一种星载主动控温系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种高适应、高可靠的星载主动控温系统，可应用于具有复杂轨道外热流环境和内功耗变化条件的航天器或相关领域。
【背景技术】
[0002]传统的太阳同步轨道航天器由于轨道面的摄动和地球的公转一致，轨道面相对与太阳是始终不变的；航天器三轴稳定姿态为+X方向为飞行方向，+Z方向为对地面方向。因此航天器+Y面始终为背阳面，外热流接近于50W/m2，为航天器最理想的散热面。
[0003]倾斜轨道航天器由于轨道面的摄动和地球的公转方向相反，以轨道倾角75°为例，轨道面摄动引起航天器升交点相对于太阳每天运动-3.55°。因此不论发射窗口如何选择，在航天器寿命期间，从阳光正照-Y面开始，经过阳光平行轨道面，到阳光正照+Y向，再经过阳光平行轨道面，最后回到阳光正照-Y向。因此航天器各侧面轮流受照，当阳光直照某个面时的最大热流密度超过330W/m2，该面不受照时最小热流密度约为50/m2，热流变化十分剧烈。
[0004]由此，倾斜轨道航天器各侧面热流变化剧烈，散热效率低，无理想散热面。针对倾斜轨道航天器的传统热控设计一般为航天器各侧面均开散热面，满足高温散热需求，在低温时由于散热面积较大，需提供较大加热功耗进行补偿。另为解决阳光直照某面时热流密度较大，该区域温度相对偏高问题，一般通过外贴热管把热量引至相邻侧面或相对侧面。上述热控措施虽然可以基本解决倾斜轨道热控难题，但很难满足航天器大功耗散热、高精度控温的要求。
【发明内容】
[0005]针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种高适应、高可靠的星载主动控温系统，解决上述倾斜轨道航天器大功耗散热、高精度控温的问题。
[0006]为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下:
[0007]一种星载主动控温系统，包括:电加热器、回路热管(LHP)和电控隔热屏，电控隔热屏安装在航天器侧板上，电加热器、LHP蒸发器安装在单机安装板热管上，单机安装板通过预埋热管组成热管网络，LHP辐射器安装在航天器侧板上。
[0008]电控隔热屏根据光照角不同和开合程度不同对航天器散热或吸热，起到航天器降温或升温的效果。
[0009]电加热器通过加热可为航天器升温；LHP通过蒸发器收集单机热量，由管路传输至辐射器，辐射器把热量排散至冷空间，可以为航天器降温。
[0010]相对于现有技术，本发明所提供的高适应、高可靠的星载主动控温系统，由电加热器、回路热管(LHP)和电控隔热屏3种主动热控制措施组成，3者互为补充和备份，实现航天器大幅度自主升温、降温功能，弥补了以往航天器只有主动升温能力，或主动升温能力强，降温能力弱的缺陷，达到如下的有益效果:
[0011]1、温度调节范围大，热控适应能力强，可以适应各种恶劣外热流条件(散热面外热流变化约300W/m2)和内功耗变化大(大于1500W)等情况；
[0012]2、可靠性高，整套装置产品均是航天常用成熟产品，且升温、降温均有2套措施，互为补充和备份；
【附图说明】
[0013]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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
[0014]图1是本发明所提供的系统构型图。
[0015]图中:1为电控隔热屏；2为电加热器；3为LHP蒸发器；4为LHP管路；5为LHP辐射器；6为单机安装板(含预埋热管组成的热管网络)
【具体实施方式】
[0016]下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0017]如图1所示，本发明所提供的高适应、高可靠的星载主动控温系统，包括电加热器
2、回路热管(包括LHP蒸发器3和LHP辐射器5)和电控隔热屏1。电控隔热屏1安装在航天器侧板上，电加热器2、LHP蒸发器3安装在单机安装板6的热管上。单机安装板6通过预埋热管组成热管网络，LHP辐射器5安装在航天器侧板上。
[0018]电控隔热屏1可根据光照较和卫星温度要求执行全关、1/4开、1/2开、3/4开、全开等的指令，打开到不同面积，达到散热或加热目的，控制电控隔热屏安装面温度到设定的温度阈值。安装在不同区域的电加热器2可根据需要打开或关闭，控制预埋热管到设定的温度阈值。安装不同航天器区域的LHP可根据需要工作，达到散热目的，控制LHP蒸发器安装预埋热管温度低于设定阈值。
[0019]本发明所提供的种高适应、高可靠的星载主动控温系统，针对倾斜轨道航天器由于各侧面轮流受照，热流条件复杂，传统的热控措施很难满足航天器大功耗散热、高精度控温要求的问题，解决了倾斜轨道航天器热控设计的难点，实现航天器大幅度自主升温、降温功能，可应用于具有复杂轨道外热流环境和内功耗变化条件的航天器热控制。
[0020]以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明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，这并不影响本发明的实质内容。
【主权项】
1.一种星载主动控温系统，其特征在于，包括:电控隔热屏、电加热器、LHP蒸发器、LHP辐射器，所述电控隔热屏安装在航天器侧板上，所述电加热器、LHP蒸发器安装在单机安装板不同区域的热管上，单机安装板通过预埋热管组成热管网络，所述LHP辐射器安装在航天器侧板上。2.根据权利要求1所述的星载主动控温系统，其特征在于，所述电控隔热屏根据光照角不同和开合程度不同，控制其安装面温度到设定的温度阈值。3.根据权利要求1所述的星载主动控温系统，其特征在于，安装在不同区域的所述电加热器根据需要打开或关闭，控制预埋热管到设定的温度阈值，所述LHP蒸发器收集单机热量，由管路传输至LHP福射器，LHP福射器把热量排散至冷空间，为航天器降温。4.根据权利要求1所述的星载主动控温系统，其特征在于，所述电控隔热屏能够根据需要执行全关、1/4开、1/2开、3/4开、全开。
【专利摘要】本发明提供了一种星载主动控温系统，包括：电控隔热屏、电加热器、LHP蒸发器、LHP辐射器，所述电控隔热屏安装在航天器侧板上，所述电加热器、LHP蒸发器安装在单机安装板不同区域的热管上，单机安装板通过预埋热管组成热管网络，所述LHP辐射器安装在航天器侧板上。本发明系统解决了倾斜轨道航天器热控设计的难点，实现航天器大幅度自主升温、降温功能，可应用于具有复杂轨道外热流环境和内功耗变化条件的航天器热控制。
【IPC分类】B64G1/58, B64G1/50
【公开号】CN105383714
【申请号】CN201510847896
【发明人】陈菡, 翟载腾, 胡明亮, 腊栋
【申请人】上海卫星工程研究所
【公开日】2016年3月9日
【申请日】2015年11月27日