快速旋转载荷的温控热设计系统、方法及热仿真方法与流程

本发明涉及卫星热控，具体地，一种快速旋转载荷的温控热设计系统、方法及热仿真方法。

背景技术：

1、为增加载荷天线扫描幅宽，扩大载荷探测区域，要求载荷在旋转状态下单机温度稳定性高和单机间温差小，旋转状态对热仿真是一项重大挑战，同时增加热设计难度。

2、现有公开号为cn106650134a的中国专利，其公开了一种锂离子电池系统热仿真方法，将单体电池的不可逆化学反应热和焦耳热耦合到锂离子电池系统温度场中，采用了多模型耦合，提高了仿真结果的精度，能够快速、准确对锂离子电池系统进行热仿真分析，但该热仿真方法不适应旋转载荷热仿真，不适应高精度温控热设计。

3、现有公开号为cn105760624a的中国专利，其公开了一种支持大规模三维集成电路的热仿真和热设计方法，利用有限元仿真热模型进行网格划分和求解器设置，仿真计算三维集成电路温度，利用分析仿真结果指导三维电路布图、布局和布线，但该热仿真方法适应地面电子学电路热仿真，不适应空间高精度温控热仿真和热设计。

4、现有公开号为cn117672437a的中国专利，其公开了一种基于声子蒙特卡洛模拟的热仿真方法及相关组件，基于声子蒙特卡洛模拟的传热模型，通过调用声子跟踪算法确定所需声子分布，进而得到器件温度场和热流场分布，但该发明不适用快速旋转载荷的热仿真。

5、现有公开号为cn106484001a的中国专利，其公开了一种航天器真空热试验星上电缆高精度控温装置，控温槽的内槽体和外槽体表面粘贴加热片，内外槽体通过热辐射换热保证槽体的温度均匀性，将单根电缆沿路径的温度差异控制在±2℃范围之内，但该发明没有散热方法，不旋转产品的高精度温控热设计。

6、常规载荷相对卫星不旋转或缓慢旋转（1r/轨），热仿真计算时一轨取36个典型位置计算外热流，假定卫星轨道周期90min，载荷旋转速度5s/r，若按照常规计算方式计算一次外热流的时长为150s，则时长为150s时，载荷已旋转30r且每次计算时载荷旋转角度相同，显然计算结果不正确；若载荷旋转一圈计算4个角度外热流，则1.25s计算一次外热流，一轨共需计算4320次外热流，显然计算量太大，现有计算机硬件计算能力条件下无法计算。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种快速旋转载荷的温控热设计系统、方法及热仿真方法。

2、根据本发明提供的一种快速旋转载荷的温控热设计系统，包括：快速旋转载荷本体、低表观导热系数反射屏组件、辐射板、薄膜型主动温控激励器以及光谱选择性吸收纳米薄膜；

3、快速旋转载荷本体包括转子、基底承载框架、筒体以及单机；所述转子内部固定在所述基底承载框架上，所述转子外部安装有筒体，所述筒体上安装有多个单机；

4、所述低表观导热系数反射屏组件通过所述基底承载框架安装在所述快速旋转载荷本体外热流值大或变化大的区域；

5、所述辐射板通过基底承载框架安装在所述快速旋转载荷本体外热流值小且变化小的区域；

6、所述薄膜型主动温控激励器贴附于所述单机的外表面，所述薄膜型主动温控激励器通过设定温度阈值和调控占空比改变自身功率，调整对所述单机热补偿；

7、所述光谱选择性吸收纳米薄膜贴附于所述筒体的非单机安装区域、辐射板的内表面与外表面。

8、优选地，所述低表观导热系数反射屏组件包括若干层正交点接触的波纹型反射屏。

9、优选地，单层所述波纹型反射屏在太阳光谱段的吸收比为0.1±0.02，在红外谱段的半球发射率为0.1±0.02。

10、优选地，所述低表观导热系数反射屏组件最内层设置有防磨损层，最外层设置有防空间辐照覆盖层。

11、优选地，所述辐射板为0.5mm厚的铝蒙皮。

12、优选地，所述薄膜型主动温控激励器为正温度系数特性的柔性薄膜发热电路。

13、优选地，所述光谱选择性吸收纳米薄膜在太阳光谱段的吸收比为0.12±0.02，在红外谱段的半球发射率为0.92±0.02。

14、根据本发明提供的一种快速旋转载荷的热仿真方法，用于上述中任一项所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，包括：

15、所述热仿真方法采用典型温度平均值法，将所述快速旋转载荷本体固定在不同角度下进行热仿真，统计各个不同角度下单机的温度，并对各个不同角度下单机的温度取平均值得到平均温度，所述薄膜型主动温控激励器根据所述单机的平均温度以及所述单机间的温差改变自身功率，调整对所述单机的热补偿。

16、优选地，将所述快速旋转载荷本体固定在不同角度下进行热仿真中不同角度分别包括0°、45°、90°、135°、180°、225°、270°、315°。

17、根据本发明提供的一种快速旋转载荷的温控热设计方法，采用上述中任一项所述的快速旋转载荷的热仿真方法，包括：

18、对所述快速旋转载荷本体进行外热流计算，确定快速旋转载荷本体外围固定不动区域中热流值大或变化大的区域以及外热流值小且变化小的区域；

19、将所述低表观导热系数反射屏组件通过所述基底承载框架安装在所述快速旋转载荷本体外热流值大或变化大的区域；将所述辐射板通过基底承载框架安装在所述快速旋转载荷本体外热流值小且变化小的区域；

20、将所述薄膜型主动温控激励器贴附于所述单机的外表面将所述光谱选择性吸收纳米薄膜贴附于筒体的非单机安装区域、辐射板的内表面与外表面；

21、进行热仿真迭代，初步给定所述薄膜型主动温控激励器的功率，将所述快速旋转载荷本体固定在不同角度下进行热仿真，统计各个不同角度下单机的温度，并对各个不同角度下单机的温度取平均值得到平均温度；

22、判断所述单机的温度波动、平均温度以及所述单机间的温差是否满足温度指标，若不满足则通过设定温度阈值和调控占空比改变所述薄膜型主动温控激励器的功率，调整对所述单机的热补偿，重新将所述快速旋转载荷本体固定在不同角度下进行热仿真，再统计各个不同角度下所述单机的温度，并对各个不同角度下所述单机的温度取平均值得到平均温度，直至所述单机的温度波动、平均温度以及所述单机间的温差满足预设的温度指标。

23、1、

24、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

25、本发明基于薄膜型主动温控激励器提供精密热补偿，并通过反复计算迭代优化薄膜型主动温控激励器提供的功率，保证单机温度波动不大于1℃且单机间温差不大于1℃，满足单机温度高指标要求；

26、本发明通过热仿真方法采用典型温度平均值法，解决了因计算工作量大在现有计算机硬件计算能力条件下无法计算难题，极大地减小计算工作量，方便快速旋转载荷开展热仿真，助力其热设计。

1.一种快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，包括：快速旋转载荷本体、低表观导热系数反射屏组件（5）、辐射板（6）、薄膜型主动温控激励器（7）以及光谱选择性吸收纳米薄膜（8）；

2.如权利要求1所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，所述低表观导热系数反射屏组件（5）包括若干层正交点接触的波纹型反射屏。

3.如权利要求2所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，单层所述波纹型反射屏在太阳光谱段的吸收比为0.1±0.02，在红外谱段的半球发射率为0.1±0.02。

4.如权利要求1所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，所述低表观导热系数反射屏组件（5）最内层设置有防磨损层，最外层设置有防空间辐照覆盖层。

5.如权利要求1所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，所述辐射板（6）为0.5mm厚的铝蒙皮。

6.如权利要求1所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，所述薄膜型主动温控激励器（7）为正温度系数特性的柔性薄膜发热电路。

7.如权利要求1所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，其特征在于，所述光谱选择性吸收纳米薄膜（8）在太阳光谱段的吸收比为0.12±0.02，在红外谱段的半球发射率为0.92±0.02。

8.一种快速旋转载荷的热仿真方法，其特征在于，用于权利要求1至权利要求7中任一项所述的快速旋转载荷的温控热设计系统，包括：

9.如权利要求8所述的快速旋转载荷的热仿真方法，其特征在于，将所述快速旋转载荷本体固定在不同角度下进行热仿真中不同角度分别包括0°、45°、90°、135°、180°、225°、270°、315°。

10.一种快速旋转载荷的温控热设计方法，其特征在于，采用权利要求8至权利要求9中任一项所述的快速旋转载荷的热仿真方法，包括：