一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置的制作方法

本发明属于卫星温控，尤其涉及一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置。

背景技术：

1、太阳电池阵是利用光电转换器组合成的发电系统，目前国际上航天器使用不同的发电装置所占的比例大约是太阳电池阵占90％以上、化学电池占5％、核电源占3～4％，可见在轨航天器使用太阳电池阵/蓄电池组联合供电系统的占多数。因此，针对较长寿命卫星来说，太阳电池阵是卫星能源系统组成之一。

2、当前大部分卫星采用展开式太阳电池阵安装方式，当航天器在轨运行时，太阳电池阵正面受照时吸收太阳光，而太阳电池阵背面喷涂高发射率涂层往冷空间散热，这种展开式太阳电池阵在轨温度不会很高，根据目前在轨数据分析，最高没有超过110℃。近年来随着微纳卫星发展，由于各种因素限制，很多微纳卫星选择采用体装式太阳电池阵安装方式。这种体装翼通过隔热垫安装在卫星某舱板上，与展开式太阳翼相比，其散热辐射背景为星体，而星体的温度远远高于冷空间，因此导致体装翼温度较高，根据在轨数据分析，在体装翼分流时，其最高温度接近140℃，这给体装翼正常使用带来一定的安全隐患。

技术实现思路

1、本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，旨在不增加重量成本的基础上，有效降低体装翼温度，实现体装翼散热。

2、为了解决上述技术问题，本发明公开了一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，包括：散热板、加热器、隔热垫、热敏电阻和综合电子单机；其中，加热器、隔热垫、热敏电阻均设置在散热板上；其中，加热器位于散热板，若干个隔热垫位于散热板四周；综合电子单机分别与热敏电阻和加热器连接。

3、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，散热板通过隔热垫安装在卫星的体装翼背面。

4、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，体装翼上包括3个分阵布局：pg1分阵、pg2分阵和pg3分阵；其中，pg1分阵位于体装翼中心位置，pg3分阵位于体装翼边沿位置，pg2分阵位于pg1分阵和pg3分阵之间。

5、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，加热器，包括：主份加热器hl1和备份加热器hl2；其中，在整星分流时，主份加热器hl1和备份加热器hl2同时开启；在除整星分流之外的情况时，先开启主份加热器hl1，当加热功率不满足需求时，再开启备份加热器hl2。

6、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，综合电子单机，用于：

7、获取体装翼主动耗散回路控制使能标志位；

8、当体装翼主动耗散回路控制使能标志位为“允许”时，有：

9、若连续30秒满足如下条件：pg1分阵的电流大于4a、放电电流小于0.5a、电流通断状态为0；且，pg2分阵通断状态连续10次为0；则，先接通主份加热器hl1，间隔1秒后接通备份加热器hl2，并置hl1、hl2双区间温控标志位为“禁止”；

10、若连续30秒pg1分阵的放电电流大于0.8a，则，先断开主份加热器hl1，间隔1秒后再断开备份加热器hl2，并置hl1、hl2双区间温控标志位为“允许”。

11、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，体装翼主动耗散回路控制使能标志位通过综合电子单机设置，默认为“禁止”；hl1、hl2双区间温控标志位通过综合电子单机设置，默认为“允许”。

12、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，热敏电阻，包括：主份热敏电阻tr1和备份热敏电阻tr2；其中，主份热敏电阻tr1和备份热敏电阻tr2均作为主份加热器hl1和备份加热器hl2的控温热敏电阻；待主份热敏电阻tr1出现异常时，切换至备份热敏电阻tr2。

13、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，散热板为散热铝板；散热铝板的尺寸为：l1×d1×h1；其中，l1、d1和h1分别表示散热铝板的长、宽和高；l1的取值为100～270mm，d1的取值为80～160mm，h1的取值为2～5mm；散热铝板一面粘贴有加热器，散热铝板未粘贴加热器的一面喷涂sr107_zk白漆。

14、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，加热器为双层双回路加热器；双层双回路加热器的单路加热功率为15w，双区间温控门限为[-35℃,-32℃],[-37℃,-34℃]；加热器的尺寸为：l2×d2；其中，l2和d2分别表示加热器的长和宽；l2的取值为50～150mm，d2的取值为40～80mm。

15、在上述微纳卫星体装翼主动式散热控制装置中，隔热垫厚度为10mm。

16、本发明具有以下优点：

17、本发明公开了一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，可在不增加很多重量成本基础上，有效降低体装翼温度，保障卫星在轨运行安全，相比其他采用热管等温化散热方式，可以降低微纳卫星研制成本。一般小卫星可以参照使用。

技术特征：

1.一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，包括：散热板(1)、加热器(2)、隔热垫(3)、热敏电阻(4)和综合电子单机；其中，加热器(2)、隔热垫(3)、热敏电阻(4)均设置在散热板(1)上；其中，加热器(2)位于散热板(1)，若干个隔热垫(3)位于散热板(1)四周；综合电子单机分别与热敏电阻(4)和加热器(2)连接。

2.根据权利要求1所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，散热板(1)通过隔热垫(3)安装在卫星的体装翼背面。

3.根据权利要求2所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，体装翼上包括3个分阵布局：pg1分阵、pg2分阵和pg3分阵；其中，pg1分阵位于体装翼中心位置，pg3分阵位于体装翼边沿位置，pg2分阵位于pg1分阵和pg3分阵之间。

4.根据权利要求3所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，加热器(2)，包括：主份加热器hl1和备份加热器hl2；其中，在整星分流时，主份加热器hl1和备份加热器hl2同时开启；在除整星分流之外的情况时，先开启主份加热器hl1，当加热功率不满足需求时，再开启备份加热器hl2。

5.根据权利要求4所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，综合电子单机，用于：

6.根据权利要求5所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，体装翼主动耗散回路控制使能标志位通过综合电子单机设置，默认为“禁止”；hl1、hl2双区间温控标志位通过综合电子单机设置，默认为“允许”。

7.根据权利要求4所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，热敏电阻(4)，包括：主份热敏电阻tr1和备份热敏电阻tr2；其中，主份热敏电阻tr1和备份热敏电阻tr2均作为主份加热器hl1和备份加热器hl2的控温热敏电阻；待主份热敏电阻tr1出现异常时，切换至备份热敏电阻tr2。

8.根据权利要求1所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，散热板(1)为散热铝板；散热铝板的尺寸为：l1×d1×h1；其中，l1、d1和h1分别表示散热铝板的长、宽和高；l1的取值为100～270mm，d1的取值为80～160mm，h1的取值为2～5mm；散热铝板一面粘贴有加热器(2)，散热铝板未粘贴加热器(2)的一面喷涂sr107_zk白漆。

9.根据权利要求1所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，加热器(2)为双层双回路加热器；双层双回路加热器的单路加热功率为15w，双区间温控门限为[-35℃,-32℃],[-37℃,-34℃]；加热器(2)的尺寸为：l2×d2；其中，l2和d2分别表示加热器(2)的长和宽；l2的取值为50～150mm，d2的取值为40～80mm。

10.根据权利要求1所述的微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，其特征在于，隔热垫(3)厚度为10mm。

技术总结
本发明公开了一种微纳卫星体装翼主动式散热控制装置，包括：散热板、加热器、隔热垫、热敏电阻和综合电子单机；其中，加热器、隔热垫、热敏电阻均设置在散热板上；其中，加热器位于散热板，若干个隔热垫位于散热板四周；综合电子单机分别与热敏电阻和加热器连接。本发明不增加较多重量成本的基础上，有效降低了体装翼温度，实现体了装翼散热。

技术研发人员：徐志明,房红军,巩巍,王晓敏,刘世佳
受保护的技术使用者：航天东方红卫星有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/14