太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法与流程

1.本发明涉及卫星热控制技术领域，尤其是涉及一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法。


背景技术：

2.太阳电池翼作为航天器电源分系统的重要组成部分，是航天器常用的供电部件，目前在卫星上广泛应用，其稳定、可靠工作是航天任务成功完成的主要保障。据统计，电池的温度每升高1℃，输出功率将减少0.4％到0.5％。因此，要保证太阳电池翼长期、高效稳定工作，其首要条件就是尽可能降低电池的工作温度。
3.考虑卫星构型和布局、整星功率资源需求等，现有的一些遥感光学卫星会在卫星本体的-z面安装太阳电池翼，即体装太阳电池翼，为获得较好的光照条件，这类卫星在非任务运行期间，通常采取-z对日姿态，星上部分设备处于待机状态，体装太阳电池翼因长期受照，平均温度较高；而卫星进行任务时，姿态调整为+z对地，待机设备开机工作，体装太阳电池翼因姿态调整，平均温度有所降低。为减小体装太阳电池翼对星内设备温度的影响，其太阳电池翼背面包覆多层隔热组件，并与其他舱板隔热安装。诸如相关技术提供的一种航天器固定太阳翼的散热装置，通过柔性石墨烯膜对固定太阳翼进行降温，可满足太阳翼布片数量减少后的温度指标要求。
4.经仿真分析，对于体装太阳电池翼，若其背面包覆多层隔热组件，当卫星姿态长期处于-z对日时，电池翼最高温度将达到130℃，严重超过正常工作温度范围(一般为-90℃～+90℃)，不利于电池翼长期工作的可靠性。诸如相关技术公开的一种航天器固定太阳翼的散热装置虽能降低太阳翼的温度，但对于面积较大的体装太阳电池翼并不适用，其原因为一方面受限于石墨烯的导热能力，另一方面受限于石墨烯的尺寸。另外，该装置直接将太阳翼的热量排散至冷空间，造成资源浪费。而如果直接将用于热量传输的热管或泵驱流体回路安装至体装太阳电池翼，将受限于热管或流体回路正常工作温度的要求(-60℃～+60℃)，导致其可能无法正常工作，造成系统可靠性降低。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明的目的在于提供一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法，可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。
6.第一方面，本发明实施例提供了一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，包括：卫星本体、电子设备、太阳电池翼、辐射器板和热管；其中，
7.所述卫星本体包括有多个舱板，所述电子设备安装在任一所述舱板的内壁；
8.所述太阳电池翼和所述辐射器板分别安装在不同所述舱板的外表面，所述太阳电池翼侧的所述舱板与所述辐射器板侧的所述舱板相邻；
9.所述热管包括预埋热管和外贴热管，所述预埋热管的一端预埋在所述太阳电池翼
侧的舱板的内壁，所述预埋热管的另一端预埋在所述辐射器板的内部，所述外贴热管的一端安装在所述电子设备侧的所述舱板的外表面，所述外贴热管的另一端安装在所述辐射器板的表面。
10.在一种实施方式中，还包括第一展开机构和第一压紧释放机构，所述太阳电池翼包括第一子翼、第二子翼和第三子翼，所述第一子翼隔热安装在第一舱板的外表面；其中，
11.所述第一展开机构用于将所述第二子翼、所述第三子翼分别与所述第一子翼相连；
12.所述第一压紧释放机构设置于所述第一舱板的上表面，所述第一压紧释放机构用于将所述第二子翼和所述第三子翼锁定至所述第一子翼的上表面，以使所述第二子翼和所述第三子翼处于收拢状态；还用于释放所述第二子翼和所述第三子翼，以通过所述第一展开机构将所述第二子翼和所述第三子翼转动展开至设定位置。
13.在一种实施方式中，还包括第二展开机构和第二压紧释放机构；其中，
14.所述第二展开机构用于将所述辐射器板与第二舱板相连；
15.所述第二压紧释放机构用于将所述辐射器板锁定至所述第二舱板的外表面，还用于释放所述辐射器板，以通过所述第二展开机构将所述辐射器板转动展开至设定位置。
16.在一种实施方式中，所述辐射器板为铝蒙皮铝蜂窝板，所述辐射器板包括内蒙皮、铝蜂窝和外蒙皮，所述内蒙皮和所述外蒙皮分别设置于所述铝蜂窝的上下两侧；所述内蒙皮和所述外蒙皮的表面均设置热控涂层。
17.在一种实施方式中，所述预埋热管包括第一预埋刚性段、预埋柔性段和第二预埋刚性段；其中，
18.所述预埋柔性段用于连接所述第一预埋刚性段和所述第二预埋刚性段；
19.所述第一预埋刚性段预埋在所述太阳电池翼侧的舱板的内壁；
20.所述第二预埋刚性段预埋在所述辐射器板的内部，所述第二预埋刚性段与所述辐射器板的内蒙皮之间通过胶膜连接。
21.在一种实施方式中，所述外贴热管包括第一外贴刚性段、外贴柔性段和第二外贴刚性段；其中，
22.所述外贴柔性段用于连接所述第一外贴刚性段和所述第二外贴刚性段；
23.所述第一外贴刚性段安装在所述电子设备侧的所述舱板的外表面，且所述第一外贴刚性段与所述电子设备侧的所述舱板的外表面之间填充导热硅脂；
24.所述第二外贴刚性段安装在所述辐射器板的表面，且第二外贴刚性段与所述辐射器板的表面之间填充导热硅脂。
25.在一种实施方式中，所述预埋热管和所述外贴热管内均放置有热管工质，所述热管工质用于在热端处吸热由液态变为气态，在内部压力作用下从所述热端流向冷端，并在所述冷端处放热由气态变为液态。
26.在一种实施方式中，每个所述舱板均为铝蒙皮铝蜂窝板，所述太阳电池翼侧的舱板的外表面设置热控涂层。
27.第二方面，本发明实施例还提供一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，应用于第一方面提供的任一项所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，所述方法包括：
28.在卫星处于非任务阶段且所述太阳电池翼对日状态下，通过所述太阳电池翼吸收第一热量，并以辐射形式将所述第一热量从所述太阳电池翼传递至所述太阳电池翼侧的舱板；
29.通过所述预埋热管将所述第一热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述辐射器板，并通过所述辐射器板排散所述第一热量；以及，通过所述外贴热管将所述第一热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述电子设备，以对所述电子设备进行电加热补偿。
30.在一种实施方式中，所述方法还包括：
31.在卫星处于任务阶段下，通过所述外贴热管将所述电子设备产生的第二热量传递至所述辐射器板，并通过所述辐射器板排散所述第二热量；
32.以及，通过所述预埋热管将所述第二热量传递至所述太阳电池翼侧的舱板，并以辐射形式将所述第二热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述太阳电池翼，以减小所述太阳电池翼的温度波动。
33.本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法，包括：卫星本体、电子设备、太阳电池翼、辐射器板和热管；其中，卫星本体包括有多个舱板，电子设备安装在任一舱板的内壁；太阳电池翼和辐射器板分别安装在不同舱板的外表面，太阳电池翼侧的舱板与辐射器板侧的舱板相邻；热管包括预埋热管和外贴热管，预埋热管的一端预埋在太阳电池翼侧的舱板的内壁，预埋热管的另一端预埋在辐射器板的内部，外贴热管的一端安装在电子设备侧的舱板的外表面，外贴热管的另一端安装在辐射器板的表面。上述装置通过太阳电池翼与舱板之间的辐射换热，舱板与辐射器板内部预埋热管的传导换热，完成了太阳电池翼与辐射器板之间的热量传递，大幅度降低了体装太阳电池翼的最高温度，提高了太阳电池翼长期工作可靠性，另外辐射器板与电子设备之间通过外贴热管进行热量传递，从而构建了电子设备、体装太阳电池翼与辐射器板三者之间的热传输及热排散通道，因此本发明实施例可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。
34.本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
35.为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
36.为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
37.图1为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的结构示意图；
38.图2为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置收拢状态示意图；
39.图3为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置展开状态的俯视图；
40.图4为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置展开状态的仰视图；
41.图5为本发明实施例提供的一种辐射器板截面剖视图；
42.图6为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的结构爆炸图；
43.图7为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的散热示意图；
44.图8为本发明实施例提供的一种90
°
视角下预埋热管的结构示意图；
45.图9为本发明实施例提供的一种180
°
视角下预埋热管的结构示意图；
46.图10为本发明实施例提供的一种0
°
视角下外贴热管的结构示意图；
47.图11为本发明实施例提供的一种90
°
视角下外贴热管的结构示意图；
48.图12为本发明实施例提供的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的流程示意图；
49.图13为本发明实施例提供的另一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的流程示意图。
50.图标：1-卫星本体；11-+x舱板；12
‑‑
x舱板；13-+y舱板；14
‑‑
y舱板；15-+z舱板；16
‑‑
z舱板；2-太阳电池翼；21-第一子翼；22-第二子翼；23-第三子翼；3-电子设备；31-第一电子设备；32-第二电子设备；4-辐射器板；41-内蒙皮；42-外蒙皮；43-铝蜂窝；5-热管；51-预埋热管；511-第一预埋刚性段；512-第二预埋刚性段；513-预埋柔性段；514-胶膜；52-外贴热管；521-第一外贴刚性段；522-第二外贴刚性段；523-外贴柔性段；524-导热硅脂；61-第一展开机构；62-第二展开机构；71-第一压紧释放机构；72-第二压紧释放机构。
具体实施方式
51.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
52.目前，相关技术工的航天器固定太阳翼的散热装置无法较好地适用于面积较大的体装太阳电池翼，而且直接将太阳电池翼的热量排散至冷空间将导致资源浪费，基于此，本发明实施提供了一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法，可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。
53.为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置进行详细介绍，参见图1所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的结构示意图，太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置包括：卫星本体1、太阳电池翼2、电子设备3、辐射器板4和热管5。
54.在一种实施方式中，卫星本体1包括有多个舱板，电子设备3安装在任一舱板的内
壁。在一例中，卫星本体1为长方体结构，由6块舱板组成，包括
±
x舱板、
±
y舱板及
±
z舱板，其中，+x舱板与-x舱板相对设置，+y舱板与-y舱板相对设置，+z舱板与-z舱板相对设置。电子设备3可以安装在任一舱板的内壁，用于控制卫星执行任务阶段内的各项任务。
55.在一种实施方式中，太阳电池翼2和辐射器板4分别安装在不同舱板的外表面，太阳电池翼2侧的舱板与辐射器板4侧的舱板相邻。在一例中，太阳电池翼2安装于-z舱板的外表面，辐射器板4安装于+y舱板的外表面。
56.在一种实施方式中，热管5包括预埋热管和外贴热管，预埋热管的一端预埋在太阳电池翼2侧的舱板的内壁，预埋热管的另一端预埋在辐射器板4的内部，外贴热管的一端安装在电子设备3侧的舱板的外表面，外贴热管的另一端安装在辐射器板4的表面。
57.在具体实现时，当卫星在非任务阶段且姿态处于-z舱板对日时，电子设备3热耗减小，而太阳电池翼2受照时间变长平均温度升高，其吸收的热量通过辐射传递至-z舱板，然后利用-z舱板和辐射器板4内部的预埋热管将-z舱板吸收的热量传递至辐射器板4，一部分热量通过辐射器板4表面的热控涂层排散至冷空间；同时，另一部分热量通过外贴热管传递至电子设备3，提高了电子设备3的温度水平，从而减小电子设备3不工作时的电加热补偿。当卫星进行任务时，卫星姿态转为+z舱板对地，电子设备3热耗增大，而此时太阳电池翼2接收到的外热流减小平均温度降低，利用外贴热管将将电子设备3工作时的热量传输至辐射器板4，一部分热量通过辐射器板4表面的热控涂层以辐射形式排散至冷空间，另一部分热量通过预埋热管传递至-z舱板，并通过-z舱板与太阳电池翼2之间的辐射换热传递至太阳电池翼2。本发明实施例一方面可提高太阳电池翼2的温度，减小太阳电池翼2的温度波动；另一方面，利用辐射器板4将电子设备3工作时热量排散至冷空间，提高整星总散热能力。
58.本发明实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，通过太阳电池翼与舱板之间的辐射换热，舱板与辐射器板内部预埋热管的传导换热，完成了太阳电池翼与辐射器板之间的热量传递，大幅度降低了体装太阳电池翼的最高温度，提高了太阳电池翼长期工作可靠性，另外辐射器板与电子设备之间通过外贴热管进行热量传递，从而构建了电子设备、体装太阳电池翼与辐射器板三者之间的热传输及热排散通道，因此本发明实施例可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。
59.在一种实施方式中，卫星本体1包括+x舱板11、-x舱板12、+y舱板13、-y舱板14、+z舱板15及-z舱板16，每个舱板均为铝蒙皮铝蜂窝板。其中，太阳电池翼2侧的舱板的外表面设置热控涂层，外表面为朝向体装太阳电池翼2的一侧。可选的，热控涂层选择卫星热控产品常用的ks-za白漆或osr(optical solar reflecor)。
60.在一种实施方式中，太阳电池翼2包括第一子翼21、第二子翼22和第三子翼23。在一例中，第一子翼21隔热安装在第一舱板的外表面，太阳电池翼2侧的舱板也即第一舱板，第一舱板可以为-z舱板16，-z舱板16。具体的，太阳电池翼2划分3块子翼，位于中间的第一子翼21为体装式，隔热安装在卫星本体的-z舱板16，+x侧的第二子翼22和-x侧的第三子翼23为可展开设计。其中第一子翼21背面(朝向-z舱板16侧)不作处理，且在不影响卫星整体包络的情况下，尽量增大与-z舱板16之间的距离。
61.在一种实施方式中，太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置还包括第一展开机构61和第一压紧释放机构71。具体的：
62.在一例中，第一展开机构61用于将第二子翼22、第三子翼23分别与第一子翼21相连。
63.在一例中，第一压紧释放机构71设置于第一舱板的上表面，第一压紧释放机构71用于将第二子翼22和第三子翼23锁定至第一子翼21的上表面，以使第二子翼22和第三子翼23处于收拢状态。具体的，第一压紧释放机构71用于固定收拢状态下的第二子翼22和第三子翼23。可选的，卫星起飞之前第二子翼22和第三子翼23处于收拢状态，诸如图2所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置收拢状态示意图。
64.在一例中，第一压紧释放机构71还用于释放第二子翼22和第三子翼23，以通过第一展开机构61将第二子翼22和第三子翼23转动展开至设定位置。具体的，卫星入轨后，第一压紧释放机构71解锁，通过第一展开机构61将第二子翼22和第三子翼23转动展开至设定位置并锁定，诸如图3所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置展开状态的俯视图，以及图4所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置展开状态的仰视图。
65.在一种实施方式中，辐射器板4为铝蒙皮铝蜂窝板，辐射器板4包括内蒙皮41、铝蜂窝43和外蒙皮42，参见图5所示的一种辐射器板截面剖视图，其中，内蒙皮41和外蒙皮42分别设置于铝蜂窝43的上下两侧；内蒙皮41和外蒙皮42的表面均设置热控涂层。在具体实现时，热控涂层可选择卫星热控产品常用的ks-za白漆或osr，根据设备热耗及空间环境，调整热控涂层的面积。
66.在一种实施方式中，本发明实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置还包括第二展开机构62和第二压紧释放机构72。具体的：
67.在一例中，第二展开机构62用于将辐射器板4与第二舱板相连。其中，第二舱板可以为+y舱板13。在实际应用中，为减小对运载包络的影响，辐射器板4通过第二展开机构62与+y舱板13相连，并用第二压紧释放机构72固定在+y舱板13上，起飞之前辐射器板4处于收拢状态。
68.在一例中，第二压紧释放机构72用于将辐射器板4锁定至第二舱板的外表面，还用于释放辐射器板4，以通过第二展开机构62将辐射器板4转动展开至设定位置。在实际应用中，卫星入轨后，第二压紧释放机构72解锁，通过第二展开机构62将辐射器板4转动展开至设定位置并锁定。
69.在实际应用中，前述第一压紧释放机构71和第二压紧释放机构72可用卫星常用的压紧释放装置。
70.在一种实施方式中，电子设备3可以包括第一电子设备31和第二电子设备32，第一电子设备31和第二电子设备32为卫星平台常用的设备，当卫星处于任务阶段时，其工作热耗增大，而当卫星处于非任务阶段时，其热耗随之减小，第一电子设备31和第二电子设备32均安装在+y舱板13的内壁，诸如图6所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的结构爆炸图，图6仅示意标出各部件相对位置关系图，不代表实际结构。
71.在一种实施方式中，热管5包括两种：预埋热管51和外贴热管52。两种热管均为柔性热管，即热管两端为刚性段，中间部分为柔性段，刚性段提供热管与舱板之间的导热安装接触平面，并用来固定热管，柔性段用于连接热管两端的刚性段，以适应辐射器板展开过程中的轨迹变化。
72.进一步的，预埋热管51和外贴热管52内均放置有热管工质，热管工质用于在热端
处吸热由液态变为气态，在内部压力作用下从热端流向冷端，并在冷端处放热由气态变为液态。在实际应用中，热管内部工质在热端吸热，由液态变为气态，气态工质在内部压力作用下流向冷端并释放热量，冷凝后的气态工质变为液态，并在毛细芯的作用下流回热端，形成一个循环。
73.为便于理解，本发明实施例进一步提供了如图7所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置的散热示意图，为便于对图7进行理解，本发明实施例进一步对预埋热管51和外贴热管52分别进行解释说明，具体的：
74.(一)预埋热管51包括第一预埋刚性段511、预埋柔性段513和第二预埋刚性段512。参见图8所示的一种90
°
视角下预埋热管的结构示意图，以及图9所示的一种180
°
视角下预埋热管的结构示意图，其中，预埋柔性段513用于连接第一预埋刚性段511和第二预埋刚性段512；第一预埋刚性段511预埋在太阳电池翼侧的舱板的内壁，也即第一预埋刚性段511预埋在-z舱板16内部；第二预埋刚性段512预埋在辐射器板4的内部。进一步的，预埋热管与结构板间通过胶膜514进行连接，诸如第二预埋刚性段512与辐射器板4的内蒙皮41之间通过胶膜514连接。
75.(二)外贴热管52包括第一外贴刚性段521、外贴柔性段523和第二外贴刚性段522。参见图10所示的一种0
°
视角下外贴热管的结构示意图，以及图11所示的一种90
°
视角下外贴热管的结构示意图，其中，外贴柔性段523用于连接第一外贴刚性段521和第二外贴刚性段522；第一外贴刚性段521安装在电子设备侧的舱板的外表面，也即第一外贴刚性段521安装+y舱板13的外表面；第二外贴刚性段522安装在辐射器板4的表面。进一步的，外贴热管52与接触面之间填充导热硅脂524，诸如第一外贴刚性段521与电子设备2侧的舱板的外表面之间填充导热硅脂524，以及第二外贴刚性段522与辐射器板4的表面之间填充导热硅脂524。
76.综上所述，本发明实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置至少具有以下特点：
77.(a)体装太阳电池翼背面不作处理，-z舱板外表面设置热控涂层，两者之间通过辐射进行换热；
78.(b)设置可展开辐射器板，其中-z舱板与辐射器板之间通过预埋热管进行换热，电子设备与辐射器板之间通过外贴热管进行换热，从而将两者进行一体化设计；
79.(c)热管为柔性热管，包括刚性段和柔性段，其中柔性段具备90
°
～180
°
弯曲能力。
80.另外本发明实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置可达到以下技术效果：
81.(1)与现有技术相比，通过体装太阳电池翼与-z舱板之间的辐射换热，-z舱板与辐射器板内部预埋热管的传导换热，完成了体装太阳电池翼与辐射器板之间的热量传递，大幅度降低了体装太阳电池翼的最高温度，提高了太阳电池翼长期工作可靠性；
82.(2)辐射器板与电子设备之间通过外贴热管进行热量传递，从而构建了电子设备、体装太阳电池翼与辐射器板三者之间的热传输及热排散通道，实现一体化设计；
83.(3)利用该热控装置将体装太阳电池翼多余热量导至电子设备端，减少了设备电加热补偿功率，节约了整星功率资源；
84.(4)设置可展开式辐射器板，提高了整星总散热能力；另外，根据实际内部热环境
和空间热环境，调整可展开辐射器板的面积，适应性强；
85.(5)设置可展开式辐射器板，起飞前，辐射器板处于收拢状态，可有效减小整星的包络尺寸，减小对运载包络的影响；
86.(6)热管包括刚性段和柔性段，柔性段具备0
°
～180
°
弯曲能力，能够适应辐射器板展开过程中轨迹的变化；
87.(7)热管没有直接安装在体装太阳电池翼，优化了热管使用环境，提高了热管工作可靠性，鲁棒性好。
88.对于前述实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，本发明实施例还提供了一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，该方法应用于前述实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，参见图12所示的一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的流程示意图，该方法主要包括以下步骤s1202至步骤s1204：
89.步骤s1202，在卫星处于非任务阶段且太阳电池翼对日状态下，通过太阳电池翼吸收第一热量，并以辐射形式将第一热量从太阳电池翼传递至太阳电池翼侧的舱板；
90.步骤s1204，通过预埋热管将第一热量从太阳电池翼侧的舱板传递至辐射器板，并通过辐射器板排散第一热量；以及，通过外贴热管将第一热量从太阳电池翼侧的舱板传递至电子设备，以对电子设备进行电加热补偿。
91.在具体实现时，本发明实施例可以利用-z舱板16与第一子翼21之间的辐射换热间接控制太阳电池翼2的温度，进而利用热管5的热传输功能控制辐射器板4和电子设备3的温度。即当卫星在非任务阶段且姿态处于-z舱板16对日时，第一电子设备31和第二电子设备32热耗减小，而体装太阳电池翼2受照时间变长平均温度升高，其吸收的热量一部分通过辐射传递至-z舱板16，然后利用-z舱板16和辐射器板4内部的预埋热管51将-z舱16板吸收的热量传递至辐射器板4，一部分热量通过辐射器板4表面的热控涂层排散至冷空间，与体装太阳电池翼2背面包覆多层隔热组件相比，体装太阳电池翼2的温度大幅度降低；同时，另一部分热量通过外贴热管52传递至第一电子设备31和第二电子设备32，提高了第一电子设备31和第二电子设备32的温度水平，从而减小第一电子设备31和第二电子设备32不工作时的电加热补偿。
92.本发明实施例还提供了另一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，参见图13所示的另一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的流程示意图，该方法主要包括以下步骤s1302至步骤s1304：
93.步骤s1302，在卫星处于任务阶段下，通过外贴热管将电子设备产生的第二热量传递至辐射器板，并通过辐射器板排散第二热量；
94.步骤s1304，通过预埋热管将第二热量传递至太阳电池翼侧的舱板，并以辐射形式将第二热量从太阳电池翼侧的舱板传递至太阳电池翼，以减小太阳电池翼的温度波动。
95.在具体实现时，当卫星进行任务时，卫星姿态转为+z舱板15对地，电子设备热耗增大，而此时太阳电池翼2接收到的外热流减小平均温度降低，利用外贴热管52将第一电子设备31和第二电子设备32工作时的热量传输至辐射器板4，一部分热量通过辐射器板4表面的热控涂层以辐射形式排散至冷空间，另一部分热量通过预埋热管51传递至-z舱板16，并通过-z舱板16与第一子翼21之间的辐射换热传递至第一子翼21，一方面可提高体装太阳电池翼2的温度，减小太阳电池翼2的温度波动，另一方面，利用辐射器板4将第一电子设备31和
第二电子设备32工作时热量排散至冷空间，提高整星总散热能力。
96.本发明实施例提供的太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，通过太阳电池翼与舱板之间的辐射换热，舱板与辐射器板内部预埋热管的传导换热，完成了太阳电池翼与辐射器板之间的热量传递，大幅度降低了体装太阳电池翼的最高温度，提高了太阳电池翼长期工作可靠性，另外辐射器板与电子设备之间通过外贴热管进行热量传递，从而构建了电子设备、体装太阳电池翼与辐射器板三者之间的热传输及热排散通道，因此本发明实施例可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。
97.所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法的具体工作过程，可以参考前述实施例中的对应过程，在此不再赘述。
98.在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
99.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
100.最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，包括：卫星本体、电子设备、太阳电池翼、辐射器板和热管；其中，所述卫星本体包括有多个舱板，所述电子设备安装在任一所述舱板的内壁；所述太阳电池翼和所述辐射器板分别安装在不同所述舱板的外表面，所述太阳电池翼侧的所述舱板与所述辐射器板侧的所述舱板相邻；所述热管包括预埋热管和外贴热管，所述预埋热管的一端预埋在所述太阳电池翼侧的舱板的内壁，所述预埋热管的另一端预埋在所述辐射器板的内部，所述外贴热管的一端安装在所述电子设备侧的所述舱板的外表面，所述外贴热管的另一端安装在所述辐射器板的表面。2.根据权利要求1所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，还包括第一展开机构和第一压紧释放机构，所述太阳电池翼包括第一子翼、第二子翼和第三子翼，所述第一子翼隔热安装在第一舱板的外表面；其中，所述第一展开机构用于将所述第二子翼、所述第三子翼分别与所述第一子翼相连；所述第一压紧释放机构设置于所述第一舱板的上表面，所述第一压紧释放机构用于将所述第二子翼和所述第三子翼锁定至所述第一子翼的上表面，以使所述第二子翼和所述第三子翼处于收拢状态；还用于释放所述第二子翼和所述第三子翼，以通过所述第一展开机构将所述第二子翼和所述第三子翼转动展开至设定位置。3.根据权利要求1所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，还包括第二展开机构和第二压紧释放机构；其中，所述第二展开机构用于将所述辐射器板与第二舱板相连；所述第二压紧释放机构用于将所述辐射器板锁定至所述第二舱板的外表面，还用于释放所述辐射器板，以通过所述第二展开机构将所述辐射器板转动展开至设定位置。4.根据权利要求1或3所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，所述辐射器板为铝蒙皮铝蜂窝板，所述辐射器板包括内蒙皮、铝蜂窝和外蒙皮，所述内蒙皮和所述外蒙皮分别设置于所述铝蜂窝的上下两侧；所述内蒙皮和所述外蒙皮的表面均设置热控涂层。5.根据权利要求1所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，所述预埋热管包括第一预埋刚性段、预埋柔性段和第二预埋刚性段；其中，所述预埋柔性段用于连接所述第一预埋刚性段和所述第二预埋刚性段；所述第一预埋刚性段预埋在所述太阳电池翼侧的舱板的内壁；所述第二预埋刚性段预埋在所述辐射器板的内部，所述第二预埋刚性段与所述辐射器板的内蒙皮之间通过胶膜连接。6.根据权利要求1所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，所述外贴热管包括第一外贴刚性段、外贴柔性段和第二外贴刚性段；其中，所述外贴柔性段用于连接所述第一外贴刚性段和所述第二外贴刚性段；所述第一外贴刚性段安装在所述电子设备侧的所述舱板的外表面，且所述第一外贴刚性段与所述电子设备侧的所述舱板的外表面之间填充导热硅脂；所述第二外贴刚性段安装在所述辐射器板的表面，且第二外贴刚性段与所述辐射器板的表面之间填充导热硅脂。
7.根据权利要求5或6所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，所述预埋热管和所述外贴热管内均放置有热管工质，所述热管工质用于在热端处吸热由液态变为气态，在内部压力作用下从所述热端流向冷端，并在所述冷端处放热由气态变为液态。8.根据权利要求1所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，其特征在于，每个所述舱板均为铝蒙皮铝蜂窝板，所述太阳电池翼侧的舱板的外表面设置热控涂层。9.一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，其特征在于，应用于权利要求1-8任一项所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置，所述方法包括：在卫星处于非任务阶段且所述太阳电池翼对日状态下，通过所述太阳电池翼吸收第一热量，并以辐射形式将所述第一热量从所述太阳电池翼传递至所述太阳电池翼侧的舱板；通过所述预埋热管将所述第一热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述辐射器板，并通过所述辐射器板排散所述第一热量；以及，通过所述外贴热管将所述第一热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述电子设备，以对所述电子设备进行电加热补偿。10.根据权利要求9所述的太阳电池翼和电子设备的一体化热控方法，其特征在于，所述方法还包括：在卫星处于任务阶段下，通过所述外贴热管将所述电子设备产生的第二热量传递至所述辐射器板，并通过所述辐射器板排散所述第二热量；以及，通过所述预埋热管将所述第二热量传递至所述太阳电池翼侧的舱板，并以辐射形式将所述第二热量从所述太阳电池翼侧的舱板传递至所述太阳电池翼，以减小所述太阳电池翼的温度波动。

技术总结
本发明提供了一种太阳电池翼和电子设备的一体化热控装置及方法，涉及卫星热控制技术领域，包括：卫星本体、电子设备、太阳电池翼、辐射器板和热管；其中，卫星本体包括有多个舱板，电子设备安装在任一舱板的内壁；太阳电池翼和辐射器板分别安装在不同舱板的外表面，太阳电池翼侧的舱板与辐射器板侧的舱板相邻；热管包括预埋热管和外贴热管，预埋热管的一端预埋在太阳电池翼侧的舱板的内壁，另一端预埋在辐射器板的内部，外贴热管的一端安装在电子设备侧的舱板的外表面，另一端安装在辐射器板的表面。本发明可以缓解体装太阳电池翼平均温度过高的问题，同时利用该热控装置为卫星上电子设备构建热传输及散热通道，达到一体化设计目标。标。标。


技术研发人员：刘立帅 付兴科 王宇翔 徐敏 孙承志 方圆 朱欣祎 许哲
受保护的技术使用者：航天宏图信息技术股份有限公司
技术研发日：2023.05.05
技术公布日：2023/8/24