一种深空高速撞击器分级低功耗热控制方法与流程

本发明涉及一种深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，属于深空探测飞行器热控技术领域。

背景技术：

深空高速撞击探测是天体内部探测的一项重要手段。在撞击任务中，撞击器通过探测器搭载进入外空间环境，在探测器接近撞击目标天体后，撞击器与探测器分离通过自主飞行撞击目标天体并侵彻进入目标天体内部，其后撞击器将保持一定时间的长期生存探测。在整个过程中，如果撞击器不进行任何防护，将直接暴露在外太空深冷环境中，其内电子设备将无法工作并导致任务的失败。因此，撞击器的热控设计极为必要。但是由于撞击器重量限制，自身携带的能源极为有限，且内部能源需要重点保障撞击器功能实现性器件的运行。所以，在撞击器能源相对紧缺的情况，需要重点考虑设计具备低功耗的热控制系统进行撞击器的温度控制，用于满足撞击器的任务需求。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，将工作时段分为巡航飞行段、自主飞行段以及撞后存活段三个阶段进行低功耗热控制设计。其中，巡航飞行段采用整体温控设计，由环绕器对撞击器的所有模块进行供电加热；自主飞行段采用重点模块温控设计，仅由高集成模块内的电池对高集成模块、推进模块以及高加固模块进行加热。撞后存活段采用芯片级温控设计，由高加固模块内的电池对高加固内的各灌封芯片旁的加热器进行供电加热。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，撞击器依次工作在巡航飞行段、自主飞行段、撞后存活段；其中在巡航飞行段，撞击器安装在环绕器上；撞击器包括高集成模块、推进模块、撞击器本体、高加固模块，其中高加固模块安装在撞击器本体内；

在巡航飞行段，环绕器对高集成模块、推进模块、撞击器本体进行供电加热；

在自主飞行段，高集成模块内的电池对高集成模块、推进模块、高加固模块进行供电加热；

在撞后存活段，高加固模块内的电池对高加固模块内的电子设备进行供电加热。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述高加固模块还包括灌封层、高加固加热器、缓冲层、隔热层；

所述电子设备被灌封在灌封层内；所述高加固加热器固定在灌封层的表面，然后高加固加热器和灌封层作为一个整体安装在所述缓冲层内；所述缓冲层的外部用所述隔热层包覆。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述缓冲层采用但不限于铝蜂窝结构。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述灌封层采用环氧树脂材料制成。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述隔热层采用气凝胶材料制成。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述撞击器还包括加热器，所述环绕器和高集成模块内的电池均能够对所述加热器供电；所述加热器用于对所述高集成模块、推进模块、撞击器本体进行加热。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述高集成模块内的电池能够对所述高加固模块内的电池进行充电。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，所述高集成模块、推进模块、撞击器本体的表面均安装有加热器。

上述深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，优选的，在所述高集成模块、推进模块、撞击器本体的表面安装加热器后，利用聚酯薄膜分别对所述高集成模块、推进模块、撞击器本体进行多层覆盖。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明方法可以满足撞击器任务期间各阶段的低功耗温控需求，分阶段有侧重点温控设计思路可运用于未来，能够满足未来深空可存活撞击探测的需求；

(2)撞击器采用芯片级保温策略，高加固模块内部电池对其内灌封芯片周围的加热器进行供电加热，灌封电子设备外部采用气凝胶进行温度隔离，防止温度散失；

(3)撞击器采用重点模块保温策略，对撞击器的推进模块、高集成模块表面的加热器进行持续供电，同时高集成模块电池还为高加固模块内的电池进行充电，高加固模块内部电池对其内灌封芯片周围的加热器进行供电加热；

(4)本发明方法针对任务不同阶段的能源提供能力以及功能需求不同，分别考虑相应的热控设计来减小功耗。

附图说明

图1为撞击器搭载示意图；

图2为撞击器整体装配结构示意图；

图3为撞击器本体的内部结构示意图；

图4为高加固模块的内部结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种深空高速撞击器分级低功耗热控制方法，撞击器2依次工作在巡航飞行段、自主飞行段、撞后存活段；其中在巡航飞行段，撞击器2安装在环绕器1上；撞击器2包括高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6、高加固模块7，其中高加固模块7安装在撞击器本体6内；

在巡航飞行段，环绕器对高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6进行供电加热；

在自主飞行段，高集成模块3内的电池对高集成模块3、推进模块4、高加固模块7进行供电加热；

在撞后存活段，高加固模块7内的电池对高加固模块7内的电子设备8进行供电加热。

所述高加固模块7还包括灌封层9、高加固加热器10、缓冲层11、隔热层12；所述电子设备8被灌封在灌封层9内；所述高加固加热器10固定在灌封层9的表面，然后高加固加热器10和灌封层9作为一个整体安装在所述缓冲层11内；所述缓冲层11的外部用所述隔热层12包覆。

所述撞击器2还包括加热器5，所述环绕器和高集成模块3内的电池均能够对所述加热器5供电；所述加热器5用于对所述高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6进行加热。所述高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6的表面均安装有加热器5。所述高集成模块3内的电池能够对所述高加固模块7内的电池进行充电。

所述缓冲层11采用但不限于铝蜂窝结构。所述灌封层9采用环氧树脂材料制成。所述隔热层12采用气凝胶材料制成。

在所述高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6的表面安装加热器5后，利用聚酯薄膜分别对所述高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6进行多层覆盖。

实施例1：

一种深空高速撞击器低功耗分级热控制方法，基于撞击器热控低功耗需求，对于撞击器任务周期内不同阶段分别采用整体加热、模块温控、芯片级温控等不同措施进行热控设计。

所述的深空高速撞击器低功耗热控制方法，将工作时段分为巡航飞行段、自主飞行段以及撞后存活段三个阶段进行低功耗热控制。

所述的巡航飞行段热控方法，主要表示为撞击器2搭载在环绕器1上的巡航飞行段。该阶段采用环绕器1对撞击器2的加热器5进行供电，环绕器1通过可分离接头对加热器5进行加电。撞击器2采用整体式热控包覆措施，在撞击器本体6、高集成模块3、推进模块4(即贮箱)外表面贴加热器5，用聚酯薄膜多层整体包覆保温，由环绕器1进行搭载撞击器2并负责对撞击器2进行温度控制。

所述的自主飞行段热控方法，主要表示为撞击器2与环绕器1分离后自主飞行对目标天体进行撞击的阶段。该阶段采用撞击器2自带的高集成模块3进行供电。撞击器2采用重点模块保温策略，对推进模块4和高集成模块3表面的加热器5进行持续供电，同时高集成模块3的电池还为高加固模块7内的电池进行充电，高加固模块7的内部电池对其内灌封芯片(即灌封层9)周围的高加固加热器10进行供电加热。撞击器本体6表面的加热器5不工作。

所述的撞后存活段热控方法，主要表示为撞击器2对目标天体进行撞击侵彻后存活的阶段。该阶段下撞击器2的高集成模块3与推进模块4已与撞击器本体6分离并不再工作。撞击器2采用撞击器本体6内的高加固模块7进行供电。撞击器2采用芯片级保温策略，高加固模块7的内部电池对其内灌封芯片周围的高加固加热器10进行供电加热，灌封电子设备8外部采用气凝胶进行温度隔离，防止温度散失。

实施例2：

一种深空高速撞击器低功耗分级热控制方法，主要包含巡航飞行段、自主飞行段以及撞后存活段三个阶段的低功耗热控制设计。其中，巡航飞行段采用整体温控设计，由环绕器1对撞击器2的所有模块进行供电加热；自主飞行段采用重点模块温控设计，仅由高集成模块3内的电池对高集成模块3、推进模块4以及高加固模块7进行加热。撞后存活段采用芯片级温控设计，由高加固模块7内的电池对高加固模块7内的各灌封芯片旁的高加固加热器10进行供电加热。

如图1～3所示，为撞击器搭载图、撞击器整体装配结构图以及撞击器本体内部图。撞击器2搭载在环绕器1上，并采用可分离接头由环绕器进行供电，在撞击器2的高集成模块3、推进模块4、撞击器本体6的表面皆采用聚酯薄膜多层覆盖，整体温控阶段由环绕器1进行供电对整体的加热器5进行加热，加热器5的粘贴位置如2图所示，其中高集成模块3与推进模块4皆为对称布置8个，撞击器本体6对称布置12个，加热器5在多层包裹内部。

如图4所示，高加固模块7内的电子芯片、电池等电子设备8皆采用环氧树脂灌封成小方块(即灌封层9)，在缓冲层11内灌封层9旁固定粘贴一个高加固加热器10，在缓冲层11外围为气凝胶隔热层12进行隔热。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。