[發明專利]一種航天器固定太陽翼的散熱裝置

在審

• 申請號: 202211047851.2
• 申請日: 2022-08-30
• 公開（公告）號: CN115489763A
• 公開（公告）日: 2022-12-20
• 發明（設計）人: 孫日思;王翠林;尹茂賢;楊子鵬;陳琦
• 申請（專利權）人: 深圳航天東方紅衛星有限公司
• 主分類號: B64G1/50
• 分類號: B64G1/50;B64G1/44
• 代理公司: 深圳市添源創鑫知識產權代理有限公司 44855
• 代理人: 覃迎峰

本發明提供了一種航天器固定太陽翼的散熱裝置，包括絕緣材料（1）、導熱膜（2）、二次表面鏡（3），所述絕緣材料（1）貼裝在航天器固定太陽翼需要散熱區域的背面，所述導熱膜（2）一端貼裝在所述絕緣材料（1）上，所述導熱膜（2）另一端貼裝在航天器本體其它非太陽直接照射的側面，所述二次表面鏡（3）貼裝在所述導熱膜（2）上。本發明的有益效果是：本發明的散熱裝置在不改變本體結構設計的前提下，通過柔性石墨烯膜對固定太陽翼進行降溫，可滿足固定太陽翼布片數量減少后的溫度指標要求，讓太陽翼輸出電壓滿足特定要求。

技術領域

本發明涉及航天器太陽冀散熱裝置領域，尤其涉及一種航天器固定太陽翼的散熱裝置。

背景技術

①已有技術描述：

航天器固定太陽翼一般采用隔熱材料減弱其對航天器內部電子設備的影響，僅通過太陽電池片表面對太空進行輻射散熱，保證固定太陽翼的溫度滿足一定要求。

僅通過太陽翼正面的太陽電池片對太空進行輻射，其散熱效率較低，導致固定太陽翼的溫度維持在較高的溫度水平，溫度普遍可達120℃；在固定太陽翼溫度較高的情況下，為保證一定的輸出電壓要求，太陽電池片的數量需要增加，同時對太陽電池陣結構材料的選用也提出較大的約束。

對于航天器固定太陽翼，其背面被航天器本體遮擋，阻隔固定太陽翼背面朝深冷空間輻射散熱的通道。此類航天器固定太陽翼的常規散熱措施是通過太陽翼的正面電池片表面對太空輻射散熱，在太陽電池片空隙間貼裝低太陽吸收比、高紅外發射率的熱控薄膜。

②已有技術問題及缺陷描述：

航天器固定太陽翼的常規熱設計只側重考慮利用太陽電池翼的電池片所在面作為輻射散熱面，沒有充分利用星體其它側面的輻射散熱能力以及柔性高導熱材料的靈活安裝便利性。此常規熱設計方法帶來了航天器固定太陽翼的布片數量增加，太陽翼基板耐高溫設計需求，以及航天器固定太陽翼面積增大。此時需要采用新的熱控設計方法，既滿足航天器固定太陽翼電參數輸出需求，又降低航天器固定太陽翼重量、尺寸及耐高溫特殊工藝需求。

發明內容

本發明提供了一種航天器固定太陽翼的散熱裝置，包括絕緣材料、導熱膜、二次表面鏡，所述絕緣材料貼裝在航天器固定太陽翼需要散熱區域的背面，所述導熱膜一端貼裝在所述絕緣材料上，所述導熱膜另一端貼裝在航天器本體其它非太陽直接照射的側面，所述二次表面鏡貼裝在所述導熱膜上。

作為本發明的進一步改進，該散熱裝置還包括承力件，所述承力件用于給航天器固定太陽翼拐向航天器本體其它側面的轉角處上的所述導熱膜提供承力。

作為本發明的進一步改進，該散熱裝置還包括多層隔熱組件，所述多層隔熱組件安裝在所述導熱膜與航天器本體之間。

作為本發明的進一步改進，所述絕緣材料為聚酰亞胺薄膜。

作為本發明的進一步改進，所述聚酰亞胺薄膜厚度為20μm。

作為本發明的進一步改進，所述導熱膜為石墨烯膜；所述二次表面鏡為F46鍍銀二次表面鏡。

作為本發明的進一步改進，所述石墨烯膜為多層復合石墨烯膜。

作為本發明的進一步改進，所述多層復合石墨烯膜為12層復合石墨烯膜；所述多層復合石墨烯膜的單層石墨烯膜熱導率大于1400W/㎡/℃。

作為本發明的進一步改進，所述承力件為碳納米銅箔。

作為本發明的進一步改進，所述多層隔熱組件由雙面聚酯膜和滌綸網交疊而成。

本發明的有益效果是：本發明的散熱裝置在不改變本體結構設計的前提下，通過柔性石墨烯膜對固定太陽翼進行降溫，可滿足固定太陽翼布片數量減少后的溫度指標要求，讓太陽翼輸出電壓滿足特定要求。

附圖說明