[发明专利]航天器星载单机在轨温度控制系统及方法

说明书

本发明提供了一种航天器星载单机在轨温度控制系统及方法，包括：第一单机模块，被配置为与航天器安装板之间导热；第二单机模块，被配置为相对于第一单机模块，其对温度更敏感；隔热装置，被布置在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间，其被配置为在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间导热或隔热，对第二单机模块单独进行温度控制；所述隔热装置的材料的导热系数根据所述第一单机模块和所述第二单机模块之间换热量需求设置。

技术领域

本发明涉及航天应用技术领域，特别涉及一种航天器星载单机在轨温度控制系统及方法。

背景技术

卫星热控技术的目的是控制卫星内部及外部环境热交换过程，实现星上设备热平衡温度处于要求范围内。热控技术是航天技术的重要组成部分，其设计水平及质量影响到整个卫星的工作状态、寿命及可靠性。随着航天技术的不断发展，卫星的应用范围逐渐扩大，星上有效载荷因功能不同千差万别，因此卫星热控技术不断面临新的挑战。

在航天器星载单机热控设计过程中，需要针对单机内部不同模块进行温度设计，由于内部各模块功能需求、热耗以及温度要求的限制，在设计过程中需要综合考虑不同功能模块的热控需求。

在航天器星载单机的在轨温度控制技术方面，一般采取的方式为控制星载单机安装面温度。随着航天技术的不断发展与进步，卫星等航天器装配的单机功能日趋多元化，由于单机内部不同元器件对于温度需求是不同的，在单机设计过程中，一般采用元器件工作、启动、存储温度范围的最大包络进行设计。一般电子学器件能够承受较为恶劣的温度范围，单机中如果搭载一些有特殊温度控制需求的元器件，如较低的工作温度上限、启动及存储温度下限、温度稳定度、温度均匀性以及升降温速率等较为特殊的温度控制需求。按照现有的单机热控设计理念，对于整个单机的温度控制策略将较为严格，对于温度控制造成不必要的资源浪费。

常规的星载单机热控设计模式为针对单机搭载的不同模块温度需求进行单机内部各模块之间的结构布局，对于热耗较大的模块需要安装在靠近单机安装面附近，为该模块提供最佳的散热途径，对于有特殊温度需求的模块一般也采用与热交换面良好热接触，通过控制热交换面的边界温度而达到控制单机内部模块的温度。该种设计方式的主要缺陷为单机界面温度控制受限有温度敏感器件的限制，需要将全部单机控制在较为严苛的温度范围内。而一般星载单机绝大部分为电子学元器件，这部分器件能够承受较高的工作温度以及较低的存储温度。根据热力学定律以及航天器热控设计原理，边界温度控制要求越严格，需要的热控资源也就越多、包括散热通道资源、功率资源等。这就造成由于局部要求而提高整体要求，造成不必要的资源浪费。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器星载单机在轨温度控制系统及方法，以解决现有的航天器星载单机的在轨温度控制效率较低的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种航天器星载单机在轨温度控制系统，包括：

第一单机模块，被配置为与航天器安装板之间导热；

第二单机模块，被配置为相对于第一单机模块，其对温度更敏感；

隔热装置，被布置在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间，其被配置为在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间导热或隔热，对第二单机模块单独进行温度控制；

所述隔热装置的材料的导热系数根据所述第一单机模块和所述第二单机模块之间换热量需求设置。

可选的，在所述的航天器星载单机在轨温度控制系统中，第二单机模块相对于第一单机模块对温度更敏感包括：

所述第二单机模块的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块的元器件的最大正常工作温度；

所述第二单机模块的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块的元器件的最小正常工作温度。

可选的，在所述的航天器星载单机在轨温度控制系统中，包括：