專利名稱：直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及太空飛行航天器的熱控技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
目前伴隨航天器內(nèi)部星載設(shè)備的日趨多樣化以及工作模式的日趨復(fù)雜化，執(zhí)行航天任務(wù)環(huán)境的不確定性等因素都對航天器熱控系統(tǒng)的設(shè)計提出了新的挑戰(zhàn)。由于航天器結(jié)構(gòu)對質(zhì)量、體積和功耗的約束，給其熱控設(shè)計帶來了兩個主要問題:一個是局部的高熱流密度，一個是低的熱慣性。首先，隨著電子芯片集成化，封裝水平的不斷提高，部分MEMS器件尺寸已經(jīng)從微米量級進入了亞微米量級，且自1959年開始器件的集成度以每年40 % 50 %高速遞增。由于器件的表面積與器件特征尺度的平方成反比，使得星載設(shè)備的局部熱流密度最高可達100ff/cm2以上量級。而微電子器件的可靠性對溫度十分敏感，器件溫度在70 80°C水平上每增加I°C，可靠性就會下降5%。其次，是由于微小化帶來的表面積/體積比增大，對外熱流的熱慣性變小。因此當衛(wèi)星進入地球軌道的陰影時，衛(wèi)星蒙皮的溫度波動將會增大，加上儀器設(shè)備自身熱功耗的變化，使星內(nèi)儀器設(shè)備的溫度增加，乃至超出其正常工作溫度范圍。綜上所述，研究高性能航天器已成為國際宇航界的發(fā)展趨勢，高性能的航天器設(shè)計對傳統(tǒng)主、被熱控系統(tǒng)的控制品質(zhì)和適用范圍都提出了新的要求。

發(fā)明內(nèi)容
針對現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，該系統(tǒng)通過收集、傳導(dǎo)、分配太陽光，并利用光能加熱航天器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫、滿足航天器內(nèi)部不同位置的加熱與降溫功能，實現(xiàn)航天器主動熱控。本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的。一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導(dǎo)纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中:-太陽光集束器，用于匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，并將太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲鳎?太陽光分路器，用于太陽光集束的傳輸與通斷控制，并在傳輸狀態(tài)下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現(xiàn)太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求；-加熱單元，用于將大面積范圍內(nèi)的太陽光轉(zhuǎn)換為熱源，形成不同溫度等級，實現(xiàn)航天器內(nèi)部不同部位的溫度控制；

-空間輻冷裝置，將航天器內(nèi)多余的太陽光向太空進行輻射，實現(xiàn)疏散相應(yīng)的熱能，完成相應(yīng)的降溫功能。
優(yōu)選地，所述加熱單元包括安裝于航天器內(nèi)不同位置航天器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用于實現(xiàn)光熱轉(zhuǎn)換。優(yōu)選地，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導(dǎo)纖維傳輸，并輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時采集太陽光吸收體的溫度信息，實現(xiàn)溫度控制。優(yōu)選地，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用于接收輸入太陽光集束，并通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。優(yōu)選地，所述選擇性光柵采用高功率轉(zhuǎn)換光纖直接連接型光柵開關(guān)。優(yōu)選地，所述光柵控制器為光子晶體結(jié)構(gòu)，采用電光調(diào)制方式，并根據(jù)航天器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。優(yōu)選地，所述空間輻冷裝置為一個二級輻射制冷裝置。優(yōu)選地，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡以及若干納米太陽光導(dǎo)纖維，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導(dǎo)纖維將匯聚的太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲?。?yōu)選地，所述太陽光集束器的集光面積大于3m2。優(yōu)選地，所述納米太陽光導(dǎo)纖維采用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為
表面光滑的空心毛細導(dǎo)管。 本發(fā)明提供的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，對航天器向陽面太陽光進行收集、傳導(dǎo)、分配，將聚焦的太陽能轉(zhuǎn)化成熱能，利用熱能加熱航天器光加熱裝置或需加熱單機，太陽光聚集器收集太陽能輻射，將收集的太陽能送到光導(dǎo)纖維，光纖將高強度太陽輻射送到光加熱裝置或需加熱單機，并有效產(chǎn)生高性能光熱增溫，使得光加熱與導(dǎo)光降溫組合起來，綜合考慮航天器飛行過程中光照、熱控和工作模式變化，優(yōu)化設(shè)計各種太陽光熱控參數(shù)，實現(xiàn)航天器的太陽光熱控功能，滿足航天器的溫度控制需求，實現(xiàn)利用光能加熱航天器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，降低熱控系統(tǒng)的資源需求，提高航天器熱控系統(tǒng)的可靠性，且大尺度的太陽能推進無需星上能源供應(yīng)，最終達到降低航天器研制成本、提高航天器總體可靠性的目的。本發(fā)明具有以下技術(shù)效果:I)具有局部高熱流密度的收集、傳輸和排散能力；2)能在復(fù)雜或多種熱環(huán)境下以高可靠性工作；3)能夠提高星載能源的利用系數(shù)，減少重量體積和飛行代償，滿足節(jié)能降耗。


通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯:圖1為本發(fā)明整體結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明的太陽光集束器示意圖；圖3為本發(fā)明的太陽光分路器示意圖4為本發(fā)明的光加熱裝置示意圖；圖5為本發(fā)明的空間輻冷裝置示意圖；圖中:I為太陽光，2為溫度傳感器，3為太陽光吸收體，4為熱沉，5為弱熱連接體。
具體實施例方式下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明:本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程。應(yīng)當指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進，這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。如圖1所示，本實施例提供了一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導(dǎo)纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中:-太陽光集束器，用于匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，并將太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲鳎?太陽光分路器，用于太陽光集束的傳輸與通斷控制，并在傳輸狀態(tài)下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現(xiàn)太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求；-加熱單元，用于將大面積范圍內(nèi)的太陽光轉(zhuǎn)換為熱源，形成不同溫度等級，實現(xiàn)航天器內(nèi)部不同部位的溫度控制；-空間輻冷裝置，將航天器內(nèi)多余的太陽光向太空進行輻射，實現(xiàn)疏散相應(yīng)的熱能，完成相應(yīng)的降溫功能。 進一步地，所述加熱單元包括安裝于航天器內(nèi)不同位置航天器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用于實現(xiàn)光熱轉(zhuǎn)換。`進一步地，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導(dǎo)纖維傳輸，并輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時采集太陽光吸收體的溫度信息，實現(xiàn)溫度控制。航天器太空航行時，經(jīng)光導(dǎo)纖維傳送至光加熱裝置或航天器需加熱單機內(nèi)的太陽光能，通過光加熱裝置或航天器需加熱單機實現(xiàn)太陽光能的光熱轉(zhuǎn)換，完成相應(yīng)的加熱增溫需求。進一步地，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用于接收輸入太陽光集束，并通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。進一步地，所述選擇性光柵采用高功率轉(zhuǎn)換光纖直接連接型光柵開關(guān)。進一步地，所述光柵控制器為光子晶體結(jié)構(gòu)，采用電光調(diào)制方式，并根據(jù)航天器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。進一步地，所述空間輻冷裝置為一個二級輻射制冷裝置。進一步地，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡構(gòu)成的集光部分以及若干納米太陽光導(dǎo)纖維構(gòu)成的導(dǎo)光部分，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導(dǎo)纖維將匯聚的太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲?。進一步地，所述太陽光集束器的集光面積大于3m2。
進一步地，所述納米太陽光導(dǎo)纖維采用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為表面光滑的空心毛細導(dǎo)管。太陽光集束器集光面積大于3m2，按集光效率70% ;太陽光分路器采用高功率轉(zhuǎn)換的光纖直接連接型光開關(guān)，可以實現(xiàn)最大光功率達2MW的光傳輸與通斷控制；光導(dǎo)纖維采用芯徑600 μ m的石英光纖；航天器需加熱單機分布于航天器不同位置；航天器光加熱裝置實現(xiàn)光熱轉(zhuǎn)換，可滿足0.0Olff^lOOOff的不同加熱功率；空間輻冷裝置實現(xiàn)航天器的輻射致冷，可滿足工作溫度溫控在90K以下。具體為，如圖2所示，太陽光集束器主要由η組納米太陽光透鏡和納米太陽光導(dǎo)纖維組成。太陽光集束器集光面積大于3m2,按集光效率70%,光導(dǎo)纖維米用芯徑600 μ m的石英光纖。納米太陽光透鏡實現(xiàn)太空中平行太陽光的匯聚與再平行，實現(xiàn)匯聚太陽光平行進入納米太陽光導(dǎo)纖維。納米太陽光導(dǎo)纖維為表面非常光滑的空心毛細導(dǎo)管，納米太陽光導(dǎo)纖維導(dǎo)線內(nèi)徑為600 μ m,輕便柔軟便于安裝，同時可實現(xiàn)太陽光能的低損有效傳輸。每組太陽光透鏡連接一根納米太陽光導(dǎo)纖維，將匯聚的太陽光能量傳輸?shù)教柟夥致菲?。如圖3所示，太陽光分路器采用高功率轉(zhuǎn)換的光纖直接連接型光柵開關(guān)，可以實現(xiàn)最大光功率達2MW的太陽光傳輸與通斷控制。太陽光分路器包括選擇性光柵和光柵控制器。光柵控制器根據(jù)航天器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。光柵控制器為光子晶體結(jié)構(gòu)，一般采用電光調(diào)制方式，利用了光子晶體的壓電效應(yīng)，即在某 些晶體的特定方向施加壓力時，對應(yīng)表而上出現(xiàn)正或負的電荷，并且電荷密度與壓力大小成正比。具有壓電效應(yīng)的物體稱作壓電體(piezodectrics)。從原理上講，是因為光波在介質(zhì)中的傳播規(guī)律受介質(zhì)折射率分布狀況影響制約，而介質(zhì)折射率分布是由介質(zhì)介電常數(shù)所決定的。而介電常數(shù)是隨著作用在介質(zhì)上的電場強度而變化的。目前，電光調(diào)制已在光開光、光通信等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。光柵控制器根據(jù)輸入根據(jù)航天器所需推力大小的控制信息，控制光柵通斷，從單次發(fā)射的太陽光集束時間長度和選擇太陽光能量兩方面控制傳輸?shù)奶柟饧?。如圖4所示，光加熱裝置將通過光導(dǎo)纖維輸送來的太陽光輻射到太陽光吸收體上，提高吸收體溫度，同時，采用溫度傳感器及時采集太陽光吸收體溫度信息，實現(xiàn)溫度的有效控制。光加熱裝置能將大面積范圍內(nèi)的太陽光集束轉(zhuǎn)換為熱源，形成不同溫度等級，實現(xiàn)航天器內(nèi)部不同部位的溫度控制。如圖5所示，空間輻冷裝置是一個二級輻射制冷裝置，其具有無功耗、無振動、無電磁輻射、長壽命等適合空間應(yīng)用的特點?？臻g輻冷裝置主要包括二級空間輻冷器、一級空間輻冷器、空間輻冷器外殼、可翻轉(zhuǎn)地球屏、空間輻冷器解鎖機構(gòu)和空間輻冷器限位機構(gòu)。采用輕質(zhì)可翻轉(zhuǎn)地球屏，兼作防污罩，可翻轉(zhuǎn)地球屏在地面保存和發(fā)射及入軌初期處于合攏狀態(tài)，可翻轉(zhuǎn)地球屏內(nèi)表面鏡面采用復(fù)制工藝形成高反射率反射膜，外表面多層熱控包扎，平時情況下可翻轉(zhuǎn)地球屏合攏作防污罩?？涨拜椑淦魍鈿だ鋮s空間輻冷裝置外殼部分，一級空間輻冷器冷卻空間輻冷裝置前級部分，二級空間輻冷器冷卻空間輻冷裝置二級冷塊座到90K以下。對二級空間輻冷器進行溫控，溫控到航天器單機工作溫度點并提供航天器單機所需的制冷量?？臻g輻冷裝置可以構(gòu)成高效率輻射降溫裝置，實現(xiàn)航天器的高效降溫等熱控功能。綜上所述，本實施例提供的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，能夠滿足航天器的溫度控制需求，實現(xiàn)利用光能加熱航天器光加熱裝置或需加熱單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，降低熱控系統(tǒng)的資源需求，提高航天器熱控系統(tǒng)的可靠性。最終達到降低航天器研制成本、提高航天器總體可靠性等有益效果。以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式， 本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實質(zhì)內(nèi)容。
權(quán)利要求
1.一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導(dǎo)纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置，其中: -太陽光集束器，用于匯聚太陽光，形成具有高光能密度的太陽光集束，并將太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲鳎? -太陽光分路器，用于太陽光集束的傳輸與通斷控制，并在傳輸狀態(tài)下將太陽光集束傳輸至加熱單元，實現(xiàn)太陽光能的有效分配，滿足加熱單元的光能需求； -加熱單元，用于將大面積范圍內(nèi)的太陽光轉(zhuǎn)換為熱源，形成不同溫度等級，實現(xiàn)航天器內(nèi)部不同部位的溫度控制； -空間輻冷裝置，將航天器內(nèi)多余的太陽光向太空進行輻射，實現(xiàn)疏散相應(yīng)的熱能，完成相應(yīng)的降溫功能。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述加熱單元包括安裝于航天器內(nèi)不同位置航天器需加熱單機以及光加熱裝置，所述光加熱裝置用于實現(xiàn)光熱轉(zhuǎn)換。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述光加熱裝置包括:溫度傳感器、太陽光吸收體、熱沉以及弱熱連接體，所述太陽光吸收體通過弱熱連接體連接在熱沉上，所述溫度傳感器與太陽光吸收體相連接，其中，太陽光集束通過光導(dǎo)纖維傳輸，并輻射到太陽光吸收體上，溫度傳感器及時采集太陽光吸收體的溫度信息，實現(xiàn)溫度控制。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述太陽光分路器包括:選擇性光柵和光柵控制器，所述選擇性光柵用于接收輸入太陽光集束，并通過光柵控制器控制光柵運動，選擇通過或斷開特定能量的太陽光集束。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述選擇性光柵采用高功率轉(zhuǎn)換光纖直接連接型光柵開關(guān)。
6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述光柵控制器為光子晶體結(jié)構(gòu)，采用電光調(diào)制方式，并根據(jù)航天器所需加熱功率大小的控制信息，控制光柵運動。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6中任一項所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述太陽光集束器包括若干組納米太陽光透鏡以及若干納米太陽光導(dǎo)纖維，每一組納米太陽光透鏡通過一根納米太陽光導(dǎo)纖維將匯聚的太陽光集束傳輸?shù)教柟夥致菲鳌?br> 8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述太陽光集束器的集光面積大于3m2。
9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，其特征在于，所述納米太陽光導(dǎo)纖維采用心徑為600 μ m的石英光纖，所述石英光纖為表面光滑的空心毛細導(dǎo)管。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種直接利用太陽光的航天器熱控系統(tǒng)，包括太陽光集束器、太陽光分路器、光導(dǎo)纖維、加熱單元以及空間輻冷裝置。本發(fā)明直接匯集航天器向陽面的太陽光作為航天器熱控能源，利用太陽光匯聚所產(chǎn)生的光能加熱航天器光加熱裝置或單機，同時降低向陽面太陽輻射引起的增溫，解決了低功耗空間熱控問題，減少了航天器熱控電功率，也就減少了相應(yīng)的太陽電池陣面積及蓄電池容量，提高了太陽光能量的利用率，降低了航天器熱控、能源等分系統(tǒng)設(shè)計難度。本發(fā)明解決了太陽系內(nèi)空間航天器航行所需熱控技術(shù)難點，對提高航天器熱控效率和太空探測范圍、降低航行所需資源代價具有一定效果。
文檔編號B64G1/50GK103231811SQ20131010509
公開日2013年8月7日 申請日期2013年3月28日 優(yōu)先權(quán)日2013年3月28日
發(fā)明者張偉, 王天亮, 尤偉, 張紅英, 方寶東, 江世臣 申請人:上海衛(wèi)星工程研究所