零透射太阳屏及星载天线反射器高精度型面控制热控结构的制作方法

1.本发明涉及一种零透射太阳屏及可实现天线反射器在轨高型面精度控制的热控结构，属于航天设备技术领域。


背景技术：

2.高通量卫星对多波束天线反射器的在轨型面精度要求越来越高，型面改变会造成天线增益损失、方向图改变等问题。固面反射器的型面精度受生产制造装配误差、在轨热变形两个方面因素影响。随材料、工艺等技术改进，生产制造装配引起的误差越来越小，热变形成为引起天线在轨反射器型面变化的主要因素，而天线反射器热变形大小与在轨温度范围正相关。
3.现阶段复合材料反射器，在轨温度范围为
‑
160℃～115℃，与常温相比最高温、最低温时刻的温差分别为95℃、180℃。此温度范围热变形引起型面变化不能满足高精度多波束天线的要求，且随通信频段的提高问题越来越严重。太阳辐射热流是航天器在轨温度升高的主要原因，反射器在轨高温过高的原因是天线热控措施对轨道太阳辐射热流的隔离程度不足。空间环境可等效认为是温度为3k的黑体，天线在轨不受太阳照射时，天线向空间环境的漏热使得天线温度下将；若天线热控对空间冷黑环境的隔绝程度不足，天线在轨非受照弧段内的温度将会下降过快至温度过低。另外，若对空间冷黑环境及空间外热流的隔离程度不足，在轨非均匀受照会造成天线内部温度梯度大，进而导致型面变化过大。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术不足，提出一种零透射太阳屏，该太阳屏可完全隔绝热效应谱段范围内的太阳电磁辐射，同时航天器在轨通信用的无线电波可自由通过。因此零透射太阳屏可用于航天通信设备的射频工作面，阻止轨道太阳热流直接到达设备引起温度过高。在此基础上提出一种用于天线反射器在轨高精度型面控制的热控结构，该热控结构最大程度将天线反射器与空间冷黑环境、空间太阳外热流隔绝，并具有一定的温度补偿功能。
5.本发明采取的技术解决方案是：一种零透射太阳屏，包含黑色聚酰亚胺基膜及镀锗层；使用时，镀锗层朝向空间环境，镀锗层和黑色聚酰亚胺膜隔绝太阳电磁辐射中具有热效应的能量透过，允许通信用的无线电波透过。
6.黑色聚酰亚胺基膜厚度为25μm～100μm。
7.镀锗层厚度小于6μm。
8.一种星载天线反射器高精度型面控制的热控结构，包括零透射太阳屏、复合热控多层结构、固定结构及低吸收低发射热控涂层；零透射太阳屏布置在天线反射器的射频口面；复合热控多层结构通过固定结构布置在天线反射器的非射频口面；天线反射器辐射口面喷涂低吸收低发射热控涂层；复合热控多层结构通过红外辐射实现对天线反射器的热量补偿。
9.复合热控多层结构包括柔性发热膜组与热控多层；柔性发热膜组朝向天线发射器。
10.柔性发热模组包括聚酰亚胺发热层和上下各一层聚酰亚胺绝缘层。
11.低吸收低发射热控涂层采用低吸收低发射sal
‑
1热控涂层，包括有机硅粘结剂和金属铝粉。
12.本发明与现有技术相比优点在于：
13.(1)本发明的太阳屏对太阳辐射热流隔离度高：零透射太阳屏可完全隔绝太阳电磁辐射中具有热效应的部分能量，很好解决了射频通道方向太阳热流引起的航天设备高温问题。
14.(2)本发明的热控结构使得反射器的在轨温度范围更窄：由于零透射太阳屏将空间太阳辐射热流隔离，同时反射器与空间冷黑空间的辐射热阻很大，两者综合效果使得反射器的在轨温度范围大范围缩窄。
15.(3)本发明的热控结构使得反射器温度稳定性好、均匀性高：由于本发明热控结构大幅度隔绝了空间外热流、空间冷黑环境对反射器的影响，反射器在轨温度波动速率较小，进而温度稳定性高；同时局部受照或被遮挡等因素对反射器局部的温度影响较小，因此反射器温度均匀性好。
16.(4)本发明的热控结构使得反射器在轨型面精度高：由于热变形大小与反射器在轨温度与地面常温的偏离程度成正比，本发明热控结构缩窄了反射器的在轨温度范围，因此可使得反射器的在轨型面精度更高。同时该热控结构下反射器的温度稳定性、温度均匀性都较现有技术好，均有利于反射器的在轨高型面精度保持。
17.(5)本发明使得天线反射器低温型面精度可控：本发明热控结构下，反射器在轨极限低温时与地面常温相比的偏离度最大，可通过调整发热膜组的工作温度阈值范围控制反射器极限低温水平、极限低温型面变化量。由于发热膜组通过红外辐射均匀对反射器进行热量补偿，不会引起额外的温度梯度。
附图说明
18.图1为零透射太阳屏的结构示意图；
19.图2为星载天线反射器高精度型面控制热控结构示意图；
20.图3为零透射太阳屏250nm～2500nm光谱范围内电磁波透过比测试结果；
21.图4为零透射太阳屏18ghz～24ghz范围内插损测试结果；
22.图5为零透射太阳屏28ghz～35ghz范围内插损测试结果。
具体实施方式
23.下面结合附图对本发明进行说明。
24.如图1所示，一种零透射太阳屏3，包含黑色聚酰亚胺基膜1及镀锗层2。黑色聚酰亚胺基膜1厚度为25μm～100μm，具体可根据力学性能需求进行选择；镀锗层2厚度小于6μm，主要作用是在不影响航天器通信用电磁波穿透性能前提下改变黑色聚酰亚胺基膜1的表面热光属性。
25.零透射太阳屏3使用时镀锗层2朝向空间环境，镀锗层2和黑色聚酰亚胺膜1的依次
共同作用隔绝了太阳电磁辐射中具有热效应的能量透过，但通信用的无线电波可自由透过。
26.如图2所示，星载天线反射器高精度型面控制的热控结构包括零透射太阳屏3、复合热控多层结构5、固定结构6及低吸收低发射热控涂层；
27.零透射太阳屏3布置在天线反射器4的射频口面：该零透射太阳屏3隔离了天线反射器4工作面(即射频口面)方向的太阳辐射热流，同时不影响ku、ka、qv等频段天线工作无线电波的传输。
28.复合热控多层结构5通过固定结构6布置在天线反射器4的非射频口面：复合热控多层结构5可阻止天线反射器4非工作面(即非射频口面)方向的太阳辐射热流对天线反射器4的加热，同时也在天线反射器4非工作面方向杜绝了空间冷黑环境造成天线反射器4温度下降。
29.天线反射器4与空间环境的热交换主要由于其工作面与零透射太阳屏3的辐射热交换；为削弱天线反射器4与零透射太阳屏3的辐射传热，天线反射器4工作面喷涂低吸收低发射热控涂层，增大了天线反射器4与零透射太阳屏3的辐射换热热阻。低吸收低发射热控涂层采用低吸收低发射sal
‑
1热控涂层，由有机硅粘结剂和金属铝粉组成。
30.为防止天线反射器4在轨温度偏低，将柔性发热膜组与热控多层综合组成复合热控多层结构5，使用时，柔性发热膜组朝向天线发射器4，热控多层朝外。柔性发热模组由聚酰亚胺发热层和上下各一层聚酰亚胺绝缘层组成。柔性发热膜组与热控多层同时设计、同时制作、同时实施，在不影响上述与空间环境隔离效果前提下通过红外辐射实现对天线反射器4的均匀热量补偿。
31.基于零透射太阳屏3的一种复合热控结构可对天线反射器4在轨进行高型面精度控制，该复合热控结构包含零透射太阳屏3、低吸收低发射热控涂层、复合热控多层结构5。零透射太阳屏3布置在天线反射器4射频口面，实现既可透射通信用电磁波、又可隔绝空间太阳辐射热流的功能；复合热控多层结构5铺设在反射器非射频工作面，实现既可隔绝空间冷黑环境又可对反射器进行热量补偿的功能；低吸收低发射热控涂层用于调节天线反射器4的表面属性，进一步削弱天线反射器4通过与零透射太阳屏3热交换向空间冷黑环境的热量损失。该复合热控结构可将星载天线反射器4的在轨温度由现阶段的
‑
160℃～+115℃缩窄至
‑
40℃～+60℃，大幅度减小反射器在轨热变形进而实现高型面精度控制。
32.零透射太阳屏3性能测试结果：
33.为了验证零透射太阳屏3的性能，对零透射太阳屏3在太阳电磁辐射内具有热效应谱段的电磁波隔离性能、卫星通信用无线电波穿透性能进行了测试。图3为零透射太阳屏3对250nm～2500nm范围内电磁波的穿透性能测试结果，零透射太阳屏3对此波段范围内电磁波的隔离程度达到99.5％以上。图4、图5为零透射太阳屏3在ku、ka、qv通信频段内的插入损耗测试结果，最大插损小于0.2db。
34.星载天线反射器高精度型面控制热控结构性能：
35.天线反射器4在使用本发明中星载天线反射器高精度型面控制热控结构条件下，进行了极限低温热平衡试验，补充热流密度50w/m2时，天线反射器4的极限低温达到
‑
40℃以上。
36.使用上述测试数据对天线反射器4的在轨温度进行了温度仿真计算，天线反射器4
最高温度低于60℃。
37.本发明未详细说明的部分属于本领域技术人员公知技术。