一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置的制作方法

本发明涉及航空热控技术领域，特别是涉及一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置。

背景技术：

卫星舱外冷气推进模块直接受到冷黑空间背景、太阳直接辐射热流、地球反照热流、地球红外辐射热流和星体红外辐射热流影响，需要采用热控装置，保证在轨存贮期间冷气推进模块温度控制在要求的范围内，并在冷气推进模块工作前将温度升高到要求值。

传统的卫星舱外冷气推进模块的热控装置由被动热控组件和主动热控组件组成。被动热控组件包括多层隔热组件、隔热垫；主动热控组件包括负温度系数热敏电阻温度传感器、金属箔片式电阻加热器、热控控制器组成。多层隔热组件、隔热垫用于减少外界环境与冷气推进模块的热交换。热控控制器采集负温度系数热敏电阻温度传感器所测量的冷气推进模块的温度，与设定的控温阈值比较，当冷气推进模块的温度低于控温阈值下限时，给金属箔片式电阻加热器通电，当冷气推进模块的温度高于控温阈值上限时，给金属箔片式电阻加热器断电，从而将冷气推进模块温度控制在要求的范围内。主动热控组件采用了有反馈的电加热控制，包含负温度系数热敏电阻温度传感器、金属箔片式电阻加热器、热控控制器三个组件，系统复杂，增加了成本，影响系统可靠性。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明的目的是提供一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，解决现有技术中热控装置采用有反馈的电加热控制，导致其系统复杂，增加了成本，影响系统可靠性的缺陷。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，其特征在于，冷气推进模块通过紧固件安装于卫星舱板，所述热控装置包括：正温度系数热敏电阻加热器、隔热垫和多层隔热组件，所述正温度系数热敏电阻加热器覆盖于冷气推进模块的外表面，所述多层隔热组件包裹于所述正温度系数热敏电阻加热器和所述冷气推进模块的外侧，所述隔热垫安装在所述紧固件与所述卫星舱板之间，以及所述卫星舱板与所述冷气推进模块之间。

其中，所述正温度系数热敏电阻加热器覆盖所述冷气推进模块的外表面积70％以上。

其中，所述多层隔热组件包括光亮阳极氧化铝箔和多层芯子，所述光亮阳极氧化铝箔处于所述多层芯子的外侧。

其中，所述多层芯子包括多层双面镀铝聚酯薄膜和多层涤纶网间隔层。

其中，所述多层双面镀铝聚酯薄膜为九层，所述多层涤纶网间隔层为八层。

其中，所述多层芯子通过尼龙搭扣安装于所述正温度系数热敏电阻加热器和所述冷气推进模块的外侧。

其中，所述隔热垫为玻璃钢或聚酰亚胺塑料。

其中，所述正温度系数热敏电阻加热器采用居里温度高于冷气推进模块工作温度要求下限3℃～5℃的正温度系数热敏材料制作而成。

(三)有益效果

本发明提供的一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，在冷气推进模块工作前采用具备自适应控温能力的正温度系数热敏电阻加热器加热，不需要热控控制器和温度传感器，系统简单，降低了成本、增加了热控装置可靠性。

附图说明

图1为本发明一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置的结构示意图；

图2为本发明多层隔热组件的示意图。

图中，1、多层隔热组件；2、隔热垫；3、正温度系数热敏电阻加热器；4、冷气推进模块；5、喷口；6、卫星舱板；7、紧固件；8、光亮阳极氧化铝箔；9、多层芯子。

具体实施方式

下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。以下实例用于说明本发明，但不用来限制本发明的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如图1所示，本发明公开一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，冷气推进模块通过紧固件7安装于卫星舱板6，热控装置包括：正温度系数热敏电阻加热器3、隔热垫2和多层隔热组件1，正温度系数热敏电阻加热器3覆盖于冷气推进模块4的外表面，多层隔热组件1包裹于正温度系数热敏电阻加热器3和冷气推进模块4的外侧，隔热垫2安装在紧固件7与卫星舱板6之间，以及卫星舱板6与冷气推进模块4之间。

具体的，正温度系数热敏电阻加热器3简称ptc是一种主动热控组件，在冷气推进模块4工作前对其通电，实现电加热控温功能。隔热垫2用于减少卫星舱板6与冷气推进模块4之间的传导换热。多层隔热组件1用于减少冷气推进模块4与外界环境的辐射换热。隔热垫2和多层隔热组件1共同使用降低加热过程中的热损耗。正温度系数热敏电阻加热器3采用居里温度高于冷气推进模块4工作温度要求下限3℃～5℃的正温度系数热敏材料制作而成。利用其电阻值随温度非线性增加、在超过居里温度时阻值呈阶跃式增高的特点，实现自适应控温，将冷气推进模块4的温度控制在工作温度要求的下限之上。正温度系数热敏电阻加热器3采用导热胶粘在冷气推进模块4外表面。

本发明公开一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，在冷气推进模块工作前采用具备自适应控温能力的正温度系数热敏电阻加热器加热，不需要热控控制器和温度传感器，系统简单，降低了成本、增加了热控装置可靠性。

其中，正温度系数热敏电阻加热器3覆盖冷气推进模块4的外表面积70％以上，保证加热效果的情况下，尽量节省材料，根据实际情况选择覆盖面积。

其中，如图2所示，多层隔热组件1包括光亮阳极氧化铝箔8和多层芯子9，光亮阳极氧化铝箔8处于所述多层芯子9的外侧。具体的，光亮阳极氧化铝箔8的太阳吸收比和红外半球发射率根据冷气推进模块所处空间热环境参考下式选择，用于调节在轨存贮期间冷气推进模块4的温度。光亮阳极氧化铝箔8的太阳吸收比和红外半球发射率根据以下公式计算：

其中，αs为太阳吸收比，ε为红外半球发射率，σ为stefan-boltzmann常数，t为冷气推进模块在轨存贮温度要求，分别为表面对太阳直接辐射、地球反照、地球红外辐射的角系数，s、r、e分别为太阳常数、地球反照强度、地球平均红外辐射强度。

本例选取太阳吸收比为0.2，红外半球发射率为0.2，可以保证冷气推进模块4在轨存贮期间的温度满足要求。光亮阳极氧化铝箔8通过双面胶带安装在多层芯子9的外表面。

优选地，多层芯子9包括多层双面镀铝聚酯薄膜和多层涤纶网间隔层。优选地，多层双面镀铝聚酯薄膜为九层，多层涤纶网间隔层为八层。

优选地，多层芯子9通过尼龙搭扣安装于正温度系数热敏电阻加热器3和冷气推进模块4的外侧。根据实际需要，喷口5和紧固件7位置不覆盖多层芯子9，而冷气推进模块4的安装底面不安装光亮阳极氧化铝箔8。

其中，隔热垫2为玻璃钢或聚酰亚胺塑料。用于减少卫星舱板6与冷气推进模块4之间的传导换热。

本发明公开的一种卫星舱外冷气推进模块的热控装置，由多层隔热组件、隔热垫、正温度系数热敏电阻加热器组成。多层隔热组件的最外层采用光亮阳极氧化铝箔，太阳吸收比和红外半球发射率可根据需要选择，可以保证在轨存贮期间冷气推进模块温度满足要求，不需要消耗卫星功耗。在冷气推进模块工作前采用具备自适应控温能力的正温度系数热敏电阻加热器加热，不需要热控控制器和温度传感器，系统简单，降低了成本、增加了热控装置可靠性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。