卫星动力系统热控制方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种卫星动力系统热控制方法及系统。基于动力系统安装在一个单独的动力舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆外热流隔离组件；部分推力器在舱外需包覆外热流隔离组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆外热流隔离组件；动力舱内不作任何热控处理。本发明专利技术采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。设计灵活。设计灵活。

【技术实现步骤摘要】
卫星动力系统热控制方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器热控制的
，具体地，涉及卫星动力系统热控制方法，尤其涉及一种小卫星动力系统热控制方法。

技术介绍

[0002]近年来随着电子集成技术和有效载荷小型化技术的进步，小卫星凭借其较高的技术集成、造价低、研制周期短等特点，取得了飞速发展。研制高性能有效载荷和低成本的小卫星，将对空间技术的进步起到技术牵引和支撑的作用。
[0003]动力系统作为卫星姿态轨道控制分系统的执行机构，主要任务是根据姿态轨道控制需要，提供速率阻尼、初始轨道捕获、轨道保持、轨道机动和姿态保持等任务所需的力或力矩，以确保卫星任务的完成。动力舱由自锁阀、贮箱、加排阀、压力传感器、推力器，以及过滤器、管路、支架等直属件组成，为了保障动力舱在轨正常工作，各个组件须要满足一定的温度指标。
[0004]目前传统卫星设计中动力系统主要的热控设计为：对贮箱安装补偿加热器后包覆外热流隔离组件，其他重要组件缠绕加热带后包覆外热流隔离组件，然后再进行整星的单机安装工作。这种设计对于功耗、质量有较高的要求，对于整星的研制流程和研制周期有较大的影响，不利于现代卫星的发展需要。为了解决上述问题，需要发展一种设计简单、研制周期快速的小卫星动力系统热控制方法。
[0005]在公告号为CN102303710B的专利文献中公开了一种小卫星通用推进舱，包括上法兰、下法兰、储箱支架、发动机支架和壳体，上法兰和下法兰分别位于壳体的两个端面上，上法兰与电子舱连接，下法兰为星箭对接面。壳体为桁条结构组成的中空的圆台形结构外加铝蒙皮，储箱支架位于壳体的内侧中间偏下部位。储箱支架为上表面光滑、下表面布有加强筋的盖状结构，中心处开有离子推力器管路出口，储箱支架在推进舱本体坐标系YOZ平面的
‑
Y轴和
‑
Z轴所在象限与坐标轴成45
°
的方向位置开有肼瓶安装孔，储箱支架的上表面为设备及管路铺设的安装面。壳体与推进舱本体坐标系Y轴和Z轴的四个交点处各装有一个发动机支架，其中与Y轴两个交点处的支架为正装发动机支架，与Z轴两个交点处的支架为斜装发动机支架。
[0006]针对上述中的相关技术，专利技术人认为上述方案主要介绍推进舱的结构和功能涉及，未涉及到热控制方面，且未能适应新型动力剂条件下动力系统的热设计问题，在传统动力剂条件下,动力系统对于热控温度要求较高，此条件下热控系统为了满足设计要求资源消耗大，不利于资源利用；且动力系统热控方法设计复杂，安装繁琐；且重量大、安装复杂，用于动力系统温度的控制，代价较大。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。

技术实现思路

[0007]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种卫星动力系统热控制方法及系统。
[0008]根据本专利技术提供的一种卫星动力系统热控制方法，所述方法包括如下步骤：
[0009]步骤S1：对卫星的动力舱进行热设计；
[0010]步骤S2：对动力舱外侧板进行热设计；
[0011]步骤S3：对支架管路进行热设计；
[0012]步骤S4：完成卫星动力系统的热控制。
[0013]优选地，所述步骤S1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
[0014]优选地，所述方法还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀进行热量补偿。
[0015]优选地，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀表面上。
[0016]优选地，所述步骤S2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
[0017]所述步骤S3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
[0018]本专利技术还提供一种卫星动力系统热控制系统，所述系统包括如下模块：
[0019]模块M1：对卫星的动力舱进行热设计；
[0020]模块M2：对动力舱外侧板进行热设计；
[0021]模块M3：对支架管路进行热设计；
[0022]模块M4：完成卫星动力系统的热控制。
[0023]优选地，所述模块M1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。
[0024]优选地，所述系统还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀进行热量补偿。
[0025]优选地，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀表面上。
[0026]优选地，所述模块M2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；
[0027]所述模块M3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。
[0028]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0029]1、本专利技术采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；
[0030]2、本专利技术采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；
[0031]3、本专利技术满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
附图说明
[0032]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0033]图1为本专利技术采用小卫星动力系统热控制方法的动力舱构型俯视图；
[0034]图2为本专利技术采用小卫星动力系统热控制方法的动力舱构型主视图。
[0035]舱内部件1
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动力舱外侧板和支架管路3
[0036]舱外电磁阀2
具体实施方式
[0037]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0038]参照图1和图2，本专利技术提供了一种小卫星动力系统热控制方法。基于动力系统安装在一个单独的动力舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆外热流隔离组件；部分推力器在舱外需包覆外热流隔离组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆外热流隔离组件；动力舱内不作任何热控处理。在新型低温动力剂的基础上采用上述专利技术，可以解决卫星动力系统的温控要求。
[0039]本专利技术提供了一种小卫星动力系统热控制方法，包括对卫星的动力舱进行热设计，包括如下步骤：
[0040]步骤S1：隔绝舱内和舱外辐射热交换，舱内侧板表面均包覆外热流隔离组件，使舱内部件1温度分布均匀，动力舱内侧板表面均包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理；步骤S2：采用补偿电加热器对舱外电磁阀2进行热量补偿；补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀2表面上；步骤S3：动力舱外侧板和支本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤S1：对卫星的动力舱进行热设计；步骤S2：对动力舱外侧板进行热设计；步骤S3：对支架管路进行热设计；步骤S4：完成卫星动力系统的热控制。2.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述步骤S1包括隔离仓内和舱外进行辐射热交换，舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，动力舱内侧板表面包覆外热流隔离组件，舱内其他部分不作任何热控处理。3.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述方法还包括采用补偿电加热器对舱外电磁阀(2)进行热量补偿。4.根据权利要求3所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀(2)表面上。5.根据权利要求1所述的卫星动力系统热控制方法，其特征在于，所述步骤S2包括对动力舱外侧板的外表面全包覆外热流隔离组件；所述步骤S3包括对支架管路的外表面全包覆外热流隔离组件。6.一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈占胜，周砚耕，赵吉喆，杜嘉旻，靳春帅，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：