一种快速响应多轨道适应的卫星温控方法技术

本发明专利技术提供了一种快速响应多轨道适应的卫星温控方法，通过采用热管网络、加强接触导热、星内喷涂高发射率热控涂层强化舱内导热和辐射热交换，使舱内温度场分布均匀；采用补偿电加热器调整整星温度水平；利用卫星侧板的背阳面作为主散热面，背阳面外表面喷涂白漆，除主散热面外的其他星体外表面包覆多层隔热组件；星外构件喷涂白漆热控涂层。推进舱为独立设计，舱外全包覆多层隔热组件，舱内底板包覆多层隔热组件，最后与平台舱组装为整体。本发明专利技术通过机、热、电一体化设计，实现太阳同步轨道和倾斜轨道条件下采用上述温控方法达到整星的热控制要求。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器热控制
，涉及。
技术介绍
近年来随着电子集成技术和有效载荷小型化技术的进步，小卫星凭借其较高的技术集成、造价低、研制周期短等特点，取得了飞速发展。研制高性能有效载荷和低成本的小卫星，将对空间技术的进步起到技术牵引和支撑的作用。卫星热设计主要任务是在轨运行期间为卫星提供一个良好的热环境，保障星上仪器、设备在所规定的温度范围之内可靠工作；并有效控制卫星平台的温度梯度。目前，用理论建模及计算机模拟来模拟卫星的热特性是投资少、见效快的技术手段，也是热分析在卫星领域内的重要研究方向。卫星热平衡试验的主要目的由获得卫星在轨运行的温度转变为提供热分析模型修正的必要数据。卫星热分析与热试验的有效结合，既提高了热分析的精确性，又提供了简化卫星热平衡试验的途径。传统卫星设计中推进系统一股周向布置于平台结构系统，推进系统的研制周和平台系统的研制周期不同步会对整星的研制进度产生相互制约的影响，最终影响整星的研制周期和进度。倾斜轨道条件下整星无固定散热面，为了降低轨道外热流变化对星内仪器的影响、整星等温化设计、提高热控在轨可靠性和足够的热设计余量。一股采用热控百叶窗可控散热面等主动热控技术，降低卫星向阳面与背阳面温差，满足星内仪器设备正常工作的温度环境要求。采用主动热控手段会增加成本和研制周期拉长，与卫星的快速研制、低成本的生产目标相违背。为了解决上述问题，需要发展一种设计简单、研制周期快速的卫星热设计方法。目前，卫星不同轨道条件下热设计通常存在如下问题:1、太阳同步轨道条件下，卫星布局中推进系统一股周向布置于平台结构系统，推进系统需要进行相应热设计，平台等温化设计，散热面喷漆处理。此方法中推进系统分布于整星各个面对于热控设计操作复杂、各个面温度分布不均资源消耗大，不利用资源利用.2、倾斜轨道条件下，需要采用热控百叶窗可控散热面等主动热控技术，降低卫星向阳面与背阳面温差，满足星内仪器设备正常工作的温度环境要求。该装置的主要缺点是重量重、系统复杂、可靠性低，用于卫星的散热，代价太大。
技术实现思路
为了解决现有技术无法适应多种轨道条件下卫星的热设计需求问题，本专利技术提出了，尤其适合控制卫星飞行姿态条件下的热设i+o本专利技术是通过以下技术方案实现的。根据本专利技术的一个方面，提供了，包括如下步骤:-对卫星的平台舱进行热设计:强化舱内导热和福射热交换，使舱内温度场分布均勾;采用补偿电加热器对平台舱进行热量补偿，进而调整整星温度水平；平台舱的卫星侧板3的背阳面作为主散热板，背阳面的外表面喷涂白漆热控涂层；除卫星侧板3背阳面外的其他平台舱外表面均包覆多层隔热组件；对平台舱的星外构件喷涂白漆热控涂层。优选地，所述强化舱内导热和辐射热交换通过以下任一种或任多种方式实现:-在平台舱的卫星平台中层板I和/或卫星平台底板2上设置热管网络；-对单机加强接触导热，在平台舱内部的仪器和仪器板之间安装面垫入RKTL-DRZ-1导热硅脂；-在平台舱的内表面喷涂高发射率热控涂层，S卩，平台舱的内部结构件表面喷涂SR107-E51黑漆热控涂层；仪器外表面(除安装面外)一股为铝合金黑色阳极氧化热控涂层，有电性能要求的喷涂E51-M黑漆热控涂层。。优选地，所述补偿电加热器粘贴于平台舱的卫星平台中层板1、卫星平台底板2和/或卫星侧板3的内表面上。优选地，还包括如下步骤:-对卫星的推进舱4进行热设计:对推进舱4的外表面全包覆多层隔热组件；对推进舱4的舱内底板包覆多层隔热组件。根据本专利技术的第二个方面，提供了，包括如下步骤:-对卫星的推进舱4进行热设计:对推进舱4的外表面全包覆多层隔热组件；对推进舱4的舱内底板包覆多层隔热组件。本专利技术提供的快速响应多轨道适应的卫星温控方法，采用热管网络、加强接触导热、星内喷涂高发射率热控涂层等措施强化星内导热和辐射热交换，使星内温度场分布均匀；采用补偿电加热器对卫星进行热量补偿；在卫星的背阳面外表面喷涂白漆，作为主散热面，其他星体外表面外包覆多层隔热组件；星外构件喷涂白漆热控涂层；推进舱与平台舱均独立设计，可以进行分舱热设计和组装；推进舱为独立设计，舱外全包覆多层，舱内底板包覆多层，最后与平台舱组装为整星。倾斜轨道条件下采用整星对日定向模式，卫星采用上述温控方法满足太阳同步轨道和倾斜轨道条件下的热设计需求。与现有技术相比，本专利技术具有如下有益效果:(I)采用快速响应多轨道适应的温控方法，通过热计算分析比对，可以减少热平衡试验的工况直至取消热平衡试验，达到了缩短整星的研制周期和减少研制经费的目的；(2)采用快速响应多轨道适应的温控方法，对于卫星实现批量式生产提供了热设计基础；各舱段独立热设计对于卫星快速设计组合拼装起到核心作用，其中平台舱段可以采用通用热设计方法，其余舱段可以为独立热设计方法。(3)本专利技术满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，同时解决了多轨道条件下卫星的热设计问题，可靠性好、设计灵活。(4)本专利技术通过机、热、电一体化设计，实现太阳同步轨道和倾斜轨道条件下采用上述温控方法达到整星的热控制要求。【附图说明】通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显:图1为采用快速响应多轨道适应的温控方法的卫星的构型示意图；图中:I为平台中层板，2为卫星平台底板，3为卫星侧板，4为推进舱。【具体实施方式】下面对本专利技术的实施例作详细说明:本实施例在以本专利技术技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种快速响应多轨道适应的卫星温控方法，其特征在于，包括如下步骤：‑对卫星的平台舱进行热设计：强化舱内导热和辐射热交换，使舱内温度场分布均匀；采用补偿电加热器对平台舱进行热量补偿；平台舱的卫星侧板(3)的背阳面作为主散热板，背阳面的外表面喷涂白漆热控涂层；除卫星侧板(3)背阳面外的其他平台舱外表面均包覆多层隔热组件；所述平台舱的星外构件喷涂白漆热控涂层。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：周砚耕，赵吉喆，谢龙，吴自帅，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31