[发明专利]一种航天器固定太阳翼的散热装置

说明书

本发明提供了一种航天器固定太阳翼的散热装置，包括绝缘材料（1）、导热膜（2）、二次表面镜（3），所述绝缘材料（1）贴装在航天器固定太阳翼需要散热区域的背面，所述导热膜（2）一端贴装在所述绝缘材料（1）上，所述导热膜（2）另一端贴装在航天器本体其它非太阳直接照射的侧面，所述二次表面镜（3）贴装在所述导热膜（2）上。本发明的有益效果是：本发明的散热装置在不改变本体结构设计的前提下，通过柔性石墨烯膜对固定太阳翼进行降温，可满足固定太阳翼布片数量减少后的温度指标要求，让太阳翼输出电压满足特定要求。

技术领域

本发明涉及航天器太阳冀散热装置领域，尤其涉及一种航天器固定太阳翼的散热装置。

背景技术

①已有技术描述：

航天器固定太阳翼一般采用隔热材料减弱其对航天器内部电子设备的影响，仅通过太阳电池片表面对太空进行辐射散热，保证固定太阳翼的温度满足一定要求。

仅通过太阳翼正面的太阳电池片对太空进行辐射，其散热效率较低，导致固定太阳翼的温度维持在较高的温度水平，温度普遍可达120℃；在固定太阳翼温度较高的情况下，为保证一定的输出电压要求，太阳电池片的数量需要增加，同时对太阳电池阵结构材料的选用也提出较大的约束。

对于航天器固定太阳翼，其背面被航天器本体遮挡，阻隔固定太阳翼背面朝深冷空间辐射散热的通道。此类航天器固定太阳翼的常规散热措施是通过太阳翼的正面电池片表面对太空辐射散热，在太阳电池片空隙间贴装低太阳吸收比、高红外发射率的热控薄膜。

②已有技术问题及缺陷描述：

航天器固定太阳翼的常规热设计只侧重考虑利用太阳电池翼的电池片所在面作为辐射散热面，没有充分利用星体其它侧面的辐射散热能力以及柔性高导热材料的灵活安装便利性。此常规热设计方法带来了航天器固定太阳翼的布片数量增加，太阳翼基板耐高温设计需求，以及航天器固定太阳翼面积增大。此时需要采用新的热控设计方法，既满足航天器固定太阳翼电参数输出需求，又降低航天器固定太阳翼重量、尺寸及耐高温特殊工艺需求。

发明内容

本发明提供了一种航天器固定太阳翼的散热装置，包括绝缘材料、导热膜、二次表面镜，所述绝缘材料贴装在航天器固定太阳翼需要散热区域的背面，所述导热膜一端贴装在所述绝缘材料上，所述导热膜另一端贴装在航天器本体其它非太阳直接照射的侧面，所述二次表面镜贴装在所述导热膜上。

作为本发明的进一步改进，该散热装置还包括承力件，所述承力件用于给航天器固定太阳翼拐向航天器本体其它侧面的转角处上的所述导热膜提供承力。

作为本发明的进一步改进，该散热装置还包括多层隔热组件，所述多层隔热组件安装在所述导热膜与航天器本体之间。

作为本发明的进一步改进，所述绝缘材料为聚酰亚胺薄膜。

作为本发明的进一步改进，所述聚酰亚胺薄膜厚度为20μm。

作为本发明的进一步改进，所述导热膜为石墨烯膜；所述二次表面镜为F46镀银二次表面镜。

作为本发明的进一步改进，所述石墨烯膜为多层复合石墨烯膜。

作为本发明的进一步改进，所述多层复合石墨烯膜为12层复合石墨烯膜；所述多层复合石墨烯膜的单层石墨烯膜热导率大于1400W/㎡/℃。

作为本发明的进一步改进，所述承力件为碳纳米铜箔。

作为本发明的进一步改进，所述多层隔热组件由双面聚酯膜和涤纶网交叠而成。

本发明的有益效果是：本发明的散热装置在不改变本体结构设计的前提下，通过柔性石墨烯膜对固定太阳翼进行降温，可满足固定太阳翼布片数量减少后的温度指标要求，让太阳翼输出电压满足特定要求。

附图说明