【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及月基装备，特别涉及一种用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置。
技术介绍
1、在月球深空探测中，探测器往往面临着复杂的月面空间热环境，需要适应月球昼夜巨大的温差环境，以及落月点不确定的地形地貌和月壤情况。大型探测器往往通过主被动热控设计，利用大量的资源，降低探测器对月面不确定环境的敏感性。而小型月基装备由于资源少以及体型小等因素，受环境影响很大，很难自主开展接触式原位资源探测。
2、传统的接触式原位探测主要依靠于探测器平台的机械臂实施或者航天员根据环境实地布置科学仪器；表面环境的未知使得仪器无法自主的充分开展探测，严重依赖于平台的放置以及能源供给。
3、已经开展的深空探测主要包括探月工程以及探火工程，探测器上搭载有众多科学仪器，科学仪器的工作存储温度均由平台或者平台提供资源来保证。只有工作存储温度得到保障，科学仪器才可以开展有效的科学探测。受到能源和重量的限制，科学仪器生存严重依赖于探测器平台资源分配，也无法脱离平台开展原位探测。
4、目前成熟平台成熟的热控技术主要包括主动热控技术和被动热控技术；被动热控技术如散热面、热管等，可靠性高成本低，但往往无法适应变化大的空间热环境，需要主动热控技术的辅助；主动热控技术如加热回路、环路热管、喷雾冷却等，往往需要较大的重量和实施空间，需要电能的辅助作用，重量和资源消耗大，不适用于小型的科学仪器。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于，克服现有被动热控的月基装备无法适应月球昼夜巨大的温差环境以
2、为解决上述技术问题，本专利技术的技术方案所提供的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，包括：框架，所述小型月基装备导热安装至框架内部；框架外壳，封闭包覆所述框架；可变热导热管，设置至所述框架外壳内部，其主体和蒸发端导热安装至框架外壳内部，其冷凝端穿过框架外壳的开孔进入外界；在一定温度范围内，可变热导热管的传热量随外界温度升高而增加，用于在低温时降低框架内部对外界的漏热量，用于在高温时增加框架内部对外界的散热量；散热面，朝向根据太阳方位角设置，隔热安装至所述框架外壳的外表面，并与所述可变热导热管的冷凝端导热连接，用于将高温时所述可变热导热管传递的热量辐射至外界；和气凝胶隔热组件，通过其上表面隔热安装至所述框架外壳的下侧外表面，其下表面接触月壤，用于隔绝所述框架外壳内部与月壤的热传导。
3、作为上述装置的一种改进，温度下降时，所述可变热导热管的传热量降低，用于阻断框架内部热量对外界的辐射，以减小所述框架的内部温度下降幅度；在月基装备的工作温度范围内，温度上升时，所述可变热导热管的传热量增加，用于将框架内部热量通过散热面辐射至外界，以减小所述框架的内部温度上升幅度。
4、作为上述装置的一种改进，所述可变热导热管的最大热导比υ为：
5、
6、其中，
7、qmax＝f(t、σ、θ、w、δpg、μ、d、l、ρ、a、λ)
8、其中，可变热导热管在高温下的传热量qmax为关于可变热导热管的工作温度t、可变热导热管工质表面张力系数σ、可变热导热管工质与管材的接触角θ、可变热导热管内液体以及气体密度ρ、可变热导热管内液体及气体的黏度系数μ、可变热导热管汽化潜热λ、可变热导热管轴向槽宽w、可变热导热管当量直径d、可变热导热管槽道周长l、重力作用δpg和蒸汽腔的面积a的函数f；
9、qmin＝f(s、k、q)
10、其中，可变热导热管在低温下的传热量qmin为关于可变热导热管形状参数s、可变热导热管材料导热率k和可变热导热管冷凝工质漏热量q的函数f；其中，所述低温低于可变热导热管的工质冷凝点。
11、作为上述装置的一种改进，所述可变热导热管使用八氟环丁烷作为工质，所述可变热导热管的温度超过-41℃时，其导热率增大，所述可变热导热管的温度低于-41℃时，其导热率等效于所述框架外壳。
12、作为上述装置的一种改进，所述框架外壳由低导热率材料制成。
13、作为上述装置的一种改进，所述气凝胶隔热组件的尺寸足够隔绝框架外壳和月壤的直接接触。
14、作为上述装置的一种改进，所述散热面的面积ah为关于散热面对外界的散热量qs、散热面的太阳吸收率σs、散热面的红外发射率ε以及散热面对外界的辐射角系数bij的函数f，其中，
15、ah＝f(qs、σs、ε、bij)
16、其中，散热面对外界的散热量qs为：
17、qs＝q-qb-qf
18、其中，q为所述小型月基装备工作时的功耗，qb为所述气凝胶隔热组件对外界的漏热量，qf为所述框架外壳对外界的漏热量。
19、与现有技术相比，本专利技术的优势在于：
20、本专利技术提供的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，可供小型月基装备开展接触式原位探测使用；结构简单且无机构件，使用被动热控技术，具有高可靠长寿命的特点；广泛的适用于各种地形地貌的月面着陆环境，月基装备工作时间更灵活。
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1.一种用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，温度下降时，所述可变热导热管的传热量降低，用于阻断框架内部热量对外界的辐射，以减小所述框架的内部温度下降幅度；在月基装备的工作温度范围内，温度上升时，所述可变热导热管的传热量增加，用于将框架内部热量通过散热面辐射至外界，以减小所述框架的内部温度上升幅度。
3.根据权利要求2所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述可变热导热管的最大热导比Υ为：
4.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述可变热导热管使用八氟环丁烷作为工质，所述可变热导热管的温度超过-41℃时，其导热率增大，所述可变热导热管的温度低于-41℃时，其导热率等效于所述框架外壳。
5.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述框架外壳由低导热率材料制成。
6.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，
7.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述散热面的面积Ah为关于散热面对外界的散热量Qs、散热面的太阳吸收率σs、散热面的红外发射率ε以及散热面对外界的辐射角系数Bij的函数f，其中，
...【技术特征摘要】
1.一种用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，温度下降时，所述可变热导热管的传热量降低，用于阻断框架内部热量对外界的辐射，以减小所述框架的内部温度下降幅度；在月基装备的工作温度范围内，温度上升时，所述可变热导热管的传热量增加，用于将框架内部热量通过散热面辐射至外界，以减小所述框架的内部温度上升幅度。
3.根据权利要求2所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述可变热导热管的最大热导比υ为：
4.根据权利要求1所述的用于小型月基装备的耐环境冲击的热控装置，其特征在于，所述可变热导热管使用...
【专利技术属性】
技术研发人员：张亚男，李伟良，宁献文，杨双，
申请(专利权)人：中国科学院国家空间科学中心，
类型：发明
国别省市：
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