一种火星飞行器主被动耦合式温控结构

1.本发明涉及一种火星飞行器温控结构，属于航天飞行器热管理技术领域。


背景技术：

2.火星在太阳系中与地球相邻且具有与地球相似的物理体积和地形地貌，火星探测对拓展人类生存空间、探索生命起源具有重要意义。火星飞行器以独特的高飞行速率、大探测广度、局部探测能力和定点着陆探测能力，被定位为协助火星车高效完成既定任务的空中探测平台，具有极为广泛的应用前景。
3.温控系统是火星装备维持生存、执行任务的基础。火星飞行器作为小型机械装置，其低功率模式导致热模型建立具有不确定性，且属于典型的低温系统。火星飞行器通过二次电池存储、释放太阳能电池在火星环境下有限的产能，其温控结构设计必须轻量化并节约能源以实现自营生平衡。火星飞行器要求在极端火星环境下实现生存、通讯、成像、飞行、移动和采样，其热惯性和热暴露面积的固有比导致相较于在地球环境实现上述操作具有复杂性和挑战性。
4.相较于其他地面工作的火星装备，对自重极为敏感火星飞行器的温控结构设计尚未得到广泛研究和实验验证。因此，研制一种适用于火星飞行器主、被动耦合式温控结构以实现火星飞行器在可变温控场景中满足不同温控模式的温度限制并最大限度减少温控能量具有重大意义。


技术实现要素：

5.本发明为解决现有火星飞行器在可变温控场景中无法满足不同温控模式的温度限制，也无法最大限度减少温控能量的问题，进而提出一种火星飞行器主被动耦合式温控结构。
6.本发明为解决上述问题采取的技术方案是：本发明包括机身箱体、电气核心部件、交互执行部件和光伏发电组件；电气核心部件安装在机身箱体内，交互执行部件安装在机身箱体的外表面，光伏发电组件安装在机身箱体的顶部，交互执行部件和光伏发电组件与电气核心部件电气连接。
7.进一步的，机身箱体包括中心承力管、两个结构接口板、电气核心支架、机身蒙皮支架和机身蒙皮；中心承力管竖直设置在机身蒙皮支架内，一个结构接口板固定套装在中心承力管的上端，另一个结构接口板固定套装在中心承力管的下端，电气核心支架固定套装在中心承力管的中部，机身蒙皮套装在机身蒙皮支架上，机身蒙皮上开有通气窗。
8.进一步的，电气核心部件包括电池组件、核心电路组件和外界传感器组件；电池组件和外界传感器组件均与核心电路组件电气连接。
9.进一步的，电池组件包括多个电芯、电芯束带、第一测温器、第一加热器和电芯蒙皮；多个电芯沿圆周方向设置在中心承力管的周围，多个电芯通过电芯束带固定连接在一起，电芯束带与电气核心支架连接，电芯上设有第一测温器、第一加热器和电芯蒙皮。
10.进一步的，核心电路组件包括至少三个核心pcb、pcb连接块、第二测温器和第二加热器；核心pcb均布设置在电池组件的周围，核心pcb的表面包覆有电气核心蒙皮，核心pcb通过pcb连接块与电气核心支架连接，核心pcb上设有第二测温器和第二加热器。
11.进一步的，外界传感器组件包括外界传感器、第三测温器、第三加热器和外界传感器支架；外界传感器支架固定安装在机身箱体上，外界传感器、第三测温器、第三加热器均固定安装在外界传感器支架上。
12.进一步的，交互执行部件包括多个结构支臂、执行器、高功率单元、低功率单元、第四测温器和第四加热器；高功率单元通过结构支臂与结构接口板固定连接，执行器通过结构支臂与结构接口板固定连接，执行器上设有第四测温器和第四加热器，低功率单元安装在执行器上，高功率单元由高功率电机和高功率pcb组成，低功率单元由低功率电机和低功率pcb组成。
13.进一步的，光伏发电组件包括光伏电路和光伏基板；光伏电路固定在光伏基板上，光伏基板下表面设有分流电热器和分流散热器。
14.本发明的有益效果是：
15.1、本发明通过中心承力管、结构接口板、机身蒙皮支架、机身蒙皮建立起封闭的半硬壳式机身箱体部件隔绝了火星大气环境与电气核心部件。同时在机身蒙皮设置通风窗口引入火星大气中低热导率的气体，在机身蒙皮和电芯蒙皮与电气核心蒙皮之间的一定距离的间隙建立起了隔热气隙。此温控结构实现的热隔离方案以极低的质量代价降低了电气核心部件通过固体热传导、气体热传导、气体热对流和黑体热辐射产生的热泄露，减小了空间辐射、静电灰尘和地面微粒对电气核心部件的影响，提高了火星飞行器的低温生存能力和工作寿命；
16.2、本发明通过机身蒙皮被机身蒙皮支架充分张紧，或与机身蒙皮支架做共固化处理，以降低飞行器工作过程中蒙皮包覆范围内的气体容积变化，降低了隔热气隙中气体的流动水平，提高了隔热气隙的热阻，减小了由于隔热气隙中温暖气体泵出造成的热量损失；
17.3、本发明通过将维持飞行生存必须的电气核心部件设置在机身箱体部件内部，将非工作状态下可在火星低温环境下生存的光伏发电组件和运动操作组件设置在机身箱体部件外部，减少了火星飞行器夜晚时的温控对象，降低了所需的生存能量消耗；
18.4、本发明通过在电芯设置第一测温器和第一加热器维持火星飞行器静默、休眠、待机和工作状态下电池组的最低温度处于健康水平，并可在指定工作阶段有选择的提高或降低电芯温度以获得所需要的电池组工作能力；
19.5、本发明通过电芯束带固结电芯，使电芯间温度梯度降低，使各电芯之间接近等温度，以获得相近的放电能力，提高了电池组的低温稳定性，稳定了不同温度状态下电池组放电性能；
20.6、本发明通过电芯束带固结电芯，使电芯内温度降低，使电芯内部温度分布均匀，电芯各部分老化均匀，提高了电芯的使用寿命；
21.7、本发明通过电气核心支架连接中心承力管和电气核心模块，降低电气核心模块通过中心承力管造成的热泄露，提高了火星飞行器的低温生存能力；
22.8、本发明通过将核心pcb部署在电池组外围，吸收电池组泄露出的热量升高核心pcb温度，提高温控能量的利用率，降低了火星飞行器夜晚时所需的生存能量，减少了火星
飞行器白昼时工作所需的预热能量；
23.9、本发明通过在核心pcb、外界传感器组件、执行器、高功率pcb和低功率pcb分别设置第二、三、四、五、六测温器和第二、三、四、五、六加热器，使火星飞行器在外界环境不能自然加热飞行器的情况下主动加热使指定模块处于可用状态，拓宽了飞行器的可操作的环境状态范围，扩大了飞行器可部署的火星经纬和海拔区域；提高了飞行器执行任务的灵活性；
24.10、本发明通过在高功率电机设置绕组储热件和外壳散热件，降低了工作时高功率电机的升温速度，延长了火星飞行器的单次最大工作时长，降低了高功率电机的过热风险，提高了飞行器的高温安全裕度；
25.11、本发明通过在低功率电机设置外壳吸热件，在低功率pcb与低功率电机定子间设置隔热垫块，降低了工作时低功率电机由于阵风或阴影导致的低温熄火风险，提高了飞行器的低温安全裕度；
26.12、本发明通过在光伏基板设置分流电热单元，将光伏电路多余电能通过分流电热器转换为热能，再通过分流散热器将热量耗散在飞行器之外，提高了飞行器光伏发电组件的可靠性和安全性，降低了火星飞行器电气核心部件的过热风险。
附图说明
27.图1是本发明的整体结构示意图；
28.图2是机身箱体部件结构示意图；
29.图3是操作执行部件结构示意图；
30.图4是电池组件和核心电路组件结构示意图；
31.图5是外界传感器组件结构示意图；
32.图6是高功率单元结构示意图；
33.图7是低功率元件结构示意图；
34.图8是执行器结构示意图；
35.图9是光伏发电组件结构示意图。
具体实施方式
36.具体实施方式一：结合图1至图9说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构包括机身箱体1100、电气核心部件1200、交互执行部件1300和光伏发电组件1400；电气核心部件1200安装在机身箱体1100内，交互执行部件1300安装在机身箱体1100的外表面，光伏发电组件1400安装在机身箱体1100的顶部，交互执行部件1300和光伏发电组件1400与电气核心部件1200电气连接。
37.具体实施方式二：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的机身箱体1100包括中心承力管1110、两个结构接口板1120、电气核心支架1130、机身蒙皮支架1140和机身蒙皮1150；中心承力管1110竖直设置在机身蒙皮支架1140内，一个结构接口板1120固定套装在中心承力管1110的上端，另一个结构接口板1120固定套装在中心承力管1110的下端，电气核心支架1130固定套装在中心承力管1110的中部，机身蒙皮1150套装在机身蒙皮支架1140上，机身蒙皮1150上开有通气窗1160。
38.中心承力管1110、所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130由低热导率、高比强度材料制成，所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130与所述中心承力管1110机械连接处做近似热膨胀率处理，所述中心承力管1110、所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130采中空或镂空结构；
39.在所述中心承力管1110和所述结构接口板1120穿过所述机身蒙皮1150处用低热导率、低密度材料填充中空结构；
40.所述中心承力管1110、所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130在机身蒙皮1150包覆范围内的外表面设置高红外反射率、低可见光吸收率的涂层，内表面设置低红外反射率、高可见光吸收吸收率的涂层；
41.中心承力管1110和所述结构接口板1120采用热导率低于4w/mk的碳纤维/氰酸酯树脂复合材料制成的中空结构件，所述电气核心支架1130采用钛合金材料制成的镂空支架，所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130与所述中心承力管1110机械连接方式为胶接；
42.在所述中心承力管1110和所述结构接口板1120穿过所述机身蒙皮1150处用硬质氰酸酯泡沫填充中空结构；
43.所述中心承力管1110、所述结构接口板1120和所述电气核心支架1130在机身蒙皮1150包覆范围内的外表面设置s-13-gp/lo-1涂层，内表面设置al/blk-cr涂层；
44.所述机身蒙皮支架1140分布在所述电气核心支架1130外围且保持一定距离气隙，所述机身蒙皮支架1140外侧包覆有设置了通气窗1160的机身蒙皮1150，所述机身蒙皮1150被所述机身蒙皮支架1140充分张紧或与所述机身蒙皮支架1140做共固化处理；
45.所述机身蒙皮支架1140是由低热导率、高比强度材料制成的拉索或压杆，所述空隙距离足够大但不足以引入气体对流，所述机身蒙皮1150是由采用低热导率、高比强度材料制成的轻质薄膜；
46.所述机身蒙皮1150外表面设置低红外反射率、高可见光吸收率的涂层，内表面设置高红外反射率、低可见光吸收率的涂层；
47.所述机身蒙皮支架1140是由碳纤维/氰酸酯树脂复合材料制成的压杆，所述气隙距离为300mm，所述机身蒙皮1150是由采用聚酰亚胺制成的轻质pi膜，所述机身蒙皮1150与机身蒙皮支架1140做共固化处理；
48.所述机身蒙皮1150外表面设置al/blk-cr涂层，内表面设置au涂层。
49.其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
50.具体实施方式三：结合图4说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的电气核心部件1200包括电池组件1210、核心电路组件1220和外界传感器组件1230；电池组件1210和外界传感器组件1230均与核心电路组件1220电气连接。其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
51.具体实施方式四：结合图4说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的电池组件1210包括多个电芯1211、电芯束带1212、第一测温器1213、第一加热器1214和电芯蒙皮1215；多个电芯1211沿圆周方向设置在中心承力管1110的周围，多个电芯1211通过电芯束带1212固定连接在一起，电芯束带1212与电气核心支架1130连接，电芯1211上设有第一测温器1213、第一加热器1214和电芯蒙皮1215。
52.所述电芯1211采用优异电池对电池再现性、高比能、耐辐射的低温电芯，所述电芯束带1212采用高比强、高热导率的材料制成的一根或多根连接在所述电芯1211工作时高温表征的表面区域的等温束带；
53.所述第一测温器1213由耐辐射、测量范围包括-135℃～50℃，具有冗余检测电路，具有一定精度的多个温度传感器并联组成，所述第一加热器1214由具有足够功率、能实现大区域加热、具有冗余供电电路、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成，所述电芯蒙皮1215由低热导率、低密度材料制成的轻质薄膜；
54.所述电芯蒙皮1215内、外表面设置低红外反射率、高可见光吸收率的涂层；
55.所述电芯1211采用sony-vtc6的18650电芯，所述电芯束带1212由7075铝合金制成的两根等温束带，所述电芯1211与所述电芯束带1212的机械连接方式为胶接，所述电气核心支架1130与所述电芯束带1212的机械连接方式为螺纹连接；
56.所述第一测温器1213是数个具有两组检测电路的prt并联组成，所述第一加热器1214是数个具有两组供电电路的kapton薄膜加热器并联组成，所述第一测温器1213和所述第一加热器1214包覆在所述电芯1211侧面，所述电芯蒙皮1215是由采用聚酰亚胺制成的轻质pi膜；
57.所述电芯蒙皮1215内、外表面设置au涂层。
58.其它组成及连接关系与具体实施方式二或三相同。
59.具体实施方式五：结合图4说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的核心电路组件1220包括至少三个核心pcb1221、pcb连接块1222、第二测温器1223和第二加热器1224；核心pcb1221均布设置在电池组件1210的周围，核心pcb1221的表面包覆有电气核心蒙皮1225，核心pcb1221通过pcb连接块1222与电气核心支架1130连接，核心pcb1221上设有第二测温器1223和第二加热器1224。
60.所述核心pcb1221分布在所述电池组外围且保持一定距离气隙；
61.所述核心pcb1221采用高比强度、真空适用的材料制成，所述pcb连接块1222材料高比强度、低热导率材料制成；
62.所述第二测温器1223由耐辐射、测量范围包括-135℃～50℃，具有冗余检测电路，具有一定精度的多个温度传感器并联组成，所述第二加热器1224由具有足够功率、能实现局部区域加热、可集成至pcb、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成，所述气隙距离足够大但不足以引入气体对流，所述电气核心蒙皮1225由低热导率、低密度材料制成的轻质薄膜；
63.所述pcb连接块1222与所述核心pcb1221和所述电气核心支架1130的机械连接方式为螺纹连接；
64.所述核心pcb1221采用fr4制成，所述pcb连接块1222采用peek制成；
65.所述第二测温器1223是数个具有两组检测电路的prt并联组成，所述第二加热器1224是数个绕组加热器并联组成，所述第二测温器1223和所述第二加热器1224设置在所述核心pcb1221工作时需要额外升温的元件周围，所述电气核心蒙皮1225是由采用聚酰亚胺制成的轻质pi膜。
66.其它组成及连接关系与具体实施方式二或三相同。
67.具体实施方式六：结合图4至图8说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行
器主被动耦合式温控结构的外界传感器组件1230包括外界传感器1231、第三测温器1232、第三加热器1233和外界传感器支架1234；外界传感器支架1234固定安装在机身箱体1100上，外界传感器1231、第三测温器1232、第三加热器1233均固定安装在外界传感器支架1234上。
68.所述第三测温器1232由耐辐射、测量范围包括-135℃～50℃，具有冗余检测电路，具有一定精度的多个温度传感器并联组成，所述第三加热器1233由具有足够功率、能实现局部区域加热、可集成至pcb、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成；
69.所述第三测温器1232是数个具有两组检测电路的prt并联组成，所述第三加热器1233是数个绕组加热器并联组成，所述第三测温器1232和所述第三加热器1233设置在所述外界传感器组件1230工作时需要额外升温的元件周围。
70.其它组成及连接关系与具体实施方式一或三相同。
71.具体实施方式七：结合图3至图8说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的交互执行部件1300包括多个结构支臂1310、执行器1320、高功率单元1330、低功率单元1340、第四测温器1321和第四加热器1322；高功率单元1330通过结构支臂1310与结构接口板1120固定连接，执行器1320通过结构支臂1310与结构接口板1120固定连接，执行器1320上设有第四测温器1321和第四加热器1322，低功率单元1340安装在执行器1320上，高功率单元1330由高功率电机1331和高功率pcb1332组成，低功率单元1340由低功率电机1341和低功率pcb1342组成。
72.所述结构支臂1310由低热导率、高比强度材料制成的中空结构件，所述结构接口板1120与所述结构支臂1310机械连接处做近似热膨胀率处理，在所述结构支臂1310与结构接口板1120和执行器1320机械连接处用用低热导率、低密度材料填充中空结构；
73.所述第四测温器1321由耐辐射、测量范围包括-135℃～50℃，具有冗余检测电路，具有一定精度的多个温度传感器并联组成，所述第四加热器1322由具有足够功率、能实现局部区域加热、可集成至pcb、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成；
74.所述高功率pcb1332和所述低功率pcb1342基板采用高强度、真空适用的材料制成；
75.在所述结构支臂1310与结构接口板1120和执行器1320机械连接处用硬质氰酸酯泡沫填充中空结构；
76.所述第四测温器1321是数个具有两组检测电路的prt并联组成，所述第四加热器1322是数个绕组加热器并联组成，所述第四测温器1321设置在所述执行器1320输出轴外壳附近，所述第四加热器1322设置在所述执行器1320输入轴外壳附近；
77.所述高功率pcb1332和所述低功率pcb1342基板采用fr4制成；
78.所述高功率电机1331设置有绕组储热件1331-1和外壳散热件1331-2，所述绕组储热件1331-1与绕组机械连接，所述外壳散热件1331-2与外壳机械连接，所述高功率pcb1332设置有第五测温器1332-1和第五加热器1332-2，所述低功率电机1341设置有外壳吸热件1341-1，所述外壳吸热件1341-1与外壳机械连接，所述低功率pcb1342设置有第六测温器1342-1和第六加热器1342-2；
79.所述绕组储热件1331-1采用高比热、高比强度、高热导率材料制成，所述外壳散热件1331-2采用高红外反射率、低可见光吸收率材料制成，所述外壳吸热件1341-1采用低红
外反射率、高可见光吸收率材料制成；
80.所述第五测温器1332-1和所述第六测温器1342-1由耐辐射、测量范围包括-135℃～50℃，具有冗余检测电路，具有一定精度的多个温度传感器并联组成，所述第五加热器1332-2和所述第六加热器1342-2由具有足够功率、能实现局部区域加热、可集成至pcb、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成；
81.所述绕组储热件1331-1与绕组、所述外壳散热件1331-2与外壳、所述外壳吸热件与外壳机械连接方式为胶接，所述绕组储热件1331-1采用albemet铝铍合金制成，所述外壳散热件1331-2采用镀银teflon制成，所述外壳吸热件1341-1采用al/blk-cr制成；
82.所述第五测温器1332-1和所述第六测温器1342-1是数个具有两组检测电路的prt并联组成，所述第五加热器1332-2和所述第六加热器1342-2是数个绕组加热器并联组成，所述第五测温器1332-1和所述第五加热器1332-2设置在所述高功率pcb1332工作时需要额外升温的元件周围，所述第六测温器1342-1和所述第六加热器1342-2设置在所述低功率pcb1342工作时需要额外升温的元件周围；
83.所述高功率pcb1332通过隔热垫块1332-3连接在所述高功率电机1331的定子上并与其绕组电气连接，所述低功率pcb1342通过隔冷垫块1342-3连接在所述低功率电机1341的定子上并与其绕组电气连接；
84.所述隔热垫块1332-3和所述隔冷垫块1342-3是采用高比强度、低热导率材料制成具有一定高度的圆柱筒；
85.所述隔热垫块1332-3和所述隔冷垫块1342-3是采用peek制成的圆柱筒。
86.其它组成及连接关系与具体实施方式一或二相同。
87.具体实施方式八：结合图9说明本实施方式，本实施方式所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构的光伏发电组件1400包括光伏电路1410和光伏基板1420；光伏电路1410固定在光伏基板1420上，光伏基板1420下表面设有分流电热器1421和分流散热器1422。
88.所述光伏基板1420采用高比强度、高比刚度、低热导率材料制成，所述分流电热器1421由具有足够功率、能实现大区域加热、具有冗余供电电路、可通过控制占空比调节加热功率的多个电加热器并联组成，所述分流散热器1422采用高红外反射率、低可见光吸收率材料制成；
89.所述分流电热器1421是数个具有两组供电电路的kapton薄膜加热器并联组成，所述分流散热器1422采用镀银teflon制成。
90.其它组成及连接关系与具体实施方式一相同。
91.以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围内，当可利用上述揭示的技术内容做出些许更动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案内容，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。

技术特征：
1.一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：所述一种火星飞行器主被动耦合式温控结构包括机身箱体(1100)、电气核心部件(1200)、交互执行部件(1300)和光伏发电组件(1400)；电气核心部件(1200)安装在机身箱体(1100)内，交互执行部件(1300)安装在机身箱体(1100)的外表面，光伏发电组件(1400)安装在机身箱体(1100)的顶部，交互执行部件(1300)和光伏发电组件(1400)与电气核心部件(1200)电气连接。2.根据权利要求1所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：机身箱体(1100)包括中心承力管(1110)、两个结构接口板(1120)、电气核心支架(1130)、机身蒙皮支架(1140)和机身蒙皮(1150)；中心承力管(1110)竖直设置在机身蒙皮支架(1140)内，一个结构接口板(1120)固定套装在中心承力管(1110)的上端，另一个结构接口板(1120)固定套装在中心承力管(1110)的下端，电气核心支架(1130)固定套装在中心承力管(1110)的中部，机身蒙皮(1150)套装在机身蒙皮支架(1140)上，机身蒙皮(1150)上开有通气窗(1160)。3.根据权利要求1所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：电气核心部件(1200)包括电池组件(1210)、核心电路组件(1220)和外界传感器组件(1230)；电池组件(1210)和外界传感器组件(1230)均与核心电路组件(1220)电气连接。4.根据权利要求2或3所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：电池组件(1210)包括多个电芯(1211)、电芯束带(1212)、第一测温器(1213)、第一加热器(1214)和电芯蒙皮(1215)；多个电芯(1211)沿圆周方向设置在中心承力管(1110)的周围，多个电芯(1211)通过电芯束带(1212)固定连接在一起，电芯束带(1212)与电气核心支架(1130)连接，电芯(1211)上设有第一测温器(1213)、第一加热器(1214)和电芯蒙皮(1215)。5.根据权利要求2或3所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：核心电路组件(1220)包括至少三个核心pcb(1221)、pcb连接块(1222)、第二测温器(1223)和第二加热器(1224)；核心pcb(1221)均布设置在电池组件(1210)的周围，核心pcb(1221)的表面包覆有电气核心蒙皮(1225)，核心pcb(1221)通过pcb连接块(1222)与电气核心支架(1130)连接，核心pcb(1221)上设有第二测温器(1223)和第二加热器(1224)。6.根据权利要求1或3所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：外界传感器组件(1230)包括外界传感器(1231)、第三测温器(1232)、第三加热器(1233)和外界传感器支架(1234)；外界传感器支架(1234)固定安装在机身箱体(1100)上，外界传感器(1231)、第三测温器(1232)、第三加热器(1233)均固定安装在外界传感器支架(1234)上。7.根据权利要求1或2所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：交互执行部件(1300)包括多个结构支臂(1310)、执行器(1320)、高功率单元(1330)、低功率单元(1340)、第四测温器(1321)和第四加热器(1322)；高功率单元(1330)通过结构支臂(1310)与结构接口板(1120)固定连接，执行器(1320)通过结构支臂(1310)与结构接口板(1120)固定连接，执行器(1320)上设有第四测温器(1321)和第四加热器(1322)，低功率单元(1340)安装在执行器(1320)上，高功率单元(1330)由高功率电机(1331)和高功率pcb(1332)组成，低功率单元(1340)由低功率电机(1341)和低功率pcb(1342)组成。8.根据权利要求1所述的一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，其特征在于：光伏发电组件(1400)包括光伏电路(1410)和光伏基板(1420)；光伏电路(1410)固定在光伏基板(1420)上，光伏基板(1420)下表面设有分流电热器(1421)和分流散热器(1422)。

技术总结
一种火星飞行器主被动耦合式温控结构，它涉及一种火星飞行器温控结构。本发明为了解决现有火星飞行器在可变温控场景中无法满足不同温控模式的温度限制，也无法最大限度减少温控能量的问题。本发明包括机身箱体、电气核心部件、交互执行部件和光伏发电组件；电气核心部件安装在机身箱体内，交互执行部件安装在机身箱体的外表面，光伏发电组件安装在机身箱体的顶部，交互执行部件和光伏发电组件与电气核心部件电气连接。本发明属于航天飞行器热管理技术领域。技术领域。技术领域。


技术研发人员：全齐全 侯胜禹 唐德威 朱凯杰 邓宗全
受保护的技术使用者：哈尔滨工业大学
技术研发日：2023.03.28
技术公布日：2023/6/7