一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站的制作方法

本发明涉及空间站舱外载荷传热系统结构设计技术领域，尤其涉及一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站。

背景技术：

随着载人航天技术的发展，在外太空建立长期有人居住和工作的环境成为人类航天事业的重心。随着载人航天空间实验室的建立及载人航天空间站的规划，空间舱外暴露实验将明显增多。国外已在空间暴露环境里进行了大量的科学实验，从上世纪七十年代美国在空间实验室(skylab)上做一些简单的材料暴露实验，到九十年代苏联(后成为俄罗斯)在和平号空间站(mirspacestation)上进行较系统的多学科暴露科学实验，到目前在国际空间站iss(internationalspacestation)上全面展开多学科、交叉学科和多领域的暴露科学实验。

因太空环境无热对流，而热辐射需要较大的辐射面，无法满足舱外载荷小尺寸、大功率的散热需求，通常采用热传导方式将舱外载荷(舱外暴露实验载荷)在实验过程中产生的热传递至舱壁冷端。航天员在舱外进行操作的代价很大，因此，用于空间站无人参与的舱外载荷的辅助传热机构的需求十分迫切。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构、舱外载荷和空间站，以解决上述技术问题的至少一种。

一方面，本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，用于将舱外载荷散热面的热量传导至空间站舱壁冷板，包括导热组件和电动推动机构，导热组件的热端用于与舱外载荷散热面连接，导热组件的冷端位于电动推动机构的自由侧，且在电动推动机构的推动下朝向空间站舱壁冷板移动。

本发明的有益效果是：电动推动机构通电后，推动导热组件的冷端朝向空间站舱壁冷板移动，当导热组件的冷端与冷板抵接时，由于导热组件的热端与舱外载荷散热面连接，舱外载荷散热面的热量可通过导热组件的热端传导至导热组件的冷端，再传导至空间站舱壁冷板，实现舱外载荷的散热，通过电动推动机构实现无人舱外操作，仅仅靠电信号实现舱外载荷的散热。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，电动推动机构包括电机和推动组件，推动组件与电机的输出端连接，在电机的驱动下，推动组件朝向导热组件的冷端方向移动，并推动导热组件的冷端朝向空间站舱壁冷板移动。

采用上述进一步方案的有益效果是：通过电机来驱动推动组件的移动，进而推动导热组件的冷端朝空间站舱壁冷板移动，实现无人舱外操作，仅仅靠电信号实现舱外载荷的散热。

进一步，推动组件包括螺纹楔形块、限位结构和若干楔形推块；限位结构固定在舱外载荷的外侧面上，限位结构中形成有限位空间，电机安装在限位结构上且其输出轴位于限位空间内；螺纹楔形块与输出轴螺纹连接，若干楔形推块活动设于输出轴上；其中，输出轴转动时，螺纹楔形块在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的轴向移动，进而推动楔形推块沿输出轴的径向移动并推动导热组件的冷端朝向空间站舱壁冷板移动。

采用上述进一步方案的有益效果是：螺纹楔形块与输出轴是螺纹连接，电机的输出轴转动时，螺纹楔形块在输出轴的螺纹作用和限位空间侧壁的限位下只能沿输出轴的轴向移动，当螺纹楔形块朝向楔形推块方向移动时，而限位结构是固定的，对楔形推块的轴向运动进行限位。螺纹楔形块对楔形推块产生推力，楔形推块受力后沿输出轴的径向移动至与导热组件抵接，并继续推动导热组件的冷端移动至与空间站舱壁冷板抵接；当螺纹楔形块背向楔形推块方向移动时，解除楔形推块对导热组件冷端的压力，导热组件的冷端与空间站舱壁冷板无作用力，当将舱外载荷从空间站舱壁上拆卸下时，可轻松的拆卸，本发明的结构巧妙，且简单。

进一步，楔形推块的截面为梯形，且相邻的楔形推块的贴合面为斜面；楔形推块上开设有条形通孔，输出轴穿设在条形通孔内；

其中，输出轴转动时，螺纹楔形块在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的轴向移动，进而推动楔形推块在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的径向移动，使输出轴沿条形通孔滑动，且相邻的楔形推块的移动方向相反。

采用上述进一步方案的有益效果是：实现楔形推块沿输出轴径向的移动。其中，限位结构对螺纹楔形块和楔形推块的转动进行限位，在限位结构的限位作用下，螺纹楔形块和楔形推块不会随着输出轴的转动而转动；楔形推块设置有长条通孔，为楔形推块的移动提供一个自由度，可以基于螺纹楔形推块的推力以及楔形推块的结构产生的分力使楔形推块沿输出轴的径向移动，即楔形推块沿条形通孔相对输出轴滑动。

进一步，限位结构包括固定支撑和限位框，限位框中形成有限位空间；电机固定安装在固定支撑或限位框上；固定支撑的一端用于固定安装在舱外载荷的外侧面，另一端与限位框固定连接；固定支撑的另一端远离舱外载荷的外侧面设置。

采用上述进一步方案的有益效果是：固定支撑提供稳定的支撑基础；限位框对螺纹楔形块和楔形推块的转动进行限位，在限位框的限位作用下，螺纹楔形块和楔形推块不会随着输出轴的转动而转动；固定支撑的另一端远离舱外载荷的外侧面设置为导热组件与空间站舱壁的装配提供空间，同时为导热组件的冷端的移动提供空间。

进一步，导热组件包括导热件、导热板一和导热板二，导热板一作为热端并与舱外载荷散热面连接，导热板一的两端分别通过导热件与导热板二连接；两个导热板二分别作为冷端位于限位空间的两自由侧且在楔形推块的推动下朝向空间站舱壁冷板移动。

采用上述进一步方案的有益效果是：导热板一、导热件和导热板二起到热传导的作用；导热板一的两端分别通过导热件连接有导热板二，提供散热效率；由于相邻的楔形推块的移动方向相反，导热板分别设置在楔形推块的两移动方向上，可以利用向两侧移动的楔形推块推动导热板移动至与空间站舱壁冷板贴合，实现高效率散热。

进一步，导热板一上包括平行设置的若干连接通道一和若干连接通道二，连接通道一和连接通道二间隔交错布置；导热件包括若干与连接通道一对应的导热件一和若干与连接通道二对应的导热件二，若干导热件一的一端分别从对应的连接通道一的插入端插入并与对应的连接通道一转动连接；若干导热件二的一端分别从对应的连接通道二的插入端插入并与对应的连接通道二转动连接；连接通道一的插入端和连接通道二的插入端位于不同侧；若干导热件一的另一端均与位于同一侧的导热板二连接，若干导热板二的另一端均与位于另一侧的导热板二连接。

采用上述进一步方案的有益效果是：实现均匀散热的目的；导热件与连接通道转动连接是为导热板二的移动提供可转动空间，降低电机电能转化为导热板二的动能时的不必要消耗，提供能量利用率。

进一步，导热组件的的外层为金属材质，内部为可相变液体。

采用上述进一步方案的有益效果是：使用于空间舱外暴露环境。

另一方面，本发明提供一种舱外载荷，包括上述的一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构。

本方案的有益效果是：本方案具有上述一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构的全部有益效果，在此就不再赘述。

再一方面，本发明提供一种空间站，包括舱壁、载荷适配器、冷板槽和上述的一种舱外载荷，载荷适配器固定安装在舱壁上；舱外载荷可拆卸连接在载荷适配器上；冷板槽开设在舱壁上；导热组件的热端与舱外载荷的散热面固定连接，电动推动组件和导热组件的冷端插入冷板槽内，冷板槽的侧壁上设有冷板。

本方案的有益效果是：辅助传热机构安装在舱外载荷上，当舱外载荷通过载荷适配器安装在舱壁上后，电机推动机构推动热管冷端向冷板槽内方向冷板运动，直至接触。而热管热端与舱外载荷散热面固连。舱外载荷的热量通过热管传递至舱壁冷板，进而实现舱外载荷的散热。

附图说明

图1为本发明一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构示意图；

图2为本发明一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构中电动推动机构和固定支撑示意图；

图3为本发明一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构中楔形推块示意图；

图4为本发明中一个实施例中导热组件示意图；

图5为本发明一种舱外载荷与舱壁装配示意图；

图6为本发明一种舱外载荷与舱壁分解示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、导热组件，11、导热板一，12、导热板二，13、导热件，2、电机，3、推动组件，31、螺纹楔形块，33、楔形推块，331、条形通孔；34、限位结构，340、限位框，341、第一限位板，343、第三限位板，344、第四限位板，4、固定支撑，5、舱壁，6、载荷适配器，7、冷板槽，8、舱外载荷。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

实施例1

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，用于将舱外载荷8散热面的热量传导至空间站舱壁冷板，包括导热组件1和电动推动机构，导热组件1的热端用于与舱外载荷8散热面连接，导热组件1的冷端位于电动推动机构的自由侧，且在电动推动机构的推动下朝向空间站舱壁冷板移动。

电动推动机构通电后，推动导热组件1的冷端朝向空间站舱壁冷板移动，当导热组件1的冷端与冷板抵接时，由于导热组件1的热端与舱外载荷8散热面连接，舱外载荷8散热面的热量可通过导热组件1的热端传导至导热组件1的冷端，再传导至空间站舱壁冷板，实现舱外载荷8的散热，通过电动推动机构实现无人舱外操作，仅仅靠电信号实现舱外载荷8的散热。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，电动推动机构包括电机2和推动组件3，推动组件3与电机2的输出端连接，在电机2的驱动下，推动组件3朝向导热组件1的冷端方向移动，并推动导热组件1的冷端朝向空间站舱壁冷板移动。

通过电机2来驱动推动组件3的移动，进而推动导热组件1的冷端朝空间站舱壁冷板移动，实现无人舱外操作，仅仅靠电信号实现舱外载荷8的散热。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷8的辅助传热机构，推动组件3包括螺纹楔形块31、限位结构34和若干楔形推块33；限位结构34固定在舱外载荷8的外侧面上，限位结构34中形成有限位空间，电机2安装在限位结构34上且其输出轴位于限位空间内；螺纹楔形块31与输出轴螺纹连接，若干楔形推块33活动设于输出轴上；其中，输出轴转动时，螺纹楔形块31在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的轴向移动，进而推动楔形推块33沿输出轴的径向移动并推动导热组件1的冷端朝向空间站舱壁5冷板移动。

螺纹楔形块31与输出轴是螺纹连接，电机2的输出轴转动时，螺纹楔形块31在输出轴的螺纹作用和限位空间侧壁的限位下只能沿输出轴的轴向移动，当螺纹楔形块31朝向楔形推块33方向移动时，而限位结构34是固定的，对楔形推块33的轴向运动进行限位。螺纹楔形块31对楔形推块33产生推力，楔形推块33受力后沿输出轴的径向移动至与导热组件1抵接，并继续推动导热组件1的冷端移动至与空间站舱壁5冷板抵接；当螺纹楔形块31背向楔形推块33方向移动时，解除楔形推块33对导热组件1冷端的压力，导热组件1的冷端与空间站舱壁5冷板无作用力，当将舱外载荷8从空间站舱壁5上拆卸下时，可轻松的拆卸，本发明的结构巧妙，且简单。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，楔形推块33的截面为梯形，且相邻的楔形推块33的贴合面为斜面；楔形推块33上开设有条形通孔331，输出轴穿设在条形通孔331内；

其中，输出轴转动时，螺纹楔形块31在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的轴向移动，进而推动楔形推块33在限位空间侧壁的限位下沿输出轴的径向移动，使输出轴沿条形通孔滑动，且相邻的楔形推块33的移动方向相反。

实现楔形推块33沿输出轴径向的移动。其中，限位结构34对螺纹楔形块31和楔形推块33的转动进行限位，在限位结构34的限位作用下，螺纹楔形块31和楔形推块33不会随着输出轴的转动而转动；楔形推块33设置有长条通孔，为楔形推块33的移动提供一个自由度，可以基于螺纹楔形推块33的推力以及楔形推块33的结构产生的分力使楔形推块33沿输出轴的径向移动，即楔形推块33沿条形通孔相对输出轴滑动。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，限位结构34包括固定支撑4和限位框340，限位框340中形成有限位空间；电机2固定安装在固定支撑4或限位框340上；固定支撑4的一端用于固定安装在舱外载荷8的外侧面，另一端与限位框340固定连接；固定支撑4的另一端远离舱外载荷8的外侧面设置。

优选的，限位结构34与固定支撑4一体成型。便于生产和安装。固定支撑4提供稳定的支撑基础；限位框340对螺纹楔形块31和楔形推块33的转动进行限位，在限位框340的限位作用下，螺纹楔形块31和楔形推块33不会随着输出轴的转动而转动；固定支撑4的另一端远离舱外载荷8的外侧面设置为导热组件1与空间站舱壁5的装配提供空间，同时为导热组件1的冷端的移动提供空间。

具体的，本实施例中，限位框340包括依次连接的第一限位板341、第二限位板、第三限位板343和第四限位板344，第一限位板341、第二限位板、第三限位板343和第四限位板344连接形成方形的限位空间，电机2固定安装在第四限位板344上；输出轴的一端与电机2的输出端固定连接，另一端抵接在第二限位板上并与第二限位板转动连接；第一限位板341、第三限位板343分别平行于输出轴设置，并分别贴合在螺纹楔形块31和若干楔形推块33的上下两侧；第二限位板输出轴与螺纹楔形块31分别贴合在若干楔形推块33构成的楔形推块组件的两端。

第一限位板341和第三限位板343对螺纹楔形块31和楔形推块33的转动进行限位，在第一限位板341和第三限位板343的限位作用下，螺纹楔形块31和楔形推块33不会随着输出轴的转动而转动，其中，螺纹楔形块31由于与输出轴的螺纹连接，在输出轴转动时，在螺纹的作用力下，沿输出轴的轴线方向移动；而螺纹楔形块31和第二限位板对所有楔形推块33的轴向运动进行限位，楔形推块33设置有长条通孔，为楔形推块33的移动提供一个自由度，可以基于螺纹楔形推块33的推力以及楔形推块33的结构产生的分力使楔形推块33沿输出轴的径向移动，即输出轴沿条形通孔滑动。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，导热组件1包括导热板一11、导热件13和导热板二12，导热板一11用于与舱外载荷8散热面连接，且导热板一11的两端分别通过导热件13连接有导热板二12；两个导热板二12分别连接有导热板，两对导热板分别作为冷端位于限位空间的两自由侧且在楔形推块33的推动下朝向空间站舱壁5冷板移动。

导热板一11、导热件13和导热板二12起到热传导的作用；导热板一11的两端分别通过导热件13连接有导热板二12提供散热效率；由于相邻的楔形推块33的移动方向相反，导热板设置在楔形推块33的两移动方向上，可以利用向两侧移动的楔形推块33推动导热板移动至与空间站舱壁5冷板贴合，实现高效率散热。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，导热板一11上包括平行设置的若干连接通道一和若干连接通道二，连接通道一和连接通道二间隔交错布置；导热件13包括若干与连接通道一对应的导热件一和若干与连接通道二对应的导热件二，若干导热件一的一端分别从对应的连接通道一的插入端插入并与对应的连接通道一转动连接；若干导热件二的一端分别从对应的连接通道二的插入端插入并与对应的连接通道二转动连接；连接通道一的插入端和连接通道二的插入端位于不同侧；若干导热件一的另一端均与位于同一侧的导热板二连接，若干导热板二的另一端均与位于另一侧的导热板二连接。

也就是说，位于同一侧的导热件二对应的连接通道与位于另一侧的导热板二对应的连接通道在散热面上是间隔交错布置的，这样可以保证如果有一侧的导热板二未与冷板贴合，而只通过贴合的一侧导热板二进行导热散热时，散热面上的热量可以均匀的散热，实现均匀散热的目的；导热件与连接通道转动连接是为导热板二的移动提供可转动空间，降低电机电能转化为导热板二的不必要消耗，提供能量利用率。

在一些具体实施例中，导热组件的数量为多个，如图4所示为一个导热组件，每个导热组件的导热板一上包括一个连接通道，导热件的一端分别从导热板一的一端插入连接通道并与连接通道转动连接。

具体的，包括四个导热组件，位于限位结构同一侧的导热板二对应的导热板一与位于限位结构另一侧的导热板二对应的导热板一在散热面上交错布置。且位于限位结构同一侧的导热板二并排布置。

如图1-6所示，一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，导热组件1的的外层为金属材质，内部为可相变液体。进行热传导。

具体的，导热组件的材质为热管，热管技术是1963年美国洛斯阿拉莫斯(losalamos)国家实验室的乔治格罗佛(georgegrover)发明的一种称为“热管”的传热元件，它充分利用了热传导原理与相变介质的快速热传递性质，透过热管将发热物体的热量迅速传递到热源外，其导热能力超过任何已知金属的导热能力。

在加热热管的蒸发段，管芯内的工作液体受热蒸发，并带走热量，该热量为工作液体的蒸发潜热，蒸汽从中心通道流向热管的冷凝段，凝结成液体，同时放出潜热，在毛细力的作用下，液体回流到蒸发段。这样，就完成了一个闭合循环，从而将大量的热量从加热段传到散热段。当加热段在下，冷却段在上，热管呈竖直放置时，工作液体的回流靠重力足可满足，无须毛细结构的管芯，这种不具有多孔体管芯的热管被称为热虹吸管。热虹吸管结构简单，工程上广泛应用。

热管为现有技术，在此就不在过多赘述。

本实施例的有益效果是：本实施例安装在舱外载荷8上，并由舱外载荷8供电。当舱外载荷8通过载荷适配器6安装在舱壁5上后，舱外载荷8为辅助传热机构的电机2供电，电机2带动螺纹楔形块31推动楔形块向两侧运动，楔形块推动热管冷端向两侧舱壁5冷板运动，直至接触。而热管热端与舱外载荷8散热面固连。舱外载荷8的热量通过热管传递至舱壁5冷板，进而实现舱外载荷8的散热。

实施例2

如图1-6所示，一种舱外载荷8，包括上述的一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构。

具体的，如图5-6所示，舱外载荷8的两个相对的散热面上分别安装有一个用于空间站舱外载荷的辅助传热机构，辅助传热机构的固定支撑呈l型，辅助传热机构的固定支撑的一端通过螺钉固定安装在两散热面的下边缘，另一端与限位框固定连接，且限位框与散热面所在平面存在一定的间隙，导热板一通过螺钉安装在散热面上，且位于固定支撑的上方；电机的输出轴的轴线方向与散热面平行。

舱外载荷8的下侧安装有用于与空间站舱壁上的载荷适配器对接的对接适配器。

电机可由舱外载荷供电。

本实施例的有益效果是：本实施例具有上述一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构的全部有益效果，在此就不再赘述。

实施例3

如图1-6所示，一种空间站，包括舱壁5、载荷适配器6、冷板槽7和上述的一种舱外载荷8，载荷适配器6固定安装在舱壁5上；舱外载荷8可拆卸连接在载荷适配器6上；冷板槽7开设在舱壁5上；导热组件1的热端与舱外载荷8的散热面固定连接，电动推动组件3和导热组件1的冷端插入冷板槽7内，冷板槽7的侧壁上设有冷板。

具体的，如图5-6所示，舱壁上开设有两个冷板槽，且分别位于载荷适配器两侧。

将实施例2中的舱外载荷8上的对接适配器与载荷适配器对接固定安装，实现舱外载荷的安装定位，同时在舱外载荷的安装过程中，载荷适配器的两个散热面上的辅助传热机构分别与两个冷板槽对应安装，且限位框、电机、推动组件和导热板二均位于冷板槽内空间，使位于楔形推块两运动方向上的导热板二平行于冷板槽内的冷板放置。

本实施例的有益效果是：本实施例具有上述一种用于空间站舱外载荷的辅助传热机构的全部有益效果，辅助传热机构安装在舱外载荷8上，当舱外载荷8通过载荷适配器6安装在舱壁5上后，电机2推动机构推动热管冷端向冷板槽7内方向冷板运动，直至接触。而热管热端与舱外载荷8散热面固连。舱外载荷8的热量通过热管传递至舱壁5冷板，进而实现舱外载荷8的散热。

在本说明书的描述中，参考术语“实施例一”、“实施例二”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体方法、装置或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、方法、装置或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。