一种航天器组件及航天器

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一种航天器组件及航天器
申请号	CN202311616617.1	申请日	2023-11-29	公开(公告)号	CN117602109A	公开(公告)日	2024-02-27
申请人	上海卫星互联网研究院有限公司;			发明人	马二瑞; 张锐; 徐晓帆; 施琦; 师晨光;
摘要	本发明涉及航天应用领域，公开一种航天器组件及航天器。一种航天器组件，包括：集热器以及安装于集热器上的功能模块；功能模块包括：真空等温腔基板和发热器件，真空等温腔基板内部具有相变换热介质；真空等温腔基板具有用于安装发热器件的第一表面；第一表面和发热器件之间填充有导热填料。上述航天器组件采用真空等温腔基板代替传统的金属安装框架安装发热器件，真空等温腔基板内部具有相变换热介质，通过相变换热介质发生相变如液体换热介质吸热气化，进行传热，传热系数大，传热量大，真空等温腔基板收集功能模块的热量并将热量传导至集热器进行散热，能够满足更大功率的使用要求，不需要额外增加导热组件。
权利要求	1.一种航天器组件，其特征在于，包括：集热器以及安装于所述集热器上的功能模块；所述功能模块包括：真空等温腔基板和发热器件，所述真空等温腔基板内部具有相变换热介质；所述真空等温腔基板具有用于安装所述发热器件的第一表面；所述真空等温腔基板包括：第一盖板、第二盖板和多孔介质，所述第一盖板和所述第二盖板配合形成真空等温腔，所述多孔介质填充于所述真空等温腔内部；所述第一表面和所述发热器件之间填充有导热填料。 2.根据权利要求1所述的航天器组件，其特征在于，所述第一表面上设置有朝向所述发热器件的散热凸起，所述导热填料填充于所述散热凸起和所述发热器件之间；且所述发热器件与所述散热凸起之间的缝隙小于所述导热填料的厚度。 3.根据权利要求2所述的航天器组件，其特征在于，所述导热填料在所述第一表面上的正投影覆盖所述发热器件在所述第一表面上的正投影；和/或，所述散热凸起在所述第一表面上的正投影覆盖所述发热器件在所述第一表面上的正投影。 4.根据权利要求1‑3中任一项所述的航天器组件，其特征在于，所述导热填料包括导热硅脂、导热垫、铟箔中的一种或多种。 5.根据权利要求1‑3中任一项所述的航天器组件，其特征在于，所述真空等温腔基板表面通过发黑处理形成有氧化层。 6.根据权利要求1‑3中任一项所述的航天器组件，其特征在于，所述功能模块为多个，且多个所述功能模块并联和/或串联安装于所述集热器。 7.根据权利要求1‑3中任一项所述的航天器组件，其特征在于，所述集热器包括蜂窝散热板。 8.根据权利要求7所述的航天器组件，其特征在于，所述集热器还包括真空等温腔散热板，所述真空等温腔散热板内部具有相变换热介质；所述真空等温腔散热板固定于所述蜂窝散热板的表面或者预埋入所述蜂窝散热板的内部；所述真空等温腔散热板暴露于所述蜂窝散热板外部的表面为散热面。 9.根据权利要求8所述的航天器组件，其特征在于，所述真空等温腔散热板包括：第一盖板、第二盖板和多孔介质，所述第一盖板和所述第二盖板配合形成真空等温腔，所述多孔介质填充于所述真空等温腔内部。 10.一种航天器，其特征在于，包括如权利要求1‑9中任一项所述的航天器组件。
说明书全文	一种航天器组件及航天器技术领域 [0001] 本发明涉及航天应用技术领域，特别涉及一种航天器组件及航天器。背景技术 [0002] 卫星等航天器热控系统的主要工作任务为利用热控制手段，保证卫星安装的组件安装面以及组件内部的模块在发射、存储、工作状态下能够维持其要求的温度范围。由于卫星等航天器的特殊工作工况，其外部热环境极其复杂，会周期性的受到太阳辐照、地球反照以及地球红外辐射的影响，且由于其处于太空的冷黑背景中，其辐射背景温度只有4K，另外由于真空条件的限制，对于航天器内部组件的散热最终通道只能通过辐射向空间环境散热。 [0003] 随着卫星等航天器技术的不断发展，功能性能也随着不断发展，随之而来的是其功耗、热耗、功率密度的不断增大，这就对航天器部组件的散热技术提出新的挑战，在某些情况下，传统航天器使用的热控制技术已经不能够满足使用需求，或者需要消耗宝贵的重量、功耗等星上资源才能满足使用需求。发明内容 [0004] 本发明公开了一种航天器组件及航天器，用于满足更大功率的散热要求。 [0005] 为达到上述目的，本发明提供以下技术方案： [0006] 第一方面，本发明提供一种航天器组件，包括：集热器以及安装于所述集热器上的功能模块； [0007] 所述功能模块包括：真空等温腔基板和发热器件，所述真空等温腔基板内部具有相变换热介质；所述真空等温腔基板具有用于安装所述发热器件的第一表面；所述第一表面和所述发热器件之间填充有导热填料。 [0008] 上述航天器组件采用真空等温腔基板代替传统的金属安装框架安装发热器件，真空等温腔基板内部具有相变换热介质，通过相变换热介质发生相变进行传热，传热量大，真空等温腔基板收集功能模块的热量并将热量传导至集热器进行散热，能够满足更大功率的使用要求，不需要额外增加导热组件。 [0009] 在一些实施例中，所述第一表面上设置有朝向所述发热器件的散热凸起，所述导热填料填充于所述散热凸起和所述发热器件之间；且所述发热器件与所述散热凸起之间的缝隙小于所述导热填料的厚度。 [0010] 在一些实施例中，所述导热填料在所述第一表面上的正投影覆盖所述发热器件在所述第一表面上的正投影； [0011] 和/或，所述散热凸起在所述第一表面上的正投影覆盖所述发热器件在所述第一表面上的正投影。 [0012] 在一些实施例中，所述导热填料包括导热硅脂、导热垫、铟箔中的一种或多种。 [0013] 在一些实施例中，所述真空等温腔基板表面通过发黑处理形成有氧化层。 [0014] 在一些实施例中，所述功能模块为多个，且多个所述功能模块并联和/或串联安装于所述集热器。 [0015] 在一些实施例中，所述集热器包括蜂窝散热板。 [0016] 在一些实施例中，所述集热器还包括真空等温腔散热板，所述真空等温腔散热板固定于所述蜂窝散热板的表面或者预埋入所述蜂窝散热板的内部；所述真空等温腔散热板暴露于所述蜂窝散热板外部的表面为散热面。 [0017] 在一些实施例中，所述真空等温腔基板和/或所述真空等温腔散热板包括：第一盖板、第二盖板和多孔介质，所述第一盖板和所述第二盖板配合形成真空等温腔，所述多孔介质填充于所述真空等温腔内部。 [0018] 第二方面，本发明还提供一种航天器，包括如第一方面中任一项所述的航天器组件。附图说明 [0019] 图1为本发明实施例提供的一种航天器组件的结构示意图； [0020] 图2为本发明实施例提供的另一种航天器组件的结构示意图； [0021] 图3为本发明实施例提供的另一种航天器组件的结构示意图； [0022] 图4为本发明实施例提供的另一种航天器组件的结构示意图； [0023] 图5为本发明实施例提供的一种航天器组件中真空等温腔基板的结构示意图； [0024] 图6为本发明实施例提供的一种航天器组件中真空等温腔散热板的结构示意图。 [0025] 图标：100‑集热器；200‑功能模块；110‑蜂窝散热板；120‑真空等温腔散热板；210‑真空等温腔基板；220‑发热器件；230‑安装板；231‑连接件；240‑导热填料；210a‑散热凸起；211‑相变换热介质；212‑第一盖板；213‑第二盖板；121‑相变换热介质；122‑第一盖板；123‑第二盖板。具体实施方式 [0026] 首先介绍一下本申请的应用场景：针对星上大功率的部组件或模块，传统的方式一般采用增加额外的导热装置(如铜条，导热锁等)，该方法需要增加额外的重量，且由于航天器组件集成化的不断提高，在很多情况下不具备布置相关导热器件的安装空间，且由于其利用材料本身的导热特性进行热量传递，能够传递的热量有限，另外，该方法只能针对点对点的散热路径，无法对热量进行有效的扩散。 [0027] 基于上述应用场景，本申请实施例提供了一种航天器组件及航天器，用于满足更大功率的使用要求。 [0028] 下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。其中，在本申请实施例的描述中，除非另有说明，“/”表示或的意思，例如，A/B可以表示A或B；文本中的“和/或”仅仅是一种描述关联对象的关联关系，表示可以存在三种关系，例如，A和/或B，可以表示：单独存在A，同时存在A和B，单独存在B这三种情况，另外，在本申请实施例的描述中，“多个”是指两个或多于两个。 [0029] 以下，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为暗示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征，在本申请实施例的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。 [0030] 第一方面，如图1至图5所示，本发明实施例提供了一种航天器组件，包括：集热器100以及安装于集热器100上的功能模块200；功能模块200包括：真空等温腔基板210和发热器件220，真空等温腔基板210内部具有相变换热介质211；真空等温腔基板210具有用于安装发热器件220的第一表面；第一表面和发热器件220之间填充有导热填料240。 [0031] 上述航天器组件采用真空等温腔基板210代替传统的金属安装框架安装发热器件220，真空等温腔基板210内部具有相变换热介质211，通过相变换热介质211发生相变如液体换热介质吸热气化，进行传热，传热系数大，传热量大，真空等温腔基板210收集功能模块 200的热量并将热量传导至集热器100进行散热，能够满足更大功率的使用要求，不需要额外增加导热组件。 [0032] 可以理解的是，根据换热原理以及航天器部组件在轨道内的热环境，当航天器部组件内部的大功率模块需要散热时，由于空间环境为真空环境，不存在对流换热，其合理的散热路径为经过使用导热部件将热量传导至辐射散热器将其辐射至空间冷黑背景。根据传热路径分析以及热阻分析，在传热路径上的传递次数越少，由于接触热阻而引入的温差越小，此外，传热路径上的传热器件导热系数越大，由于导热热阻而引入的传热温差越小。本实施例提供的航天器组件利用真空等温腔内的相变换热(大的导热系数)以及其可加工性，提出利用真空等温腔基板210作为航天器部组件中的更大功率器件传热的主要部件。 [0033] 在一些实施例中，真空等温腔基板210包括：第一盖板212、第二盖板213和多孔介质，第一盖板212和第二盖板213配合形成真空等温腔，多孔介质填充于真空等温腔内部。 [0034] 一种可能实现的方式中，如图5所示，第一盖板212和第二盖板213配合形成真空等温腔，多孔介质填充于真空等温腔内部，相变换热介质211填充于真空等温腔内部，并在真空等温腔内部发生相变传导热量。具体地，真空等温腔基板210的换热原理为：真空等温腔底部的液体即相变换热介质211在吸收发热器件220的热量后，蒸发扩散至真空等温腔内，将热量传导至多孔介质上，随后冷凝为液体回到底部。蒸发、冷凝过程在真空等温腔内快速循环，实现了相当高的散热效率。示例性的，相变换热介质211可以为水、丙酮、酒精或液氨等。 [0035] 在一些实施例中，第一表面上设置有朝向发热器件220的散热凸起210a，导热填料240填充于散热凸起210a和发热器件220之间；且发热器件220与散热凸起210a之间的缝隙小于导热填料240的厚度。 [0036] 一种可能实现的方式中，如图1和图2所示，发热器件220通过安装板230安装于真空等温腔基板210，真空等温腔基板210在连接发热器件220一侧即第一表面设置有散热凸起210a，散热凸起210a的位置与发热器件220对应。示例性的，真空等温腔基板210通过散热凸起210a吸热，真空等温腔基板210内部的相变换热介质211吸热发生相变如液体变气体，吸收热量，气体经过多孔介质传递至真空等温腔基板210的散热面即第二表面，气体冷凝成液体并释放热量，冷凝后的液体经多孔介质的毛细管道回流至真空等温腔基板210的第一表面，回流的相变换热介质211受热后再次气化吸热、导热、冷凝放热，如此反复作用。 [0037] 可以理解的是，为了提高散热凸起210a和发热器件220之间的导热速率，散热凸起210a和发热器件220之间的接触面填充有导热填料240。 [0038] 值得注意的是，为了保证散热凸起210a和发热器件220之间的良好导热，散热凸起210a和发热器件220均需要与导热填料240紧密接触，通常导热填料240均为柔性材料，故发热器件220与散热凸起210a之间的缝隙小于导热填料240的厚度，可以使得发热器件220和散热凸起210a均抵接导热填料240。示例性的，参照图1和图2，真空等温腔基板210和发热器件220的安装板230通过连接件231如螺钉连接，真空等温腔基板210的第一表面设置有螺纹柱；安装发热器件220时，可以先将导热填料240放置或者铺设在散热凸起210a上，通过螺钉贯穿安装板230与螺纹柱螺纹配合，随着螺钉的旋入，发热器件220与散热凸起210a之间的距离逐渐减小，直至发热器件220挤压导热填料240，实现过盈配合。 [0039] 在一些实施例中，导热填料240在第一表面上的正投影覆盖发热器件220在第一表面上的正投影；和/或，散热凸起210a在第一表面上的正投影覆盖发热器件220在第一表面上的正投影。 [0040] 需要说明的是，导热填料240在第一表面上的正投影覆盖发热器件220在第一表面上的正投影，可以理解为，导热填料240在第一表面上的正投影的外轮廓与发热器件220在第一表面上的正投影的外轮廓重合，如图1所示；也可以理解为，导热填料240在第一表面上的正投影大于发热器件220在第一表面上的正投影，如图2所示。定义导热填料240在第一表面上的正投影为第一投影，发热器件220在第一表面上的正投影为第二投影，第一投影的外轮廓围绕在第二投影外侧。上述两种结构都可以使得导热填料240完全覆盖发热器件220如芯片，避免发热器件220局部热点产生，进一步降低接触热阻。 [0041] 还需要说明的是，散热凸起210a在第一表面上的正投影覆盖发热器件220在第一表面上的正投影，可以理解为，散热凸起210a在第一表面上的正投影的外轮廓与发热器件220在第一表面上的正投影的外轮廓重合，如图1所示；也可以理解为，散热凸起210a在第一表面上的正投影大于发热器件220在第一表面上的正投影，如图2所示。定义散热凸起210a在第一表面上的正投影为第三投影，发热器件220在第一表面上的正投影为第二投影，第三投影的外轮廓围绕在第二投影外侧。上述两种结构都可以使得散热凸起210a完全覆盖发热器件220如芯片，避免发热器件220局部热点产生，进一步降低接触热阻。 [0042] 在一些实施例中，导热填料240包括导热硅脂、导热垫、铟箔中的一种或多种。 [0043] 需要说明的是，导热填料240的主要作用是在发热器件220和散热凸起210a之间起到支撑和导热作用，因此凡是能实现上述功能的材料均可用来制作导热填料240，不仅限于导热凝胶和弹性导热垫。 [0044] 在一些实施例中，真空等温腔基板210表面通过发黑处理形成有氧化层。 [0045] 可以理解的是，为增加器件之间的辐射换热，真空等温腔基板210的外表面喷涂黑漆或者做发黑表面处理。示例性的，在真空等温腔基板210表面氧化发黑处理形成氧化层，提升发射率。此处发射率一般指比辐射率。其中比辐射率是物体表面单位面积上辐射出的辐通量与同温度下黑体辐射出的辐通量的比值。实际物体的比辐射率定义为：物体的辐射出射度与相同温度相同波长下绝对黑体的辐射出射度的比值。表征了实际物体的热辐射与黑体热辐射的接近程度。 [0046] 在一些实施例中，功能模块200为多个，且多个功能模块200并联和/或串联安装于集热器100。 [0047] 一种可能实现的方式中，功能模块200为多个，如图1‑图4所示，功能模块200为3个。多个功能模块200并联和/或串联安装于集热器100，也就是说，多个功能模块200中的发热器件220均通过真空等温腔基板210将热量传导至集热器100，实现集热器100的集中散热。 [0048] 在减少导热部件的同时，利用真空等温腔的高导热特性，各功能模块200之间采取并联或者串联的方式安装在底部的集热器100上，能够迅速有效地将发热器件220的热耗传导至部组件的底部集热器100附近。 [0049] 在一些实施例中，集热器100包括蜂窝散热板110。 [0050] 一种可能实现的方式中，为了增大交换的面积，集热器100的散热板内层结构采用了蜂窝型材，外面再用金属如铝合金皮覆盖作为保护。发热器件220产生的热耗可直接由蜂窝散热板110的外表面向空间环境排散。 [0051] 在一些实施例中，集热器100还包括真空等温腔散热板120，真空等温腔散热板120固定于蜂窝散热板110的表面或者预埋入蜂窝散热板110的内部；真空等温腔散热板120暴露于蜂窝散热板110外部的表面为散热面。 [0052] 需要说明的是，当航天器组件有更大功率的使用要求，蜂窝散热板110的散热面积不满足航天器组件的散热需求时，集热器100在蜂窝散热板110的基础上增加真空等温腔散热板120。真空等温腔散热板120内部具有相变换热介质211，通过相变换热介质211发生相变如液体换热介质吸热气化，进行传热，传热系数大，传热量大，真空等温腔散热板120进行辅助散热，能够满足更大功率的使用要求。 [0053] 可以理解的是，蜂窝散热板110外部通常为导热的金属如铝，真空等温腔散热板120可以通过螺钉或者其它锁紧件直接固定于蜂窝散热板110的表面，如图3所示，也可以在制作蜂窝散热板110时预先将真空等温腔散热板120的部分埋入蜂窝散热板110的内部，使得真空等温腔散热板120与蜂窝散热板110为一体式结构，如图4所示。 [0054] 需要说明的是，真空等温腔散热板120暴露的表面均可作为散热面，真空等温腔散热板120的主要作用是增加辐射面积，因此，真空等温腔散热板120的形状和尺寸不做具体限定，如图3和图4所示，真空等温腔散热板120的形状为L形，利用其自身的面积向空间环境排散热量。 [0055] 在一些实施例中，真空等温腔散热板120包括：第一盖板122、第二盖板123和多孔介质，第一盖板122和第二盖板123配合形成真空等温腔，多孔介质填充于真空等温腔内部。 [0056] 一种可能实现的方式中，如图6所示，第一盖板122和第二盖板123配合形成真空等温腔，多孔介质填充于真空等温腔内部，相变换热介质121填充于真空等温腔内部，并在真空等温腔内部发生相变传导热量。具体地，真空等温腔散热板120的换热原理为：真空等温腔底部的液体即相变换热介质121在吸收发热器件220的热量后，蒸发扩散至真空等温腔内，将热量传导至多孔介质上，随后冷凝为液体回到底部。蒸发、冷凝过程在真空等温腔内快速循环，实现了相当高的散热效率。示例性的，相变换热介质121可以为水、丙酮、酒精或液氨等。 [0057] 本发明实施例提供的航天器组件中，在传热路径上，有效的减少了热量的传递次数，并通过利用真空等温腔基板210代替传统的金属安装框架，增加了导热材料的导热系数，对于航天器用的大功率器件，能够有效的降低其在共组过程中的温度水平。 [0058] 第二方面，本发明实施例还提供一种航天器，包括如第一方面实施例中任一种航天器组件。 [0059] 显然，本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。