一种一体化推进分系统的热控系统与方法技术方案

本发明专利技术提供了一种一体化推进分系统的热控系统与方法，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面。本发明专利技术的有益效果是：既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。实施难度。实施难度。

【技术实现步骤摘要】
一种一体化推进分系统的热控系统与方法


[0001]本专利技术涉及推进分系统，尤其涉及一种一体化推进分系统的热控系统与方法。

技术介绍

[0002]推进分系统是航天器在轨运行期间用于姿态保持、姿态机动、轨道保持、轨道机动的执行机构，绝大部分航天器都配有推进系统。一体化电推进分系统由推力器、贮供单元组成，贮供单元由气瓶、电磁阀、压力传感器、自锁阀、管路以及支架等直属件组成。为了保障推进分系统在轨正常工作，各组件需要满足一定的温度指标要求。一体化的电推进分系统因为其高集成度、高性价比，在商业航天领域应用将越来越多。推进贮供单元工作温度指标+20～+55℃，存储温度指标
‑
20～+60℃，而推力器工作时温度较高，为保证贮供单元工作在合理的温度范围内，现需针对推力器和贮供单元作专门的热控设计。当前关于一体化电推进热控技术公开内容较少，常规推进组件的热控设计如下：储箱安装加热器后包覆多层隔热组件，阀门、管路安装加热器后包覆多层隔热组件，然后再整星总装过程中进行设备整体安装。
[0003]常规推进分系统的热设计只考虑储箱、阀门管路的隔热和主动热控措施，没有考虑到一体化电推进中高温推力器对贮供单元的辐射和导热影响；而且阀门管路与储箱具有相同的温度指标，对于一体化电推进分系统尺寸小，集成度高，阀门管路与气瓶的加热器和多层隔热组件的单独安装包覆既增加了热控组件重量和功耗，又增加了热控实施的工作量和难度。
[0004]因此，如何提供一种新的热控方法，既满足贮供单元的温度指标要求，又降低热控组件功耗、重量、实施难度，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现思路

[0005]为了解决现有技术中的问题，本专利技术提供了一种一体化推进分系统的热控系统与方法。
[0006]本专利技术提供了一种一体化推进分系统的热控系统，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面，所述控温传感器和电加热器分别安装在所述贮供单元的气瓶上。
[0007]作为本专利技术的进一步改进，所述第一隔热垫、第二隔热垫均为聚酰亚胺隔热垫。
[0008]作为本专利技术的进一步改进，所述第一隔热垫包括4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热垫包括15mm厚的聚酰亚胺隔热垫。
[0009]作为本专利技术的进一步改进，所述第一隔热组件为中温多层隔热组件，所述第二隔热组件为低温多层隔热组件。
[0010]作为本专利技术的进一步改进，所述控温传感器有两个，一个为主用，另一个为备用。
[0011]作为本专利技术的进一步改进，所述电加热器与星载机连接，通过星载机控制所述电加热器的加热回路的通断，所述电加热器为聚酰亚胺电加热器，所述聚酰亚胺电加热器有两个，一个为主用，另一个为备用。
[0012]本专利技术还提供了一种一体化推进分系统的热控方法，基于上述中任一项所述的系统进行以下热控：通过控温传感器实时监测贮供单元的温度，高温工况下，贮供单元通过第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件实现热隔离，低温工况下，通过电加热器进行主动控温，将贮供单元的温度控制在要求的范围之内。
[0013]作为本专利技术的进一步改进，低温工况下，利用电加热器的加热回路闭环控温，通过星载机在轨更改电加热器的加热回路的开/闭环状态和控温阈值。
[0014]作为本专利技术的进一步改进，推力器关机状态下，电加热器的加热回路的控温阈值为存储控温阈值，以满足存储温度指标要求。
[0015]作为本专利技术的进一步改进，推力器开机工作前，通过星载机提前修改控温阈值为工作控温阈值，以满足工作温度指标要求，工作控温阈值高于存储控温阈值。
[0016]本专利技术的有益效果是：在不增加航天器热控分系统重量和功耗的前提下，通过合理的热控设计使一体化电推进分系统与热控组件高度集成一体化，既满足推进各组件的温度指标要求，保证了航天器轨控、姿控能力，又降低了推进分系统热控的重量、功耗、实施难度。
附图说明
[0017]图1是本专利技术一种一体化推进分系统的热控系统的示意图。
具体实施方式
[0018]下面结合附图说明及具体实施方式对本专利技术作进一步说明。
[0019]如图1所示，一种一体化推进分系统的热控系统，将贮供单元1与周围设备进行隔热，利用常规的被动热控措施和主动热控措施对贮供单元进行独立控温，通过合理的热控设计使推进分系统与热控组件高度集成一体化，既满足组件的温度指标要求，又降低了热控组件功耗、重量、实施难度。
[0020]具体措施如下：将贮供单元1与航天器舱板3隔热安装(4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫41)，再用10单元多层隔热组件52将贮供单元1包覆起来与舱内设备隔热，同时贮供单元1与推力器2隔热安装(15mm隔热垫42)，并且在推力器2与贮供单元1之间安装15单元中温多层隔热组件51。在气瓶上安装两个控温传感器61、62(1个DS18B20，1个MF501热敏电阻，一主一备)和聚酰亚胺电加热器7(加热回路一主一备)，通过星载机控制加热回路的通断，使贮供单元1温度控制在合理的范围之内，贮供单元1上有尼龙搭扣8，用于多层隔热组件52的安装固定。一体化电推进系统热设计状态说明如图1所示，加热回路设计详情见表1，其中，控温传感器61的测温位置为TZ03，控温传感器62的测温位置为TK19。
[0021]表1 SADA用电加热回路详情
[0022][0023]实现原理如下：高温工况，贮供单元1通过和安装面舱板(即航天器舱板3)、推力器2隔热安装实现热隔离，低温工况，通过聚酰亚胺电加热器7的电加热回路的主动控温措施，将贮供单元1的温控控制在要求的范围之内。贮供单元1包覆多层隔热组件52，且与推力器2之间安装中温多层隔热组件51后，贮供单元1只存在与航天器舱板3、推力器2之间的隔热垫导热漏热。
[0024]推力器2通过隔热垫的漏热量：
[0025][0026]其中：T
ZG
为贮供单元的温度；
[0027]T
C
为贮供单元安装面舱板温度；
[0028]R
ZG
‑
C
为贮供单元与安装面舱板之间隔热垫的热阻；
[0029]T
T
为推力器安装底面温度；
[0030]R
ZG
‑
T
为贮供单元与推力器安装底面之间隔热垫的热阻。
[0031]隔热垫热阻的计算公式如下：
[0032][0033]其中：k1，k2分别为隔热垫两接触面的面接触换热系数；
[0034]A1，A2分别为隔热垫两接触面的面积；
[0035]λ为隔热垫导热本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种一体化推进分系统的热控系统，包括推力器和贮供单元，所述贮供单元包括气瓶和阀门管路，其特征在于：还包括航天器舱板、第一隔热垫、第二隔热垫、第一隔热组件、第二隔热组件、控温传感器和电加热器，所述贮供单元与所述航天器舱板通过所述第一隔热垫隔热安装，所述贮供单元与所述推力器通过第二隔热垫隔热安装，所述第一隔热组件设置在所述贮供单元、推力器之间，所述第二隔热组件包覆在所述贮供单元的外表面，所述控温传感器和电加热器分别安装在所述贮供单元的气瓶上。2.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热垫、第二隔热垫均为聚酰亚胺隔热垫。3.根据权利要求2所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热垫包括4个5mm厚直径10mm的聚酰亚胺隔热垫，所述第二隔热垫包括15mm厚的聚酰亚胺隔热垫。4.根据权利要求1所述的一体化推进分系统的热控系统，其特征在于：所述第一隔热组件为中温多层隔热组件，所述第二隔热组件为低温多层隔热组件...

【专利技术属性】
技术研发人员：王翠林，孙日思，
申请(专利权)人：深圳航天东方红卫星有限公司，
类型：发明
国别省市：