(4)、导热管(3)、导热层(5)、空间热沉(6)；所述导热管一端连接热控组件，另一端连接一个或多个星载设备；热控组件的另一端通过导热层与空间热沉连接；所述热控组件包括：隔热层(7)、热量存储池(8)、热电器件(9)、热开关(10)，其中所述导热管与导热层之间的热控组件依次为：热量存储池、热电器件、热开关，所述隔热层包裹于热控组件的外侧。

优选的，所述的导热管(3)采用可弯曲的热管搭建，通过导热硅脂紧贴在星载设备上。

优选的，空间热沉(6)表面涂有热致变色涂层，其发射率随着温度变化；温度高时，发射率较高，增强热量向空间辐射的能力；温度低时，发射率较低，减少热量的散失。

优选的，热量存储池材料为泡沫碳。

优选的，微型热电器件(9)为多级热电器件，器件两端的陶瓷板为AlN材料。

优选的，微型热开关(10)在打开和关闭模式的热导变化非常大；当温度低于18℃时，微型热开关(10)关闭，其热导率很低，减少卫星内部和外部的热交换；当温度高于25℃时，微型热开关(10)打开，热导变大，增强卫星内部和外部的热交换。

本发明热电器件(9)、微型热开关和空间热沉上的热致变色涂层的有机结合，能够大大地增加小卫星的主动热控能力。当星载设备(2)温度过高时，微型热电器件对其进行制冷，而微型热电器件的另一面则把热量传导微型热开关，微型热开关件受热打开，使热量容易传到空间热沉，增强热量的散热能力；反之，则热电器件对星载设备进行加热，微型热开关关闭，减少热量的散失。当星载设备处于合适的温度区间，则微型热电器件既不加热与不制冷，以减少能源的消耗。

本发明的有益效果：这种提高快速响应空间小卫星热控能力的方法，能够以较少的能量来提高卫星的主动热控能力，使其在多轨道、不同内部组件功耗条件下星载设备能够在合适的温度区间工作，加快小卫星热控系统的研制速度。

附图说明

图1是本发明的安装示意图。

图2是本发明的微型热控制组件的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明提供的一种提高快速相应空间小卫星热控能力的方法的具体实施方式做详细说明。

图1所示是本发明的安装示意图。卫星主要分成两部分：卫星内部1和卫星外表面。卫星内部1中主要包含星载设备2、热管网络3、微型热控制组件4、高性能导热层5和卫星外表面的空间热沉6。

图1中的热管网络3由可弯曲热管组成。其一端通过导热硅脂紧贴星载设备2中功耗大的电子元件，另一端通过导热硅脂紧贴微型热控制组件4。

图1中的高性能导热层5采用热导率高、密度小的材料制成。其一个面通过导热硅脂紧贴微型热控制组件4，另一个面通过导热硅脂紧贴空间热沉6。

图1中的空间热沉6表面涂有热致变色涂层。

图2所示是本发明的微型热控制组件的结构示意图。微型热控制组件4由隔热层7、热量存储池8、微型热电器件9和微型热开关10组成。

图2中的热量存储池8主要采用热导率高、比热容大、密度小的材料制成，如泡沫碳等。

图2中的微型热电器件9采用2级微型热电器件，器件的两个面上的陶瓷板采用导热率较好的AlN等陶瓷材料。

图2中的微型热开关10采用微型石蜡热开关。