【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及航天，尤其涉及一種開艙式航天器熱控設計方法。
技術介紹
1、航天器一般采用輕質鋁蜂窩材料作為衛星主體結構，其導熱能力低下，每塊艙板均需要單獨進行輻射換熱和導熱設計，幾乎每塊艙板就是一個獨立的熱控設計對象；通過控制每個艙板的散熱面面積大小設計、多層隔熱組件包覆和加強均溫能力，結合各個艙板到達的軌道外熱流(包括太陽直照、地球反照以及行星紅外輻射)和各個艙板上的儀器設備熱耗，使得每個艙板上的儀器設備處于一定溫度范圍下工作。
2、通過多層隔熱組件對航天器所處軌道外熱流以及深空冷背景進行隔熱，尤其是艙外儀器設備的隔熱設計復雜，衛星總裝階段熱控實施階段工作量較大且無法實現自動化生產，其生產效率較低，導致現有的設計生產模式無法適應商業航天快速研制的需求。
3、目前衛星結構采用輕質鋁蜂窩結構板，其導熱率較低，無法構建整星熱總線，對熱耗較大的設備無法進行有效的散熱；鋁蜂窩結構板之間的導熱僅依靠螺釘產生微弱的導熱路勁，板間導熱均溫能力幾乎可忽略不計。采用預埋熱管或者高導熱石墨膜對結構板自身增強導熱均溫能力，板間采用貼裝熱管或高導熱膜加強導熱性能，需要占用一定的衛星空間，對衛星高繼承以及自動化裝配帶來一定的設計約束。
4、已有技術問題及缺陷描述：常規航天器的熱設計只側重考慮實用性，利用后加的熱控多層隔熱組件以及熱管作為隔熱和導熱的主要手段，沒有充分考慮商業衛星的批量自動化生產需求以及高繼承一體化設計理念。此常規熱設計方法帶來了航天器總裝階段熱控實施周期增加，軟性的多層隔熱組件更多的依賴人工裝配，同時航
技術實現思路
1、本專利技術提供了一種開艙式航天器熱控設計方法，包括如下步驟：
2、步驟1：將航天器的主體結構通過鋁合金機加工藝一體成型；
3、步驟2：通過采用低太陽吸收比、高紅外發射率的熱控涂層對主體結構的各個面進行噴涂或者貼裝。
4、作為本專利技術的進一步改進，在所述步驟1中，將航天器的主體結構設計成五面框體結構，通過鋁合金機加工藝一體成型。
5、作為本專利技術的進一步改進，采用多層隔熱組件構建多層柔性艙板。
6、作為本專利技術的進一步改進，所述多層柔性艙板由一層雙面鍍鋁聚酯膜和一層滌綸網疊層組成一個單元，雙面鍍鋁聚酯膜與滌綸網交替疊層多次，再在最上層疊一層雙面鍍鋁聚酯膜，最后在多層隔熱組件朝向星體艙外的一側上覆蓋一層單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜作為面膜。
7、作為本專利技術的進一步改進，所述多層柔性艙板由一層6μm厚雙面鍍鋁聚酯膜和一層滌綸網疊層組成一個單元，雙面鍍鋁聚酯膜與滌綸網交替疊層15次，再在最上層疊一層雙面鍍鋁聚酯膜，最后在多層隔熱組件朝向星體艙外的一側上覆蓋一層單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜作為面膜。
8、作為本專利技術的進一步改進，主體結構的熱導率大于121w/m/k。
9、作為本專利技術的進一步改進，在所述步驟2中，通過設計f46鍍銀二次表面鏡在工業導電氧化表面的貼裝比例及區域控制航天器結構表面等效熱參數。
10、作為本專利技術的進一步改進，熱控涂層面由工業陽極氧化和熱控涂層根據面積比例計算等效紅外發射率。
11、本專利技術的有益效果是：本專利技術通過在航天器外熱流較大的側面設計較強的多層柔性艙板，實現軌道外熱流中最大熱流的太陽直照熱流隔離，使得外熱流對航天器溫度影響得到較大減弱；在不需要增加外部導熱裝置的前提下，利用一體化結構自身的高熱導性能有效避免航天器外熱流較大一側和外熱流較小一側的溫度梯度過大的情況，可取消熱管使用以及外貼石墨膜的使用；通過在傳統的工業導電陽極氧化涂層上進行貼裝熱控薄膜或者噴涂熱控漆，從而調節整星主結構五個外側壁的太陽吸收比和紅外發射率，實現航天器設備溫度滿足相應的溫度指標要求；減少一側金屬結構艙板，利用多層隔熱組件構建多層柔性艙板，有效的降低了航天器的重量；避免外部艙板包覆多層隔熱組件，使得各個結構板更便于自動化裝配，提升了生產效能，縮短研制周期。
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1.一種開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，包括如下步驟：
2.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，在所述步驟1中，將航天器的主體結構設計成五面框體結構，通過鋁合金機加工藝一體成型。
3.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，采用多層隔熱組件構建多層柔性艙板。
4.根據權利要求3所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，所述多層柔性艙板由一層雙面鍍鋁聚酯膜和一層滌綸網疊層組成一個單元，雙面鍍鋁聚酯膜與滌綸網交替疊層多次，再在最上層疊一層雙面鍍鋁聚酯膜，最后在多層隔熱組件朝向星體艙外的一側上覆蓋一層單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜作為面膜。
5.根據權利要求4所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，所述多層柔性艙板由一層6μm厚雙面鍍鋁聚酯膜和一層滌綸網疊層組成一個單元，雙面鍍鋁聚酯膜與滌綸網交替疊層15次，再在最上層疊一層雙面鍍鋁聚酯膜，最后在多層隔熱組件朝向星體艙外的一側上覆蓋一層單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜作為面膜。
6.根據權利要求1所述的航天器熱控設計方法，其特征在于，主體結構的熱導
7.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，在所述步驟2中，通過設計F46鍍銀二次表面鏡在工業導電氧化表面的貼裝比例及區域控制航天器結構表面等效熱參數。
8.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，熱控涂層面由工業陽極氧化和熱控涂層根據面積比例計算等效紅外發射率。
...【技術特征摘要】
1.一種開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，包括如下步驟：
2.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，在所述步驟1中，將航天器的主體結構設計成五面框體結構，通過鋁合金機加工藝一體成型。
3.根據權利要求1所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，采用多層隔熱組件構建多層柔性艙板。
4.根據權利要求3所述的開艙式航天器熱控設計方法，其特征在于，所述多層柔性艙板由一層雙面鍍鋁聚酯膜和一層滌綸網疊層組成一個單元，雙面鍍鋁聚酯膜與滌綸網交替疊層多次，再在最上層疊一層雙面鍍鋁聚酯膜，最后在多層隔熱組件朝向星體艙外的一側上覆蓋一層單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜作為面膜。
5.根據權利要求4所述的開艙式航天器熱控設計...
【專利技術屬性】
技術研發人員：孫日思，王翠林，龔金來，楊子鵬，尹茂賢，吳昊天，
申請(專利權)人：深圳航天東方紅衛星有限公司，
類型：發明
國別省市：
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