[發(fā)明專利]一種利用航天器大氣制動過程氣動熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201210123466.1
• 申請日: 2012-04-24
• 公開（公告）號: CN102664563A
• 公開（公告）日: 2012-09-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳統(tǒng);馬紅亮;徐世杰
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: H02N11/00
• 分類號: H02N11/00;H02J7/00
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實(shí)專利事務(wù)所 11121
• 代理人: 趙文利

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航天器總體設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體地，是指一種利用航天器大氣制動過程氣動熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)。

背景技術(shù)

太陽系內(nèi)的各大行星探測一直是人類深空探測的主要任務(wù)。但是由于距離遙遠(yuǎn)，航天器往往需要攜帶充足的推進(jìn)器燃料，保證航天器能夠達(dá)到任務(wù)要求的軌道并維持一定的時間。大氣制動技術(shù)的提出和應(yīng)用可以大大減少行星探測航天器變軌所需的燃料消耗，降低航天器的發(fā)射成本。大氣制動就是利用目標(biāo)行星的環(huán)繞大氣對航天器的阻力作用，減小航天器的軌道半長軸和偏心率，使其變成或接近任務(wù)要求的環(huán)目標(biāo)行星軌道。在太陽系里，除了水星以外的其它行星都有大氣層，因此，在太陽系范圍內(nèi)的行星探測任務(wù)中，大氣制動技術(shù)是很有實(shí)際意義的。

第一次成功應(yīng)用大氣制動技術(shù)是在1993年的“麥哲倫”金星探測任務(wù)中，在70天時間里通過750次的金星大氣穿越，將捕獲軌道的偏心率從0.3降低到0.03。在火星探測任務(wù)中，第一次應(yīng)用大氣制動技術(shù)是1997年的“火星全球勘測者”號，它把火星捕獲軌道的軌道周期從45小時降低到大約2小時，總共節(jié)省了大約1200m/s的速度增量。第二次應(yīng)用火星大氣制動技術(shù)是2001年的“火星奧德賽”號，在該任務(wù)中大氣制動總共節(jié)省了大約1100m/s的速度增量。幾次成功的任務(wù)應(yīng)用表明，大氣制動技術(shù)對于火星探測任務(wù)的價值極大。在這些任務(wù)中，大氣制動技術(shù)極大程度地減少了航天器的發(fā)射成本，具有重大的價值。在大氣制動過程中，高速飛行航天器與行星大氣摩擦產(chǎn)生氣動熱，航天器表面熱流率達(dá)到幾千瓦每平方米，表面溫度會上升至上百攝氏度。同時為了保證航天器內(nèi)部元器件的正常運(yùn)行，采用各種主動和被動的熱控方式，使航天器艙內(nèi)溫度維持在常溫狀態(tài)(通常是10～20℃)。因此航天器內(nèi)外溫差將達(dá)到幾十度，甚至上百度。但是，溫差并沒有很好的利用。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，提出一種利用航天器大氣制動過程氣動熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，本發(fā)明利用溫差來發(fā)電，并且儲存起來，在必要的時候提供給航天器部分的電能需求。當(dāng)在距離太陽較遠(yuǎn)的行星探測任務(wù)，太陽電池陣所能提供的電源功率較少，因此利用航天器大氣制動過程中產(chǎn)生的氣動熱溫差發(fā)電具有很大的應(yīng)用價值。

一種利用航天器大氣制動過程氣動熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，包括溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層、蓄電池組和電源控制單元；

溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層固定在航天器主艙外，蓄電池組和電源控制單元固定在航天器主艙內(nèi)；溫差發(fā)電塊固定在與來流大氣接觸的航天器主艙壁上，溫差發(fā)電塊的外面包絡(luò)金屬導(dǎo)熱層，金屬導(dǎo)熱層與來流大氣摩擦升溫，形成熱端，溫差發(fā)電塊與航天器主艙接觸的面形成冷端，溫差發(fā)電塊產(chǎn)生電流，溫差發(fā)電塊的供電輸出端口的正極、負(fù)極分別與蓄電池組的正極、負(fù)極相連，對蓄電池組充電；蓄電池組與電源控制單元相連，通過電源控制單元對航天器的用電設(shè)備供電。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

(1)有效利用大氣制動過程氣動熱進(jìn)行發(fā)電；

(2)彌補(bǔ)航天器處于太陽輻射較弱區(qū)或陰影區(qū)的供電問題；

(3)減弱迎流面局部氣動熱累積對航天器表面材料的損害；

(4)該供電系統(tǒng)簡單、可靠，且適用性強(qiáng)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：

1-航天器主艙????????2-溫差發(fā)電塊????????3-金屬導(dǎo)熱層

4-蓄電池組??????????5-電源控制單元??????6-隔熱層

7-熱導(dǎo)管????????????8-主動熱控設(shè)備??????9-散熱窗口

10-航天器主艙壁?????11-太陽電池陣???????12-來流大氣

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。

本發(fā)明是一種利用航天器大氣制動過程氣動熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，如圖1所示，包括溫差發(fā)電塊2、金屬導(dǎo)熱層3、蓄電池組4和電源控制單元5。