航天器单相流体回路散热系统的制作方法

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1.本发明涉及航天应用技术领域，具体为航天器单相流体回路散热系统。

背景技术：

2.卫星热控系统的主要任务是保证星上单机在轨以及地面测试时的温度满足单机的指标要求。随着卫星技术的发展，卫星热耗不断增大，随之发展了适应于卫星的单相流体回路散热系统。选择使用单相流体回路技术作为散热技术的卫星一般功率密度都很大。在卫星总装过程中，需要充分的对单机进行性能及老练测试，卫星加电时间长，温度水平高，随之产生的主要地面散热问题越来越突出。
3.航天器等温化需要等温要求，这个要求是从卫星部件的温度场要求和热设计角度提出的，意指通过采取一定的热控措施、合理的热源布局，使卫星上局部范围或整星的温度基本上达到相等，即所谓的等温化。星体的局部或整体的等温化不仅有利于改善星体的热性能，而且有利于简化卫星热设计、简化热试验以及增加热设计的可靠性。
4.中国专利cn111918535a提出了星载及地面单相流体回路散热系统，该散热系统通过星载单相流体回路散热系统与所述航天器安装板进行热传递，并均匀所述航天器安装板各个区域的温度，通过地面单相流体回路散热系统与所述航天器安装板进行热传递，并带走所述航天器安装板的热量，实现了能够满足大功率卫星地面总装测试时的长时间加电的散热问题，但是该回路散热系统不能使得卫星达到等温化效果，使得星体的热性能大大下降，从而降低了卫星的使用寿命。

技术实现要素：

5.(一)解决的技术问题
6.针对现有技术的不足，本发明提供了航天器单相流体回路散热系统，解决了回路散热系统不能使得卫星达到等温化效果，使得星体的热性能大大下降的问题。
7.(二)技术方案
8.为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：航天器单相流体回路散热系统，包括舱板，所述舱板设置有若干个，若干个所述舱板围成封闭的航天器舱体，所述舱板的内表面固定连接有若干热扩散板，每个所述热扩散板远离舱板的一侧壁均安装有星载单机；
9.每个所述舱板的内部均设置有储液腔，所述储液腔的内部填充有导热液，所述舱板远离热扩散板的一侧内部固定连接有若干热管，所述热管由导热壳、密封块、管芯以及工作流体组成；
10.所述舱板的上侧壁内部设置有热循环管，所述热循环管的两端分别固定连接有进液接口以及出液接口，所述舱板的上侧壁且靠近左右两侧均固定连接有第一导热板，所述舱板的上侧壁且靠近前后两侧均固定连接有第二导热板。
11.优选的，所述管芯设置为热熔渣层、毛细管层以及沟槽层中的一种，所述导热壳采
用纯铜材料制成，所述热管分布在星载单机的正下侧，热熔渣层的内部设置有若干细孔，工作流体经过细孔时，会形成虹吸力，从而便于工作流体回流，毛细管层的内侧壁均匀设置有若干毛细管，毛细管可以提高工作流体的表面积，进而提高热管中工作流体的蒸发效率，可以通过毛细力将工作流体拉到热管的热端，沟槽层的内侧壁均匀设置有一条条平行的沟渠，回流的液体会通过沟渠迅速在热管中进行传导。
12.优选的，所述热循环管设置为s形，且安装在舱板的内部，所述热循环管与舱板热耦合，s形的热循环管可以提高舱板之间的接触面积，从而提供热循环管的散热效果。
13.优选的，所述舱板的内部设置有储液腔，所述储液腔的内部填充有导热液，用于传递热量，所述储液腔的内部设置有内置水泵，用于带动导热液在舱板内部循环，所述内置水泵的输出端与进液接口相固定，所述出液接口设置在导热液内部，内置水泵能将储液腔内部的导热液导入热循环管中，热循环管中的导热液能将舱板内表面的热量进行吸收，并且将导热液通过出液接口排入储液腔中。
14.优选的，所述舱板与第一导热板热耦合，所述舱板通过第一导热板与左侧、右侧的舱板固定连接，提高舱板与左侧、右侧的舱板之间的热传导效果。
15.优选的，所述舱板与第二导热板热耦合，所述舱板通过第二导热板与前侧、后侧的舱板固定连接，提高舱板与前侧、后侧的舱板之间的热传导效果。
16.优选的，所述舱板与热扩散板热耦合，所述热扩散板与星载单机热耦合，便于将星载单机产生的热量通过热扩散板传递到舱板上。
17.优选的，相邻所述舱板的储液腔相互连通，提高相邻舱板之间的热量传递效率，促进相邻舱板的等温化，所述热管通过密封块与舱板密封连接，提高热管与舱板之间的密封效果，所述导热壳与密封块热耦合，所述密封块与舱板热耦合。
18.(三)有益效果
19.本发明提供了航天器单相流体回路散热系统。具备以下有益效果：
20.1、该装置设置了热循环管、热管以及导热液，星载单机通过热扩散板将热量传递到舱板中，热循环管能够将舱板的热量通过导热液传递到储液腔中，热管能将储液腔中的热量传递到外界，三者结合，可以有效提高星载单机的散热效果。
21.2、该装置设置了导热板以及导热液，导热板能提高相邻舱板之间的热量扩散效率，导热液能够在不同舱板的储液腔中流动，从而使得每块舱板内的导热液温度相趋同，两者结合，可以有效提高舱体的等温化效果，改善星体的热性能。
附图说明
22.图1为本发明结构示意图；
23.图2为本发明底部示意图；
24.图3为本发明剖视示意图；
25.图4为本发明中热管剖视示意图；
26.图5为本发明中舱板剖视示意图；
27.图6为本发明中航天器舱体平铺示意图。
28.其中，1、舱板；101、储液腔；102、导热液；103、内置水泵；104、热循环管；105、进液接口；106、出液接口；2、第一导热板；3、热扩散板；4、星载单机；5、第二导热板；6、热管；601、
导热壳；602、密封块；603、管芯；604、工作流体。
具体实施方式
29.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。
30.实施例：
31.如图1-6所示，本发明实施例提供航天器单相流体回路散热系统，包括舱板1，舱板1设置有若干个，若干个舱板1围成封闭的航天器舱体，其中，舱板1不仅限于平板，还可以是弧形板、曲形板、凸形板以及凹形板中的一种，舱板1的外侧壁采用铝合金蜂窝板支制成，舱板1的内表面固定连接有若干热扩散板3，每个热扩散板3远离舱板1的一侧壁均安装有星载单机4，舱板1与第一导热板2热耦合，舱板1通过第一导热板2与左侧、右侧的舱板1固定连接，提高舱板1与左侧、右侧的舱板之间的热传导效果，促进两块舱板1之间的热量扩散，从而加快两个舱板1之间的等温化，舱板1与第二导热板5热耦合，舱板1通过第二导热板5与前侧、后侧的舱板1固定连接，提高舱板1与前侧、后侧的舱板1之间的热传导效果，提高两块舱板1之间的热量扩散，从而加快两个舱板1之间的等温化，舱板1与热扩散板3热耦合，热扩散板3与星载单机4热耦合，便于将星载单机4产生的热量通过热扩散板3传递到舱板1上，提高星载单机4的热量散发效果。
32.每个舱板1的内部均设置有储液腔101，储液腔101的内部填充有导热液102，便于热量的传递，舱板1远离热扩散板3的一侧内部固定连接有若干热管6，热管6由导热壳601、密封块602、管芯603以及工作流体604组成，管芯603设置为热熔渣层、毛细管层以及沟槽层中的一种，导热壳601采用纯铜材料制成，热管6分布在星载单机4的正下侧，热熔渣层的内部设置有若干细孔，工作流体604经过细孔时，会形成虹吸力，从而便于工作流体604回流，毛细管层的内侧壁均匀设置有若干毛细管，毛细管可以提高工作流体604的表面积，进而提高热管6中工作流体604的蒸发效率，可以通过毛细力将工作流体604拉到热管6的热端，沟槽层的内侧壁均匀设置有一条条平行的沟渠，回流的液体会通过沟渠迅速在热管6中进行传导，相邻舱板1的储液腔101相互连通，提高相邻舱板1之间的热量传递效率，促进相邻舱板1的等温化，若干舱板1中的一个内部设置有水泵，水泵可以将舱板1中的导热液102传递到相邻的舱板1中，促进相邻舱板1的等温化，热管6通过密封块602与舱板1密封连接，提高热管6与舱板1之间的密封效果，导热壳601与密封块602热耦合，密封块602与舱板1热耦合，在热管6的制造过程时，首先通过抽真空或者排空热管6内的空气，然后在热管6内部填充满工作流体604，使得工作流体604填充满管芯603中，形成真空并且密封在热管6中，在热管6与导热液102接触的一端向热管5输入热量时，由于工作流体604在真空中的沸点低，工作流体604会开始沸腾并仅使用少量工作流体604吸收大量热量，在热管6内部的温度不变的情况下，工作流体604发生相变，从液相变为气相，发生蒸发潜热，当变成蒸汽状的工作流体604在热管6的另一端遇到冷气时，释放热量并冷凝成液体，从气相变为液相，发生凝结潜热，最后，凝结后的工作流体604通过管芯603返回到与导热液102接触的一端，完成一次热量传递。
33.舱板1的上侧壁内部设置有热循环管104，热循环管104设置为s形，且安装在舱板1的内部，热循环管104与舱板1热耦合，s形的热循环管104可以提高舱板1之间的接触面积，从而提供热循环管104的散热效果，热循环管104的两端分别固定连接有进液接口105以及出液接口106，舱板1的上侧壁且靠近左右两侧均固定连接有第一导热板2，舱板1的上侧壁且靠近前后两侧均固定连接有第二导热板5，舱板1的内部设置有储液腔101，储液腔101的内部填充有导热液102，用于传递热量，储液腔101的内部设置有内置水泵103，用于带动导热液102在舱板1内部循环，内置水泵103的输出端与进液接口105相固定，出液接口106设置在导热液102内部，内置水泵103能将储液腔101内部的导热液102导入热循环管104中，热循环管104中的导热液102能将舱板1内表面的热量进行吸收，并且将导热液102通过出液接口106排入储液腔101中。
34.尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

技术特征：

1.航天器单相流体回路散热系统，包括舱板(1)，其特征在于：所述舱板(1)设置有若干个，若干个所述舱板(1)围成封闭的航天器舱体，所述舱板(1)的内表面固定连接有若干热扩散板(3)，每个所述热扩散板(3)远离舱板(1)的一侧壁均安装有星载单机(4)；每个所述舱板(1)的内部均设置有储液腔(101)，所述储液腔(101)的内部填充有导热液(102)，所述舱板(1)远离热扩散板(3)的一侧内部固定连接有若干热管(6)，所述热管(6)由导热壳(601)、密封块(602)、管芯(603)以及工作流体(604)组成；所述舱板(1)的上侧壁内部设置有热循环管(104)，所述热循环管(104)的两端分别固定连接有进液接口(105)以及出液接口(106)，所述舱板(1)的上侧壁且靠近左右两侧均固定连接有第一导热板(2)，所述舱板(1)的上侧壁且靠近前后两侧均固定连接有第二导热板(5)。2.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述管芯(603)设置为热熔渣层、毛细管层以及沟槽层中的一种，所述导热壳(601)采用纯铜材料制成，所述热管(6)分布在星载单机(4)的正下侧。3.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述热循环管(104)设置为s形，且安装在舱板(1)的内部，所述热循环管(104)与舱板(1)热耦合。4.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述舱板(1)的内部设置有储液腔(101)，所述储液腔(101)的内部填充有导热液(102)，所述储液腔(101)的内部设置有内置水泵(103)，所述内置水泵(103)的输出端与进液接口(105)相固定，所述出液接口(106)设置在导热液(102)内部。5.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述舱板(1)与第一导热板(2)热耦合，所述舱板(1)通过第一导热板(2)与左侧、右侧的舱板(1)固定连接。6.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述舱板(1)与第二导热板(5)热耦合，所述舱板(1)通过第二导热板(5)与前侧、后侧的舱板(1)固定连接。7.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：所述舱板(1)与热扩散板(3)热耦合，所述热扩散板(3)与星载单机(4)热耦合。8.根据权利要求1所述的航天器单相流体回路散热系统，其特征在于：相邻所述舱板(1)的储液腔(101)相互连通，所述热管(6)通过密封块(602)与舱板(1)密封连接，所述导热壳(601)与密封块(602)热耦合，所述密封块(602)与舱板(1)热耦合。

技术总结

本发明提供航天器单相流体回路散热系统，涉及航天应用领域。该航天器单相流体回路散热系统，包括舱板，每个所述舱板的内部均设置有储液腔，所述储液腔的内部填充有导热液，所述舱板远离热扩散板的一侧内部固定连接有若干热管，所述舱板的上侧壁内部设置有热循环管，所述热循环管的两端分别固定连接有进液接口以及出液接口，所述舱板的上侧壁且靠近左右两侧均固定连接有第一导热板，所述舱板的上侧壁且靠近前后两侧均固定连接有第二导热板。该系统中导热板能提高相邻舱板之间的热量扩散效率，导热液能够在不同舱板的储液腔中流动，从而使得每块舱板内的导热液温度相趋同，两者结合，可以有效提高舱体的等温化效果，改善星体的热性能。的热性能。的热性能。