[發明專利]一種空間飛行器的熱控方法

有效

• 申請號: 201510548793.5
• 申請日: 2015-08-31
• 公開（公告）號: CN105109708B
• 公開（公告）日: 2017-03-15
• 發明（設計）人: 梁海朝;孟恒輝;王永海;陳墾;張傳強;彭方漢;水涌濤;劉佳琪;孟剛;梁海東;王剛
• 申請（專利權）人: 北京航天長征飛行器研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B64G1/50
• 分類號: B64G1/50;B64G1/58
• 代理公司: 中國航天科技專利中心11009
• 代理人: 陳鵬

技術領域

本發明涉及空間飛行器熱控領域，特別是一種適用于姿態不定飛行器的空間飛行器的熱控方法。

背景技術

空間飛行器是一種具備自主探測、識別與跟蹤、自主機動、自主決策的能力的小型飛行器，其作為一類空間平臺，具備較強的空間位置和姿態機動能力，并能夠攜帶一定的載荷，執行空間任務。空間飛行器進一步發展可為空間運輸、信息支持、鏈路搭建等提供重要技術手段，目前已圓滿完成空間飛行器地面懸浮綜合演示驗證試驗，標志著已基本掌握、突破了空間飛行器平臺的相關關鍵技術與系統集成技術。為了滿足工程應用和空間飛行器后續發展的需要，急需進一步驗證真實空間環境條件下空間飛行器目標探測識別、空間飛行器對空間在軌目標的空間位置交會、空間飛行器紅外干擾對抗、紅外伴飛測量等關鍵技術，然而此類技術和場景無法通過地面的常規試驗進行驗證，需要開展搭載飛行演示試驗。

搭載飛行演示試驗需要空間飛行器在軌停留超過20小時，并且空間姿態和發射時間不定，使得空間飛行器受到空間外熱流不定，面臨嚴峻的空間熱防護問題。現有的空間飛行器熱控手段主要以主被動復合熱控方式或主動熱控方式為主，選用的熱控材料包括熱控多層材料、百葉窗、熱管、加熱片及相變材料等，需要的安裝空間較大，且對于星上能源有較高要求。而對于空間小型飛行器而言，其本身采用高度集成化一體化設計方式，空間利用率極高，無法為傳統熱控系統提供足夠的安裝空間，并且其星上能源較小，無法為加熱片等主動熱控手段提供充足的能源保障。因此需根據空間飛行器空間環境不確定性較大的特點，結合空間飛行器快速集成、快速發射的需求，設計一套低成本、高可靠、方便快捷、簡單易操作且能適應多種空間飛行狀態的空間飛行器熱控方法。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種設計實施方便快捷、電氣回路少、可靠性高、占用內部空間小能夠適應空間飛行器的快速發射任務的空間飛行器的熱控方法。

本發明的技術解決方案是：一種空間飛行器的熱控方法，包括如下步驟：

(1)在空間飛行器的分離釋放筒外表面上布置加熱回路、控溫儀、熱敏電阻，令加熱回路對分離釋放筒進行加熱，同時控溫儀通過熱敏電阻實時監控分離釋放筒的外表面溫度Ts，當Ts大于設定溫度閾值時，關斷加熱回路，當Ts不大于設定溫度閾值時，打開加熱回路對分離釋放筒進行加熱；其中，空間飛行器的飛行過程包括兩個階段：第一階段，空間飛行器安裝于分離釋放筒內在空間中飛行；第二階段，空間飛行器從分離釋放筒中分離出來，空間飛行器本體在空間飛行；

(2)在空間飛行器的艙段結構、測量系統中的遙測分系統、計算設備、慣性設備、通信系統進行發黑處理；

(3)在星上電池上與安裝面相對的面粘貼F46鍍銀二次表面鏡，在發射機上與安裝面相對的面粘貼F46鍍銀二次表面鏡；

(4)安裝紅外探測系統、可見光探測系統、艙段結構、星上電池、測量系統、動力系統、計算設備、慣性設備、活動部件、通信系統，并在測量系統中發射天線與艙段結構的安裝面、通信系統中的組網天線與艙段結構的安裝面之間使用隔熱墊；

(5)將紅外探測系統、可見光探測系統的遮光罩進光口外露，將紅外探測系統、可見光探測系統除遮光罩進光口外的其余部位包覆多層隔熱組件，將星上電池、發射機表面未粘貼F46鍍銀二次表面鏡部分包覆多層隔熱組件，在功分器、傳感器、差動活塞貯箱、推進劑貯箱、姿控模塊、軌控模塊、隔離驅動器、活動部件、組網通信設備、分離釋放筒上包覆多層隔熱組件；

(6)在氣體管路、液體管路、熱氣發生器上包覆高溫多層隔熱組件。

所述的加熱回路為8路。

所述的設定溫度閾值為30℃。

所述的控溫儀為兩路。

所述的兩路控溫儀分別安裝在分離釋放筒底部。

所述的步驟(5)中的多層隔熱組件均為15單元。

所述的步驟(6)中的高溫多層隔熱組件均為10單元。

所述的步驟(4)中的隔熱墊為2mm。

本發明與現有技術相比的優點在于：

(1)本發明方法通過對空間飛行器的分離釋放筒進行溫度控制、對各設備進行發黑處理并粘貼F46膜、安裝時涂敷導熱脂或加裝隔熱墊、使用多層隔熱組件對空間飛行器進行包覆，完成了空間飛行器的熱控，與現有的主被動復合熱控方式或主動熱控方式相比，設計簡單，電氣回路少，可靠性高；