一種快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明屬于航天器熱控制技術領域，涉及一種快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法。
【背景技術】
[0002]近年來隨著電子集成技術和有效載荷小型化技術的進步，小衛(wèi)星憑借其較高的技術集成、造價低、研制周期短等特點，取得了飛速發(fā)展。研制高性能有效載荷和低成本的小衛(wèi)星，將對空間技術的進步起到技術牽引和支撐的作用。
[0003]衛(wèi)星熱設計主要任務是在軌運行期間為衛(wèi)星提供一個良好的熱環(huán)境，保障星上儀器、設備在所規(guī)定的溫度范圍之內(nèi)可靠工作；并有效控制衛(wèi)星平臺的溫度梯度。目前，用理論建模及計算機模擬來模擬衛(wèi)星的熱特性是投資少、見效快的技術手段，也是熱分析在衛(wèi)星領域內(nèi)的重要研究方向。衛(wèi)星熱平衡試驗的主要目的由獲得衛(wèi)星在軌運行的溫度轉(zhuǎn)變?yōu)樘峁岱治瞿Ｐ托拚谋匾獢?shù)據(jù)。衛(wèi)星熱分析與熱試驗的有效結合，既提高了熱分析的精確性，又提供了簡化衛(wèi)星熱平衡試驗的途徑。
[0004]傳統(tǒng)衛(wèi)星設計中推進系統(tǒng)一股周向布置于平臺結構系統(tǒng)，推進系統(tǒng)的研制周和平臺系統(tǒng)的研制周期不同步會對整星的研制進度產(chǎn)生相互制約的影響，最終影響整星的研制周期和進度。傾斜軌道條件下整星無固定散熱面，為了降低軌道外熱流變化對星內(nèi)儀器的影響、整星等溫化設計、提高熱控在軌可靠性和足夠的熱設計余量。一股采用熱控百葉窗可控散熱面等主動熱控技術，降低衛(wèi)星向陽面與背陽面溫差，滿足星內(nèi)儀器設備正常工作的溫度環(huán)境要求。采用主動熱控手段會增加成本和研制周期拉長，與衛(wèi)星的快速研制、低成本的生產(chǎn)目標相違背。為了解決上述問題，需要發(fā)展一種設計簡單、研制周期快速的衛(wèi)星熱設計方法。
[0005]目前，衛(wèi)星不同軌道條件下熱設計通常存在如下問題:
[0006]1、太陽同步軌道條件下，衛(wèi)星布局中推進系統(tǒng)一股周向布置于平臺結構系統(tǒng)，推進系統(tǒng)需要進行相應熱設計，平臺等溫化設計，散熱面噴漆處理。此方法中推進系統(tǒng)分布于整星各個面對于熱控設計操作復雜、各個面溫度分布不均資源消耗大，不利用資源利用.
[0007]2、傾斜軌道條件下，需要采用熱控百葉窗可控散熱面等主動熱控技術，降低衛(wèi)星向陽面與背陽面溫差，滿足星內(nèi)儀器設備正常工作的溫度環(huán)境要求。該裝置的主要缺點是重量重、系統(tǒng)復雜、可靠性低，用于衛(wèi)星的散熱，代價太大。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]為了解決現(xiàn)有技術無法適應多種軌道條件下衛(wèi)星的熱設計需求問題，本發(fā)明提出了一種快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法，尤其適合控制衛(wèi)星飛行姿態(tài)條件下的熱設
i+o
[0009]本發(fā)明是通過以下技術方案實現(xiàn)的。
[0010]根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供了一種快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法，包括如下步驟:
[0011]-對衛(wèi)星的平臺艙進行熱設計:
[0012]強化艙內(nèi)導熱和福射熱交換，使艙內(nèi)溫度場分布均勾;
[0013]采用補償電加熱器對平臺艙進行熱量補償，進而調(diào)整整星溫度水平；
[0014]平臺艙的衛(wèi)星側(cè)板3的背陽面作為主散熱板，背陽面的外表面噴涂白漆熱控涂層；除衛(wèi)星側(cè)板3背陽面外的其他平臺艙外表面均包覆多層隔熱組件；對平臺艙的星外構件噴涂白漆熱控涂層。
[0015]優(yōu)選地，所述強化艙內(nèi)導熱和輻射熱交換通過以下任一種或任多種方式實現(xiàn):
[0016]-在平臺艙的衛(wèi)星平臺中層板I和/或衛(wèi)星平臺底板2上設置熱管網(wǎng)絡；
[0017]-對單機加強接觸導熱，在平臺艙內(nèi)部的儀器和儀器板之間安裝面墊入RKTL-DRZ-1導熱硅脂；
[0018]-在平臺艙的內(nèi)表面噴涂高發(fā)射率熱控涂層，S卩，平臺艙的內(nèi)部結構件表面噴涂SR107-E51黑漆熱控涂層；儀器外表面(除安裝面外)一股為鋁合金黑色陽極氧化熱控涂層，有電性能要求的噴涂E51-M黑漆熱控涂層。。
[0019]優(yōu)選地，所述補償電加熱器粘貼于平臺艙的衛(wèi)星平臺中層板1、衛(wèi)星平臺底板2和/或衛(wèi)星側(cè)板3的內(nèi)表面上。
[0020]優(yōu)選地，還包括如下步驟:
[0021]-對衛(wèi)星的推進艙4進行熱設計:
[0022]對推進艙4的外表面全包覆多層隔熱組件；
[0023]對推進艙4的艙內(nèi)底板包覆多層隔熱組件。
[0024]根據(jù)本發(fā)明的第二個方面，提供了一種快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法，包括如下步驟:
[0025]-對衛(wèi)星的推進艙4進行熱設計:
[0026]對推進艙4的外表面全包覆多層隔熱組件；
[0027]對推進艙4的艙內(nèi)底板包覆多層隔熱組件。
[0028]本發(fā)明提供的快速響應多軌道適應的衛(wèi)星溫控方法，采用熱管網(wǎng)絡、加強接觸導熱、星內(nèi)噴涂高發(fā)射率熱控涂層等措施強化星內(nèi)導熱和輻射熱交換，使星內(nèi)溫度場分布均勻；采用補償電加熱器對衛(wèi)星進行熱量補償；在衛(wèi)星的背陽面外表面噴涂白漆，作為主散熱面，其他星體外表面外包覆多層隔熱組件；星外構件噴涂白漆熱控涂層；推進艙與平臺艙均獨立設計，可以進行分艙熱設計和組裝；推進艙為獨立設計，艙外全包覆多層，艙內(nèi)底板包覆多層，最后與平臺艙組裝為整星。
[0029]傾斜軌道條件下采用整星對日定向模式，衛(wèi)星采用上述溫控方法滿足太陽同步軌道和傾斜軌道條件下的熱設計需求。
[0030]與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下有益效果:
[0031](I)采用快速響應多軌道適應的溫控方法，通過熱計算分析比對，可以減少熱平衡試驗的工況直至取消熱平衡試驗，達到了縮短整星的研制周期和減少研制經(jīng)費的目的；
[0032](2)采用快速響應多軌道適應的溫控方法，對于衛(wèi)星實現(xiàn)批量式生產(chǎn)提供了熱設計基礎；各艙段獨立熱設計對于衛(wèi)星快速設計組合拼裝起到核心作用，其中平臺艙段可以采用通用熱設計方法，其余艙段可以為獨立熱設計方法。
[0033](3)本發(fā)明滿足了設計簡單、研制周期快速的設計要求，同時解決了多軌道條件下衛(wèi)星的熱設計問題，可靠性好、設計靈活。
[0034](4)本發(fā)明通過機、熱、電一體化設計，實現(xiàn)太陽同步軌道和傾斜軌道條件下采用上述溫控方法達到整星的熱控制要求。
【附圖說明】
[0035]通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯:
[0036]圖1為采用快速響應多軌道適應的溫控方法的衛(wèi)星的構型示意圖；
[0037]圖中:I為平臺中層板，2為衛(wèi)星平臺底板，3為衛(wèi)星側(cè)板，4為推進艙。
【具體實施方式】
[0038]下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明:本實施例在以本發(fā)明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實