專利名稱：空間飛行器用蓄電池的控溫裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種空間飛行器用高發熱量蓄電池的控溫裝置。
背景技術：
空間用蓄電池作為飛行器電源系統的重要部件，是飛行器入軌、陰影期運行等階段唯一的供電設備。蓄電池對溫度較為敏感，過高或過低的溫度均會影響蓄電池的性能及壽命溫度過低，蓄電池的有效荷電容量得不到保證；溫度過高，充電效率降低，蓄電池熱耗累積還會造成熱失控現象。因此，蓄電池熱控制對蓄電池乃至飛行器的可靠性至關重要。蓄電池發熱量大，一般在飛行器輸出功率的15%以上，以當前主流飛行器長期功率600 1500W為例，氫鎳蓄電池發熱量至少達90W ；蓄電池的工作溫度范圍要求一般為 0 25°C，與空間飛行器一般單機-10 45°C的指標要求相比嚴酷得多。因此，必須針對蓄電池發熱量大、溫度指標要求高等特點，設計合理有效的控溫裝置來保證蓄電池的工作溫度。目前，用于空間用蓄電池熱控制的方式主要有1、蓄電池與飛行器艙內單機等溫化設計。該方式是將蓄電池與其它單機安裝在飛行器艙板上，通過熱管網絡化等措施將蓄電池與其它單機的溫度控制在同一水平上，并通過統一的散熱措施將蓄電池等的溫度控制在指標范圍內。該方式熱控措施簡單，但散熱能力較差，只適用于低發熱量蓄電池的熱控制上，已不能適應當前飛行器設計的需求。2、蓄電池與艙內單機散熱梯度設計。蓄電池直接安裝在飛行器散熱面，艙內單機與蓄電池通過輻射交換形成一定的溫度梯度，從而保證蓄電池與艙內單機的工作溫度均能滿足指標要求。該方式的主要缺點是可靠性低，蓄電池受飛行器艙內溫度的影響較大，在飛行器艙內溫度稍有波動的情況下，就可能造成蓄電池溫度不能滿足指標要求。3、蓄電池散熱半獨立設計。蓄電池直接安裝在飛行器散熱面，蓄電池包覆多層隔熱組件與艙內單機隔熱，蓄電池、艙內單機分別通過導熱和輻射方式與散熱面熱傳遞，此控溫方法為半獨立控溫設計方法。該方式熱控措施簡單，但蓄電池溫度仍受艙內單機的溫度影響，不能達到最大散熱效果，且靈活度低、控溫偏差較大。
發明內容
為了解決上述現有技術的控溫裝置散熱能力差、靈活度低等不足，本發明的目的在于提供一種散熱能力強、可靠性高的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置。利用本發明，不但達到了蓄電池的控溫要求，且整套裝置可靠性高，設計靈活。為了達到上述發明目的，本發明為解決其技術問題所采用的技術方案是提供一種空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，該裝置包括控溫板，蓄電池結構塊直接安裝于控溫板內側；蓄電池結構塊的外周和控溫板的內側包覆有多層隔熱組件；控溫板的內表面、靠近蓄電池安裝面的一側預埋有橫向熱管；控溫板的內表面、蓄電池安裝面的鄰近處預埋有縱向熱管；控溫板的內表面、靠近蓄電池安裝面部分設置有擴熱板；擴熱板橫向延伸出散熱板；控溫板的外側噴涂有空間用熱控涂層；蓄電池結構塊的側面設置有加熱器。本發明空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，由于采取控溫板與散熱板一體化設計、 擴熱板強化傳熱、橫向及縱向熱管網絡等溫化設計、加熱器主備份設計、消光黑膜多層隔熱組件的隔熱設計和玻璃型二次表面鏡熱控涂層強化散熱等措施，達到了如下的有益效果1.裝置控溫效果好，散熱板一體化設計、擴熱板強化傳熱、熱管網絡等溫化設計及玻璃型二次表面鏡熱控涂層強化散熱等措施確保蓄電池控溫板發揮最大散熱能力，能夠滿足當前空間飛行器用蓄電池的散熱要求。同時，主備份補償電加熱器能夠滿足空間飛行器用蓄電池的低溫保持要求；2.裝置可靠性高，裝置以被動熱控制為主，電加熱器主動熱控制采取主備份設計， 整套裝置不存在系統的啟動、終止和失效問題；3.裝置設計靈活，蓄電池與飛行器艙體內部采取多層隔熱組件熱隔離措施，蓄電池控溫完全獨立。針對不同的蓄電池散熱要求，可以對蓄電池控溫板的傳熱措施采取適應性調整。消光黑膜多層隔熱組件既保證飛行器艙體內部熱控制不受蓄電池影響，又保證艙體內輻射等溫化要求。
圖1為本發明空間飛行器用蓄電池的控溫裝置的結構示意圖；圖中標記為1.電池結構塊，2.控溫板，3.擴熱板，4.散熱板，5.橫向熱管，6.縱向熱管，7.加熱器，8.多層隔熱組件，9.熱控涂層；圖2為圖1的側向視圖；圖3表示采用傳統控溫裝置的空間飛行器用蓄電池的工作溫度曲線圖；圖4表示采用本發明裝置的空間飛行器用蓄電池的工作溫度曲線圖。
具體實施例方式下面結合
本發明的優選實施例。圖1為本發明空間飛行器用蓄電池的控溫裝置的結構示意圖，圖2為圖1的側視圖；如圖1和圖2的實施例所示，該裝置包括蓄電池結構塊1直接安裝于控溫板2內側；蓄電池結構塊1的外周和控溫板2的內側包覆有多層隔熱組件8 ；多層隔熱組件8外表面涂覆有高發射率消光黑膜；控溫板2的內表面、靠近蓄電池安裝面的一側預埋有橫向熱管5 ； 控溫板2的內表面、蓄電池安裝面的鄰近處預埋有縱向熱管6 ；控溫板2的內表面、靠近蓄電池安裝面部分設置有擴熱板3 ；擴熱板3橫向延伸出散熱板4 ；控溫板2的外側噴涂有空間用熱控涂層9 ；蓄電池結構塊1的側面設置有加熱器7。本發明實施例中，橫向熱管5至少為五根。上述縱向熱管6至少為四根。上述加熱器7設置有主備份。本發明實施例中，蓄電池結構塊1與控溫板2的接觸區域填充有導熱填料，本發明優選的導熱填料為導熱硅脂。本發明實施例中，多層隔熱組件8的外表面涂覆有高發射率消光黑膜，其最外層材料為消光黑膜。本發明實施例中，控溫板2與散熱板4為鋁蜂窩夾層結構。
本發明實施例中，橫向熱管5與縱向熱管6為雙孔鋁氨熱管。本發明實施例中，空間用熱控涂層9為玻璃型二次表面鏡熱控涂層。下面進一步對本發明的工作過程進行描述。如圖1和圖2所示，蓄電池結構塊1通過多層隔熱組件8與艙體內完全隔離，提高了裝置的靈活性；多層隔熱組件8外表面的高發射率消光黑膜提高了艙體內的等溫化效果；控溫板2為蓄電池結構塊1的主要散熱途徑，控溫板2外表面通過噴涂空間用熱控涂層 9保證吸收較小的外熱流。擴熱板3、散熱板4、橫向熱管5和縱向熱管6等組件保證了控溫板2具有最大的散熱能力；加熱器7的補償加熱保證了蓄電池結構塊1的低溫要求，加熱器 7的主備份設計保證了補償措施的可靠性。圖3為采用傳統控溫裝置的空間飛行器用蓄電池工作溫度曲線圖，圖中虛線表示……，紅線表示……(發明專利申請文件為黑白復印件，因此，圖3和圖4中的紅線應該用虛線表示)，由圖可知，溫度隨時間變化范圍在15 25°C左右；圖4為采用本裝置的空間飛行器用蓄電池工作溫度曲線圖，圖中虛線表示……，紅線表示……，由圖可知，溫度隨時間變化范圍在5 9°C左右。由圖4和圖3的比較可知，同樣的條件下，采用本發明的蓄電池工作溫度比采用傳統控溫裝置的工作溫度低10 15°C，處于蓄電池的最佳工作溫度范圍。
權利要求
1.一種空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，該裝置包括控溫板[2]；蓄電池結構塊[1]直接安裝于控溫板[2]內側；蓄電池結構塊[1]的外周和控溫板[2]的內側包覆有多層隔熱組件[8]；控溫板[2]的內表面、靠近蓄電池安裝面的一側預埋有橫向熱管 [5]；控溫板[2]的內表面、蓄電池安裝面的鄰近處預埋有縱向熱管W]；控溫板[2]的內表面、靠近蓄電池安裝面部分設置有擴熱板[3]；擴熱板[3]橫向延伸出散熱板W]；控溫板 [2]的外側噴涂有空間用熱控涂層[9]；蓄電池結構塊[1]的側面設置有加熱器[7]。
2.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的蓄電池結構塊[1]與控溫板[2]的接觸區域填充有導熱填料，所述的導熱填料為導熱硅脂。
3.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的控溫板 [2]與散熱板[4]為鋁蜂窩夾層結構。
4.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的橫向熱管[5]至少為五根。
5.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的縱向熱管[6]至少為四根。
6.如權利要求4或5所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的橫向熱管[5]與縱向熱管[6]為雙孔鋁氨熱管。
7.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的加熱器 [7]設置有主備份。
8.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的多層隔熱組件[8]外表面涂覆有高發射率消光黑膜。
9.如權利要求1所述的空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，其特征在于，所述的空間用熱控涂層[9]為玻璃型二次表面鏡熱控涂層。
全文摘要
本發明公開了一種空間飛行器用蓄電池的控溫裝置，包括控溫板[2]，蓄電池結構塊[1]安裝于控溫板[2]內側；控溫板[2]靠近蓄電池安裝面側預埋有橫向熱管[5]；蓄電池安裝面的鄰近處預埋有縱向熱管[6]；靠近蓄電池安裝面部分設置有擴熱板[3]；擴熱板[3]橫向延伸出散熱板[4]；蓄電池結構塊[1]的側面設置有加熱器。本發明解決了空間飛行器用高發熱量蓄電池的溫度控制問題，取得了控溫效果好、可靠性高、設計靈活等有益效果。
文檔編號H01M10/50GK102569932SQ201010584618
公開日2012年7月11日 申請日期2010年12月10日 優先權日2010年12月10日
發明者于迎軍, 姚正平, 毛云杰, 童鐵峰 申請人:上海衛星工程研究所