一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法与流程

本发明涉及航天，尤其涉及一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法。

背景技术：

1、航天器一般采用多层隔热组件减弱其与空间轨道外热流(包括太阳直照、地球反照以及行星红外辐射)以及深空冷背景的热交换。通过采用预埋热管或外贴高导热膜对航天器内部电子设备进行散热均温，保证内部电子的温度满足一定要求。

2、通过多层隔热组件对航天器所处轨道外热流以及深空冷背景进行隔热，在外热流总数值较小且变化波动较小的侧面卫星总装阶段热控实施阶段工作量较大且无法实现自动化生产，其生产效率较低，导致现有的设计生产模式无法适应商业航天快速研制的需求。

3、目前卫星结构采用轻质铝蜂窝结构板，其导热率较低，对热耗较大的设备无法进行有效的散热；铝蜂窝结构板之间的导热仅依靠螺钉产生微弱的导热路径，板间导热均温能力几乎可忽略不计。采用预埋热管或者高导热石墨膜对结构板自身增强导热均温能力，板间采用贴装热管或高导热膜加强导热性能，需要占用一定的卫星空间，对卫星高继承以及自动化装配带来一定的设计约束。

4、已有技术问题及缺陷描述：航天器的常规热设计只侧重考虑实用性，利用后加的热控多层隔热组件以及热管作为隔热和导热的主要手段，没有充分考虑商业卫星的批量自动化生产需求以及高继承一体化设计理念。此常规热设计方法带来了航天器总装阶段热控实施周期增加，软性的多层隔热组件更多的依赖人工装配，同时航天器外部多层容易产生勾挂风险而不利于组批发射；非集成化的一体化设计导致协调接口增多，使得工程复杂化程度增强。此时需要采用新的热控设计方法，既满足航天器正常的温控需求，又降低航天器总装操作的复杂性。

技术实现思路

1、本发明提供了一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法，包括如下步骤：

2、步骤1：制造航天器的主体结构；

3、步骤2：通过采用低太阳吸收比、高红外发射率的热控涂层对主体结构进行喷涂或者贴装。

4、作为本发明的进一步改进，在所述步骤1中，制造航天器的主体结构，在主体结构中设置多孔骨架结构，在主体结构中充液氨后再抽真空，利用液氨受热气化而吸收设备安装位置的热量，氨气运动到温度较低的区域会相变为饱和液氨，释放大量的潜热；当具备一定表面张力的液氨接触多孔骨架时就能产生一定的毛细泵力，进而在毛细泵力的作用下让液氨回流至设备安装位置，形成循环，使得设备温度维持在一定的温度范围内。

5、作为本发明的进一步改进，在所述步骤1中，将航天器的主体结构通过3d打印技术整体成型，在主结构中打印多孔骨架结构。

6、作为本发明的进一步改进，主体结构的热导率大于5000w/m/k。

7、作为本发明的进一步改进，航天器还包括封舱结构，封舱结构与主体结构间接触并涂敷导热硅脂加强接触换热能力。

8、作为本发明的进一步改进，在所述步骤2中，通过设计热控涂层的面积比例控制航天器向阳一侧的结构表面热参数。

9、作为本发明的进一步改进，热控涂层的太阳吸收比/红外发射率小于1。

10、作为本发明的进一步改进，在所述步骤2中，通过对热控涂层面积的控制，实现预期的等效太阳吸收比和红外发射率。

11、本发明的有益效果是：本发明通过在航天器的需要位置设计低太阳吸收比高红外发射率涂层，与原表面导电氧化表面配合，通过设计两者的面积比例和分布形成等效的太阳吸收比和红外发射率，从而实现整星温度水平控制，实现轨道外热流对航天器温度影响减弱；在不需要增加外部导热装置的前提下，利用机热一体化结构较高的热导率有效避免航天器外热流较大一侧和外热流较小一侧的温度梯度过大的情况，可取消传统的多层隔热组件使用，满足航天器内部设备温度指标要求。

技术特征：

1.一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的航天器热控设计方法，其特征在于，在所述步骤1中，制造航天器的主体结构，在主体结构中设置多孔骨架结构，在主体结构中充液氨后再抽真空，利用液氨受热气化而吸收设备安装位置的热量，氨气运动到温度较低的区域会相变为饱和液氨，释放大量的潜热；当具备一定表面张力的液氨接触多孔骨架时就能产生一定的毛细泵力，进而在毛细泵力的作用下让液氨回流至设备安装位置，形成循环，使得设备温度维持在一定的温度范围内。

3.根据权利要求2所述的航天器热控设计方法，其特征在于，在所述步骤1中，将航天器的主体结构通过3d打印技术整体成型，在主结构中打印多孔骨架结构。

4.根据权利要求1所述的航天器热控设计方法，其特征在于，主体结构的热导率大于5000w/m/k。

5.根据权利要求1所述的航天器热控设计方法，其特征在于，航天器还包括封舱结构，封舱结构与主体结构间接触并涂敷导热硅脂加强接触换热能力。

6.根据权利要求1所述的航天器热控设计方法，其特征在于，在所述步骤2中，通过设计热控涂层的面积比例控制航天器向阳一侧的结构表面热参数。

7.根据权利要求6所述的航天器热控设计方法，其特征在于，热控涂层的太阳吸收比/红外发射率小于1。

8.根据权利要求1所述的航天器热控设计方法，其特征在于，在所述步骤2中，通过对热控涂层面积的控制，实现预期的等效太阳吸收比和红外发射率。

技术总结
本发明提供了一种基于机热一体化结构的航天器热控设计方法，包括如下步骤：步骤1：制造航天器的主体结构；步骤2：通过采用低太阳吸收比、高红外发射率的热控涂层对主体结构进行喷涂或者贴装。本发明的有益效果是：本发明通过在航天器的需要位置设计低太阳吸收比高红外发射率涂层，与原表面导电氧化表面配合，通过设计两者的面积比例和分布形成等效的太阳吸收比和红外发射率，从而实现整星温度水平控制，实现轨道外热流对航天器温度影响减弱；在不需要增加外部导热装置的前提下，利用机热一体化结构较高的热导率有效避免航天器外热流较大一侧和外热流较小一侧的温度梯度过大的情况，可取消传统的多层隔热组件使用，满足航天器内部设备温度指标要求。

技术研发人员：孙日思,尹茂贤,王翠林,杨子鹏,龚金来,吴昊天
受保护的技术使用者：深圳航天东方红卫星有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17