一种卫星太阳帆板背面散热系统的制作方法

1.本发明涉及卫星散热技术领域，尤其涉及一种卫星太阳帆板背面散热系统。


背景技术：

2.卫星在轨将处于真空和低温环境当中，同时又得经受太阳直射、地球反照和红外辐射的外热流的影响。散热材料还会受到空间原子氧、紫外线和等离子等的影响而性能下降。因此，卫星在轨的散热系统的设计就显得格外重要。
3.目前，卫星一般采用本体舱板或单独安装可展开辐射板的结构来满足整星对辐射散热面积的需求。
4.但是，如果卫星上设置的载荷较多，卫星体积和重量又比较小，那么卫星上的散热量就会比较高且比较集中，卫星舱体本身可以散热的区域小，无法满足高热耗的散热需求。使用辐射板或可展开辐射板可增加散热面积，但是对于小体积卫星而言，不仅会明显的增加整星的重量，还会增加卫星结构的复杂度，可能出现与其他设备相互干扰的问题。因此，现有的散热系统无法满足某些卫星的散热需求。


技术实现要素：

5.为了解决现有技术中存在的问题，本发明提供了如下技术方案。
6.本发明提供了一种卫星太阳帆板背面散热系统，包括：耦合板和导热通路，所述耦合板包括卫星太阳帆板和辐射板，所述辐射板耦合在所述卫星太阳帆板的背面；所述导热通路连通所述辐射板和安装在卫星上的热耗设备。
7.优选地，所述散热系统还包括隔热部，所述隔热部设置于所述卫星太阳帆板背面和所述辐射板之间。
8.优选地，所述隔热部包括第一隔热层和第二隔热层，所述第一隔热层贴合在所述卫星太阳帆板的背面，所述第二隔热层设置在所述第一隔热层和所述辐射板之间，且所述第二隔热层上间隔设置有多个空隙。
9.优选地，所述第二隔热层包括第一隔热件和第二隔热件，且第一隔热件和第二隔热件间隔设置，所述空隙位于所述第一隔热件和第二隔热件之间。
10.优选地，所述第一隔热件为聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热件为气凝胶隔热件，所述第一隔热层为低温多层隔热组件。。
11.优选地，所述热耗设备安装在卫星舱板上，所述导热通路连通所述辐射板和卫星舱板上安装有所述热耗设备的位置。
12.优选地，所述导热通路包括热管和柔性导热锁，所述热管预埋在所述卫星舱板中，所述柔性导热锁的一端设置在所述辐射板上，所述柔性导热锁的另一端设置在所述卫星舱板上且与所述热管相接。
13.优选地，所述柔性导热锁由铜箔或热解石墨片组成。
14.优选地，所述导热通路还包括外贴热管，所述外贴热管设置在所述辐射板上。
15.优选地，所述散热系统还包括加热器和温控设备，所述加热器设置在所述辐射板靠近卫星太阳帆板的一面上，所述温控设备用于控制所述加热器。
16.本发明的有益效果是：本发明提供的一种卫星太阳帆板背面散热系统，充分的利用太阳帆板背面具有的散热优势条件，将辐射板耦合在太阳帆板的背面做成一体化的耦合板，并在辐射板和太阳帆板间通过多种隔热手段来既满足结构强度设计要求，又实现了优异的隔热效果。另外，采用热管和柔性导热锁形成导热通道，实现全过程的导热和均温，保证传热路径的安全可靠。同时采用间接控温策略，实现低温模式下，卫星内热耗设备的精准控温。本发明提供的卫星太阳帆板背面散热系统不仅能够极大的提高高热耗卫星的散热能力，为卫星搭载多载荷提供保障，而且散热系统中的辐射板和导热通路的设置未改变卫星的原有结构设置，不会造成散热系统对卫星上其他结构的干扰问题，保证了卫星的正常运转。
附图说明
17.图1为本发明所述卫星太阳帆板背面散热系统的结构示意图；
18.图2为本发明所述耦合板的结构示意图；
19.图3为本发明所述辐射板的结构示意图。
20.图中，各符号的含义如下：
21.1、卫星太阳帆板；2、辐射板；3、热耗设备；4、第一隔热层；5、空隙；6、第一隔热件；7、第二隔热件；8、卫星舱板；9、热管；10、柔性导热锁；11、外贴热管；12、加热器；13、电池片。
具体实施方式
22.为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案做详细的说明。
23.如图1-3所示，本发明实施例提供了一种卫星太阳帆板背面散热系统，包括：耦合板和导热通路，所述耦合板包括卫星太阳帆板1和辐射板2，所述辐射板2耦合在所述卫星太阳帆板1的背面；所述导热通路连通所述辐射板2和安装在卫星上的热耗设备3。
24.本实施例中，通过设置导热通路将安装在卫星本体中的热耗设备散发的热量导出至位于太阳帆板背面的辐射板上，然后通过辐射板将热量散发至外界。
25.其中，太阳帆板连接在卫星本体上，一般设置在卫星本体的侧面，而且一般在卫星升空过程中，太阳帆板处于收拢状态，卫星在轨后展开。太阳帆板的表面一般贴有电池片13，将太阳能转化为电能并存储在电池片中，从而为卫星上的载荷提供电能。
26.太阳帆板的背面长期处于背阳面，温度低利于热量散发；同时太阳帆板的背面面积较大，具备较大的散热区域，因此，太阳帆板的背面具备良好的布置散热设备的条件。
27.本实施例中，在太阳帆板的背面设置了辐射板，并将辐射板与太阳帆板耦合成一体板，构建了散热区域，充分利用了太阳帆板背面作为散热区域的有利条件。
28.为了最大限度的散热，可以将辐射板设置为与太阳帆板背面具有相同的面积，以获得最大的散热面积。
29.其中，辐射板可以选择具有高导热系数且重量较轻的材料板，比如铝板。
30.如果太阳帆板为可展开结构，则辐射板可以设置为与太阳帆板同步展开的结构。
辐射板与太阳帆板作为一体板结构，同步收拢或展开。
31.因此，本实施例提供的散热系统，不仅具有足够大的散热面积，能够极大的提高高热耗卫星的散热能力，为卫星搭载多载荷提供保障，而且散热系统中的辐射板和导热通路的设置未改变卫星的原有结构设置(辐射板位于太阳帆板的背面，未占用卫星的空间，未改变卫星的结构设置)，不会造成散热系统对卫星上其他结构的干扰问题，保证了卫星的正常运转。
32.本实施例中，所述散热系统还包括隔热部，所述隔热部设置于所述卫星太阳帆板1背面和所述辐射板2之间。
33.通过设置隔热部，可以减小太阳帆板与辐射板之间的热传导和热辐射，保证卫星太阳帆板背面的辐射板保持良好的散热能力。
34.进一步地，所述隔热部可以包括第一隔热层4和第二隔热层，所述第一隔热层4贴合在所述卫星太阳帆板1的背面，所述第二隔热层设置在所述第一隔热层4和所述辐射板2之间，且所述第二隔热层上间隔设置有多个空隙5。
35.上述结构中，第一隔热层的设置完全覆盖了太阳帆板的整个背面，从而充分的保证了太阳帆板和辐射板之间的辐射隔热作用。第二隔热层的设置，进一步增加了导热隔热作用，同时，第二隔热层上设置有多个空隙。在实际使用过程中，第二隔热层还可以起到在太阳帆板和辐射板之间支撑的作用，满足辐射板与太阳帆板耦合在一起的安装强度要求。在空隙中还可以安装其他的构件，增加散热系统的散热功能。
36.本实施例中，所述第二隔热层可以包括第一隔热件6和第二隔热件7，且第一隔热件6和第二隔热件7间隔设置，所述空隙5位于所述第一隔热件6和第二隔热件7之间。
37.通过设置不同的隔热件，可以利用不同隔热件本身的特点，实现隔热件所在不同区域的不同功能。比如，在实际使用过程中，可以在辐射板与太阳帆板的耦合位点(辐射板在太阳帆板的安装位点)处使用既具有隔热作用又有较好机械强度的第一隔热件，而且第一隔热件的面积只要能覆盖耦合位点及其附近区域即可，其他区域可以使用大面积的隔热效果好的第二隔热件。
38.在本发明的一个优选实施例中，所述第一隔热件6为聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热件7为气凝胶隔热件，所述第一隔热层4为低温多层隔热组件。
39.本发明实施例中，所述热耗设备3安装在卫星舱板8上，所述导热通路连通所述辐射板2和卫星舱板8上安装有所述热耗设备3的位置。
40.采用上述结构，热耗设备散发的热量可以首先传导至卫星舱板上，再从卫星舱板通过导热通路传导至辐射板。
41.本实施例中，所述导热通路可以包括热管9和柔性导热锁10，所述热管9预埋在所述卫星舱板8中，所述柔性导热锁10的一端设置在所述辐射板2上，所述柔性导热锁10的另一端设置在所述卫星舱板8上且与所述热管9相接。
42.其中，位于卫星舱板上的热管与卫星热耗设备的安装位置相接。热耗设备散发的热量可以先传导至热管中，然后通过热管传导至安装在卫星舱板上的柔性导热锁上，再从柔性导热锁的卫星舱板一端传导至辐射板一端，最后热量从柔性导热锁导出至辐射板上。其中，热管可以设置为多个，从而保证热量能够通过多个热管进行传导，保证传热路径的安全可靠。
43.本实施例中，卫星舱板与太阳帆板(辐射板)分别位于相互垂直面上，为了能够将位于舱板中的热管中的热量导出到辐射板中，在辐射板和舱板之间的位置处使用了柔性导热锁，解决了舱板中热量向垂向的辐射板导出的问题。
44.预埋在卫星舱板中的热管可以为铝氨槽热管。热管内部沿管长方向可以设置有ω型毛细结构。整个热管可分为：
45.蒸发段，位于热耗设备安装位置，此处温度较高，热管内部工质在此处吸热蒸发；
46.冷凝段，位于柔性导热锁附近，此处温度较低，热管内部工质在此处放热冷凝；
47.绝热段，位于蒸发段和所述冷凝段之间。
48.本实施例中，所述柔性导热锁10可以由铜箔或热解石墨片组成。
49.其中，柔性导热锁可由一层层薄铜片组成，它既有优良的导热性能，同时又有很好的柔性，能够满足舱板与辐射板之间的垂直结构情况下的连接和热量传导问题。铜导热索的的数量以及每个铜导热索中设置的薄铜片的数量，均可以根据实际的散热量进行设置。具体的，薄铜片的厚度可在0.01mm～0.05mm之间任意选取。
50.柔性导热锁可由一层层热解石墨片组成。热解石墨片的材料为结构接近单晶体的石墨，其不仅具有很高的导热系数，而且能够达到很高的弯曲度，具有很好的柔性。能够很好的满足舱板与辐射板之间的垂直结构情况下的连接和热量传导问题。
51.在本发明的一个优选实施例中，所述导热通路还可以包括外贴热管11，所述外贴热管11设置在所述辐射板2上。
52.采用上述结构，可以使得柔性导热锁上的热量传导至辐射板上之后，再由外贴热管的传导将热量分散，保证辐射板上的热量能够比较均匀分散，保证安全可靠。
53.其中，外贴热管与柔性导热锁可分别设置在辐射板对应的两面，比如，可以将外贴热管设置在靠近卫星太阳帆板的一面上，将柔性导热锁设置在外贴热管所在的对应反面上。
54.在本发明的一个优选实施例中，外贴热管11可以设置于第一隔热件6和第二隔热件7之间的空隙中。
55.上述结构中的外贴热管能够起到支撑、隔离卫星太阳帆板和辐射板的作用，使得卫星太阳帆板和辐射板形成的耦合板结构更加稳定。
56.本实施例中，所述散热系统还可以包括加热器12和温控设备(图中未示出)，所述加热器12设置在所述辐射板2靠近卫星太阳帆板1的一面上，所述温控设备用于控制所述加热器12。
57.利用上述结构可以对卫星的热耗设备进行间接控温，既可以保证设热耗备能够在外界低温环境下保持正常的工作温度，又可以保证热耗设备能够在散发热量比较多的情况下保持正常的工作温度。具体的控温方法可以为：
58.当热耗设备上的温度低于加热开限时，温控设备控制加热器开启，将加热器的温度通过导热通道传导至热耗设备，对热耗设备加热使其温度升高；
59.当热耗设备上的温度高于加热开限时，温控设备控制加热器关闭，停止对热耗设备的加热使其温度降低。
60.采用上述结构进行间接控温，可以实现低温模式下，卫星舱内热耗设备比如电子设备的精准控温，保证其能够正常工作。
61.在本发明的一个优选实施例中，加热器12可以设置在两个外贴热管11之间。
62.采用上述结构，既可以通过加热器和外贴热管在卫星太阳帆板和辐射板之间起到支撑和隔离的作用，又可以保证加热器的温度能够快速的通过外贴热管和辐射板传导至柔性导热锁，进而通过热管传导至热耗设备，避免热量损耗，实现热量的高效利用和热耗设备温度的快速调节。
63.尽管已描述了本发明的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本发明范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。