技术领域
[0001] 本
发明涉及航天器，尤其涉及对地同步
人造卫星。
背景技术
[0002] 由于地球围绕着太阳旋转，对地同步人造卫星的各个表面在各季节吸收的太阳辐照不同。这就会导致人造卫星的表面+Y和表面-Y的
温度有明显的差异，也会导致温度随着季节变化而出现周期性的变化。因此，如图1所示，在冬至(WS)期间，接受太阳辐照的表面+Y的温度比处于阴暗部的表面-Y要高。在夏至(SS)期间，表面-Y的温度就较高，因为该表面受到太阳的辐照，而此时表面+Y处于阴暗部。在冬至和夏至的昼夜平分时(EQ)期间，表面-Y和+Y的温度都比冬至(WS)和夏至(SS)二至点期间的温度要低。
[0003] 表面+Y和表面-Y之间的温度差以及季节过程中的温度
波动都会对人造卫星及其有效
载荷有所约束。
[0004] 为了减少温度差，已经放置了各种调节系统。然而，调节系统还不能获得完全令人满意的效果。
[0005] US
专利申请6,776,220披露了：例如，在固定于表面+Y上的辐照器和固定于表面-Y上的辐照器之间布置的热
导管。这些热导管可以将位于向阳侧辐照器所吸收到的一部分多余的热量输送到位于阴暗部的辐照器。然而，尽管有这些热导管，表面+Y和表面-Y之间的温差仍然较大，尤其是在夏至和冬至时节，该温差甚至可以达到大约10℃至15℃，因为位于阴暗部的辐照器已经被冷却的
电子设备消耗了热量。因此，位于阴暗部的辐照器仅能从位于向阳侧的辐照器接收到少量的多余热量。
[0006] 与美国专利申请6,776,220不同，本发明提出一种辅助辐照器，它不需要与电子设备有直接的热交换。此外，当对侧的辐照器位于向阳侧时，则辅助辐照器位于阴暗部。根据本发明的辅助辐照器能够尽可能多地从位于向阳侧的辐照器接收大量热量，从而以这种方式来降低在两侧+Y和-Y之间的温度差。
[0007] 最后，通过安装诸如LHP或MPL的
热能输送系统来实现热平衡，该方法与美国专利申请6,776,220不同，仅仅只需要在两个辐照器之间安装两个导管，而不是安装相对较多的热导管，这会导致安装总重量较大。
[0008] 电加热器还可用于加热位于阴暗部侧的人造卫星。但是，加热器的效能是有限的并要求加大人造卫星电
力系统的尺寸。这种尺寸增大会大幅度地增加电力系统的成本。此外，对人造卫星冷部分的加热也会导致人造卫星热部分的温度上升。然而，这些热部分已经接近了其操作温度的极限。
[0009] 此外，在人造卫星
质量鉴定试验过程中，必须再现人造卫星表面之间的这些温度差。在
真空中来实现热力差以及它们的季节波动影响是很复杂的。
发明内容
[0010] 本发明的目的旨在限制表面+Y和-Y之间的温度差且减少相同表面随季节的温度变化。
[0011] 为此，本发明提出了一种航天器，包括：
[0012] -
外壳，定义内部空间和外部空间，外壳具有第一表面及相对于第一表面的第二表面，
[0013] -第一辐照器和第二辐照器，分别由第一表面和第二表面所
支撑，第一辐照器和第二辐照器各自包含主要内表面、相对于主要内表面的主要外表面，以及侧表面，[0014] 其特征在于，所述航天器进一步包括第一辅助辐照器和第一辅助
传热设备，第一辅助传热设备将所述第一辅助辐照器热连接至第二辐照器的主要内表面，第一辅助辐照器设置在外部空间的第一部分中，第一部分由第一辐照器的主要外表面和包含第一辐照器的侧表面的第一平面限定。
[0015] 有利的是，当第二辐照器在冬至和夏至时节接受太阳辐照时，第一传热设备和第一辅助辐照器单元可冷却第二辐照器。第二辐照器的冷却可以更有效地冷却电子设备。
[0016] 有利的是，航天器表面温度变化的下降，使其可以减少在热真空舱中质量鉴定试验的持续时间。这将导致航天器成本和设计周期得到显著的获。
[0017] 有利的是，在设计过程中，第一辅助传热设备和第一辅助辐照器单元可以方便地安装在航天器上以及从航天器上拆卸，或将其添加到现有航天器中。新增该单元不需要对现有航天器的架构进行更改。
[0018] 有利的是，第一传热设备和第一辅助辐照器单元只有很小的支出。该单元使其可以增加航天器的热抑制能力，而不需要加大第一和第二辐照器的尺寸。
[0019] 有利的是，第一传热设备和第一辅助辐照器单元具有较低的重量和较低的成本。
[0020] 根据具体的
实施例，航天器包括如下一项或多项特征：
[0021] -所述第一辅助辐照器与第一辐照器热绝缘；
[0022] -航天器包括第二辅助辐照器和第二辅助传热设备，第二辅助传热设备将所述第二辅助辐照器热连接至第一辐照器的主要内表面；所述第二辅助辐照器设置在外部空间的第二部分中，该第二部分由第二辐照器的主要外表面和包含第二辐照器的侧表面的第二平面限定，且其中，第一辅助传热设备和第二辅助传热设备是可逆的。
[0023] 有利的是，当第二表面接受太阳辐照时，使用第二辅助辐照器和两个可逆传热设备使之可以加热航天器的第一表面。因此，第一表面所承受的温度变化在冬至和夏至时节都不是很明显。
[0024] -第一辅助辐照器和第二辅助辐照器其中至少一个由相对较高的
太阳能吸收系数和较高红外发射
覆盖，例如：黑漆。
[0025] -第一辅助辐照器和第二辅助辐照器其中至少一个包括至少一个按照与第一辐照器的主要外表面相垂直的方向延展的主辐照表面。
[0026] 这种设置使之其可以加大航天器的整体辐照表面。这种设置仅仅只少许减少了第一和第二辐照器的辐照表面和有效性。
[0027] -第一辅助辐照器包括至少两个相交叉的板
[0028] 该实施例使之可以减少由第一辅助辐照器所遮蔽的第二辐照体的辐照表面。太阳在白天围绕辅助辐照器旋转时，该实施例使之一直可以提供相同的太阳辐照表面。
[0029] -第一辅助辐照器具有在各个末端开放的圆柱段的大致形状。
[0030] -第一辅助辐照器具有在各个末端开放的平行六面体的大致形状。
[0031] 当第一和第二辅助传热设备是可逆的，上述设置使其有可能在一日内至少部分辅助辐照器能接受太阳辐照。因此，可以在二十四小时内抵消与轨道运动相关的太阳辐照变化。
[0032] -第一传热设备是不可逆的。
[0033] -第一辅助辐照器由柔性材料制成。
[0034] -第一辅助辐照器由柔性
石墨制成。
附图说明
[0035] 应本发明将通过籍助于实施例和参照附图阅读如下说明而得到更好的理解，附图包括：
[0036] -图1是根据
现有技术的航天器的表面+Y和-Y在一年内温度变化的两条曲线；
[0037] -图2是根据本发明的航天器在对地同步轨道中的示意视图；
[0038] -图3是根据本发明航天器的第一实施例在昼夜平分时期间的透视示意视图；
[0039] -图4是图3所示航天器在冬至时节的透视示意视图；
[0040] -图5是图3所示航天器在夏至时节的透视示意视图；
[0041] -图6是图3所示航天器的表面+Y和-Y在一年内的温度变化的两条曲线；
[0042] -图7是图3至5所示航天器的简化表面示意视图；
[0043] -图8是根据本发明的辅助辐照器的透视示意视图；
[0044] -图9是图8所示辅助辐照器的表面的示意视图；
[0045] -图10是根据本发明航天器的第二实施例在冬至时节的透视示意视图；
[0046] -图11是图10所示航天器在夏至时节的透视示意视图；以及，
[0047] -图12是图11所示航天器的表面+Y和-Y在一年内的温度变化的两条曲线。
具体实施方式
[0048] 在所有图中，相同附图标记表示相同或相似的构件。
[0049] 参考图2，对地同步人造卫星类型的航天器1能够在轨道3上围绕着地球4旋转，地球4本身在轨道27上围绕着太阳29旋转。
[0050] 航天器1具有限定内部空间11和外部空间13的平行六面体外壳2的形状。外壳2始终具有指向地球的相同表面，该表面称之为地球表面5。与地球表面5相对且平行的表面，称之为反地球表面6。
[0051] 表面-X，也称之为东表面9，以及表面+X，也称之为西表面10，是相对的表面，彼此互相平行且与航天器1位移方向相垂直。通讯天线12通常固定在表面–X 9和+X 10上。
[0052] 表面-Y，也称之为北表面7，以及表面+Y，也称之为南表面8，是外壳的另外两个表面。它们相对，彼此互相平行且与地球4的南北轴线相垂直。为了简化说明，应标记表面-Y和+Y，即随后跟着的第一表面7和第二表面8。
[0053] 太阳
电池板14固定在第一表面7和第二表面8上。最后，第一主辐照器16，通常称之为北辐照器，固定并在第二表面7上延伸。第二主辐照器18，通常称之为南辐照器，固定并在第二表面8上延伸。
[0054] 参考图3，第一辐照器16和第二辐照器18具有一般的平行六面体形状。它们各有四个侧表面19、25，主要内表面15、21固定在外壳2上，主要外表面17、23与主要内表面相对且在外表面13一侧。
[0055] 航天器1运送电子设备20和能够冷却电子设备20的第一主传热设备22和第二主传热设备24。电子设备通常包括射频设备、电子设备、测量仪表、计算单元和电池。第一主传热设备22将电子设备20与第一辐照器16热连接。第二主传热设备24将电子设备20与第二辐照器18热连接。
[0056] 常规情况下，第一主传热设备22和第二主传热设备24各自包括与电子设备20热
接触的回路热导管26、与第一辐照器16和第二辐照器18分别接触的
冷凝器28，以及用于将回路热导管26的热
流体输送至冷凝器28的管道30。按照惯例，可由圆形和矩形单元来图示表示回路热导管，由矩形单元来图示表示冷凝器。这些主传热设备22和24通常可以是热导管或毛细
流体回路，其中，储液室与
蒸发器(回路热导管)集成一体。
[0057] 根据本发明，航天器1进一步包括固定于第一辐照器16的第一辅助辐照器32、能够将第一辅助辐照器32热量输送到第二辐照器内表面21的第一辅助传热设备34、固定于第二辐照器18的第二辅助辐照器36，以及能够将第二辅助辐照器36热量输送到第一辐照器内表面15的第二辅助传热设备38。
[0058] 第一辅助传热设备34和第二辅助传热设备38是相同的。两者不可逆，即，它们都是单向的。各自都包括回路热导管40、冷凝器42和将回路热导管40与冷凝器42热连接的导管44。优选的是，它是毛细管驱动回路(CDL，尤其是毛细流体回路，其中，储液室与
蒸发器(回路热导管)集成一体。这些装置为本领域技术人员所熟知。可具体参考标准12/12 2012的ECSS-E-ST-31-02C。
[0059] 第一辅助传热设备的回路热导管40与第二辐照器18的主要内表面21热接触。第二辅助传热设备的回路热导管40与第一辐照器的主要内表面15热接触。第一辅助传热设备的冷凝器42与第一辅助辐照器32热接触。第二辅助传热设备的冷凝器42与第二辅助辐照器36热接触。
[0060] 当第二辐照器18接受太阳辐照时，即在冬至(WS)时节，第一辅助辐照器32和第一辅助传热设备34使之可以冷却第二辐照器18。实际上，如图4所示，在冬至时节，第二辐照器18接受太阳辐照，而第一辅助辐照器32则位于人造卫星外壳的阴暗部。第二辐照器18和第一辅助辐照器32之间的温度差，通过第一辅助传热设备34的中间体，将第二辐照器18的部分Q1A热量输送到第一辅助辐照器32。这部分Q1A热量通过第一辅助辐照器32散发到外表面
13。
[0061] 因此，如图6所示，第二表面(表面+Y)温度会在冬至时节下降，从而减少第一和第二表面之间的温度差。
[0062] 以同样方式，当第一辐照器16接受太阳辐照时，即在夏至(SS)时节，第二辅助辐照器36和第二辅助传热设备38使之可以冷却第一辐照器16。如图5所示，在夏至时节，第一辐照器16接受太阳辐照，而第二辅助辐照器36则位于人造卫星外壳的阴暗部。第一辐照器16和第二辅助辐照器36之间的温度差，通过第二辅助传热设备38的中间体，将第一辐照器16的部分Q1B热量输送到第二辅助辐照器36。这部分Q1B热量通过在夏至时节位于阴暗部侧的第二辅助辐照器36，来散发。
[0063] 因此，如图6所示，第一表面(表面-Y)的温度会在夏至时节下降，从而减少第一和第二表面之间的温度差。
[0064] 为了进行传热，在至日期间，将第一辅助辐照器32和第二辅助辐照器36分别设置在第一辐照器和第二辐照器的阴暗部。这样，将第一辅助辐照器32按照与第一辐照器16第一表面7相垂直的方向设置在第一辐照器16的延展部中。它延伸于在冬至时节位于阴暗部的外表面13的第一部分46中。第一部分46由第一辐照器的主要外表面17以及各自均包含第一辐照器侧表面19的四个平面48、50、52、54限定，如图4和7所示。
[0065] 以相同的方式，将第二辅助辐照器36按照与第二辐照器18表面Y垂直的方向设置在第二辐照器18延展部中。它延伸于在夏至时节位于阴暗部的外表面13的第二部分56中。第二部分56由第二辐照器主要外表面23以及各自均包含第二辐照器侧表面25的四个平面
58、60、62、64限定，如图5和7所示。
[0066] 第一辅助辐照器32和第二辅助辐照器36，例如，当太阳电池板以发射配置而折叠时，就设置在太阳电池板14上方。它们在第一表面7和第二表面8的
正交方向具有小尺寸，因为它们必须能够置于发射器前锥体下的空间中。
[0067] 第一辅助辐照器32和第二辅助辐照器36优选与支撑的第一辐照器16和第二辐照器18
隔热。例如：可通过在其腿部放置塑料
垫圈将辅助辐照器32、36固定于主辐照器16、18的方式进行热绝缘。
[0068] 有利的是，隔热使其有可能有效地增加辅助辐照器32、36的有效性。实际上，如图1所示，即使第一辐照器16和第二辐照器18在阴暗部，温度也接近于60℃。由于辅助辐照器32、36与主辐照器16、18热绝缘，得益于能够有效地吸收来自辐照器的大量的热量，确保其所具有的温度比固定在外壳2对侧表面上的辐照器的温度要低很多。因此，尽管它们体积较小，但是它们有可能有效地排除所接受到的热量。
[0069] 根据所示实施例，第一辅助辐照器32具有十字形的大体形状。它由一个矩形
主板68和两个固定在主板68两侧的两个次级板70、72形成。
[0070] 热导管74延伸于主板68表面和次级板70、72表面。冷凝器42固定在主板68的表面上。它与热导管74热接触。热导管74使之有可能将来自冷凝器42的热量均匀分布在整个辅助辐照器32上，然后，将该热量辐照到外表面13。
[0071] 第二辅助辐照器36与第一辅助辐照器相同，故不做赘述。
[0072] 或者，第一辅助辐照器32可以具有星形的大体形状且具有任何数量分支，例如三个、五个或六个分支。
[0073] 主板68和次级板70、72优选由柔性材料制成，例如：柔性石墨。在这种情况下，热导管74可以硬化包括回路热导管42的板68、70、72。
[0074] 或者，主板68和次级板70、72由
铝制成。
[0075] 根据未示出的替代方案，第一辅助辐照器32在其末端具有开放的圆柱段的大体形状。
[0076] 根据未示出的另一个替代方案，第一辅助辐照器32在其末端具有开放的平行六面体的大体形状。
[0077] 在所有实施例中，第一辅助辐照器32和第二辅助辐照器36有利地具有主辐照表面66，其延伸于与第一表面7和第二表面8表面相垂直的平面。
[0078] 本发明航天器75的第二实施例，如图10至12所示，与本发明的第一实施例相类似，除了如下事实，在第二实施例中，第一辅助传热设备76和第二辅助传热设备78是可逆的，或换句话说，是双向的。
[0079] 与第一实施例要素相同或相似的第二实施例要素，具有相同的标记，故不做累述。
[0080] 本发明第二实施例的第一辅助传热设备76包括与第一辅助辐照器32热接触的第一
热交换器80、与第二辐照器18内表面热接触的第二热交换器82，以及将第一热交换器80与第二热交换器82相连的热导管84(HP)。可使用可逆流体回路，尤其是毛细流体回路，其中储液室与蒸发器(回路热导管)集成一体。
[0081] 第一热交换器80和第二热交换器82可用作回路热导管或冷凝器操作。图10和11中，第一热交换器80和第二热交换器82由圆和矩形来表示。
[0082] 包括第二辅助传热设备78的构件相同于包括第一辅助传热设备76的构件，故不做累述。
[0083] 第二辅助传热设备78的第一热交换器80与第二辅助辐照器36热接触。第二辅助传热设备的第二热交换器与第一辐照器16的内表面热接触。
[0084] 参考图10和12，本发明第二实施例的第一辅助辐照器32和第一辅助传热设备76单元，能在冬至时节提供与本发明第一实施例的第一辅助辐照器32和第一辅助传热设备34单元相同的功能，即冷却第二辐照器18。此外，本单元还能在冬至时节，通过将第二辅助辐照器36的
能量Q2A输送到第一辐照器主要内表面15的方式，来提供加热第一辐照器16的附加功能。
[0085] 如图12所示，该加热功能使之有可能进一步减少在冬至时节第一表面7和第二表面8的温度差。
[0086] 通过相同方式，参考图11和12，本发明第二实施例的第二辅助辐照器36和第二辅助传热设备78，提供与本发明第一实施例第二辅助辐照器36和第二辅助传热设备78单元相同的功能，即冷却第一辐照器16。此外，本单元还能通过将第一辅助辐照器32的能量Q2B输送到第二辐照器的主要内表面21的方式，来提供加热第二辐照器18的功能。
[0087] 如图12所示，该加热功能使之有可能减少在夏至时节第一表面7和第二表面8的温度差。
[0088] 有利的是，在第二实施例中，采用高太阳能吸收系数和高红外发射涂层的覆盖物覆盖或涂覆第一和第二辅助辐照器，例如，黑漆，以便在接受太阳辐照时能够吸收大量的热量，从而能够尽量加热位于阴暗部的主辐照器，同时在其处于阴暗部有较好的热抑制能力。本领域技术人员(空间工业中的加热工程师)都熟知该种材料类型，通常该材料在其开始使用时，太阳能吸收系数远大于0.8并且红外发射系数远大于0.6。
[0089] 在本描述中，为了简化说明，北表面称之为第一表面，北辐照器称之为第一辐照器。然而，根据本发明的设备操作时是对称的，故南表面也可称之为第一表面，南辐照器也可以称之为第一辐照器。
