一種空間飛行器的熱控方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及空間飛行器熱控領(lǐng)域，特別是一種適用于姿態(tài)不定飛行器的空間飛行 器的熱控方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 空間飛行器是一種具備自主探測(cè)、識(shí)別與跟蹤、自主機(jī)動(dòng)、自主決策的能力的小型 飛行器，其作為一類空間平臺(tái)，具備較強(qiáng)的空間位置和姿態(tài)機(jī)動(dòng)能力，并能夠攜帶一定的載 荷，執(zhí)行空間任務(wù)?？臻g飛行器進(jìn)一步發(fā)展可為空間運(yùn)輸、信息支持、鏈路搭建等提供重要 技術(shù)手段，目前已圓滿完成空間飛行器地面懸浮綜合演示驗(yàn)證試驗(yàn)，標(biāo)志著已基本掌握、突 破了空間飛行器平臺(tái)的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)與系統(tǒng)集成技術(shù)。為了滿足工程應(yīng)用和空間飛行器后 續(xù)發(fā)展的需要，急需進(jìn)一步驗(yàn)證真實(shí)空間環(huán)境條件下空間飛行器目標(biāo)探測(cè)識(shí)別、空間飛行 器對(duì)空間在軌目標(biāo)的空間位置交會(huì)、空間飛行器紅外干擾對(duì)抗、紅外伴飛測(cè)量等關(guān)鍵技術(shù)， 然而此類技術(shù)和場(chǎng)景無法通過地面的常規(guī)試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，需要開展搭載飛行演示試驗(yàn)。
[0003] 搭載飛行演示試驗(yàn)需要空間飛行器在軌停留超過20小時(shí)，并且空間姿態(tài)和發(fā)射 時(shí)間不定，使得空間飛行器受到空間外熱流不定，面臨嚴(yán)峻的空間熱防護(hù)問題?，F(xiàn)有的空間 飛行器熱控手段主要以主被動(dòng)復(fù)合熱控方式或主動(dòng)熱控方式為主，選用的熱控材料包括熱 控多層材料、百葉窗、熱管、加熱片及相變材料等，需要的安裝空間較大，且對(duì)于星上能源有 較高要求。而對(duì)于空間小型飛行器而言，其本身采用高度集成化一體化設(shè)計(jì)方式，空間利用 率極高，無法為傳統(tǒng)熱控系統(tǒng)提供足夠的安裝空間，并且其星上能源較小，無法為加熱片等 主動(dòng)熱控手段提供充足的能源保障。因此需根據(jù)空間飛行器空間環(huán)境不確定性較大的特 點(diǎn)，結(jié)合空間飛行器快速集成、快速發(fā)射的需求，設(shè)計(jì)一套低成本、高可靠、方便快捷、簡(jiǎn)單 易操作且能適應(yīng)多種空間飛行狀態(tài)的空間飛行器熱控方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種設(shè)計(jì)實(shí)施方便快捷、 電氣回路少、可靠性高、占用內(nèi)部空間小能夠適應(yīng)空間飛行器的快速發(fā)射任務(wù)的空間飛行 器的熱控方法。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種空間飛行器的熱控方法，包括如下步驟：
[0006] (1)在空間飛行器的分離釋放筒外表面上布置加熱回路、控溫儀、熱敏電阻，令加 熱回路對(duì)分離釋放筒進(jìn)行加熱，同時(shí)控溫儀通過熱敏電阻實(shí)時(shí)監(jiān)控分離釋放筒的外表面溫 度Ts，當(dāng)Ts大于設(shè)定溫度閾值時(shí)，關(guān)斷加熱回路，當(dāng)Ts不大于設(shè)定溫度閾值時(shí)，打開加熱回 路對(duì)分離釋放筒進(jìn)行加熱；其中，空間飛行器的飛行過程包括兩個(gè)階段：第一階段，空間飛 行器安裝于分離釋放筒內(nèi)在空間中飛行；第二階段，空間飛行器從分離釋放筒中分離出來， 空間飛行器本體在空間飛行；
[0007] (2)在空間飛行器的艙段結(jié)構(gòu)、測(cè)量系統(tǒng)中的遙測(cè)分系統(tǒng)、計(jì)算設(shè)備、慣性設(shè)備、通 信系統(tǒng)進(jìn)行發(fā)黑處理；
[0008] (3)在星上電池上與安裝面相對(duì)的面粘貼F46鍍銀二次表面鏡，在發(fā)射機(jī)上與安 裝面相對(duì)的面粘貼F46鍍銀二次表面鏡；
[0009] (4)安裝紅外探測(cè)系統(tǒng)、可見光探測(cè)系統(tǒng)、艙段結(jié)構(gòu)、星上電池、測(cè)量系統(tǒng)、動(dòng)力系 統(tǒng)、計(jì)算設(shè)備、慣性設(shè)備、活動(dòng)部件、通信系統(tǒng)，并在測(cè)量系統(tǒng)中發(fā)射天線與艙段結(jié)構(gòu)的安裝 面、通信系統(tǒng)中的組網(wǎng)天線與艙段結(jié)構(gòu)的安裝面之間使用隔熱墊；
[0010] (5)將紅外探測(cè)系統(tǒng)、可見光探測(cè)系統(tǒng)的遮光罩進(jìn)光口外露，將紅外探測(cè)系統(tǒng)、可 見光探測(cè)系統(tǒng)除遮光罩進(jìn)光口外的其余部位包覆多層隔熱組件，將星上電池、發(fā)射機(jī)表面 未粘貼F46鍍銀二次表面鏡部分包覆多層隔熱組件，在功分器、傳感器、差動(dòng)活塞貯箱、推 進(jìn)劑貯箱、姿控模塊、軌控模塊、隔離驅(qū)動(dòng)器、活動(dòng)部件、組網(wǎng)通信設(shè)備、分離釋放筒上包覆 多層隔熱組件；
[0011] (6)在氣體管路、液體管路、熱氣發(fā)生器上包覆高溫多層隔熱組件。
[0012] 所述的加熱回路為8路。
[0013] 所述的設(shè)定溫度閾值為30°C。
[0014] 所述的控溫儀為兩路。
[0015] 所述的兩路控溫儀分別安裝在分離釋放筒底部。
[0016] 所述的步驟（5)中的多層隔熱組件均為15單元。
[0017] 所述的步驟（6)中的高溫多層隔熱組件均為10單元。
[0018] 所述的步驟（4)中的隔熱墊為2mm。
[0019] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：
[0020] (1)本發(fā)明方法通過對(duì)空間飛行器的分離釋放筒進(jìn)行溫度控制、對(duì)各設(shè)備進(jìn)行發(fā) 黑處理并粘貼F46膜、安裝時(shí)涂敷導(dǎo)熱脂或加裝隔熱墊、使用多層隔熱組件對(duì)空間飛行器 進(jìn)行包覆，完成了空間飛行器的熱控，與現(xiàn)有的主被動(dòng)復(fù)合熱控方式或主動(dòng)熱控方式相比， 設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，電氣回路少，可靠性高；
[0021] (2)本發(fā)明方法與現(xiàn)有的主被動(dòng)復(fù)合熱控方式或主動(dòng)熱控方式相比，實(shí)現(xiàn)了高度 集成化一體化設(shè)計(jì)，空間利用率高，熱控設(shè)備能夠與空間飛行器外形緊密貼合，占用內(nèi)部空 間小，對(duì)外包絡(luò)尺寸影響較??；
[0022] (3)本發(fā)明方法與現(xiàn)有的主被動(dòng)復(fù)合熱控方式或主動(dòng)熱控方式相比，通過外部電 池供電，不消耗星上能源；
[0023] (4)本發(fā)明方法實(shí)施方便快捷、操作簡(jiǎn)單，能夠適應(yīng)空間飛行器的快速發(fā)射任務(wù)。
【附圖說明】
[0024] 圖1為本發(fā)明方法中空間飛行器在一年內(nèi)處于陰影區(qū)的時(shí)間計(jì)算結(jié)果；
[0025] 圖2為本發(fā)明方法中極端高溫工況下太陽直射+地球返照影響下以及單純地球紅 外影響下分離釋放筒的外熱流情況；
[0026] 圖3為本發(fā)明方法中極端低溫工況下太陽直射+地球返照影響下以及單純地球紅 外影響下分離釋放筒的外熱流情況；
[0027] 圖4為本發(fā)明方法中加熱回路的閉環(huán)控制流程示意圖；
[0028] 圖5為本發(fā)明方法中控溫儀工作原理流程圖；
[0029] 圖6為本發(fā)明一種空間飛行器的熱控方法原理流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0030] 本發(fā)明方法通過低成本的熱控設(shè)計(jì)手段與熱控材料選用、簡(jiǎn)單易操作的熱控工程 實(shí)施，克服了現(xiàn)有的空間飛行器的熱控方法或系統(tǒng)設(shè)計(jì)復(fù)雜、冗余多、測(cè)試繁瑣的缺陷，提 出一種空間飛行器的熱控方法，利用成本低、高可靠的設(shè)計(jì)實(shí)施手段使空間飛行器上各系 統(tǒng)溫度滿足使用溫度要求，下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明方法進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0031] 一、空間飛行器外熱流分析
[0032] 對(duì)空間飛行器在空間飛行而言，其主要由分離釋放筒和空間飛行器本體組成，空 間飛行器本體主要包括探測(cè)系統(tǒng)-紅外、探測(cè)系統(tǒng)-可見光、艙段結(jié)構(gòu)、星上電池、測(cè)量系 統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)-1、動(dòng)力系統(tǒng)_2、計(jì)算組合-1、計(jì)算組合_2、慣性設(shè)備、活動(dòng)部件、通訊系統(tǒng)、 分離裝置等，其中，艙段結(jié)構(gòu)是整個(gè)飛行器的結(jié)構(gòu)主體，儀器設(shè)備均安裝于艙段結(jié)構(gòu)上；星 上電池為飛行器上的儀器設(shè)備供電，保證其能正常工作；探測(cè)系統(tǒng)-紅外和探測(cè)系統(tǒng)-可 見光能夠在飛行器空間飛行過程中進(jìn)行紅外成像和可見光成像；測(cè)量系統(tǒng)由遙測(cè)組合、發(fā) 射機(jī)、發(fā)射天線、功分器、傳感器等構(gòu)成，傳感器能夠進(jìn)行相應(yīng)狀態(tài)測(cè)量，功分器可以對(duì)測(cè)量 信號(hào)進(jìn)行放大處理，測(cè)量信號(hào)經(jīng)過遙測(cè)組合處理后通過發(fā)射機(jī)和發(fā)射天線進(jìn)行發(fā)送傳輸； 動(dòng)力系統(tǒng)-1由差動(dòng)活塞貯箱、推進(jìn)劑貯箱、氣體管路、液體管路、姿軌控模塊、熱氣發(fā)生器、 隔離驅(qū)動(dòng)器組成，差動(dòng)活塞貯箱和推進(jìn)劑貯箱分別存放增壓劑和液體燃料，氣體管路內(nèi)為 增壓熱燃?xì)?，液體管路內(nèi)為液體燃燒劑和液體氧化劑，姿軌控模塊能夠產(chǎn)生姿軌控所需的 推力，熱氣發(fā)生器內(nèi)裝有催化劑，可以將增壓劑通過化學(xué)反應(yīng)變?yōu)闊崛細(xì)?，隔離驅(qū)動(dòng)器可以 將弱電發(fā)控指令轉(zhuǎn)化為姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)的驅(qū)動(dòng)電流；動(dòng)力系統(tǒng)_2由差動(dòng)活塞貯箱、推進(jìn)劑貯 箱、氣體管路、安裝架（含液體管路）、姿控三機(jī)、熱氣發(fā)生器、隔離驅(qū)動(dòng)器等組成，姿控三機(jī) 與動(dòng)力系統(tǒng)-1中的姿軌控模塊功能相同，動(dòng)力系統(tǒng)_2中的其它設(shè)備與動(dòng)力系統(tǒng)-1中的功 能相同；計(jì)算組合1負(fù)責(zé)星上控制指令的發(fā)送；計(jì)算組合2負(fù)責(zé)處理探測(cè)系統(tǒng)-紅外和探 測(cè)系統(tǒng)-可見光探測(cè)到的信息；慣性設(shè)備可以測(cè)量飛行器在空間中飛行的姿態(tài)和位置等信 息；活動(dòng)部件可以從飛行器上脫離；通訊系統(tǒng)由組網(wǎng)通訊設(shè)備和組網(wǎng)天線組成，可以實(shí)現(xiàn) 多個(gè)飛行器之間的信息交互通訊；分離裝置能夠?qū)w行器從分離釋放筒中分離出去。其飛 行過程包括兩個(gè)階段：第一階段，空間飛行器安裝于分離釋放筒內(nèi)，在空間中飛行的軌道參 數(shù)（偏心率、軌道傾角、升交點(diǎn)赤經(jīng)等）如表1所示；第二階段，空間飛行器從分離釋放筒中 分離出來，空間飛行器本體在空間飛行，軌道參數(shù)如表1所示。從表1中可以看出，空間飛 行器在第一階段和第二階段的運(yùn)行軌道有微小的變化，軌道傾角保持不變，說明兩個(gè)階段 的軌道平面沒有發(fā)生改變，但運(yùn)行的軌跡產(chǎn)生了一定的變化。
[0033] 表1飛行器軌道參數(shù)統(tǒng)計(jì)
[0034]
[0035] 當(dāng)空間飛行器的工作模式確定時(shí)，空間飛行器高低溫工況由投入外熱流的大小確 定，確定依據(jù)為：投入外熱流總和最大的工況為高溫工況，投入外熱流總和最小的工況為低 溫工況。投入外熱流總和由以下因素確定：受照面積、受照時(shí)間、太陽常數(shù)，其中受照面積由 姿態(tài)決定，受照時(shí)間和太陽常數(shù)由0角和日期決定。
[0036] 飛行器的姿態(tài)特點(diǎn)是姿態(tài)未確定、任何姿態(tài)均可能，結(jié)合飛行器的圓筒行構(gòu)型特 點(diǎn)可以得出，陽光入射方向與飛行器軸向垂直的姿態(tài)為高溫工況的姿態(tài)（即受照面積最 大），陽光入射方向與飛行器軸向平行的姿態(tài)為低溫工況的姿態(tài)（即受照面積最?。?br>[0037] 飛行器的受照總量定義為：受照總量=太陽常數(shù)X受照時(shí)間。如圖1所示為空間 飛行器在一年內(nèi)處于陰影區(qū)的時(shí)間，根據(jù)計(jì)算結(jié)果，任何日期飛行器處于陰影的時(shí)間基本 相同，因此受照總量