可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置的制作方法

本发明属于航天器领域，具体地，涉及一种可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置和航天器。

背景技术：

1、为简化结构布局、提高可靠性，小卫星通常不采用展开式的太阳帆板，而是采用体装式太阳能电池片的方案。由于电池片长期受照会给卫星带来温度过高的风险，因此通常将布局电池片的星体结构板与其它结构板隔热安装，但卫星星体的装配流程也会因此变得复杂。

2、经现有技术检索，发现现有技术只涉及柔性太阳能电阵板的制备、优化、利用等方面，暂没有兼具太阳能发电与航天器隔热功能的装置或方法。现有的相关技术成果主要如下：

3、(1)太阳能电池组件和柔性太阳能电池组件(专利文献cn218299811u)，该专利文献公开了一种柔性太阳能电池组件的制备方法。

4、(2)一种半透明大面积柔性太阳能电池及其制备方法(专利文献cn115528173a)，该专利文献公开了一种半透明大面积柔性太阳能电池的制备方法。

5、(3)一种便于收纳的卷轴式太阳能移动电源(专利文献cn218456408u)，该专利文献公开了一种移动电源，通过卷轴实现柔性太阳能电池板收纳与展开。

6、(4)一种采用阻燃封装的柔性光伏装置(专利文献cn115000219a)，该专利文献公开了一种采用阻燃封装的柔性光伏装置，通过将柔性太阳能电池板与阻燃材料结合，解决了太阳能电池板阻燃性差的问题，但不具备给航天器隔热的功能。

7、(5)一种轻质多层隔热组件(专利文献cn115072008a)，该专利文献公开了一种减重优化后的多层隔热组件，但不涉及太阳能发电的功能。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置和航天器。

2、根据本发明提供的一种可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，包括：柔性太阳能板3、尼龙搭扣5、多层隔热组件900；

3、多层隔热组件900相背的两个表面中，一个表面较靠近航天器表面并通过尼龙搭扣5安装于航天器表面，另一个表面较远离航天器表面并安装有柔性太阳能板3；

4、多层隔热组件900包括多层绝缘薄膜1、隔热单元2；

5、隔热单元2被包裹在多层绝缘薄膜1中。

6、优选地，一个或多个叠置的隔热单元2与多层绝缘薄膜1的最内层绝缘薄膜及最外层绝缘薄膜缝合。

7、优选地，还包括扣片4；

8、柔性太阳能板3预留一个或多个固定孔，通过扣片4固定在多层隔热组件900的构成最外表面的所述一个表面；

9、扣片4的材料为聚酰亚胺，主要由密封穿设于多层隔热组件900的螺柱与螺帽两部分组成；或者是，扣片4采用底座与盖板组合的形式，材料为聚酰亚胺。

10、优选地，多层隔热组件900构成内侧表面的所述另一个表面周边缝合尼龙搭扣5。

11、优选地，隔热单元2的数量为五的倍数。

12、优选地，单个隔热单元2主要由一层反射层与一层间隔层组合而成；所述反射层叠置于间隔层之上而较为远离尼龙搭扣5。

13、优选地，柔性太阳能板3主要由钢化玻璃膜、薄膜太阳能电池片、背板、接线盒组成，薄膜太阳能电池片正面为钢化玻璃膜，背面为背板，电池片的导线引出至接线盒。

14、优选地，多层绝缘薄膜1具有内层绝缘薄膜及外层绝缘薄膜，均为聚酰亚胺薄膜，多层绝缘薄膜1中内层绝缘薄膜及外层绝缘薄膜厚度均为50μm。

15、优选地，多层隔热组件900通过尼龙搭扣5固定到航天器需要与外界环境隔热的表面，尼龙搭扣5与粘贴在航天器表面的尼龙搭扣配合使用。

16、根据本发明提供的一种航天器，所述航天器安装有所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置；

17、所述航天器为无展开式太阳能帆板或者有展开式太阳能帆板的航天器。

18、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

19、1、本发明能够消除航天器体装电池片对热控的不利影响，使航天器表面隔离于太阳光的照射、避开电池片的高温烘烤的同时，又能充分利用太阳光的照射，产生更多的电能。

20、2、本发明能为有展开式太阳能帆板的航天器提供补充电能，当航天器由于在轨故障导致帆板无法提供足够能源时，本发明能为航天器提供维持基本生存的应急电能，为航天器的在轨故障处置提供机会。

21、3、本发明通过柔性太阳能板3的接线盒，能实现多个隔热装置电池电路的串、并联使用，扩展方便。且本发明安装便捷，可靠性高。

技术特征：

1.一种可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，包括：柔性太阳能板(3)、尼龙搭扣(5)、多层隔热组件(900)；

2.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，一个或多个叠置的隔热单元(2)与多层绝缘薄膜(1)的最内层绝缘薄膜及最外层绝缘薄膜缝合。

3.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，还包括扣片(4)；

4.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，多层隔热组件(900)构成内侧表面的所述另一个表面周边缝合尼龙搭扣(5)。

5.根据权利要求2所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，隔热单元(2)的数量为五的倍数。

6.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，单个隔热单元(2)主要由一层反射层与一层间隔层组合而成；所述反射层叠置于间隔层之上而较为远离尼龙搭扣(5)。

7.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，柔性太阳能板(3)主要由钢化玻璃膜、薄膜太阳能电池片、背板、接线盒组成，薄膜太阳能电池片正面为钢化玻璃膜，背面为背板，电池片的导线引出至接线盒。

8.根据权利要求2所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，多层绝缘薄膜(1)具有内层绝缘薄膜及外层绝缘薄膜，均为聚酰亚胺薄膜，多层绝缘薄膜(1)中内层绝缘薄膜及外层绝缘薄膜厚度均为50μm。

9.根据权利要求1所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，其特征在于，多层隔热组件(900)通过尼龙搭扣(5)固定到航天器需要与外界环境隔热的表面，尼龙搭扣(5)与粘贴在航天器表面的尼龙搭扣配合使用。

10.一种航天器，其特征在于，所述航天器安装有权利要求1至9中任一项所述的可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置；

技术总结
本发明提供了一种可利用太阳能发电的航天器表面隔热装置，包括：柔性太阳能板(3)、扣片(4)、尼龙搭扣(5)、多层隔热组件(900)。多层隔热组件(900)包括多层绝缘薄膜(1)、隔热单元(2)，柔性太阳能板(3)通过扣片(4)与多层隔热组件(900)组装后通过尼龙搭扣(5)固定到航天器表面。本发明能够解决航天器体装电池片对热控的不利影响，使航天器表面隔离了太阳光的照射又避开了电池片的高温烘烤，同时又能充分利用太阳光的照射，产生更多的电能。对有展开式太阳能帆板的航天器，本发明能为航天器带来电能补充，航天器因在轨故障致帆板无法提供足够能源时，本发明能为航天器提供基本应急电能。

技术研发人员：桂利佳,李言青,高洪达,徐文杰,杜嘉旻
受保护的技术使用者：上海卫星工程研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/2/8