[发明专利]通用化卫星舱板热设计结构

说明书

本发明提供了一种涉及卫星热控设计领域的通用化卫星舱板热设计结构，包括KS‑ZA白漆层、多层隔热组件、热管网、黑漆层、铝蜂窝舱板以及转动机构；热管网连接于铝蜂窝舱板上，铝蜂窝舱板内表面喷涂有黑漆层，铝蜂窝舱板外表面喷涂有KS‑ZA白漆层，多层隔热组件通过转动机构连接于铝蜂窝舱板外表面上；转动机构带动多层隔热组件在KS‑ZA白漆层表面实现展开和收拢，从而调整铝蜂窝舱板散热面大小。本发明通过转动机构调节多层隔热组件包覆舱板外表面面积大小达到控制舱板温度的目标，从而适应不同姿态、轨道下的空间热环境，通用化卫星热设计有助于卫星舱板商业化批量生产。

技术领域

本发明涉及卫星热控设计领域，具体地，涉及通用化卫星舱板热设计结构。尤其是，针对不同的轨道、姿态和有效载荷等飞行任务，适应飞行任务的变化所引起的热环境改变，特别是涉及到大批量生产的卫星舱板。

背景技术

随着航天商业化发展，对卫星制造成本和研制周期提出新的要求，由于空间环境特殊性，不同轨道、姿态和有效载荷的卫星外部热环境更加恶劣，热设计难度增大。

专利1文献CN205168972U公开了一种自动调节式隔热板，通过记忆合金实现自动调节。系统设计有热控涂层和多层隔热组件，该系统主要为隔热作用，适用性可靠性不高，不具有通用化热设计；

专利2文献CN110143294A提出一种全轨道全姿态飞行器热设计结构，通过热控涂层和流体回路实现热量收集和排散，该系统主要解决大功耗单机散热问题，研制周期长，系统复杂成本高，不具有商业化批量生产能力；

专利3文献CN106742085A公开一种航天温控式百叶窗结构，调节能力有限，不适用不同轨道、姿态下卫星热设计。

针对不同轨道、姿态和有效载荷的卫星，通过伸缩机构和热管网技术，面向模块化通用化热设计，卫星舱板批量化生产，在国内尚属首次。一般卫星热设计方法采用以被动为主、主动为辅方式，主要解决外热流变化较小且有固定散热面的卫星，对不同轨道、姿态和有效载荷的适应性较差，造成研制周期较长，不利于批量化生产。而常规的具有较强适应性的热控技术，如百叶窗、LHP等，或者是可靠性低，或者是耗费资源较多。因此必须提出通用化热设计方法，以最优的资源配置，更高可靠性来解决卫星热设计难题。

经现有技术专利文献检索发现，中国发明专利公开号为CN108528760A，公开了一种卫星顶板精细化热设计装置，属于航天航空技术领域，能够极大程度上减小空间环境和内部外热流对顶板的影响，减小顶板的温度梯度和波动，满足顶板在转移段和在轨期间的不同温度需求。包括卫星顶板、多层结构、隔热垫片、螺钉；多层结构包括星内多层隔热组件和星外多层隔热组件，星内多层隔热组件包覆在卫星顶板下侧，且朝向星内侧设置，星外多层隔热组件包覆在卫星顶板上侧，且朝向星外侧设置；卫星顶板上通过螺钉连接有载荷，隔热垫片位于载荷和卫星顶板之间。而本发明提供了通用化卫星舱板热设计结构，解决卫星热设计不佳的问题。因此，该文献与本发明所介绍的方法是属于不同的发明构思。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种通用化卫星舱板热设计结构。

根据本发明提供的一种通用化卫星舱板热设计结构，包括KS-ZA白漆层、多层隔热组件、热管网、黑漆层、铝蜂窝舱板以及转动机构；

热管网连接于铝蜂窝舱板上，铝蜂窝舱板内表面喷涂有黑漆层，铝蜂窝舱板外表面喷涂有KS-ZA白漆层，多层隔热组件通过转动机构连接于铝蜂窝舱板外表面上；

转动机构带动多层隔热组件在KS-ZA白漆层表面实现展开和收拢，从而调整铝蜂窝舱板散热面大小。

优选的，热管网包括预埋热管和外贴热管，铝蜂窝舱板内连接有预埋热管，铝蜂窝舱板外表面连接有外贴热管。

优选的，预埋热管和外贴热管正交布置，预埋热管和外贴热管采用铝氨槽道热管。