[发明专利]一种适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置

说明书

本发明提供了一种适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置，包括蒙皮、填充骨架、相变材料、充注管，所述填充骨架与蒙皮通过真空钎焊焊接构成卫星舱板，所述填充骨架为具有足够空隙率的填充骨架，且外表面包覆有蒙皮，所述卫星舱板侧边焊接有与其的内部空隙联通的充注管，所述填充骨架的内部空隙内填充有一定量的相变材料，所述相变材料为具有稳定的固‑液相变温度和高相变潜热的有机或无机材料。本发明使卫星舱板具有相对稳定的温度，结构简单，可靠性高，特别适用于交替受照的复杂外热流环境下的卫星舱板，有效减小卫星内部温度波动，并降低热控资源需求。

技术领域

本发明涉及一种飞行器热控储热装置，具体地，涉及一种适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置。

背景技术

对于低轨倾斜轨道卫星，在其飞行过程中卫星表面轮流受照，导致其外热流条件不断变化，同时由于卫星的工作模式多变造成整器热耗变化幅度大，因此要求卫星热控设计具有很高的适应能力。

通常卫星采用铝蜂窝板作为舱体结构板，并在外热流相对较小的区域开设散热面，用以排散卫星内部多余的热量。然而，随着卫星技术和任务需求的不断发展，卫星的轨道姿态越来越多样化、载荷的热耗越来越大。根据传统热控方式，要保证卫星在高温工况下温度不至于过高，必须开设足够大的散热面面积。但是，低温工况下大的散热面面积又会造成大的热量损失，于是需要消耗非常大的电功率来补偿其散热量。另外，对于倾斜轨道散热面也可能受照，造成无法正常散热，甚至热量倒灌，导致卫星无法正常运行。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置，特别适用于交替受照的复杂外热流环境下的卫星舱板，有效减小卫星内部温度波动，并降低热控资源需求。

本发明通过以下技术方案实现：

一种适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置，包括蒙皮、填充骨架、相变材料、充注管，所述填充骨架与蒙皮通过真空钎焊焊接构成卫星舱板，所述填充骨架为具有足够空隙率的填充骨架，且外表面包覆有蒙皮，所述卫星舱板侧边焊接有与其的内部空隙联通的充注管，所述填充骨架的内部空隙内填充有一定量的相变材料，所述相变材料为具有稳定的固-液相变温度和高相变潜热的有机或无机材料，其相变过程简单可逆，仅受温度因素影响。

优选地，所述的填充骨架的空隙率不低于85％，且所有的空隙互相连通，可选用孔隙率85％的铝金属泡沫。

优选地，所述的填充骨架的材料为铝及铝合金或高导热石墨材料。

优选地，所述的蒙皮的材质为铝合金。

优选地，所述的相变材料为正十八烷，相变点为28℃，相变潜热为343kJ/(kg·K)

优选地，所述的蒙皮为0.3mm厚的铝蒙皮。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：本发明采用具有高相变潜热的相变材料实现了卫星外热流和内功耗的“削峰填谷”。高温工况下，相变材料发生固-液相变吸收大量热量，有效防止卫星及载荷温度过高；低温工况下，相变材料发生液-固相变释放大量热量，以保证卫星及载荷温度不至于过低。采用高导热材料的填充骨架，有效提高舱板的等效导热系数，提高相变材料的利用率。采用薄的铝蒙皮，减小了热量传输热阻，提高了系统传热效率。蒙皮和填充骨架之间采用真空钎焊焊接，减小了接触热阻，提高了系统传热效率。该一体化储热装置，结构简单，可靠性高，特别适用于交替受照的复杂外热流环境下的卫星舱板，有效减小卫星内部温度波动，并降低热控资源需求。

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，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明实施例适应复杂热流环境的一体化卫星舱板储热装置的结构示意图。