一种航天的热控设计方法及航天器与流程

1.本发明涉及航天器领域，尤其涉及一种航天的热控设计方法及航天器。


背景技术：

2.航天器热控是控制内部热传递和外部热交换，保证航天器内部设备/仪器的温度保持在特定工作温度范围内，从而实现设备正常工作和长寿命运行。
3.航天器一般采用轻质铝蜂窝材料作为卫星主体结构，目前卫星结构采用轻质铝蜂窝结构板，其导热率较低，无法构建整星热总线，对热耗较大的设备无法进行有效的散热。而且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。此外，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.因此，现有技术还有待改进和发展。


技术实现要素：

5.本发明的第一个目的在于提供一种航天器的热控设计方法，其既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又能够避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构更便于自动化装配，提升了生产效能。
6.为达到上述目的，本发明提供的方案是：一种航天器的热控设计方法，包括：
7.将航天器的主体结构设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将所述主体结构加工成一体结构；
8.将所述主体结构的各个外侧面喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜，使所述主体结构的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9；
9.设计与所述主体结构适配的柔性隔热舱板，并将所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构的顶部，所述柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在所述隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜以及设置在所述双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜。
10.优选地，在将所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构上时，使所述单面镀铝聚酰亚胺薄膜朝外。
11.优选地，所述隔热单元包括双面镀铝聚酯膜和叠设在所述双面镀铝聚酯膜上的涤纶网叠层。
12.优选地，所述隔热单元设置有15个。
13.优选地，航天器的导热散热能力q
散
表示为：
[0014][0015]
式中，q(i)表示航天器的第i面对深空冷背景的辐射热量，n为正整数，q(i)表示为：
[0016][0017]
式中，ε表示航天器表面各面的红外发射率；σ表示黑体的辐射常数；s
总
表示航天器各面的阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积；t表示航天器表面的绝对温度，单位k。
[0018]
优选地，航天器表面各面的红外发射率ε表示为：
[0019][0020]
式中，ε1表示工业阳极氧化表面的红外发射率，ε2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的区域的红外发射率，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。
[0021]
优选地，航天器的各个面的太阳吸收比αs表示为：
[0022][0023]
其中，式中，α1表示工业阳极氧化表面的太阳吸收比，α2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的区域的太阳吸收比，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。
[0024]
本发明的第二个目的在于提供一种航天器，包括主体结构和柔性隔热舱板，所述主体结构为顶部敞开的多面框体结构，所述主体结构的各个外侧面均设置有白漆喷涂层和/或f46镀银二次表面镜，所述柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在所述隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜以及设置在所述双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜，所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构的顶部，且所述单面镀铝聚酰亚胺薄膜朝外。
[0025]
优选地，所述隔热单元包括双面镀铝聚酯膜和叠设在所述双面镀铝聚酯膜上的涤纶网叠层，所述隔热单元设置有15个。
[0026]
优选地，所述柔性隔热舱板通过尼龙搭扣贴装在所述主体结构上。
[0027]
本方案中，航天器的热控设计方法既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又有效的降低了航天器的重量，还避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构更便于自动化装配，提升了生产效能；其通过将航天器的主体结构设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将主体结构加工成一体结构，且通过在航天器外热流较大的侧面设计较强的柔性隔热舱板，实现轨道外热流中最大热流的太阳直照热流隔离，使得外热流对航天器温度影响得到较大减弱；在不需要增加外部导热装置的前期下，利用一体化结构自身的高热导性能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，可取消热管使用以及外贴石墨膜的使用，此外，通过在主体结构的外侧面喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜，使主体结构的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9，实现航天器内部设备温度满足相应的温度指标要求。
附图说明
[0028]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。
[0029]
图1为本发明实施例提供的航天器的热控设计方法的流程图；
[0030]
图2为本发明实施例提供的航天器的截面图；
[0031]
图3为本发明实施例提供的主体结构的结构示意图。
[0032]
附图标号说明：
[0033]
10、主体结构；20、柔性隔热舱板；21、隔热单元；22、双面镀铝聚酯膜；23、单面镀铝聚酰亚胺薄膜；30、白漆喷涂层。
具体实施方式
[0034]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0035]
本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的实施例能够以除了在这里图示或描述的内容以外的顺序实施。此外，术语“包括”或“具有”及其任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
[0036]
如图1-图3所示，其为本发明的一种实施例的航天器的热控设计方法。
[0037]
为便于理解，下面对本发明实施例的具体流程进行描述，请参阅图1，本发明实施例中的航天器的热控设计方法包括：
[0038]
s101、将航天器的主体结构10设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将主体结构加工成一体结构。
[0039]
在本发明实施中，主体结构10为五面框体结构。
[0040]
s102、将主体结构10的各个外侧面喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜，使主体结构10的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9。
[0041]
s103、设计与主体结构10适配的柔性隔热舱板20，并将柔性隔热舱板20覆盖在主体结构10的顶部，柔性隔热舱板20包括多个隔热单元21、设置在隔热单元21表层的双面镀铝聚酯膜22以及设置在双面镀铝聚酯膜22上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜23。
[0042]
可选地，隔热单元21包括双面镀铝聚酯膜22(图未示)和叠设在双面镀铝聚酯膜22上的涤纶网叠层(图未示)。
[0043]
具体地，在本实施例中，隔热单元21为15个。
[0044]
可以理解地，在将柔性隔热舱板20覆盖在主体结构10上时，使单面镀铝聚酰亚胺
薄膜23朝外。
[0045]
可选地，柔性隔热舱板20通过尼龙搭扣(图未示)贴装在主体结构10上。
[0046]
本发明实施例的航天器的热控设计方法既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又有效的降低了航天器的重量，还避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构更便于自动化装配，提升了生产效能；其通过将航天器的主体结构10设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将主体结构加工成一体结构，且通过在航天器外热流较大的侧面设计较强的柔性隔热舱板20，实现轨道外热流中最大热流的太阳直照热流隔离，使得外热流对航天器温度影响得到较大减弱；在不需要增加外部导热装置的前期下，利用一体化结构自身的高热导性能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，可取消热管使用以及外贴石墨膜的使用，此外，通过在主体结构10的外侧面喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜，使主体结构10的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9，实现航天器内部设备温度满足相应的温度指标要求。
[0047]
本发明实施例中，航天器的导热散热能力q
散
表示为：
[0048][0049]
式中，q(i)表示航天器的第i面对深空冷背景的辐射热量，n为正整数。
[0050]
在本发明实施例中，主体结构10为五面框体结构，因此，n＝5。
[0051]
航天器的第i面对深空冷背景的辐射热量q(i)表示为：
[0052][0053]
其中，式中，ε表示航天器表面各面的红外发射率；σ表示黑体的辐射常数(斯蒂芬-波尔兹曼常数)；s
总
表示航天器各面的阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积(即航天器表面各面的辐射表面积)；t表示航天器表面的绝对温度，单位k。
[0054]
航天器的各个面的红外发射率ε表示为：
[0055][0056]
式中，ε1表示工业阳极氧化表面的红外发射率，ε2表示热控涂层表面的红外发射率，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示热控涂层表面的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。
[0057]
本发明实施中，需要满足主体结构10各个面的红外发射率ε大于0.9，则需要控制工业阳极氧化表面的面积和热控涂层表面的面积，热控涂层表面的面积指的是喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积。
[0058]
航天器的各个面的太阳吸收比αs表示为：
[0059][0060]
其中，式中，α1表示工业阳极氧化表面的太阳吸收比，α2表示热控涂层表面的太阳吸收比，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示热控涂层表面的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。
[0061]
本发明实施中，需要满足主体结构10各个面的太阳吸收比小于0.3，则需要控制工
业阳极氧化表面的面积和热控涂层表面的面积，热控涂层表面的面积指的是喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积。
[0062]
请参阅图2-图3所示，本发明实施例还提供了一种航天器，航天器包括主体结构10和柔性隔热舱板20，主体结构10为顶部敞开的多面框体结构，主体结构10的各个外侧面均设置有白漆喷涂层30和/或f46镀银二次表面镜，柔性隔热舱板20包括多个隔热单元21、设置在隔热单元21表层的双面镀铝聚酯膜22以及设置在双面镀铝聚酯膜22上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜23，柔性隔热舱板20覆盖在主体结构10的顶部，且单面镀铝聚酰亚胺薄膜23朝外。
[0063]
可以理解地，图1中示出了白漆喷涂层30。在其他实施例中，主体结构10的各个外侧面也可以设置f46镀银二次表面镜，或者同时设置白漆喷涂层30和f46镀银二次表面镜。
[0064]
可选地，隔热单元21包括双面镀铝聚酯膜22(图未示)和叠设在双面镀铝聚酯膜22上的涤纶网叠层(图未示)，隔热单元21设置有15个。
[0065]
可选地，柔性隔热舱板20通过尼龙搭扣(图未示)贴装在主体结构10上。
[0066]
本发明实施例的航天器既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又有效的降低了航天器的重量，还避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构更便于自动化装配，提升了生产效能。
[0067]
以上所述，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

技术特征：
1.一种航天器的热控设计方法，其特征在于，包括：将航天器的主体结构设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将所述主体结构加工成一体结构；将所述主体结构的各个外侧面喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜，使所述主体结构的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9；设计与所述主体结构适配的柔性隔热舱板，并将所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构的顶部，所述柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在所述隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜以及设置在所述双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜。2.如权利要求1所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，在将所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构上时，使所述单面镀铝聚酰亚胺薄膜朝外。3.如权利要求1所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，所述隔热单元包括双面镀铝聚酯膜和叠设在所述双面镀铝聚酯膜上的涤纶网叠层。4.如权利要求1所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，所述隔热单元设置有15个。5.如权利要求1所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，航天器的导热散热能力q
散
表示为：式中，q(i)表示航天器的第i面对深空冷背景的辐射热量，n为正整数，q(i)表示为：式中，ε表示航天器表面各面的红外发射率；σ表示黑体的辐射常数；s
总
表示航天器各面的阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积；t表示航天器表面的绝对温度，单位k。6.如权利要求5所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，航天器表面各面的红外发射率ε表示为：式中，ε1表示工业阳极氧化表面的红外发射率，ε2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的区域的红外发射率，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。7.如权利要求1所述的航天器的热控设计方法，其特征在于，航天器的各个面的太阳吸收比α
s
表示为：其中，式中，α1表示工业阳极氧化表面的太阳吸收比，α2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的区域的太阳吸收比，s1表示工业阳极氧化表面的面积,s2表示喷涂白漆和/或贴装f46镀银二次表面镜的面积,s
总
表示阳极氧化表面和热控涂层表面的总面积，s
总
＝s1+s2。8.一种航天器，其特征在于，包括主体结构和柔性隔热舱板，所述主体结构为顶部敞开
的多面框体结构，所述主体结构的各个外侧面均设置有白漆喷涂层和/或f46镀银二次表面镜，所述柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在所述隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜以及设置在所述双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜，所述柔性隔热舱板覆盖在所述主体结构的顶部，且所述单面镀铝聚酰亚胺薄膜朝外。9.如权利要求8所述的航天器，其特征在于，所述隔热单元包括双面镀铝聚酯膜和叠设在所述双面镀铝聚酯膜上的涤纶网叠层，所述隔热单元设置有15个。10.如权利要求8所述的航天器，其特征在于，所述柔性隔热舱板通过尼龙搭扣贴装在所述主体结构上。

技术总结
本发明适用于航天器领域，公开了航天器的热控设计方法及航天器，航天器的热控设计方法包括：将航天器的主体结构设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将主体结构加工成一体结构；将主体结构的各个外侧面喷涂白漆和/或贴装F46镀银二次表面镜，使主体结构的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9；设计与主体结构适配的柔性隔热舱板，并将柔性隔热舱板覆盖在主体结构的顶部，柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜和设置在双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜；该方法既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又能够避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构便于自动化装配，提升了生产效能。提升了生产效能。提升了生产效能。


技术研发人员：孙日思 尹茂贤 王翠林 杨子鹏 龚金来 彭岳军
受保护的技术使用者：佛山中国空间技术研究院创新中心
技术研发日：2023.07.19
技术公布日：2023/10/7