本发明专利技术涉及航天器热控制技术领域，提供了一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，包括布置在后端的多片柔性防护层板及布置在前端的缓冲屏，缓冲屏被配置为多个呈矩阵排布的合金盒阵列，合金盒沿从前到后的冲击方向上依次布置有铝合金板、聚氨酯层、泡沫铝填充层、聚氨酯层、铝合金板；缓冲屏和卫星平台之间的热源通过柔性导热管连接。本发明专利技术通过空间碎片防护系统与航天器热控系统中的蒸汽腔装置共用多种关键材料和结构布局，实现了两者在原理上的有机结合，既能发挥两者的功能特性，又保证了两者工作均能达到较高的技术指标水平，还能为卫星平台节约重量和空间，并具有很强的冗余保障能力，能够满足未来高价值卫星轻量化碎片防护和热控要求。防护和热控要求。防护和热控要求。
【技术实现步骤摘要】
卫星用热控和空间碎片防护一体化系统
[0001]本专利技术涉及航天器热控制
，具体地，涉及一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，尤其涉及一种能同时承担热控辐射器散热功能和空间碎片防护功能的轻质结构装置。
技术介绍
[0002]人类空间活动的不断扩展，使得近地轨道上退役或失效的航天器残骸和以及各种事故所产生的碎片的数量快速增长。这些无控的空间物体，尺寸范围覆盖亚毫米级到10米级，并长期停留在轨道上。对于低轨道航天器，这些物体的相对飞行速度达到3～15km/s，一旦发生相互碰撞，将对现役航天器构成重大威胁，导致航天器结构破坏、功能失效，甚至爆炸、解体。据媒体公开报道，2021年3月我国云海一号02星受空间碎片的撞击而导致整星在轨解体。这距离该星投入使用尚不足两年，事故造成了巨大损失。而且这次事故又将产生大量新的碎片，进一步威胁其他航天器的正常运行。航天器针对空间碎片防护的实践虽然有较长的历史和积累，但由于现有碎片防护系统的质量较大，同时功能较为单一，一般仅设置在高价值的载人航天器上。普通的人造卫星和深空探测器等航天器受重量、体积等的限制，目前对空间碎片的威胁几乎完全不设防。因此有必要对卫星等无人航天器的空间碎片防护装置开展研究，通过轻量化和多功能一体化的设计，降低其对航天器平台结构重量和体积带来的负担。
[0003]现有的热控/空间碎片防护混合设计，例如专利文献CN105109709A公开了一种防隔热/防护一体化空间碎片防护结构，该设计利用多层空间碎片防护结构材料的低导热特性，形成了具有较高工作温度的防隔热功能。但是空间里的热传递方式主要是辐射而非固体传导，现有的航天器防隔热设计所用的多层和高温多层技术已经比较完善，同时质量很轻，因此该设计的实用性意义有限。再例如专利文献CN102941926A公开了一种空间碎片防护型热辐射器，该设计借用流体回路和热管相耦合的辐射器面板的金属防护能力为航天器提供一定的碎片防护能力。由于大型金属面板单位面积重量较大，因此这种热辐射器只能用于大型的载人航天器，如空间站和载人飞船上。还例如专利文献CN108426694A公开了一种空间碎片高速撞击热防护结构的模拟装置及模拟方法，该设计的结构除了用于空间碎片防护以外，主要用于抵御航天器在再入大气的过程中的气动加热，其功能与本专利技术在空间真空环境下的辐射散热作用完全不同。
[0004]综上所述，以上混合或一体化设计均只是利用力学材料的热物理特性或者导热材料的力学性能兼顾性地获得了两种功能，并没有在基本原理上实现有机结合，所兼顾的次要功能在性能上也不突出，难以满足未来高价值卫星的轻量化碎片防护和热控要求。
技术实现思路
[0005]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用热控和空间碎片防护一体化系统。
[0006]根据本专利技术提供的一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，包括布置在后端的多片柔性防护层板以及布置在前端的缓冲屏，所述缓冲屏被配置为多个呈矩阵排布的合金盒；
[0007]所述合金盒沿从前到后的方向上依次布置有铝合金板、聚氨酯层、泡沫铝填充层、聚氨酯层、铝合金板；
[0008]所述缓冲屏和卫星平台之间的热源通过柔性导热管连接。
[0009]优选地，前后布置的两层聚氨酯层通过聚氨酯柱拉紧连接。
[0010]优选地，所述合金盒为密封结构，每个所述合金盒的内侧壁粘接有多孔结构的所述聚氨酯层，所述聚氨酯层中填充相变工质。
[0011]优选地，所述柔性防护层板与缓冲屏平行布置且两者的尺寸相匹配。
[0012]优选地，每列所述铝合金盒表面通过槽道热管连接。
[0013]优选地，多片所述柔性防护层板层叠排布，通过四根布置在四个角上的连接杆以及转动固定架将多片所述柔性防护层板和缓冲屏连接在一起。
[0014]优选地，多片所述柔性防护层板具有展开和收拢两种状态，当卫星在轨运行时，多片所述柔性防护层板调整为展开状态，当卫星未在轨运行时，多片所述柔性防护层板调整为收拢状态。
[0015]优选地，包括两套防护单元，且两套防护单元均安装在迎风面上并形成尖角结构。
[0016]优选地，相邻的所述合金盒之间通过导热硅脂和机械压紧处理。
[0017]优选地，所述柔性防护层板采用碳纤维、玻璃纤维、Kevlar、二氧化硅、碳化硅纤维、玄武岩纤维中的一种或多种制作而成或者采用贝特纶布、碳化硅毯、PBO纤维中的任一种材质制作。
[0018]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0019]1、本专利技术将前端的缓冲屏和后端的多片柔性层板组合，缓冲屏由蒸汽腔阵列和与之配合的热管组成，蒸汽腔采用铝合金板作为承力和密封结构，内部由多孔聚氨酯层作为毛细芯，毛细芯以外的空间填充泡沫铝，单个防护屏和多片柔性层板形成一个单元，两个单元以一定的角度组合形成楔角，指向卫星飞行的迎风面，并通过折叠展开机构可收拢以减少在发射时占用的火箭整流罩空间，系统通过环路热管等与卫星上的热源相连接，并借助热管阵列将热流向各蒸汽腔扩散，本专利技术通过空间碎片防护系统与航天器热控系统中的蒸汽腔装置共用多种关键材料和结构布局，实现了两者在原理上的有机结合，既能发挥出两者的功能特性，又保证了两者工作均能达到较高的技术指标水平，而且还能为卫星平台节约重量和空间，并具有很强的冗余保障能力，高质量地满足了未来高价值卫星轻量化碎片防护和热控的要求。
[0020]2、本专利技术呈片层结构，沿空间碎片的入射冲击方向，依次设置有填充型缓冲屏和多个柔性防护层板，缓冲屏采用了填充式复合结构以提升防护能力，其中缓冲屏的基本材料是6系铝合金，在受碎片高速冲击时主要承担起形成碎片云的作用，铝合金制作成薄壁的密封的方形盒，盒内侧的填充材料之一是聚氨酯泡沫薄层，另一种材料是泡沫铝，均为轻质的冲击防护材料，前者紧贴盒的壁面，除了产生冲击防护功能，还作为毛细芯材料与铝合金盒内充装的饱和相变工质共同形成蒸汽腔结构，实现铝合金方盒高效的导热和扩热功能。
[0021]3、本专利技术中一个完整的缓冲屏，由多个矩形铝合金盒形成阵列组成，通过部件固
定布置，缓冲屏的后端设置有多层的柔性层板，对冲破防护屏的空间碎片起连续阻隔防护作用，缓冲屏与柔性层板形成一个防护单元，为将卫星平台上的热量传输到缓冲屏上进行排散，并采取两方面的措施，一是采用多根热管连接铝合金盒阵列，其中单根热管连接阵列每行上的多个铝合金盒，热管和铝合金盒阵列之间通过压紧和导热填料等措施，使它们之间形成良好的热耦合；二是采用柔性导热管连接，如环路热管的冷凝段或流体回路等，将卫星平台的热量传送到热管上，有效起到了热控和防护的效果。
[0022]4、本专利技术中整个空间碎片防护系统由两个片层结构的防护单元组成，分别在左右方，设置在卫星的飞行方向的正前端。两个单元共同形成一个尖角形状，能够有效应对阻挡迎面而来的、相对飞行速度最大，且有一定偏航角的空间碎片。
[0023]5、本专利技术为减少该系统在储存、运输和发射时占用的空间和避免储运时可能的碰撞损坏，缓冲屏与柔性层板均本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，包括布置在后端的多片柔性防护层板(8)以及布置在前端的缓冲屏(7)，所述缓冲屏(7)被配置为多个呈矩阵排布的合金盒(6)；所述合金盒(6)沿从前到后的方向上依次布置有铝合金板(1)、聚氨酯层(2)、泡沫铝填充层(4)、聚氨酯层(2)、铝合金板(1)；所述缓冲屏(7)和卫星平台(11)之间的热源通过柔性导热管连接。2.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，前后布置的两层聚氨酯层(2)通过聚氨酯柱(3)拉紧连接。3.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，所述合金盒(6)为密封结构，每个所述合金盒(6)的内侧壁粘接有多孔结构的所述聚氨酯层(2)，所述聚氨酯层(2)中填充相变工质。4.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，所述柔性防护层板(8)与缓冲屏(7)平行布置且两者的尺寸相匹配。5.根据权利要求1所述的卫星用热控和空间碎片防护一体化系统，其特征在于，每列所述铝合金盒表面通过槽道热管(5)连接。6.根据权利要...
【专利技术属性】
技术研发人员：张伟，李志松，付鑫，翟载腾，
申请(专利权)人：上海卫星工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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