星载单机差异化温度控制系统及方法
技术领域
本发明涉及航天应用技术领域，特别涉及一种星载单机差异化温度控制系统及方法。
背景技术
卫星热控技术的目的是控制卫星内部及外部环境热交换过程，实现星上设备热平衡温度处于要求范围内。热控技术是航天技术的重要组成部分，其设计水平及质量影响到整个卫星的工作状态、寿命及可靠性。随着航天技术的不断发展，卫星的应用范围逐渐扩大，星上有效载荷因功能不同千差万别，因此卫星热控技术不断面临新的挑战。
在航天器星载单机热控设计过程中，需要针对单机内部不同模块进行温度设计，由于内部各模块功能需求、热耗以及温度要求的限制，在设计过程中需要综合考虑不同功能模块的热控需求。
在航天器星载单机的在轨温度控制技术方面，一般采取的方式为控制星载单机安装面温度。随着航天技术的不断发展与进步，卫星等航天器装配的单机功能日趋多元化，由于单机内部不同元器件对于温度需求是不同的，在单机设计过程中，一般采用元器件工作、启动、存储温度范围的最大包络进行设计。一般电子学器件能够承受较为恶劣的温度范围，单机中如果搭载一些有特殊温度控制需求的元器件，如较低的工作温度上限、启动及存储温度下限、温度稳定度、温度均匀性以及升降温速率等较为特殊的温度控制需求。按照现有的单机热控设计理念，对于整个单机的温度控制策略将较为严格，对于温度控制造成不必要的资源浪费。
常规的星载单机热控设计模式为针对单机搭载的不同模块温度需求进行单机内部各模块之间的结构布局，对于热耗较大的模块需要安装在靠近单机安装面附近，为该模块提供最佳的散热途径，对于有特殊温度需求的模块一般也采用与热交换面良好热接触，通过控制热交换面的边界温度而达到控制单机内部模块的温度。该种设计方式的主要缺陷为单机界面温度控制受限有温度敏感器件的限制，需要将全部单机控制在较为严苛的温度范围内。而一般星载单机绝大部分为电子学元器件，这部分器件能够承受较高的工作温度以及较低的存储温度。根据热力学定律以及航天器热控设计原理，边界温度控制要求越严格，需要的热控资源也就越多、包括散热通道资源、功率资源等。这就造成由于局部要求而提高整体要求，造成不必要的资源浪费。
发明内容
本发明的目的在于提供一种星载单机差异化温度控制系统及方法，以解决现有的航天器星载单机的在轨温度控制效率较低的问题。
为解决上述技术问题，本发明提供一种星载单机差异化温度控制系统，包括：
第一单机模块，被配置为与航天器安装板之间导热；
第二单机模块，被配置为通过闭环传导模块与辐射器之间导热；
所述第二单机模块的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块的元器件的最大正常工作温度；
所述第二单机模块的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块的元器件的最小正常工作温度。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，包括：
隔热装置，被布置在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间，其被配置为在所述第一单机模块和所述第二单机模块之间导热或隔热；
所述隔热装置的材料的导热系数根据所述第一单机模块和所述第二单机模块之间换热量需求设置。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述闭环传导模块被配置为根据所述第二单机模块的元器件的正常工作温度范围调节其温度，包括：
传热装置，被布置为连接在所述第二单机模块和所述辐射器之间；
测温装置，被布置在所述传热装置上，其被配置为测量所述传热装置的温度；
加热装置，被布置在所述传热装置上，其被配置为根据所述测温装置的测量结果对所述传热装置加热。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述传热装置贯穿所述航天器安装板；
所述航天器安装板上具有传热孔，所述传热装置从所述传热孔中伸出至冷黑空间外。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述辐射器被布置在所述传热装置位于冷黑空间外的一端；所述辐射器为金属板，且金属板的表面喷涂低吸收高发射率热控涂层材料，所述辐射器用于向冷黑空间排散热耗。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，
所述第一单机模块与航天器安装板之间的安装方式根据所述第一单机模块的元器件的正常工作温度范围调整；
所述第二单机模块与传热装置之间的安装方式根据所述第二单机模块的元器件的正常工作温度范围调整。
可选的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述第一单机模块与航天器安装板之间采用导热硅脂或导热垫填充，所述第二单机模块与传热装置之间采用完全热接触方式安装。
本发明还提供一种星载单机差异化温度控制方法，包括：
第一单机模块与航天器安装板之间导热；
第二单机模块通过闭环传导模块与辐射器之间导热；
所述第二单机模块的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块的元器件的最大正常工作温度；
所述第二单机模块的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块的元器件的最小正常工作温度。
在本发明提供的星载单机差异化温度控制系统及方法中，通过第一单机模块与航天器安装板之间导热，第二单机模块通过闭环传导模块与辐射器之间导热，所述第二单机模块的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块的元器件的最大正常工作温度，所述第二单机模块的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块的元器件的最小正常工作温度，实现了在不增加单机安装空间等约束条件的前提下，将对温度更加敏感的第二单机模块单独进行温度控制，提高控制精度；通过本发明可以减少第一单机模块在热控设计过程中的热控资源需求，消除局部对温度敏感的第二单机模块对于整机热设计的影响，极大的减少了常规热设计方法对于两个单机以及航天器平台的热控资源需求，能够更加直接的分别控制两个单机温度水平。
附图说明
图1是本发明一实施例星载单机差异化温度控制系统正面示意图；
图2是本发明一实施例星载单机差异化温度控制系统侧面示意图；
图中所示：1-第二单机模块；2-传热装置；3-第一单机模块；4-航天器安装板；5-传热孔；6-辐射器；7-隔热装置；8-测温装置；9-加热装置。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的星载单机差异化温度控制系统及方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。
本发明的核心思想在于提供一种星载单机差异化温度控制系统及方法，以解决现有的航天器星载单机的在轨温度控制效率较低的问题。
根据热力学定律以及航天器单机热设计原理，单机热控设计的主要约束为器件的工作温度指标。在航天器单机热控设计领域，一般将单机安装面作为单机散热通道。以模块最高温度工作指标为例，假设一般常规电子学模块工作温度上限为A,若单机内部存在温度敏感单元或模块工作温度上限为B，则在单机热设计过程中，需要控制整机温度不超过吧B。根据热辐射原理，温度控制目标越低，其辐射散热能力越低，则需要航天器平台提供更大的散热面积，造成航天器平台不必要的资源浪费。(其余特殊温度需求同理可知，如低温存储温度、温度稳定度、升降温速率等)本申请所述一种星载单机差异化温度控制方法是在常规单机热控设计方法上提出一种新的单机热控制及设计方法，能够极大的减少温度需求差异化的航天器单机对热控资源造成的不必要的浪费，而且能够更加精准直接的对温度敏感模块进行温度控制。
为实现上述思想，本发明提供了一种星载单机差异化温度控制系统及方法，其系统如图1～2所示，包括：第一单机模块3，被配置为与航天器安装板4之间导热；第二单机模块1，被配置为通过闭环传导模块与辐射器6之间导热；所述第二单机模块1的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块3的元器件的最大正常工作温度；所述第二单机模块1的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块3的元器件的最小正常工作温度。
具体的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，包括：隔热装置7，被布置在所述第一单机模块3和所述第二单机模块1之间，其被配置为在所述第一单机模块3和所述第二单机模块1之间导热或隔热；所述隔热装置7的材料的导热系数根据所述第一单机模块3和所述第二单机模块1之间换热量需求设置。
进一步的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述闭环传导模块被配置为根据所述第二单机模块1的的元器件的正常工作温度范围调节其温度，包括：传热装置2，被布置为连接在所述第二单机模块1和所述辐射器6之间；测温装置8，被布置在所述传热装置2上，其被配置为测量所述传热装置2的温度；加热装置9，被布置在所述传热装置2上，其被配置为根据所述测温装置8的测量结果对所述传热装置2加热。
另外，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述传热装置2贯穿所述航天器安装板4；所述航天器安装板4上具有传热孔5，所述传热装置2从所述传热孔5中伸出至冷黑空间外。所述辐射器6被布置在所述传热装置2位于冷黑空间外的一端；所述辐射器6为金属板，且金属板的表面喷涂低吸收高发射率热控涂层材料，所述辐射器6用于向冷黑空间排散热耗。
在本发明的一个实施例中，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述第一单机模块3与航天器安装板4之间的安装方式根据所述第一单机模块3的的元器件的正常工作温度范围调整；所述第二单机模块1与传热装置2之间的安装方式根据所述第二单机模块1的的元器件的正常工作温度范围调整。具体的，在所述的星载单机差异化温度控制系统中，所述第一单机模块3与航天器安装板4之间采用导热硅脂或导热垫填充，所述第二单机模块1与传热装置2之间采用完全热接触方式安装。
本发明还提供一种星载单机差异化温度控制方法，包括：第一单机模块3与航天器安装板4之间导热；第二单机模块1通过闭环传导模块与辐射器6之间导热；所述第二单机模块1的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块3的元器件的最大正常工作温度；所述第二单机模块1的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块3的元器件的最小正常工作温度。
本发明涉及的一种星载单机差异化温度控制方法中，其实施主体为第一单机模块、第二单机模块、隔热装置、热传递模块以及辐射器模块。第一单机模块只安装有常规电子学元器件，其对温度要求不敏感，所述第一单机模块与航天器安装板导热安装散热，隔热装置可以为全隔热材料，也可以为半隔热材料，其位于对热控需求敏感的第二单机模块与第一单机模块之间，以实现第二单机模块与其余设备温度不兼容，通过部分改变安装材料导热系数或热接触面方式调整与第一单机模块以及第二单机模块之间的换热量，传热装置为导热性能良好的热管或者其他金属材料，主要用于将热量传递至辐射器，辐射器为喷涂有指定表面性质涂层的金属板，用于热耗向冷黑空间的排散。本发明的散热方法具有可靠性高，空间利用率高、安装简单，安全可靠，节约热控设计资源等特点。
在本发明提供的星载单机差异化温度控制系统及方法中，通过第一单机模块3与航天器安装板4之间导热，第二单机模块1通过闭环传导模块与辐射器6之间导热，所述第二单机模块1的元器件的最大正常工作温度小于所述第一单机模块3的元器件的最大正常工作温度，所述第二单机模块1的元器件的最小正常工作温度大于所述第一单机模块3的元器件的最小正常工作温度，实现了在不增加单机安装空间等约束条件的前提下，将对温度更加敏感的第二单机模块1单独进行温度控制，提高控制精度；通过本发明可以减少第一单机模块3在热控设计过程中的热控资源需求，消除局部对温度敏感的第二单机模块1对于整机热设计的影响，极大的减少了常规热设计方法对于两个单机以及航天器平台的热控资源需求，能够更加直接的分别控制两个单机温度水平。
在一种具体实施过程中，第一单机模块需要与航天器安装板散热面导热安装，作为第一单机模块内部常规电子学模块的散热途径。
在一种具体实施过程中，第二单机模块的安装方式可以根据热仿真分析确定为隔热安装(隔热垫块)、半隔热安装(金属垫块)或者直接接触安装等方式。
在一种具体实施过程中，传热装置可以选择热管或者高导热金属与第二单机模块热耦合安装，便于将其热量传递至舱外辐射器。
在一种具体实施过程中，传热装置除与第二单机模块导热安装以外，其余部分需要采用隔热安装的方式安装在第一单机模块上，使其满足力学条件。
在一种具体实施过程中，在航天器单机安装面需要开设传热装置穿舱孔，便于传热装置。
在一种具体实施例中，舱外辐射器的表面可粘贴铈玻璃镀银二次表面镜或者热控白漆，以便将热耗排散至空间环境。
综上所述，该方法具有控温能力强、占用空间小、工艺简单、稳定性良好、安全可靠等优点。可广泛用于解决导航卫星、通信卫星、高功率密度微小卫星、载人飞船及空间站等航天器上搭载的大功率密度单机长时间满功率工作状态下的散热问题。
本发明中将主体单机(第一单机模块3)内部温温度敏感模块(第二单机模块1)作为主体单机(第一单机模块3)附属模块进行独立热设计，主体单机与温度敏感模块之间的热耦合关系可通过仿真分析进行设计决定，使用传热装置2以及传热孔5将温度敏感模块1将其散热通道扩展为直接与舱外空间环境进行换热，辐射器6可更具温度敏感模块的热耗以及温度控制目标进行面积设计，且在其双面粘贴铈玻璃镀银二次表面镜或者热控白漆，增加其散热效率，测温装置8以及加热组件通过闭环控制传热装置2的温度进而达到对温度敏感模块1的温度控制。
综上，上述实施例对星载单机差异化温度控制系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。
