直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統的製作方法

2023-05-30 18:45:16

專利名稱：直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統的製作方法
技術領域：
本發明涉及太空飛行太空飛行器的熱控技術領域，具體是一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統。
背景技術：
目前伴隨太空飛行器內部星載設備的日趨多樣化以及工作模式的日趨複雜化，執行航天任務環境的不確定性等因素都對太空飛行器熱控系統的設計提出了新的挑戰。由於太空飛行器結構對質量、體積和功耗的約束，給其熱控設計帶來了兩個主要問題:一個是局部的高熱流密度，一個是低的熱慣性。首先，隨著電子晶片集成化，封裝水平的不斷提高，部分MEMS器件尺寸已經從微米量級進入了亞微米量級，且自1959年開始器件的集成度以每年40 % 50 %高速遞增。由於器件的表面積與器件特徵尺度的平方成反比，使得星載設備的局部熱流密度最高可達100ff/cm2以上量級。而微電子器件的可靠性對溫度十分敏感，器件溫度在70 80°C水平上每增加I°C，可靠性就會下降5%。其次，是由於微小化帶來的表面積/體積比增大，對外熱流的熱慣性變小。因此當衛星進入地球軌道的陰影時，衛星蒙皮的溫度波動將會增大，加上儀器設備自身熱功耗的變化，使星內儀器設備的溫度增加，乃至超出其正常工作溫度範圍。綜上所述，研究高性能太空飛行器已成為國際宇航界的發展趨勢，高性能的太空飛行器設計對傳統主、被熱控系統的控制品質和適用範圍都提出了新的要求。

發明內容
針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，該系統通過收集、傳導、分配太陽光，並利用光能加熱太空飛行器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫、滿足太空飛行器內部不同位置的加熱與降溫功能，實現太空飛行器主動熱控。本發明是通過以下技術方案實現的。一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中:-太陽光集束器，用於匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，並將太陽光集束傳輸到太陽光分路器；-太陽光分路器，用於太陽光集束的傳輸與通斷控制，並在傳輸狀態下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求；-加熱單元，用於將大面積範圍內的太陽光轉換為熱源，形成不同溫度等級，實現太空飛行器內部不同部位的溫度控制；

-空間輻冷裝置，將太空飛行器內多餘的太陽光向太空進行輻射，實現疏散相應的熱能，完成相應的降溫功能。
優選地，所述加熱單元包括安裝於太空飛行器內不同位置太空飛行器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用於實現光熱轉換。優選地，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導纖維傳輸，並輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時採集太陽光吸收體的溫度信息，實現溫度控制。優選地，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用於接收輸入太陽光集束，並通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。優選地，所述選擇性光柵採用高功率轉換光纖直接連接型光柵開關。優選地，所述光柵控制器為光子晶體結構，採用電光調製方式，並根據太空飛行器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。優選地，所述空間輻冷裝置為一個二級輻射製冷裝置。優選地，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡以及若干納米太陽光導纖維，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導纖維將匯聚的太陽光集束傳輸到太陽光分路器。優選地，所述太陽光集束器的集光面積大於3m2。優選地，所述納米太陽光導纖維採用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為
表面光滑的空心毛細導管。 本發明提供的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，對太空飛行器向陽面太陽光進行收集、傳導、分配，將聚焦的太陽能轉化成熱能，利用熱能加熱太空飛行器光加熱裝置或需加熱單機，太陽光聚集器收集太陽能輻射，將收集的太陽能送到光導纖維，光纖將高強度太陽輻射送到光加熱裝置或需加熱單機，並有效產生高性能光熱增溫，使得光加熱與導光降溫組合起來，綜合考慮太空飛行器飛行過程中光照、熱控和工作模式變化，優化設計各種太陽光熱控參數，實現太空飛行器的太陽光熱控功能，滿足太空飛行器的溫度控制需求，實現利用光能加熱太空飛行器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，降低熱控系統的資源需求，提高太空飛行器熱控系統的可靠性，且大尺度的太陽能推進無需星上能源供應，最終達到降低太空飛行器研製成本、提高太空飛行器總體可靠性的目的。本發明具有以下技術效果:I)具有局部高熱流密度的收集、傳輸和排散能力；2)能在複雜或多種熱環境下以高可靠性工作；3)能夠提高星載能源的利用係數，減少重量體積和飛行代償，滿足節能降耗。


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，本發明的其它特徵、目的和優點將會變得更明顯:圖1為本發明整體結構示意圖；圖2為本發明的太陽光集束器示意圖；圖3為本發明的太陽光分路器示意圖4為本發明的光加熱裝置示意圖；圖5為本發明的空間輻冷裝置示意圖；圖中:I為太陽光，2為溫度傳感器，3為太陽光吸收體，4為熱沉，5為弱熱連接體。
具體實施例方式下面對本發明的實施例作詳細說明:本實施例在以本發明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬於本發明的保護範圍。如圖1所示，本實施例提供了一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中:-太陽光集束器，用於匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，並將太陽光集束傳輸到太陽光分路器；-太陽光分路器，用於太陽光集束的傳輸與通斷控制，並在傳輸狀態下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求；-加熱單元，用於將大面積範圍內的太陽光轉換為熱源，形成不同溫度等級，實現太空飛行器內部不同部位的溫度控制；-空間輻冷裝置，將太空飛行器內多餘的太陽光向太空進行輻射，實現疏散相應的熱能，完成相應的降溫功能。 進一步地，所述加熱單元包括安裝於太空飛行器內不同位置太空飛行器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用於實現光熱轉換。`進一步地，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導纖維傳輸，並輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時採集太陽光吸收體的溫度信息，實現溫度控制。太空飛行器太空航行時，經光導纖維傳送至光加熱裝置或太空飛行器需加熱單機內的太陽光能，通過光加熱裝置或太空飛行器需加熱單機實現太陽光能的光熱轉換，完成相應的加熱增溫需求。進一步地，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用於接收輸入太陽光集束，並通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。進一步地，所述選擇性光柵採用高功率轉換光纖直接連接型光柵開關。進一步地，所述光柵控制器為光子晶體結構，採用電光調製方式，並根據太空飛行器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。進一步地，所述空間輻冷裝置為一個二級輻射製冷裝置。進一步地，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡構成的集光部分以及若干納米太陽光導纖維構成的導光部分，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導纖維將匯聚的太陽光集束傳輸到太陽光分路器。進一步地，所述太陽光集束器的集光面積大於3m2。
進一步地，所述納米太陽光導纖維採用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為表面光滑的空心毛細導管。太陽光集束器集光面積大於3m2，按集光效率70% ;太陽光分路器採用高功率轉換的光纖直接連接型光開關，可以實現最大光功率達2MW的光傳輸與通斷控制；光導纖維採用芯徑600 μ m的石英光纖；太空飛行器需加熱單機分布於太空飛行器不同位置；太空飛行器光加熱裝置實現光熱轉換，可滿足0.0Olff^lOOOff的不同加熱功率；空間輻冷裝置實現太空飛行器的輻射致冷，可滿足工作溫度溫控在90K以下。具體為，如圖2所示，太陽光集束器主要由η組納米太陽光透鏡和納米太陽光導纖維組成。太陽光集束器集光面積大於3m2,按集光效率70%,光導纖維米用芯徑600 μ m的石英光纖。納米太陽光透鏡實現太空中平行太陽光的匯聚與再平行，實現匯聚太陽光平行進入納米太陽光導纖維。納米太陽光導纖維為表面非常光滑的空心毛細導管，納米太陽光導纖維導線內徑為600 μ m,輕便柔軟便於安裝，同時可實現太陽光能的低損有效傳輸。每組太陽光透鏡連接一根納米太陽光導纖維，將匯聚的太陽光能量傳輸到太陽光分路器。如圖3所示，太陽光分路器採用高功率轉換的光纖直接連接型光柵開關，可以實現最大光功率達2MW的太陽光傳輸與通斷控制。太陽光分路器包括選擇性光柵和光柵控制器。光柵控制器根據太空飛行器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。光柵控制器為光子晶體結構，一般採用電光調製方式，利用了光子晶體的壓電效應，即在某 些晶體的特定方向施加壓力時，對應表而上出現正或負的電荷，並且電荷密度與壓力大小成正比。具有壓電效應的物體稱作壓電體(piezodectrics)。從原理上講，是因為光波在介質中的傳播規律受介質折射率分布狀況影響制約，而介質折射率分布是由介質介電常數所決定的。而介電常數是隨著作用在介質上的電場強度而變化的。目前，電光調製已在光開光、光通信等領域得到了廣泛應用。光柵控制器根據輸入根據太空飛行器所需推力大小的控制信息，控制光柵通斷，從單次發射的太陽光集束時間長度和選擇太陽光能量兩方面控制傳輸的太陽光集束。如圖4所示，光加熱裝置將通過光導纖維輸送來的太陽光輻射到太陽光吸收體上，提高吸收體溫度，同時，採用溫度傳感器及時採集太陽光吸收體溫度信息，實現溫度的有效控制。光加熱裝置能將大面積範圍內的太陽光集束轉換為熱源，形成不同溫度等級，實現太空飛行器內部不同部位的溫度控制。如圖5所示，空間輻冷裝置是一個二級輻射製冷裝置，其具有無功耗、無振動、無電磁輻射、長壽命等適合空間應用的特點。空間輻冷裝置主要包括二級空間輻冷器、一級空間輻冷器、空間輻冷器外殼、可翻轉地球屏、空間輻冷器解鎖機構和空間輻冷器限位機構。採用輕質可翻轉地球屏，兼作防汙罩，可翻轉地球屏在地面保存和發射及入軌初期處於合攏狀態，可翻轉地球屏內表面鏡面採用複製工藝形成高反射率反射膜，外表面多層熱控包紮，平時情況下可翻轉地球屏合攏作防汙罩。空前輻冷器外殼冷卻空間輻冷裝置外殼部分，一級空間輻冷器冷卻空間輻冷裝置前級部分，二級空間輻冷器冷卻空間輻冷裝置二級冷塊座到90K以下。對二級空間輻冷器進行溫控，溫控到太空飛行器單機工作溫度點並提供太空飛行器單機所需的製冷量。空間輻冷裝置可以構成高效率輻射降溫裝置，實現太空飛行器的高效降溫等熱控功能。綜上所述，本實施例提供的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，能夠滿足太空飛行器的溫度控制需求，實現利用光能加熱太空飛行器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，降低熱控系統的資源需求，提高太空飛行器熱控系統的可靠性。最終達到降低太空飛行器研製成本、提高太空飛行器總體可靠性等有益效果。以上對本發明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發明並不局限於上述特定實施方式， 本領域技術人員可以在權利要求的範圍內做出各種變形或修改，這並不影響本發明的實質內容。
權利要求
1.一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中: -太陽光集束器，用於匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，並將太陽光集束傳輸到太陽光分路器； -太陽光分路器，用於太陽光集束的傳輸與通斷控制，並在傳輸狀態下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求； -加熱單元，用於將大面積範圍內的太陽光轉換為熱源，形成不同溫度等級，實現太空飛行器內部不同部位的溫度控制； -空間輻冷裝置，將太空飛行器內多餘的太陽光向太空進行輻射，實現疏散相應的熱能，完成相應的降溫功能。
2.根據權利要求1所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述加熱單元包括安裝於太空飛行器內不同位置太空飛行器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用於實現光熱轉換。
3.根據權利要求2所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導纖維傳輸，並輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時採集太陽光吸收體的溫度信息，實現溫度控制。
4.根據權利要求1所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用於接收輸入太陽光集束，並通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。
5.根據權利要求4所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述選擇性光柵採用高功率轉換光纖直接連接型光柵開關。
6.根據權利要求4所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述光柵控制器為光子晶體結構，採用電光調製方式，並根據太空飛行器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。
7.根據權利要求1至6中任一項所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡以及若干納米太陽光導纖維，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導纖維將匯聚的太陽光集束傳輸到太陽光分路器。
8.根據權利要求7所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述太陽光集束器的集光面積大於3m2。
9.根據權利要求7所述的直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，其特徵在於，所述納米太陽光導纖維採用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為表面光滑的空心毛細導管。
全文摘要
本發明公開了一種直接利用太陽光的太空飛行器熱控系統，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置。本發明直接匯集太空飛行器向陽面的太陽光作為太空飛行器熱控能源，利用太陽光匯聚所產生的光能加熱太空飛行器光加熱裝置或單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，解決了低功耗空間熱控問題，減少了太空飛行器熱控電功率，也就減少了相應的太陽電池陣面積及蓄電池容量，提高了太陽光能量的利用率，降低了太空飛行器熱控、能源等分系統設計難度。本發明解決了太陽系內空間太空飛行器航行所需熱控技術難點，對提高太空飛行器熱控效率和太空探測範圍、降低航行所需資源代價具有一定效果。
文檔編號B64G1/50GK103231811SQ20131010509
公開日2013年8月7日 申請日期2013年3月28日 優先權日2013年3月28日
發明者張偉, 王天亮, 尤偉, 張紅英, 方寶東, 江世臣 申請人:上海衛星工程研究所