一种空间飞行器的热控方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及空间飞行器热控领域，特别是一种适用于姿态不定飞行器的空间飞行 器的热控方法。
【背景技术】
[0002] 空间飞行器是一种具备自主探测、识别与跟踪、自主机动、自主决策的能力的小型 飞行器，其作为一类空间平台，具备较强的空间位置和姿态机动能力，并能够携带一定的载 荷，执行空间任务。空间飞行器进一步发展可为空间运输、信息支持、链路搭建等提供重要 技术手段，目前已圆满完成空间飞行器地面悬浮综合演示验证试验，标志着已基本掌握、突 破了空间飞行器平台的相关关键技术与系统集成技术。为了满足工程应用和空间飞行器后 续发展的需要，急需进一步验证真实空间环境条件下空间飞行器目标探测识别、空间飞行 器对空间在轨目标的空间位置交会、空间飞行器红外干扰对抗、红外伴飞测量等关键技术， 然而此类技术和场景无法通过地面的常规试验进行验证，需要开展搭载飞行演示试验。
[0003] 搭载飞行演示试验需要空间飞行器在轨停留超过20小时，并且空间姿态和发射 时间不定，使得空间飞行器受到空间外热流不定，面临严峻的空间热防护问题。现有的空间 飞行器热控手段主要以主被动复合热控方式或主动热控方式为主，选用的热控材料包括热 控多层材料、百叶窗、热管、加热片及相变材料等，需要的安装空间较大，且对于星上能源有 较高要求。而对于空间小型飞行器而言，其本身采用高度集成化一体化设计方式，空间利用 率极高，无法为传统热控系统提供足够的安装空间，并且其星上能源较小，无法为加热片等 主动热控手段提供充足的能源保障。因此需根据空间飞行器空间环境不确定性较大的特 点，结合空间飞行器快速集成、快速发射的需求，设计一套低成本、高可靠、方便快捷、简单 易操作且能适应多种空间飞行状态的空间飞行器热控方法。
【发明内容】
[0004] 本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种设计实施方便快捷、 电气回路少、可靠性高、占用内部空间小能够适应空间飞行器的快速发射任务的空间飞行 器的热控方法。
[0005] 本发明的技术解决方案是：一种空间飞行器的热控方法，包括如下步骤：
[0006] (1)在空间飞行器的分离释放筒外表面上布置加热回路、控温仪、热敏电阻，令加 热回路对分离释放筒进行加热，同时控温仪通过热敏电阻实时监控分离释放筒的外表面温 度Ts，当Ts大于设定温度阈值时，关断加热回路，当Ts不大于设定温度阈值时，打开加热回 路对分离释放筒进行加热；其中，空间飞行器的飞行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞 行器安装于分离释放筒内在空间中飞行；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中分离出来， 空间飞行器本体在空间飞行；
[0007] (2)在空间飞行器的舱段结构、测量系统中的遥测分系统、计算设备、惯性设备、通 信系统进行发黑处理；
[0008] (3)在星上电池上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜，在发射机上与安 装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜；
[0009] (4)安装红外探测系统、可见光探测系统、舱段结构、星上电池、测量系统、动力系 统、计算设备、惯性设备、活动部件、通信系统，并在测量系统中发射天线与舱段结构的安装 面、通信系统中的组网天线与舱段结构的安装面之间使用隔热垫；
[0010] (5)将红外探测系统、可见光探测系统的遮光罩进光口外露，将红外探测系统、可 见光探测系统除遮光罩进光口外的其余部位包覆多层隔热组件，将星上电池、发射机表面 未粘贴F46镀银二次表面镜部分包覆多层隔热组件，在功分器、传感器、差动活塞贮箱、推 进剂贮箱、姿控模块、轨控模块、隔离驱动器、活动部件、组网通信设备、分离释放筒上包覆 多层隔热组件；
[0011] (6)在气体管路、液体管路、热气发生器上包覆高温多层隔热组件。
[0012] 所述的加热回路为8路。
[0013] 所述的设定温度阈值为30°C。
[0014] 所述的控温仪为两路。
[0015] 所述的两路控温仪分别安装在分离释放筒底部。
[0016] 所述的步骤（5)中的多层隔热组件均为15单元。
[0017] 所述的步骤（6)中的高温多层隔热组件均为10单元。
[0018] 所述的步骤（4)中的隔热垫为2mm。
[0019] 本发明与现有技术相比的优点在于：
[0020] (1)本发明方法通过对空间飞行器的分离释放筒进行温度控制、对各设备进行发 黑处理并粘贴F46膜、安装时涂敷导热脂或加装隔热垫、使用多层隔热组件对空间飞行器 进行包覆，完成了空间飞行器的热控，与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比， 设计简单，电气回路少，可靠性高；
[0021] (2)本发明方法与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，实现了高度 集成化一体化设计，空间利用率高，热控设备能够与空间飞行器外形紧密贴合，占用内部空 间小，对外包络尺寸影响较小；
[0022] (3)本发明方法与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，通过外部电 池供电，不消耗星上能源；
[0023] (4)本发明方法实施方便快捷、操作简单，能够适应空间飞行器的快速发射任务。
【附图说明】
[0024] 图1为本发明方法中空间飞行器在一年内处于阴影区的时间计算结果；
[0025] 图2为本发明方法中极端高温工况下太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红 外影响下分离释放筒的外热流情况；
[0026] 图3为本发明方法中极端低温工况下太阳直射+地球返照影响下以及单纯地球红 外影响下分离释放筒的外热流情况；
[0027] 图4为本发明方法中加热回路的闭环控制流程示意图；
[0028] 图5为本发明方法中控温仪工作原理流程图；
[0029] 图6为本发明一种空间飞行器的热控方法原理流程图。
【具体实施方式】
[0030] 本发明方法通过低成本的热控设计手段与热控材料选用、简单易操作的热控工程 实施，克服了现有的空间飞行器的热控方法或系统设计复杂、冗余多、测试繁琐的缺陷，提 出一种空间飞行器的热控方法，利用成本低、高可靠的设计实施手段使空间飞行器上各系 统温度满足使用温度要求，下面结合附图对本发明方法进行详细说明。
[0031] 一、空间飞行器外热流分析
[0032] 对空间飞行器在空间飞行而言，其主要由分离释放筒和空间飞行器本体组成，空 间飞行器本体主要包括探测系统-红外、探测系统-可见光、舱段结构、星上电池、测量系 统、动力系统-1、动力系统_2、计算组合-1、计算组合_2、惯性设备、活动部件、通讯系统、 分离装置等，其中，舱段结构是整个飞行器的结构主体，仪器设备均安装于舱段结构上；星 上电池为飞行器上的仪器设备供电，保证其能正常工作；探测系统-红外和探测系统-可 见光能够在飞行器空间飞行过程中进行红外成像和可见光成像；测量系统由遥测组合、发 射机、发射天线、功分器、传感器等构成，传感器能够进行相应状态测量，功分器可以对测量 信号进行放大处理，测量信号经过遥测组合处理后通过发射机和发射天线进行发送传输； 动力系统-1由差动活塞贮箱、推进剂贮箱、气体管路、液体管路、姿轨控模块、热气发生器、 隔离驱动器组成，差动活塞贮箱和推进剂贮箱分别存放增压剂和液体燃料，气体管路内为 增压热燃气，液体管路内为液体燃烧剂和液体氧化剂，姿轨控模块能够产生姿轨控所需的 推力，热气发生器内装有催化剂，可以将增压剂通过化学反应变为热燃气，隔离驱动器可以 将弱电发控指令转化为姿轨控发动机的驱动电流；动力系统_2由差动活塞贮箱、推进剂贮 箱、气体管路、安装架（含液体管路）、姿控三机、热气发生器、隔离驱动器等组成，姿控三机 与动力系统-1中的姿轨控模块功能相同，动力系统_2中的其它设备与动力系统-1中的功 能相同；计算组合1负责星上控制指令的发送；计算组合2负责处理探测系统-红外和探 测系统-可见光探测到的信息；惯性设备可以测量飞行器在空间中飞行的姿态和位置等信 息；活动部件可以从飞行器上脱离；通讯系统由组网通讯设备和组网天线组成，可以实现 多个飞行器之间的信息交互通讯；分离装置能够将飞行器从分离释放筒中分离出去。其飞 行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞行器安装于分离释放筒内，在空间中飞行的轨道参 数（偏心率、轨道倾角、升交点赤经等）如表1所示；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中 分离出来，空间飞行器本体在空间飞行，轨道参数如表1所示。从表1中可以看出，空间飞 行器在第一阶段和第二阶段的运行轨道有微小的变化，轨道倾角保持不变，说明两个阶段 的轨道平面没有发生改变，但运行的轨迹产生了一定的变化。
[0033] 表1飞行器轨道参数统计
[0034]
[0035] 当空间飞行器的工作模式确定时，空间飞行器高低温工况由投入外热流的大小确 定，确定依据为：投入外热流总和最大的工况为高温工况，投入外热流总和最小的工况为低 温工况。投入外热流总和由以下因素确定：受照面积、受照时间、太阳常数，其中受照面积由 姿态决定，受照时间和太阳常数由0角和日期决定。
[0036] 飞行器的姿态特点是姿态未确定、任何姿态均可能，结合飞行器的圆筒行构型特 点可以得出，阳光入射方向与飞行器轴向垂直的姿态为高温工况的姿态（即受照面积最 大），阳光入射方向与飞行器轴向平行的姿态为低温工况的姿态（即受照面积最小）。
[0037] 飞行器的受照总量定义为：受照总量=太阳常数X受照时间。如图1所示为空间 飞行器在一年内处于阴影区的时间，根据计算结果，任何日期飞行器处于阴影的时间基本 相同，因此受照总量