航天器散热板控温方法及系统与流程

本发明涉及一种航天器热控制领域，具体涉及散热板控温方法及系统，更具体地，涉及一种高稳定高适应的散热板控温方法及系统；尤其适用于轨道外热流情况复杂且对温度控制的稳定度有较高要求的航天器或载荷设备。

背景技术：

1、随着卫星技术的进步，星上载荷设备也越来越多，而卫星本体的散热资源有限，必须通过辅助散热板才能解决载荷或平台单机的散热需求，同时随着载荷探测精度的不断提高，对散热板的温度稳定度也提出了越来越高的要求。目前常见的散热板控温方式是通过控温仪采集散热板的温度，比较与目标温度阈值差异，从而控制加热器的开关或调节加热器的占空比来达到温度调节的目的。但由于散板的热容影响，温度随外热流或补偿功率的变化需要一定时间，导致温度的控制存在一定的滞后性，很难实现高稳定度的控温。若使用高精密的控温仪，也需要多级控温才能实现最终的高稳定控温目标，系统复杂，成本高，资源占用较多。

2、“通用化卫星舱板热设计结构”，专利公开号cn114408225a的专利文献通过改变卫星散热板上多层包覆面积的大小，达到控制舱内单机的温度水平，该方法需要用到转动机动构，响应慢，温度控制精度不高。

3、“一种发射率可控的热控薄膜”，专利公开号cn106799872a的专利文献通过调节热控涂层的发射率在0.3～0.7范围内变化来改变散热面的散热效率，从而实现温度的调节，该方法只能在地面提前调制好，无法实现在轨根据热流环境适应性的调节。

4、“一种基于pwm技术的精密控温方法”，专利公开号cn108762342a的专利文献通过采用温度传感器采集温度，将测量温度和目标温度进行对比，然后按照一定的基准频率进行占空比均衡控制，驱动高频开关，控制电加热器开关。“一种提高卫星控温精度的热控装置及热控方法”，专利公开号cn104102245a的专利文献通过采用的基于分级热控设计热控制方法能够为需要高精度控温的载荷设备提供一个稳定的边界条件。该方法是由辐射热阻来实现对外界温度扰动的抑制，温度响应较慢，且系统复杂。

5、“一种基于lph被动散热的微小卫星主动热控系统”，专利公开号cn101519127a的专利文献通过温度传感器、热流传感器获得回路热管冷凝器侧和蒸发器侧的热流偏差，以此来进行热控百叶窗的主动控制，实现散热板与外环境的稳定散热性能。但该控制方式需要基于热控百叶窗，对外热流敏感性不高，控温精度不高。

6、“一种航天周期性工作热源的控温装置”，专利公开号为cn106444917a的专利文献通过热电制冷器、温度传感器、控制电路组成主动控温回路，根据热源温度反馈决定热电制冷器正向工作制冷或反向工作制热。但该控制方式中热电制冷效率较低，因此只适用于作为周期性工作低热源的热控措施。

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航天器散热板控温方法及系统。

2、本发明提供了一种航天器散热板控温方法，包括：

3、步骤s1：通过计算机6获取热负载7的功率曲线w(t)；通过热流计2获得散热板1散热面侧的外热流，并通过计算机6处理得到空间外热流密度随时间变化的曲线flux(t)；

4、步骤s2：根据功率曲线w(t)与空间外热流密度随时间变化的曲线flux(t)，计算散热板1上的能量变化曲线；

5、步骤s3：针对预设的温度t，计算机6计算散热板1上应该维持的能量水平q(t)；

6、步骤s4：通过能量水平q(t)与散热板1上的能量变化曲线，计算加热器3的补偿的功率值p(t)；

7、步骤s5：通过补偿功率值p(t)得到加热器3随时间变化的输入电流的曲线；

8、步骤s6：可编程直流电源5按所述输入电流的曲线，调节加热器3的输入电流从而使散热板1保持在目标温度水平。

9、优选地，所述步骤s2中散热板1上的能量变化曲线为散热面面积上外热流flux(t)与热负载功率w(t)之和，计算公式如下：

10、flux(t)*a+w(t)

11、式中，a表示散热面面积；

12、所述步骤s3中能量水平q(t)的计算方式为：

13、q(t)＝a*ε*σ*(t4-t04)

14、式中，ε表示散热面发射率，σ表示波尔兹曼常数，t0表示散热环境温度。

15、优选地，所述步骤s4中所述加热器3应该补偿的功率值为：

16、p(t)＝a*ε*σ*(t4-t04)-[flux(t)*a+w(t)]。

17、优选地，所述步骤s5中的加热器1的输入电流曲线i(t)：

18、

19、式中，r表示散热板1上加热器3的阻值。

20、优选地，qt≥[flux(t)*a+w(t)]。

21、根据本发明提供的一种航天器散热板控温系统，包括：热流计2、加热器3、可编程直流电源5、计算机6；

22、所述的加热器3与热流计2均设置在航天器的散热板1表面；

23、计算机6获取航天器的热负载7的功率曲线w(t)；热流计2获得散热板1散热面侧的外热流，并通过计算机6处理得到空间外热流密度随时间变化的曲线flux(t)；

24、计算机6根据功率曲线w(t)与空间外热流密度随时间变化的曲线flux(t)，计算散热板1上的能量变化曲线；

25、针对预设的温度t，计算机6计算散热板1上应该维持的能量水平q(t)；

26、计算机6通过能量水平q(t)与散热板1上的能量变化曲线，计算加热器3的补偿的功率值p(t)；

27、计算机6通过补偿功率值p(t)得到加热器3随时间变化的输入电流的曲线；

28、可编程直流电源5按所述输入电流的曲线，调节加热器3的输入电流从而使散热板1保持在目标温度水平。

29、优选地，所述散热板1与热流计2之间安装有隔热装置；述的热流计2用于实时测量空间外热流值，并反馈给计算机6。

30、优选地，所述的热负载7通过热管4将热量传递到散热板1。

31、优选地，所述可编程直流电源根据计算机6输入的电流随时间变化曲线执行加热器3的输入电流。

32、根据本发明提供的一种航天器，采用所述的航天器散热板控温方法，或者包括所述的航天器散热板控温系统。

33、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

34、1本发明仅仅通过控制散热板上的热量，直接实现温度调节，响应迅速，控温精度高，稳定性高。

35、2、本发明对于不同轨道热流条件、航天器不同的工作模式，均能实现自适应的温度控制。

36、3、本发明可同时实现多块散热板的温度控制，占用资源少，利用效率高。

技术特征：

1.一种航天器散热板控温方法，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的航天器散热板控温方法，其特征在于，所述步骤s2中散热板(1)上的能量变化曲线为散热面面积上外热流flux(t)与热负载功率w(t)之和，计算公式如下：

3.根据权利要求2所述的航天器散热板控温方法，其特征在于，所述步骤s4中所述加热器(3)应该补偿的功率值为：

4.根据权利要求3所述的航天器散热板控温方法，其特征在于，所述步骤s5中的加热器(1)的输入电流曲线i(t)：

5.根据权利要求2所述的航天器散热板控温方法，其特征在于，q(t)≥[flux(t)*a+w(t)]。

6.一种航天器散热板控温系统，其特征在于，包括：热流计(2)、加热器(3)、可编程直流电源(5)、计算机(6)；

7.根据权利要求6所述的航天器散热板控温系统，其特征在于，所述散热板(1)与热流计(2)之间安装有隔热装置；述的热流计(2)用于实时测量空间外热流值，并反馈给计算机(6)。

8.根据权利要求6所述的航天器散热板控温系统，其特征在于，所述的热负载(7)通过热管(4)将热量传递到散热板(1)。

9.根据权利要求6所述的航天器散热板控温系统，其特征在于，所述可编程直流电源根据计算机(6)输入的电流随时间变化曲线执行加热器(3)的输入电流。

10.一种航天器，其特征在于，采用权利要求1至5中任一项所述的航天器散热板控温方法，或者包括权利要求6至9中任一项所述的航天器散热板控温系统。

技术总结
本发明提供了一种航天器散热板控温方法及系统，其实现过程如下：获取热负载的功率曲线；通过热流计获得散热板散热面侧的外热流，得到空间外热流密度随时间变化的曲线；根据功率曲线与空间外热流密度随时间变化的曲线计算散热板上的能量变化曲线；在一个预设的温度T时，根据能量平衡公式计算散热板上应该维持的能量水平；通过能量水平与散热板上的能量变化曲线计算加热器的补偿的功率值；通过补偿功率得到加热器随时间变化的输入电流的曲线；可编程直流电源按所述输入电流的曲线调节加热器的输入电流从而使散热板保持在目标温度水平。本发明仅仅通过控制散热板上的热量，直接实现温度调节，响应迅速，控温精度高，稳定性高。

技术研发人员：桂利佳,李言青,徐文杰,高洪达,杜嘉旻,陈菡
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