卫星用热控和空间碎片防护一体化系统的制作方法

1.本发明涉及航天器热控制技术领域，具体地，涉及一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，尤其涉及一种能同时承担热控辐射器散热功能和空间碎片防护功能的轻质结构装置。


背景技术：

2.人类空间活动的不断扩展，使得近地轨道上退役或失效的航天器残骸和以及各种事故所产生的碎片的数量快速增长。这些无控的空间物体，尺寸范围覆盖亚毫米级到10米级，并长期停留在轨道上。对于低轨道航天器，这些物体的相对飞行速度达到3～15km/s，一旦发生相互碰撞，将对现役航天器构成重大威胁，导致航天器结构破坏、功能失效，甚至爆炸、解体。据媒体公开报道，2021年3月我国云海一号02星受空间碎片的撞击而导致整星在轨解体。这距离该星投入使用尚不足两年，事故造成了巨大损失。而且这次事故又将产生大量新的碎片，进一步威胁其他航天器的正常运行。航天器针对空间碎片防护的实践虽然有较长的历史和积累，但由于现有碎片防护系统的质量较大，同时功能较为单一，一般仅设置在高价值的载人航天器上。普通的人造卫星和深空探测器等航天器受重量、体积等的限制，目前对空间碎片的威胁几乎完全不设防。因此有必要对卫星等无人航天器的空间碎片防护装置开展研究，通过轻量化和多功能一体化的设计，降低其对航天器平台结构重量和体积带来的负担。
3.现有的热控/空间碎片防护混合设计，例如专利文献cn105109709a公开了一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，该设计利用多层空间碎片防护结构材料的低导热特性，形成了具有较高工作温度的防隔热功能。但是空间里的热传递方式主要是辐射而非固体传导，现有的航天器防隔热设计所用的多层和高温多层技术已经比较完善，同时质量很轻，因此该设计的实用性意义有限。再例如专利文献cn102941926a公开了一种空间碎片防护型热辐射器，该设计借用流体回路和热管相耦合的辐射器面板的金属防护能力为航天器提供一定的碎片防护能力。由于大型金属面板单位面积重量较大，因此这种热辐射器只能用于大型的载人航天器，如空间站和载人飞船上。还例如专利文献cn108426694a公开了一种空间碎片高速撞击热防护结构的模拟装置及模拟方法，该设计的结构除了用于空间碎片防护以外，主要用于抵御航天器在再入大气的过程中的气动加热，其功能与本发明在空间真空环境下的辐射散热作用完全不同。
4.综上所述，以上混合或一体化设计均只是利用力学材料的热物理特性或者导热材料的力学性能兼顾性地获得了两种功能，并没有在基本原理上实现有机结合，所兼顾的次要功能在性能上也不突出，难以满足未来高价值卫星的轻量化碎片防护和热控要求。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统。
6.根据本发明提供的一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，包括布置在后端的多片柔性防护层板以及布置在前端的缓冲屏，所述缓冲屏被配置为多个呈矩阵排布的合金盒；
7.所述合金盒沿从前到后的方向上依次布置有铝合金板、聚氨酯层、泡沫铝填充层、聚氨酯层、铝合金板；
8.所述缓冲屏和卫星平台之间的热源通过柔性导热管连接。
9.优选地，前后布置的两层聚氨酯层通过聚氨酯柱拉紧连接。
10.优选地，所述合金盒为密封结构，每个所述合金盒的内侧壁粘接有多孔结构的所述聚氨酯层，所述聚氨酯层中填充相变工质。
11.优选地，所述柔性防护层板与缓冲屏平行布置且两者的尺寸相匹配。
12.优选地，每列所述铝合金盒表面通过槽道热管连接。
13.优选地，多片所述柔性防护层板层叠排布，通过四根布置在四个角上的连接杆以及转动固定架将多片所述柔性防护层板和缓冲屏连接在一起。
14.优选地，多片所述柔性防护层板具有展开和收拢两种状态，当卫星在轨运行时，多片所述柔性防护层板调整为展开状态，当卫星未在轨运行时，多片所述柔性防护层板调整为收拢状态。
15.优选地，包括两套防护单元，且两套防护单元均安装在迎风面上并形成尖角结构。
16.优选地，相邻的所述合金盒之间通过导热硅脂和机械压紧处理。
17.优选地，所述柔性防护层板采用碳纤维、玻璃纤维、kevlar、二氧化硅、碳化硅纤维、玄武岩纤维中的一种或多种制作而成或者采用贝特纶布、碳化硅毯、pbo纤维中的任一种材质制作。
18.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
19.1、本发明将前端的缓冲屏和后端的多片柔性层板组合，缓冲屏由蒸汽腔阵列和与之配合的热管组成，蒸汽腔采用铝合金板作为承力和密封结构，内部由多孔聚氨酯层作为毛细芯，毛细芯以外的空间填充泡沫铝，单个防护屏和多片柔性层板形成一个单元，两个单元以一定的角度组合形成楔角，指向卫星飞行的迎风面，并通过折叠展开机构可收拢以减少在发射时占用的火箭整流罩空间，系统通过环路热管等与卫星上的热源相连接，并借助热管阵列将热流向各蒸汽腔扩散，本发明通过空间碎片防护系统与航天器热控系统中的蒸汽腔装置共用多种关键材料和结构布局，实现了两者在原理上的有机结合，既能发挥出两者的功能特性，又保证了两者工作均能达到较高的技术指标水平，而且还能为卫星平台节约重量和空间，并具有很强的冗余保障能力，高质量地满足了未来高价值卫星轻量化碎片防护和热控的要求。
20.2、本发明呈片层结构，沿空间碎片的入射冲击方向，依次设置有填充型缓冲屏和多个柔性防护层板，缓冲屏采用了填充式复合结构以提升防护能力，其中缓冲屏的基本材料是6系铝合金，在受碎片高速冲击时主要承担起形成碎片云的作用，铝合金制作成薄壁的密封的方形盒，盒内侧的填充材料之一是聚氨酯泡沫薄层，另一种材料是泡沫铝，均为轻质的冲击防护材料，前者紧贴盒的壁面，除了产生冲击防护功能，还作为毛细芯材料与铝合金盒内充装的饱和相变工质共同形成蒸汽腔结构，实现铝合金方盒高效的导热和扩热功能。
21.3、本发明中一个完整的缓冲屏，由多个矩形铝合金盒形成阵列组成，通过部件固
定布置，缓冲屏的后端设置有多层的柔性层板，对冲破防护屏的空间碎片起连续阻隔防护作用，缓冲屏与柔性层板形成一个防护单元，为将卫星平台上的热量传输到缓冲屏上进行排散，并采取两方面的措施，一是采用多根热管连接铝合金盒阵列，其中单根热管连接阵列每行上的多个铝合金盒，热管和铝合金盒阵列之间通过压紧和导热填料等措施，使它们之间形成良好的热耦合；二是采用柔性导热管连接，如环路热管的冷凝段或流体回路等，将卫星平台的热量传送到热管上，有效起到了热控和防护的效果。
22.4、本发明中整个空间碎片防护系统由两个片层结构的防护单元组成，分别在左右方，设置在卫星的飞行方向的正前端。两个单元共同形成一个尖角形状，能够有效应对阻挡迎面而来的、相对飞行速度最大，且有一定偏航角的空间碎片。
23.5、本发明为减少该系统在储存、运输和发射时占用的空间和避免储运时可能的碰撞损坏，缓冲屏与柔性层板均安装在可折叠展开的机构上，在卫星进入太空以前处于折叠状态
24.6、本发明中聚氨酯和泡沫铝一方面作为毛细芯和导热件，实现了蒸汽腔的高效导热功能和辐射器的高等温性；另一方面它们与铝合金的外壳一起作为缓冲屏，形成复合的whipple填充结构，结合后方的柔性层板，可以起到高效碎片防护的重要作用。
附图说明
25.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：
26.图1为本发明中一个防护单元展开时的形态示意图。
27.图2为本发明中一个防护单元折叠时的形态示意图。
28.图3为缓冲屏的整体结构示意图。
29.图4为本发明中铝合金盒的内部结构与热管结合示意图。
30.图5为沿入射方向，本发明中对应碎片防护的片层结构分布示意图。
31.图6为本发明在卫星平台上应用时的左右两单元组合体组合形成尖角布局的示意图。
32.图7为本发明中在卫星平台上布置的形态示意图。
33.图中：1-铝合金板；2-聚氨酯层；3-聚氨酯柱；4-泡沫铝填充层；5-槽道热管；6-合金盒；7-缓冲屏；8-柔性防护层板；9-左右两单元组合体；10-连接杆；11-卫星平台；12-卫星太阳帆板。
具体实施方式
34.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
35.实施例1：
36.本发明提供了一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，包括布置在后端的多片柔性防护层板8以及布置在前端的缓冲屏7，缓冲屏7被配置为多个呈矩阵排布的合金盒
6，相邻的合金盒6之间通过导热硅脂和机械压紧处理，合金盒6采用铝合金盒，每列铝合金盒表面通过槽道热管5连接。
37.进一步地，合金盒6的结构沿从前到后的方向上依次布置为铝合金板1、聚氨酯层2、泡沫铝填充层4、聚氨酯层2、铝合金板1，其中，前后布置的两层聚氨酯层2通过聚氨酯柱3拉紧连接。聚氨酯层2中填充有相变工质，相变工质采用酒精或电子氟化液。
38.多片柔性防护层板8为层叠排布，柔性防护层板8采用碳纤维、玻璃纤维、kevlar、二氧化硅、碳化硅纤维、玄武岩纤维中的一种或多种制作而成或者采用贝特纶布、碳化硅毯、pbo纤维中的任一种或任多种制作。
39.本发明中通过转动固定架以及四根布置在四个角上的连接杆10将多片柔性防护层板8和缓冲屏7连接在一起，多片柔性防护层板8具有展开和收拢两种状态，当卫星在轨运行时，多片柔性防护层板8调整为展开状态，当卫星未在轨运行时，多片柔性防护层板8调整为收拢状态。
40.具体地，本发明中的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统优选包括两套防护单元，且两套防护单元均安装在迎风面上并形成尖角结构。
41.本发明在高速碎片冲击防护功能方面，主要基于whipple的碎片防护原理。在防护单元的最前端采用铝合金板作为缓冲屏7。当入射弹丸超高速撞击缓冲屏7时，在缓冲屏7和弹丸之间形成很强的冲击波；冲击波使弹丸和铝合金板发生破碎、熔化、气化甚至等离子化的现象，形成包含弹丸材料和面板材料的碎片云；碎片云中粒子尺寸和速度与原弹丸相比明显变小，并在缓冲屏7与后端柔性防护层板8之间进一步扩散。
42.缓冲屏7后端设置有多个柔性防护层板8，当碎片云到达后端柔性防护层板8时，会在后端柔性防护层板8上形成面积很大的区域。这个过程使空间碎片的撞击从能量密度很大的点源变为面积大幅扩展的面源，从而大大降低撞击的损伤程度。空间碎片在穿透若干层后端的柔性防护层板8后将完全停止，从而实现了冲击防护的功能。本发明中的缓冲屏7在铝合金板的基础上进一步加入复合结构，紧贴铝合金板后侧设置聚氨酯层和泡沫铝层，以实现更好的缓冲效果。
43.实施例2：
44.本实施例为实施例1的优选例。
45.本实施例在热控排散热功能方面，充分利用了碎片防护功能所用的基本材料，通过结构的组装设计形成蒸汽腔阵列，实现缓冲屏7整体的高效导热。其中，缓冲屏7中的铝合金板1采用化整为零的方式，由多个密封的薄壁铝合金盒6组成的矩形阵列，如图3所示，每个铝合金盒6的内侧壁面利用粘合剂紧贴有厚度较薄的小孔径聚氨酯层2，聚氨酯层2为多孔结构，顶部和底部铝合金盒内侧的聚氨酯层2还在中部位置利用聚氨酯柱3压紧连接，如图4所示。
46.工业生产的小孔径聚氨酯层2与大多数的相变工质均具有良好的化学相容性，亲水性和毛细抽吸力强，孔隙率很高，同时孔径分布的一致性很好，是一种优良的多孔介质。当铝合金盒6密封并在内部充注饱和的相变工质后，饱和相变工质与聚氨酯层2相结合能够形成蒸汽腔，具有很高的导热能力。相变工质可以选用蒸汽压较小，同时与聚氨酯和铝合金等相容的物质，如酒精、电子氟化液等，以降低铝合金盒的结构受力要求。聚氨酯层2较薄的厚度使得聚氨酯低导热率的不利特性能够尽量降低，借助中部位置的聚氨酯柱3还能减少
液相工质在多孔介质内输运的距离，降低全程流动阻力。
47.在合金盒6内部除聚氨酯层2以外的空间，填充泡沫铝填充层4。泡沫铝也是一种具有良好缓冲性能的结构材料，由于泡沫铝的孔隙率极高，同时孔径非常大，而且互相连通，因此不会影响蒸汽腔的工作。聚氨酯和泡沫铝均是用于撞击防护的良好材料，它们与铝合金材料共同形成了防护屏和蒸汽腔结构。
48.为使各铝合金盒6之间实现良好的热耦合，缓冲屏7在铝合金盒阵列上采用槽道热管5连接各盒的表面，槽道热管5与合金盒6表面之间通过导热硅脂和机械压紧等手段形成良好的导热关系，如图4所示。
49.在实践中，当微小空间碎片击中铝合金盒蒸汽腔以后，只会导致单个蒸汽腔失效，阵列中的其他蒸汽腔仍然能够正常工作而不受影响。该冗余设计使得装置的空间碎片防护和辐射散热的热控功能均具有较长的服务寿命。
50.本实施例中，本发明在沿碎片入射的方向上，如图5所示，依次布置有铝合金板1、聚氨酯层2、泡沫铝4、聚氨酯层2、铝合金板1，以及后端的多片柔性防护层板8，其中，柔性防护层板8的数量不少于3片，其轮廓大小与缓冲屏7大致相同或接近，并优选与之平行和同一方向排列布置。为保证防护效果，缓冲屏7的厚度至少应有5cm，缓冲屏7与紧邻的柔性防护层板8之间的间距应不小于7cm，相邻两个柔性防护层板8之间的间距也不小于7cm。柔性防护层板8应具有低的面密度和超高的抗冲击强度，为保障缓冲屏7的温度不对卫星平台11造成影响，柔性防护层板8同时应具有低的导热率和红外吸收率，具体可以考虑碳纤维、玻璃纤维、kevlar、二氧化硅、碳化硅纤维、玄武岩纤维等的织物，还可采用贝特纶布、碳化硅毯、pbo纤维等材料。
51.针对本发明在卫星平台11上的应用，主要考虑两方面的因素。一方面碎片防护系统需安装在卫星的迎风面，以抵御相对碰撞速度最高、破坏力最强的空间碎片。在平台承载能力允许的情况下最好在卫星的迎风面上设置左右两单元组合体9形成两套防护单元，并形成一定的角度，这样既可以防御以一定夹角迎面冲击的空间碎片，又可以增大散热面积和避免当一个缓冲屏7正对太阳时散热能力发生下降。如图6和图7所示，其中图7中的箭头为卫星平台11的飞行方向，左右两单元组合体9设置在卫星平台11的迎风面，形成一个向前的尖角，与卫星的太阳帆板12等伸出物不会产生干涉。左右两单元组合体9应在卫星迎风截面的上、下、左、右四个方向上略有凸出，为卫星平台11的侧面提供一定的防护。另一方面需考虑防护单元的空间占用，在每套防护单元中，利用四根连接杆10配合上面的转动固定架，对缓冲屏7和柔性防护层板8进行固定，形成平行四边形形式的折叠展开布局。转动固定架可采用现有技术中的结构，例如采用电机驱动转轴转动进而带动连接杆10运动实现展开和折叠状态的切换，等等，转动固定架的动作过程也可借助现有技术中的其他结构实现，此处不再赘述。
52.防护单元可借助机械力在卫星进入轨道以后进行展开和锁定，在必要的时候也可以考虑折叠，防护单元展开状态和收拢状态分别如图1、图2所示。当防护单元全面折叠后，其厚度仅稍大于缓冲屏7和全部柔性防护层板8的厚度之和，通常只有0.1米左右；而防护单元展开后厚度可达0.4～0.5米。为配合系统的折叠展开功能，卫星平台11需借助环路热管或流体回路的柔性管路，将卫星平台11上的热量转移到缓冲屏7上。除了空间碎片防护功能以外，由于本发明承担了重要辐射排散热功能，卫星平台11上原有的辐射散热板可以大幅
缩减甚至取消，所以热控功能的替换也能提升该装置轻量化的水平。
53.本发明整体上呈矩形的片层结构，两个相同的片层组合单元通过伸展和支撑机构，以其矩形边缘为转轴，并以一定的角度形成左右两侧对称分布，尖角前方指向卫星飞行方向。片层结构在卫星飞行方向上可以覆盖卫星全部截面积，并在上下左右四个方向上略有凸出。沿空间碎片的入射冲击方向，依次设置有填充型缓冲屏7和多个柔性防护层板8，填充型防护屏7与卫星平台11上的热源之间设置柔性导热管连接。防护屏7本体由多个矩形铝合金盒和多根热管组成，通过结构固定和支撑部件形成矩形阵列，热管和铝合金盒之间通过压紧和导热填料等措施形成良好的导热连接，单根热管连接阵列每行上的多个铝合金盒。铝合金盒采用导热率较高的6系铝合金材料，为薄壁的密封承压结构，顶板和底板之间厚度不少于5cm。铝合金盒内部沿壁面紧贴有较薄厚度的小孔径聚氨酯多孔泡沫层，顶部和底部的聚氨酯层2还在中间利用聚氨酯柱3压紧连接。铝合金盒的内部空间，除聚氨酯泡沫以外均填充满大孔径的泡沫铝材料。结构装配和密封完成后，通过连接在铝合金盒上的充装管抽真空后，注入低压力的相变工质并密封。相变工质与聚氨酯和铝合金化学相容，充注量略多于盒内聚氨酯材料的体积。柔性防护层板8具有低的面密度和超高抗冲击强度，同时具有低的导热率和红外吸收率，数量不少于3片，其轮廓大小与填充型缓冲屏7相同，并与之平行，沿碎片入射方向在缓冲屏的后方等距排列布置。安装在卫星上的片层结构单元必要时可以通过折叠展开机构进行收拢，减小整体厚度和所占用的空间。
54.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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。
55.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本发明的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，包括布置在后端的多片柔性防护层板(8)以及布置在前端的缓冲屏(7)，所述缓冲屏(7)被配置为多个呈矩阵排布的合金盒(6)；所述合金盒(6)沿从前到后的方向上依次布置有铝合金板(1)、聚氨酯层(2)、泡沫铝填充层(4)、聚氨酯层(2)、铝合金板(1)；所述缓冲屏(7)和卫星平台(11)之间的热源通过柔性导热管连接。2.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，前后布置的两层聚氨酯层(2)通过聚氨酯柱(3)拉紧连接。3.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，所述合金盒(6)为密封结构，每个所述合金盒(6)的内侧壁粘接有多孔结构的所述聚氨酯层(2)，所述聚氨酯层(2)中填充相变工质。4.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，所述柔性防护层板(8)与缓冲屏(7)平行布置且两者的尺寸相匹配。5.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，每列所述铝合金盒表面通过槽道热管(5)连接。6.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，多片所述柔性防护层板(8)层叠排布，通过四根布置在四个角上的连接杆(10)以及转动固定架将多片所述柔性防护层板(8)和缓冲屏(7)连接在一起。7.根据权利要求6所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，多片所述柔性防护层板(8)具有展开和收拢两种状态，当卫星在轨运行时，多片所述柔性防护层板(8)调整为展开状态，当卫星未在轨运行时，多片所述柔性防护层板(8)调整为收拢状态。8.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，包括两套防护单元，且两套防护单元均安装在迎风面上并形成尖角结构。9.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，相邻的所述合金盒(6)之间通过导热硅脂和机械压紧处理。10.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，所述柔性防护层板(8)采用碳纤维、玻璃纤维、kevlar、二氧化硅、碳化硅纤维、玄武岩纤维中的一种或多种制作而成或者采用贝特纶布、碳化硅毯、pbo纤维中的任一种材质制作。

技术总结
本发明涉及航天器热控制技术领域，提供了一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，包括布置在后端的多片柔性防护层板及布置在前端的缓冲屏，缓冲屏被配置为多个呈矩阵排布的合金盒阵列，合金盒沿从前到后的冲击方向上依次布置有铝合金板、聚氨酯层、泡沫铝填充层、聚氨酯层、铝合金板；缓冲屏和卫星平台之间的热源通过柔性导热管连接。本发明通过空间碎片防护系统与航天器热控系统中的蒸汽腔装置共用多种关键材料和结构布局，实现了两者在原理上的有机结合，既能发挥两者的功能特性，又保证了两者工作均能达到较高的技术指标水平，还能为卫星平台节约重量和空间，并具有很强的冗余保障能力，能够满足未来高价值卫星轻量化碎片防护和热控要求。防护和热控要求。防护和热控要求。


技术研发人员：张伟 李志松 付鑫 翟载腾
受保护的技术使用者：上海卫星工程研究所
技术研发日：2022.09.08
技术公布日：2023/5/5