[发明专利]一种空间飞行器的热控方法

说明书

技术领域

本发明涉及空间飞行器热控领域，特别是一种适用于姿态不定飞行器的空间飞行器的热控方法。

背景技术

空间飞行器是一种具备自主探测、识别与跟踪、自主机动、自主决策的能力的小型飞行器，其作为一类空间平台，具备较强的空间位置和姿态机动能力，并能够携带一定的载荷，执行空间任务。空间飞行器进一步发展可为空间运输、信息支持、链路搭建等提供重要技术手段，目前已圆满完成空间飞行器地面悬浮综合演示验证试验，标志着已基本掌握、突破了空间飞行器平台的相关关键技术与系统集成技术。为了满足工程应用和空间飞行器后续发展的需要，急需进一步验证真实空间环境条件下空间飞行器目标探测识别、空间飞行器对空间在轨目标的空间位置交会、空间飞行器红外干扰对抗、红外伴飞测量等关键技术，然而此类技术和场景无法通过地面的常规试验进行验证，需要开展搭载飞行演示试验。

搭载飞行演示试验需要空间飞行器在轨停留超过20小时，并且空间姿态和发射时间不定，使得空间飞行器受到空间外热流不定，面临严峻的空间热防护问题。现有的空间飞行器热控手段主要以主被动复合热控方式或主动热控方式为主，选用的热控材料包括热控多层材料、百叶窗、热管、加热片及相变材料等，需要的安装空间较大，且对于星上能源有较高要求。而对于空间小型飞行器而言，其本身采用高度集成化一体化设计方式，空间利用率极高，无法为传统热控系统提供足够的安装空间，并且其星上能源较小，无法为加热片等主动热控手段提供充足的能源保障。因此需根据空间飞行器空间环境不确定性较大的特点，结合空间飞行器快速集成、快速发射的需求，设计一套低成本、高可靠、方便快捷、简单易操作且能适应多种空间飞行状态的空间飞行器热控方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种设计实施方便快捷、电气回路少、可靠性高、占用内部空间小能够适应空间飞行器的快速发射任务的空间飞行器的热控方法。

本发明的技术解决方案是：一种空间飞行器的热控方法，包括如下步骤：

(1)在空间飞行器的分离释放筒外表面上布置加热回路、控温仪、热敏电阻，令加热回路对分离释放筒进行加热，同时控温仪通过热敏电阻实时监控分离释放筒的外表面温度Ts，当Ts大于设定温度阈值时，关断加热回路，当Ts不大于设定温度阈值时，打开加热回路对分离释放筒进行加热；其中，空间飞行器的飞行过程包括两个阶段：第一阶段，空间飞行器安装于分离释放筒内在空间中飞行；第二阶段，空间飞行器从分离释放筒中分离出来，空间飞行器本体在空间飞行；

(2)在空间飞行器的舱段结构、测量系统中的遥测分系统、计算设备、惯性设备、通信系统进行发黑处理；

(3)在星上电池上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜，在发射机上与安装面相对的面粘贴F46镀银二次表面镜；

(4)安装红外探测系统、可见光探测系统、舱段结构、星上电池、测量系统、动力系统、计算设备、惯性设备、活动部件、通信系统，并在测量系统中发射天线与舱段结构的安装面、通信系统中的组网天线与舱段结构的安装面之间使用隔热垫；

(5)将红外探测系统、可见光探测系统的遮光罩进光口外露，将红外探测系统、可见光探测系统除遮光罩进光口外的其余部位包覆多层隔热组件，将星上电池、发射机表面未粘贴F46镀银二次表面镜部分包覆多层隔热组件，在功分器、传感器、差动活塞贮箱、推进剂贮箱、姿控模块、轨控模块、隔离驱动器、活动部件、组网通信设备、分离释放筒上包覆多层隔热组件；

(6)在气体管路、液体管路、热气发生器上包覆高温多层隔热组件。

所述的加热回路为8路。

所述的设定温度阈值为30℃。

所述的控温仪为两路。

所述的两路控温仪分别安装在分离释放筒底部。

所述的步骤(5)中的多层隔热组件均为15单元。

所述的步骤(6)中的高温多层隔热组件均为10单元。

所述的步骤(4)中的隔热垫为2mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明方法通过对空间飞行器的分离释放筒进行温度控制、对各设备进行发黑处理并粘贴F46膜、安装时涂敷导热脂或加装隔热垫、使用多层隔热组件对空间飞行器进行包覆，完成了空间飞行器的热控，与现有的主被动复合热控方式或主动热控方式相比，设计简单，电气回路少，可靠性高；