本发明涉及航天器推进系统用的发动机领域,具体地,涉及一种航天器控温保温装置。
背景技术:
1、航天器各系统中,热控系统是必不可少的一部分。由于大部分系统中,推进剂、零部件等都有一定的工作温度要求,超出范围会出现故障情况。而随着航天事业的发展,热控方法也是越来越多,热控系统规模也根据实际情况,大小不一。
2、例如现有技术中采用控温电器盒控温的方案,存在一定的弊端,需要大量控制资源才能够实现,造成了热控系统规模大,涉及的器件多,经济成本高,质量控制有一定难度。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷,本发明的目的是提供一种航天器控温保温装置。
2、根据本发明提供的一种航天器控温保温装置,包括:
3、隔热层,一面设置在舱壁内表面上;
4、散热板,设置在所述隔热层另一面;
5、ptc加热器,设置在所述散热板上。
6、优选地,所述隔热层采用puf聚氨脂双面带胶海绵,所述隔热层的一面粘贴单面镀铝聚酰亚胺薄膜,所述隔热层的另一面为带胶表面,用于粘贴在所述舱壁内表面上。
7、优选地,所述隔热层由puf聚氨脂双面带胶海绵和单面镀铝聚酰亚胺薄膜两种材料组成。
8、优选地,所述隔热层为柔性结构进而能够匹配不同形状的所述舱壁内表面。
9、优选地,所述散热板采用铝合金材质并能够被配置为一片或多片。
10、优选地,所述ptc加热器采用陶瓷材料。
11、优选地,所述ptc加热器通过导热胶粘接在所述散热板上。
12、优选地,所述散热板设置有多个ptc加热器,多个所述ptc加热器并联布置。
13、优选地,外部电源通过两根引出导线为多个所述ptc加热器供电。
14、优选地,所述散热板的厚度小于或等于1㎜。
15、与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:
16、本发明采用ptc加热器结合散热板组成控温的加热器和散热器,结合隔热层阻隔外部低温环境影响,使得舱内环境和结构温度均在控制温度范围内,与传统的控温电器盒相比,本发明中的ptc陶瓷片也是加热器,并配置隔热层,使得热控系统规模减小,操作简单,成本降低,同时也提升了系统工作的可靠性。
1.一种航天器控温保温装置,其特征在于,包括:
2.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述隔热层(1)采用puf聚氨脂双面带胶海绵,所述隔热层(1)的一面粘贴单面镀铝聚酰亚胺薄膜,所述隔热层(1)的另一面为带胶表面,用于粘贴在所述舱壁内表面(4)上。
3.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述隔热层(1)由puf聚氨脂双面带胶海绵和单面镀铝聚酰亚胺薄膜两种材料组成。
4.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述隔热层(1)为柔性结构进而能够匹配不同形状的所述舱壁内表面(4)。
5.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述散热板(2)采用铝合金材质并能够被配置为一片或多片。
6.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述ptc加热器(3)采用陶瓷材料。
7.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述ptc加热器(3)通过导热胶粘接在所述散热板(2)上。
8.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述散热板(2)设置有多个ptc加热器(3),多个所述ptc加热器(3)并联布置。
9.根据权利要求8所述的航天器控温保温装置,其特征在于,外部电源通过两根引出导线为多个所述ptc加热器(3)供电。
10.根据权利要求1所述的航天器控温保温装置,其特征在于,所述散热板(2)的厚度小于或等于1㎜。