一种基于热电效应的星载控温安装一体化板的制作方法

1.本发明属于航天的技术领域，提供了一种基于热电效应的星载控温安装一体化板。


背景技术：

2.卫星散热板不仅是卫星上搭载载荷的安装支撑结构，同样也是卫星系统与外界热交互的重要结构。因此，卫星散热板上采用的热控技术对保证卫星本身及搭载载荷工作温度正常显得极为重要。当前，基于液体回路的主动热控技术和基于低发射率多层隔热组件、高反射率的反射组件及其他高效换热结构的被动热控技术是设计卫星散热板采用的主流热控技术。基于液体回路的主动热控技术的热量传递依赖于回路中介质气液两相转变时的吸放热，对回路气密性、对介质固有物理和化学特性要求苛刻；同时可能包含泵、阀门等运动部件和热交换器、冷凝器等换热装置，因此结构上更为复杂。然而面对卫星本体及载荷内部和外部复杂的热环境，主动和被动热控技术很难满足系统正常工作温度需求，还需辅助电加热系统提供热量。
3.因此，传统的卫星及其搭载的载荷的热控系统十分复杂。而对于基于主动和被动热控技术的卫星散热板而言，所需的液体回路结构复杂、制作成本高。
4.热电效应的应用主要体现在两方面：其一，当热电器件两端存在温差，那么在包含器件的闭合电回路中产生电流，即温差发电；其二，当有电流流经热电器件时，在器件的两端就会产生温差，即通电制冷，且基于多级器件可获得的最大温差达100℃。
5.热电器件兼具制冷和加热能力。根据载荷或器件工作环境需求，仅通过调节流经热电器件的电流大小和方向就可实现对温度的灵活调节。
6.此外，热电器件为纯固态器件，工作过程中不依赖其他介质或运动部件就可以实现制冷或加热，不受任何引力环境影响，无需考虑产品气密性，无需辅助电加热系统，仅通过调节流经热电器件的电流方向和大小即可独立完成加热或制冷，制冷或加热能力强；热电器件本身结构简单，大小、厚度可根据使用工况进行调整；工作时无污染、无气体排放、无噪音，且使用寿命长，终身免维护。
7.为此，本发明提供了一种基于热电效应的星载控温安装一体化板设计方案，旨在降低热控系统的复杂程度和制造成本，提升热控系统的稳定性和控温能力。


技术实现要素：

8.基于液体回路的星载散热板的热量传递依赖于散热板中回路中介质气液两相转变时的吸放热，因此对散热板中回路气密性、传热介质固有物理和化学特性要求苛刻。同时，基于液体回路的星载散热板不具备主动加热功能，在极冷情况下需辅助电加热系统提供热量维持温度平衡。针对通常情况下卫星及其搭载的载荷的热控系统结构复杂、功能单一、制造难度大、制作成本高等难题，本发明提供一种基于热电效应的星载控温安装一体化板，兼具散热和加热功能、结构简单、制作难度和成本低的一种基于热电效应的星载控温安
装一体化板，具体采用的技术方案为：一种基于热电效应的星载控温安装一体化板，包括铝蜂窝芯3及嵌装在铝蜂窝芯3内的一组以上的固态热电器件4，两组以上的固态热电器件4，可根据实际供电情况采取串联或并联，并引出一对电极；所述铝蜂窝芯3的两侧面分别设置有内铝蒙皮5和外铝蒙皮2，内铝蒙皮5上铺设有高导热石墨膜6，外铝蒙皮2上覆有热控层1；所述热控层1由多块玻璃二次表面镜组成，每块玻璃二次表面镜为导电型铈玻璃镀银二次表面镜；依次布置的所述高导热石墨膜6、内铝蒙皮5、铝蜂窝芯3、外铝蒙皮2和热控涂层1之间采用胶粘方式结合成为合成板，且合成板的四周通过铝胶带7密封封边形成一体化板；使用时，上述一体化板对应高导热石墨膜6的一侧与待安装器件连接完成后，一对电极对应穿过内铝蒙皮5和高导热石墨膜6上预留的安装孔与电源供电线缆相连，改变通入固态热电器件4的电流方向，使得固态热电器件4在制冷模式和加热模式之间切换工作，维持安装器件的正常工作温度。
9.进一步，所述嵌装于铝蜂窝芯3内固态热电器件4的数量、形状或大小可以根据实际需要进行调整，每块固态热电器件4包含p、n热电臂对数和尺寸可以根据实际温控需求而定。
10.进一步，所述高导热石墨膜6厚度为0.35-0.65mm。
11.本发明的有益技术效果如下：（1）本发明的一种基于热电效应的星载控温安装一体化板，包括依次布置的高导热石墨膜、内铝蒙皮、铝蜂窝芯、外铝蒙皮和热控层，且相邻之间采用胶粘方式结合成为合成板，且合成板的四周通过铝胶带密封封边形成一体化板，铝蜂窝芯内嵌装有固态热电器件。
12.本发明的基于热电效应的星载控温安装一体化板在实现对外部相关部组件的安装固定作用的同时，也可基于其内部固态热电器件对其上承载的部组件进行控温，无需其他辅助零部件。由帕尔贴效应可知，当向固态热电器件通入正向电流时，在外部电场驱动作用下器件中热电材料内部载流子发生定向移动，从而将一体化板内侧热量向外侧（热控层）输运，热量通过热控层散失，从而实现制冷降温作用。当向固态热电器件通入反向电流时，一方面反向移动的载流子将一体化板外侧热量向内侧输运，另一方面器件内部材料自身产生焦耳热，综合上述两方面，对一体化板内侧安装部组件进行加热。
13.本发明的基于热电效应的星载控温安装一体化板，所述的内、外蒙皮采用铝合金蒙皮，所述的高导热石墨膜厚度尺寸为0.35-0.65mm，面内热导率超1000w/mk。综上两方面可以保证一体化板内侧良好的温度均一性。
14.（2）相对传统被动散热技术，本发明依赖固态热电器件可以更高效可靠的实现温控；相对传统主动散热技术，本发明的一体化板在控温工作过程中，不涉及其液态他介质或运动部件，以及辅助加热组件，因此本发明的一体化板结构更加简单，且工作是不受引力环境影响、无需考虑产品气密性。此外，本发明的一体化板在工作时无污染、无气体排放、无噪音，且使用寿命长，终身免维护。
附图说明
15.图1为本发明一种基于热电效应的星载控温安装一体化板的爆炸图。
16.图2为本发明一种基于热电效应的星载控温安装一体化板的结构示意图。
17.图3为本发明热控层的结构示意图。
18.图4为本发明中所用外铝蒙皮的结构示意图。
19.图5为本发明中所用铝蜂窝芯的结构示意图。
20.图6为本发明中固态热电器件的结构示意图。
21.图7为本发明中内铝蒙皮的结构示意图。
22.图8为本发明中高导热石墨膜的结构示意图。
23.图9为本发明中封边铝胶带的结构示意图。
24.图10为本发明一种基于热电效应的星载控温安装一体化板的在卫星上使用状态图一。
25.图11为本发明一种基于热电效应的星载控温安装一体化板的在卫星上使用状态图二。
26.其中：1热控层、2外铝蒙皮，3铝蜂窝芯、4固态热电器件、5内铝蒙皮、6高导热石墨膜、7封边铝胶带。
具体实施方式
27.为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明作进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施方式仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
28.实施例1一种基于热电效应的星载控温安装一体化板，包括铝蜂窝芯3及嵌装在铝蜂窝芯3内的两组固态热电器件4，两组固态热电器件4串联或并联，并引出一对电极；所述铝蜂窝芯3的两侧面分别设置有内铝蒙皮5和外铝蒙皮2，内铝蒙皮5上铺设有高导热石墨膜6，外铝蒙皮2上覆有热层1；所述嵌装于铝蜂窝芯3内固态热电器件4的数量、形状或大小可以根据实际需要进行调整，每块固态热电器件4包含p、n热电臂对数和尺寸可以根据实际温控需求而定。所述高导热石墨膜6厚度尺寸最优范围为0.35-0.65mm，可以保证待控温器件温度和整块一体化板内侧温度的均一性。所述内铝蒙皮5和外铝蒙皮2均为普通铝蒙皮，为了保证良好的热传导，铝蒙皮的厚度应尽可能的小。
29.所述热层1由多块玻璃二次表面镜组成，每块玻璃二次表面镜为导电型铈玻璃镀银二次表面镜；依次布置的所述高导热石墨膜6、内铝蒙皮5、铝蜂窝芯3、外铝蒙皮2和热控层1之间采用胶粘方式结合成为合成板，且合成板的四周通过铝胶带7封边形成一体化板；使用时，上述一体化板对应高导热石墨膜6的一侧与待安装器件连接完成后，一对电极对应穿过内铝蒙皮5和高导热石墨膜6上预留的安装孔与电源供电线缆相连，改变通入固态热电器件4的电流方向，使得固态热电器件4在制冷模式和加热模式之间切换工作，维持安装器件的正常工作温度。
30.本发明的基于热电效应的星载控温安装一体化板，所述的内、外铝蒙皮采用2024-t6态铝合金蒙皮，厚度尺寸为0.3mm；所述的高导热石墨膜厚度尺寸为0.35mm，面内热导率为1200w/mk，从而保证安装在一体化板上的外部相关部组件与一体化板之间实现良好的热接触，降低界面热阻。综上两方面可以保证一体化板内侧良好的温度均一性。
31.所述铝蜂窝芯3为有孔铝蜂窝芯材lf2-y0.05/4，铝蜂窝芯3内对称嵌装两块固态热电器件4，每块固态热电器件4包络尺寸为61mm
×
61mm
×
4.4mm，由392对p/n热电臂组成。
32.根据供电能力及热控需要将两组固态热电器件4进行串联或并联，最后引出两根线缆，穿过内铝蒙皮5上穿线孔51和52，以及高导热石墨膜6上穿线孔61和62。
33.根据器件工作温度过高需要散热时，外部电源根据所需散失热量对热电器件4输入正向电流，使热电器件4处于制冷工作模式下，与一体化板内铝蒙皮5粘合的热电器件4的面温度降低，待散失热量通过高导热石墨膜6传递至内铝蒙皮5上，再通过热电器件4将热量输运至外铝蒙皮2上，并通过热控层1散失。
34.当器件温度过低，需要辅助加热来维持正常工作温度时，通过改变外部电源供给热电器件4电流方向，使热电器件4处于加热模式下，将产生的热量通过内铝蒙皮5传送至高导热石墨膜6上，再由高导热石墨膜6传送给器件上，维持器件的正常工作温度。
35.实施例2本实施例公开了一种基于热电效应的星载控温安装一体化板在卫星上使用案例，一体化板直接与待控温载荷耦合。
36.将载荷8安装在实施例1中的一体化板上，由于高导热石墨膜6具有一定的压缩量，载荷8与散热板之间无须在填充导热介质材料。
37.当载荷8温度过高需要散热时，外部电源根据所需散失热量对热电器件4供电，使热电器件4处于制冷工作模式下，与一体化板内铝蒙皮5粘合的热电器件4的面温度降低，待散失热量通过高导热石墨膜6传递至内铝蒙皮5上，再通过热电器件4将热量输运至外铝蒙皮2上，并通过热控层1散失。
38.当载荷温度过低，需要辅助加热来维持正常工作温度时，通过改变外部电源供给热电器件4电流方向，使热电器件4处于加热模式下，将产生的热量通过内铝蒙皮5传送至高导热石墨膜6上，再由高导热石墨膜6传送给器件上，维持器件的正常工作温度。
39.实施例3本实施例公开了一种基于热电效应的星载控温安装一体化板在卫星上使用案例，待控温载荷10安装在卫星其他结构上，无法直接与实施例1一体化板进行耦合，一体化板与载荷之间热量传递依赖热管或其他传热介质及结构9，即载荷10与热管或其他传热介质及结构9进行热耦合，一体化板与热管或其他传热介质及结构9进行力热耦合。
40.具体地，载荷将产生的热量经过热管或其他传热介质及结构传递至一体化板上，再通过一体化板将热量散失；或一体化板将产生的热量过热管或其他传热介质及结构传递至载荷上，使载荷为此正常的温度。
41.根据卫星一体化板上安装热管或其他传热介质及结构位置、热控需求，选定热电器件4型号、大小和在一体化板中预埋位置，并根据待安装热管或其他传热介质及结构设计好安装埋件。
42.将热管或其他传热介质及结构9安装在一体化板上，由于高导热石墨膜6具有一定
的压缩量，热管或其他传热介质及结构9与一体化板之间无须在填充导热介质材料。
43.当载荷10温度过高时，热量通过热管或其他传热介质及结构9传递至一体化板上。外部电源根据所需散失热量对热电器件4供电，使热电器件4处于制冷工作模式下，与一体化板内铝蒙皮5粘合的热电器件4的面温度降低，待散失热量通过高导热石墨膜6传递至内铝蒙皮5上，再通过热电器件4将热量输运至外铝蒙皮2上，并通过热控层1散失。
44.当载荷10温度过低，需要辅助加热来维持正常工作温度时，通过改变外部电源供给热电器件4电流方向，使热电器件4处于加热模式下，将产生的热量通过内铝蒙皮5传送至高导热石墨膜6上，再由高导热石墨膜6传送给热管或其他传热介质及结构9上，热量通过热管或其他传热介质及结构9传递至载荷10，维持载荷10的正常温度。
45.本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，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、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。