[发明专利]飞行器的散热器组、飞行器及装配散热器组的方法

说明书

技术领域

本公开内容涉及一种飞行器(spacecraft)散热器。

背景技术

飞行器包括数目庞大的装置，诸如，产生热量的电子装置。该热量必须消散，并且因为太空中基本上没有空气，热量必须散发到外太空。飞行器(诸如，卫星)通常包括将电器和其他装置的热量吸取到飞行器的外表面的散热器组(radiator panel)。散热器组的热膨胀及收缩可能会影响飞行器的通信装置定向至地球和/或定向至另一飞行器或外太空的其他物体的精确度。对于一些飞行器，通信装置的精确定向对其功能是重要的。从历史的观点上说，散热器组由具有相似的热膨胀系数(CTE)的材料构造，以便最小化由于热失衡导致的散热器组的扭曲，从而最小化对通信装置的定向的影响。此外，历史上散热器组已被用作用于由散热器组所支撑的电子装置(包括通信装置)的接地或自动返回装置(power return)。因此，在历史上电热器组由夹在铝面板(face-sheet，夹层结构的面板，层压材料面板)之间的铝蜂窝状芯以及由延伸穿过该芯的铝热管构造。

发明内容

在本文中公开了飞行器的散热器组、装配飞行器的散热器组的方法、飞行器、以及装配飞行器的方法。散热器组包括两个间隔开的面板，两个间隔开的面板包括由纤维增强复合材料构造的内面板和外面板；定位于两个间隔开的面板之间的蜂窝状芯；以及延伸穿过蜂窝状芯的一个或多个热管。在一些散热器组中，面板的纤维增强复合材料包括两种不同类型的纤维。在一些散热器组中，面板的纤维增强复合材料包括碳纤维和硼纤维。飞行器包括本体和可操作地耦接至本体且彼此相对的两个散热器组。

附图说明

图1是包括根据本公开内容的两个散热器组的示例性飞行器的等距视图。

图2是示出根据本公开内容的散热器组的示意性侧视图。

图3是示出根据本公开内容的散热器组的面板的单个层片的示意性侧视图。

图4是示意性地示出根据本公开内容的方法的流程图。

具体实施方式

在本文中公开了飞行器的散热器组、装配飞行器的散热器组的方法、飞行器、以及装配飞行器的方法。图1示出了卫星12形式的示例性飞行器10，其包括两个散热器组14。然而，其他类型的飞行器10在本公开内容的范围内，并且散热器组14不限于与卫星一起使用，更不必说在图1中示出的和在本文中所描述的示例性卫星12。飞行器10和卫星12包括结构本体16，散热器组14和其他装置可操作地安装于该结构本体。在卫星12的所示出的实例中，结构本体16包括柱形芯18、上部板20、下部板22、左加强件24、右加强件26、上天线支架28、以及下天线支架30。散热器组14包括可操作地耦接至上部板20、左加强件24、下部板22、上天线支架28、以及下天线支架30的左散热器组14并包括可操作地耦接至上部板20、右加强件26、下部板22、上天线支架28、以及下天线支架30的右散热器组14。总体地，卫星12的散热器组14和结构本体16可描述为飞行器航天器(spacecraft bus)32，该航天器32用于将各种载运物34携带到外太空。但示出的且描述的航天器32的构造是飞行器10和卫星12的一个实例，其仅提供为说明的目的，并不将本公开内容限制到示出的实例。在美国专利申请公开号2014/0239124中公开了可适用于飞行器航天器32的构造的另外的实例。

飞行器10和卫星12的载运物34可以根据飞行器10的最终应用采取任何合适的形式和构造。例如，载运物34可以包括各种通信装置36，包括(但不限于)天线馈线38和天线反射器40。至少，卫星12的载运物34典型地包括可操作地安装到散热器组14的内侧的电子设备42。因此，电子设备产生的热量被传导至散热器组14，其进而将热量散发到外太空。载运物34另外可以包括安装到散热器组14的外侧的结构，例如(但不限于)太阳能电池组44，如在图1中示出的。