航天器热控制和液体动量轮一体化执行机构 【技术领域】
本发明涉及航天器控制，特别是涉及航天器的热控制和姿态控制，更具体地说，本发明提供了一种模块化的航天器热控系统与能提供姿控力矩的液体动量轮一体化的装置。
背景技术
航天器热控分系统的功能是在空间环境下维持星上设备在合适的温度范围内，以保证星上设备正常工作。经过几十年的发展，已经有多种成熟、有效的航天器热控制技术，主要可分为被动式和主动式两类：被动式热控主要依靠合理的航天器总体布局，选取不同热物理性能的材料，正确地组织航天器内外的热交换过程，使航天器的设备在高低温运行工况下都不超出允许的温度范围。被动式热控技术主要有热控涂层、多层隔热组件、热管和相变材料等应用形式。主动热控方法是指当航天器内、外热流状况发生变化时，通过某种自动调节系统的动作使航天器的设备温度保持在指定范围内的热控技术，具有可调节的热交换特性和热控制能力等优势。主动式热控技术主要包括百叶窗和可变发射率热控器件等辐射式热控技术、接触导热开关和可控热管等导热式主动热控技术、利用气体或流体的对流换热作用对航天器进行整体或局部热控制的对流式主动热控技术以及闭式循环机械制冷机以及热电制冷系统等。
然而，随着航天技术的发展，以及国民经济发展和国防建设对微小型航天器及新概念航天器的迫切需求，对航天器热控制提出了更高要求，具体体现在：
(1)传统上以被动式热控为主的航天器热控系统，为实现热控制目标，星上设备需要按照热设计的需求进行合理布局，如发热量大的设备装在容易散热的壁板上。然而，微小型航天器结构尺寸小和重量轻，难以提供足够的可散热壁面用于发热设备布局，导致其热控系统设计极为困难；
(2)传统上以被动式热控为主的航天器热控系统，对航天器各设备布局、运行轨道以及飞行任务等密切相关，各航天器热控系统都需要专门设计与研制。国民经济发展与国防建设对各类型微小型航天器需求日益增加，为达到其“快、好、省”的设计目标，热控系统需要改变每个航天器都要重新设计、重新研制的传统设计方法，亟需设计一种具有很强适应能力的通用化热控系统，能够适应飞行任务的变化所引起的结构布置和热环境的改变；
(3)航天器的标准模块化设计是降低研制成本、缩短研制周期、提高快速响应能力的有效手段，通过标准模块化实现航天器的快速设计、集成、测试与发射甚至是在轨维修与组装，能够快速响应重大自然灾害或局部战争等突发事件对航天监测的需求。然而，标准模块设计时由于并不能确定其安装位置及所面临的热环境，难以实现热控系统的模块化，进而降低了航天器的快速响应能力。
传统的航天热控技术，无论是主动式还是被动式，都无法满足上述需求，亟需探索一种新的能够在未知热环境下可靠工作的模块化、标准化、通用化的航天器热控系统。
以机械泵为驱动的流体循环热控是利用单相流体在管路及换热装置中的强迫对流换热，对航天器内设备的热量进行收集、输运、排散和利用的主动热控装置，具有热控能力强以及易于实现对分散在较大范围内的多个设备热管理等优势，为解决上述热控制问题提供了一条可行的技术途径。
航天器姿态控制系统的功能是根据任务需求控制航天器正确指向、保持指向轴的稳定，并根据需要改变航天器指向。姿态控制执行机构是对航天器产生控制力矩，改变航天器姿态运动的装置，其按照姿态控制器给出的控制指令，产生作用于航天器的力矩。目前，可用于航天器主动姿态控制的执行机构根据原理可分为质量排出式、动量交换式以及环境场式等。其中，动量交换式是利用航天器内部的动量发生装置与航天器星体之间的角动量交换来实现姿态控制，具有无工质消耗、无污染以及对航天器质心运动不产生干扰等优点，以飞轮为典型代表的动量交换式姿态控制执行机构在微小航天器上得到广泛应用。
与飞轮原理类似，以机械泵为驱动地流体工质能够产生一定的角动量，若能够控制流体回路中流体工质的流量与流速，即可改变其角动量，进而产生航天器姿态控制力矩，上述装置可称之为液体动量轮。
从上述分析可知，无论航天器通用化热控制还是液体动量轮，都需要机械泵驱动的液体回路，因此若能够该部分实现共享，则将会实现航天器组部件的多功能化，提高航天器的功能密度。但是现有技术中，航天器的热控制和姿态控制执行机构是两套相对独立的系统，并无直接关联。
【发明内容】
本申请发明人思及：(1)利用以机械泵为驱动的流体循环系统构成航天器热控制公用回路，将尺寸与散热能力均可裁剪的管板式换热器集成于需要控温的设备表面，并通过热开关/阀门将管板式换热器接入公用回路，将航天器热控系统的模块化、通用化，摆脱发热设备布局时对散热面的依赖，可以实现在星体内立体布局，进而提高航天器的集成度；(2)通过热控公用回路将流体回路收集的热量给发热量很少的设备加热，对航天器热量进行综合利用，既能减少为保持低温设备温度所需的电加热功率，又可减少辐射器的热负荷，进而减轻辐射器的重量；(3)通过热控公用回路将分系统排散的热量传输到辐射器，在辐射器表面涂有热致可变发射率热控涂层，利用涂层热发射率随温度变化的特性进行辐射器自主温度调节，有效地实现了自适应散热，从而使辐射器具有较大的调节能力，可排散不同的发热量；(4)在热控公用回路增加流体工质的电加热组件，以解决由于发热设备关机或周围环境温度过低等原因导致的航天器整体温度过低的问题，提高热控系统适应热环境变化的能力；(5)以机械泵为驱动的流体回路能够产生一定的角动量，若能够精确控制流体回路中流体工质的流量与流速，即可改变其角动量，进而产生航天器姿态控制力矩，可实现动量轮功能。
基于上述思想，本发明提出了航天器模块化、标准化、通用化的热控制系统与液体动量轮一体化的创新方案。从仅用一套设备同时解决姿态控制和热控制的角度来说，本发明在构思上属于开创性的发明。其目的包括但不限于以下各个方面：
1、提高航天器功能的集成化，通过机械泵为驱动的流体回路、流体回路散热器等的共用，实现航天器热控制系统与姿态控制执行机构的一体化，从而提高航天器的功能密度；
2、提高航天器结构布局的集成化，提供一种主动散热方式，解决上述现有散热方式中发热设备布局过度依赖散热面的问题，实现在星体内设备的立体布局；
3、提供一种具有加热功能的热控系统，通过热控公用回路将流体回路收集的热量给发热量很少的设备加热，实现航天器热量综合利用的目的，减少为保持低温设备温度所需的电加热功率；
4、提高热控系统适应热环境变化的能力，通过在热控公用回路中增加流体工质电加热组件，解决由于发热设备关机或周围空间环境温度过低等原因导致的航天器整体温度过低的问题；通过在辐射器表面喷涂热致可变发射率热控涂层，利用热控涂层热发射率随温度变化的自主调节，从而在不消耗功率的情况下，实现辐射器的自适应散热，显著改善航天器的热环境；
5、提供一种新的动量交换式航天器姿态控制执行机构；
6、提供一种具有散热与加热功能的模块化、标准化和通用化的航天器热控制系统并同时能够提供单轴控制力矩的航天器姿态控制的一体化装置。
为达成上述目的，本发明提供了一种航天器热控制和液体动量轮一体化执行机构，包括以下部分：
储液器，其内存储有液态工质；
循环泵组件，用于驱动液态工质以一定流速和流量在循环回路中流动；
散热公用回路，其包括第一流量分配阀和并列连接的第一热交换装置和第一旁通支路，其中第一热交换装置用于集成到需要散热的设备表面，对所述设备进行散热；
加热组件，其包括电路上串联连接的温度传感器、控制单元、电压控制单元及电加热器，温度传感器测量加热公用回路中工质温度，控制单元根据温度传感器测量结果与预先设定的温度值控制所述电压控制单元的输出，进而控制电加热器给所述加热公用回路的流体工质加热；
加热公用回路，其包括第二流量分配阀和并列连接的第二热交换装置和第二旁通支路，其中热交换装置用于集成到需要加热的设备表面，对其进行加热；
辐射器/动量发生器一体化装置，其包括并列连接的至少两条不同管路和控制液态工质在所述不同管路中分配的装置，用于将热量散发到航天器星体之外和提供足够大且能够变化的角动量；
其中，所述散热公用回路、加热公用回路和所述辐射器/动量发生器一体化装置顺次连接，再与所述储液器和循环泵组件串联连接构成工质循环回路，在所述工质循环回路中流动有液态工质；一小部分流体工质用于航天器散热和加热，绝大部分流经旁通支路，用于为动量发生器提供足够的液体流量和流速。
本发明的有益效果在于，能够实现具备加热与散热功能的模块化、通用化航天器热控制系统，并同时提供姿态控制力矩，实现了热控系统与姿态控制执行机构的功能集成，提高了航天器功能密度，且具有结构简单，成本低的优点。
采用以泵驱动流体回路为基础的热控系统，为航天器设备的散热或加热提供了一条公用回路，提供了标准化管板式换热器用于与航天器设备集成，并采用热开关/阀门接入公用回路，从而实现热控制系统的模块化设计，可适用于不同飞行任务的需要，或作少量的适应性修改就能应用，每颗航天器的热控制系统就不需要从头开始研制，显著降低航天器研制周期与成本。
采用热致可变发射率热控涂层以及集中式电加热组件等措施，可在轨调整控制温度，以适应任务和环境变化，使得热控系统具有很强的适应能力，能够对分散布置的多热源散热，摆脱了设备布局时对散热面的依赖，可共享热负荷，实现了航天器热量的综合利用，减小了航天热控制的整体功耗。
【附图说明】
图1是本发明的航天器模块化热控制系统和液体动量轮一体化装置的实施例原理示意图；
图2A、2B分别是本发明的辐射器/力矩器一体化装置及其安装位置的平面示意图。
图3是本发明的航天器模块化热控制系统实施例原理示意图；
【具体实施方式】
下面结合附图对本发明上述特征和优点作进一步的说明。为了叙述方便，下面对本说明书和权利要求书中涉及的词汇进行简要说明。本文中，“顺次”指按照液态工质的传递路径依照流经顺序，例如：第一、第二、第三装置“顺次”连接，是指第一装置的输出端连接第二装置的输入端；第二装置的输出端连接第三装置的输入端，从而使液态工质能在所述三个装置之间流动，多于三个的装置以此类推。“串联连接”是指两个或两个以上装置的各种排列的顺次连接的任何一种，亦即“串联连接”对装置的次序不加限定。“并列连接”则是指两个或两个以上的装置连接到共同的输入和输出端，液态工质可在并列连接的装置之间分配。电路串联连接即为现有技术中电连接中的“串联”。
图1是本发明的航天器通用化热控制系统和液体动量轮一体化装置的实施例原理示意图。在图1中，该一体化装置为用于实现单轴姿态控制。
参照图1，本发明的航天器模块化热控制系统与液体动量轮一体化装置主要包括以下部分：储液器1；循环泵组件2；第一流量分配阀7、热开关/阀门8、冷板9、发热部件10和第一旁通支路构成的散热公用回路；热交换器12；串联连接的温度敏感器16、控制单元15、电压控制单元14和电加热器13构成的加热组件；第二流量分配阀11、热开关/阀门17、热板18、低温部件19和第二旁通支路构成的加热公用回路；以及辐射器/动量发生器一体化装置20。上述各个部分顺次相连构成一个闭合的工质循环回路，液态工质25在所述循环回路中流动。
理论上，循环泵组件2是用于给整个循环回路的液态工质流动提供驱动力，并控制其流量和流速，因此，其可位于工质循环回路中的任何位置。更进一步地，只要保证散热公用回路、加热公用回路与辐射器/动量发生器一体化装置20三者之间是顺次连接，其它部分与之串联连接均可以实现本发明。而图1的顺次连接方式则为其中的优选实施例。
储液器1是用于控制整个回路参与循环的液态工质25的质量，其内部充有部分液态工质25，其余部分为饱和蒸汽。
循环泵组件2包括：液泵3、过滤器4、差压敏感器5及质量流量计6。其中，液泵3是保证液态工质以额定流量循环的关键部件，理论上，循环泵组件2只要有液泵3即可实现为一体化装置提供源动力的基本功能。但实际应用中，为了获得更好的效果，优选使用图1所示的结构。其中，液泵3可以为离心泵或循环泵。为了保持进入液泵3液态工质洁净度，在液泵3之前设有过滤器4。为了对液泵3的工作状态进行安全保障，在液泵3两端并列连接有差压敏感器5，以在由于装置过热使液态工质过度气化而导致压力过高时能及时发现，避免意外。在液泵3之后顺次连接有质量流量计6，以对工质流量进行检测。
散热公用回路包括第一流量分配阀7、热开关/阀门8、冷板9和第一旁通支路。并列连接的热交换装置和第一旁通支路位于第一流量分配阀7与第二流量分配阀11之间，热交换装置通过将冷板9集成于发热部件10表面，并利用热开关/阀门8将冷板9接入散热公用回路，用于发热部件10的散热。循环泵组件2输出的液体工质经过第一流量分配阀7使液态工质的一部分进入冷板9，另一部分经第一旁通支路，再经第二旁通支路进入辐射器/动量发生器一体化装置20。通过连续调节进入冷板9的液态工质质量流率，在热沉条件一定时能够控制工质温度和工质在冷板9内的换热系数，进而控制安装在管板式换热器上发热部件10的温度。由于本发明需要兼顾液体动量轮功能，具有足够多的液体工质，因此能够接入多个发热设备，实现其散热任务。其中，冷板9因其作用在于给发热部件10降温而得名，实现中可以用各种类型的换热器。一种优选的实施方式是使用管板式换热器，以便于结合在发热部件10的表面。
热交换器12可采用液-液式管板式换热器，完成加热公用回路吸收热量后的高温流体工质与第二流量分配阀11输出的低温流体工质的热交换，进而将散热公用回路吸收的热量传递给加热公用回路，用于后续加热发热量小的低温设备，从而达到航天器热量综合利用的目的。在热交换器12上至少有两条输液管，一条输液管接收来自散热公用回路的液体工质，并引导其与第一旁通支路的工质在第二流量阀11处汇流；另一条输液管接收来自第二流量阀11的输出工质，并引导其流入加热组件13。所述两条输液管中的液体通过换热板进行热交换。
加热组件，其包括串联连接的温度敏感器16、控制单元15、电压控制单元14及电加热器13。其中温度敏感器16测量流向加热公用回路的工质温度，控制单元15将此测量结果与预先设定的温度值相比较，根据两者之差形成电压控制单元14(例如，可用继电器实现)的开关指令，然后输出电压控制单元14的开关指令完成电加热器13电源的通断，从而实现流体工质的温度控制。加热公用回路前增加流体工质的加热环节，能够在发热设备关机或周围环境温度过低时，有效解决航天器整体温度过低的问题，提高了热控系统适应热环境变化的能力，增强其主动调节能力，能够用于深空探测等热环境情况不明确的航天任务热控问题。
加热公用回路，包括第二流量分配阀11、热开关/阀门17、热板18、低温部件19和第二旁通支路，广义上的加热公用回路也可包括换热器12和加热组件。第二流量分配阀11输出的流体工质经热交换器12和电加热器13加热之后，流入加热公用回路。利用热开关/阀门17将集成于低温部件19表面的热板18接入加热公用回路，加热公用回路中的高温工质流经热板18实现低温设备19的加热。液体工质经过第二流量分配阀11后的一部分经第二旁通支路直接进入辐射器/动量发生器一体化装置20。通过连续调节进入热板18的液态工质质量流率，能够控制工质温度和工质在热板18内的换热系数，进而控制安装在热板18上的低温设备19的温度。由于本发明需要兼顾液体动量轮功能，具有足够多的液体工质，因此能够接入多个低温设备，实现其加热任务。其中，热板因其作用在于给低温部件19加热而得名，实现中可以用各种类型的换热器。一种优选的实施方式是使用管板式换热器，以便于结合在低温部件19的表面。冷板和热板用管板式换热器设计为一种通用化、标准化模块，可根据加热或散热任务进行尺寸和热交换能力的裁剪，从而实现航天器热控制系统的模块化和柔性化。
散热公用回路、热交换器、加热组件和加热公用回路统称为热控公用回路。
辐射器/动量发生器一体化装置，其包括并列连接的至少两条不同管路、控制液态工质在所述不同管路中分配的装置以及随温度改变发射率的热控涂层，用于将热量散发到航天器星体之外和提供足够大且能够变化的角动量。实际使用中，为便于动量控制，可令一小部分流体工质用于航天器散热和加热，绝大部分流经旁通支路，用于为动量发生器提供足够的液体流量和流速。以用于航天器散热和加热的部分流体流动状态几乎不会影响总的动量控制为准。
图1的实施例中，辐射器/动量发生器一体化装置20包括：第三流量分配阀21和第一环形管路22、第二环形管路23，其中第一环形管路22和第二环形管路23内液态工质流动的角动量方向相反，分别为顺向和逆向，因此二者在本文中也称为顺向管路和逆向管路。本实施例中，辐射器/动量发生器一体化装置20采用一种管板式散热器，同时具备辐射散热功能和产生单轴姿态控制力矩的功能，其中，经过散热公用回路和加热公用回路的液态工质，进入辐射器/力矩发生器器一体化装置20，通过第一环形管路22和第二环形管路23将热量直接排散到空间，从而实现散热功能。为便于向空间辐射热量，辐射器/力矩器一体化装置应安装于航天器表面。为增强辐射器自适应热控能力，可在散热器表面喷涂一种随温度改变发射率的热致可变发射率热控涂层，随温度的升高增大热控涂层发射率，进而提升辐射器向外太空辐射热量的能力；反之，随温度降低减小热控涂层发射率，进而降低辐射器向外太空辐射热量的能力。与反作用飞轮原理类似，根据角动量定理可知，若要辐射器/动量发生器一体化装置20产生对航天器的控制力矩，只需改变其液态工质圆周运动的总角动量即可实现。而通过控制在顺向和逆向管路中工质流量和流速，即可通过二者角动量的矢量和来控制其总的角动量，由于流经热控公用回路的流体工质远少于流经旁通支路的流体工质，因此该部分流体工质所产生的角动量可忽略不计。
虽然，图1的实施例是以单轴姿态控制为例，辐射器/动量发生器一体化装置20中只列举了一组控制管路，但是，显然，也可将所述辐射器/动量发生器一体化装置为多轴姿态控制装置。例如，辐射器/动量发生器一体化装置20可包括第四流量分配阀和分别与该第四流量分配阀相连的多组控制管路。该第四流量分配阀对每组控制管路的流量流速分别进行控制。每组所述控制管路均包括顺向管路和逆向管路，所述顺向管路和逆向管路中的液态工质流动的角动量方向相反。用于两轴控制则设置两组控制管路，三轴控制则设置三组控制管路，这样的扩展在本发明公开的教导下本领域技术人员不再需要创造性的劳动即可实现，因此不再赘述。
为使液态工质流动产生尽可能大的角动量，可将辐射器/动量发生器一体化装置20的控制管路设计为绕向相反的多圈环状结构，例如使第一环形管路22和第二环形管路23中工质流动环绕方向相反。当循环泵组件2输出的液态工质通过第三流量分配阀21后，若平均分配进入第一环形管路22和第二环形管路23中液态工质质量，由于液态工质流动速度近似相等，则第一环形管路22和第二环形管路23内液态工质产生的角动量大小相等、方向相反，整个辐射器/动量发生其器一体化装置20内的液态工质总角动量为零，此时不会影响航天器本体的角动量。
若要产生控制力矩，通过控制第三流量分配阀21分配进入第一环形管路22和第二环形管路23中液态工质的质量流率，使得进入两环形管路中液态工质产生质量流率差，由于可近似认为进入第一环形管路22和第二环形管路23中液态工质的流速相等，因此改变了辐射器/动量发生器器一体化装置20内的液态工质总角动量，进而产生了对航天器本体的控制力矩，达到姿态控制目的。
由于辐射器/动量器一体化装置所能提供的姿态控制能力与液态工质的质量流率大小有关，因此为减小液体工质流动的阻力，第一环形管路22和第二环形管路23优选为光滑的流体管路，并且以圆环形或截面为圆的螺旋形设计为佳。
根据辐射器/力矩器一体化装置所应完成的功能和设计约束，本发明给出了一种可能的优选实现方案，如图2A、2B所示。
参见图2A、2B，其分别是本发明的辐射器/动量发生器一体化装置实施例的一种方案及其安装位置的平面示意图。该方案中辐射器/动量发生其器一体化装置为单平面构形，第一环形管路202和第二环形管路203在平面内布局，为反向环绕。采用该方案能够减小其安装体积，并便于将辐射器/动量发生器一体化装置安装在背阳面，利于向空间辐射散热，为进一步增强其辐射效率和自适应能力将第一环形管路202和第二环形管路203集成于平面式辐射器，并在表面喷涂热致变发射率热控涂层207，热控涂层可选择镧锶锰氧材料，采用可以使材料的相变点温度按照航天器热控要求进行设定，采用镧锶锰氧材料制成的热控涂层发射率变化范围可以做到0.42～0.87，有效提高了航天器热控的自适应调节能力。辐射器/动量发生器一体化装置安装于航天器204的外表面，通过柔性热管206与循环泵组件、散热公用回路和加热公用回路连接，其安装方位应能保证提供所需的控制力矩，内层包覆多层隔热材料，以减少对星体内的辐射换热。
辐射器/动量发生器器一体化装置20也可设计为双平面构形，顺向管路和逆向管路分别为位于两个平行的平面内的环形管路，且二者环绕方向相反。由于增加了散热面，提高了一体化装置的散热能力。并且第一环形管路和第二环形管路位于不同的散热面上，可简化管路布局。
液态工质25是流体回路中的载热体，通过液态工质25在回路中的循环，实现热量的收集、输送和排散，同时液体工质25的流动也是一体化执行机构产生姿态控制力矩的源动力，决定了姿态控制能力的大小。因此液态工质25应满足高比热容、高热导率、低粘度、高密度及宽工作温度范围的要求，所述液态工质25可以为乙醇水溶液、氟利昂或液氨等。
参考图3，为实施待控设备301(可以为加热或散热)的热控设计，选择标准的并经过裁剪形成与待控温设备301相匹配的管板式换热器302，集成于待控设备301的安装表面，并安装于航天器安装面303上，最后将管板式换热器302通过热开关/阀门305接入热控公用回路304，控制热开关或连续调整阀门305即可实现对待控设备301的热控任务。热控公用回路304可以是本发明中的加热公用回路或散热公用回路。如果待控温设备301需要直接安装于航天器安装面303上，则管板式换热器302可安装于待控温设备301的侧表面，热控性能不受影响。从该实施例可以看出：①采用泵驱动流体热控回路+管板式换热器的热控形式，能够实现热控系统与待控设备的设计分离，进而实现热控系统的模块化和接口的标准化，且高温设备的散热与低温设备的加热均可以采用相同的管板式换热器，易用形成一种模块化、标准化、通用化的热控系统；②采用泵驱动流体主动热控形式，能够对分散布置的多热源散热，摆脱了设备布局时对航天器散热面的依赖，实现设备在航天器星体内部的立体布局，提高航天器结构的集成度。
由于本发明主要涉及执行机构而非控制器设计，所以并未详细描述该执行机构在航天器上实际应用中需配合使用的其它元器件或装置，例如温度传感器或姿态敏感器等。将本发明的执行机构与测量敏感器结合，并通过适当的控制器设计来构成航天器的热控制和姿态控制一体化控制系统是本领域技术人员在本发明的教导下无需创造性劳动即可实现的。
以上对本发明的描述是说明性的，而非限制性的，本专业技术人员理解，在权利要求限定的精神与范围之内可对其进行许多修改、变化或等效，但是它们都将落入本发明的保护范围内。