专利名称：空间飞行器用蓄电池的控温装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种空间飞行器用高发热量蓄电池的控温装置。
背景技术：
空间用蓄电池作为飞行器电源系统的重要部件，是飞行器入轨、阴影期运行等阶段唯一的供电设备。蓄电池对温度较为敏感，过高或过低的温度均会影响蓄电池的性能及寿命温度过低，蓄电池的有效荷电容量得不到保证；温度过高，充电效率降低，蓄电池热耗累积还会造成热失控现象。因此，蓄电池热控制对蓄电池乃至飞行器的可靠性至关重要。蓄电池发热量大，一般在飞行器输出功率的15%以上，以当前主流飞行器长期功率600 1500W为例，氢镍蓄电池发热量至少达90W ；蓄电池的工作温度范围要求一般为 0 25°C，与空间飞行器一般单机-10 45°C的指标要求相比严酷得多。因此，必须针对蓄电池发热量大、温度指标要求高等特点，设计合理有效的控温装置来保证蓄电池的工作温度。目前，用于空间用蓄电池热控制的方式主要有1、蓄电池与飞行器舱内单机等温化设计。该方式是将蓄电池与其它单机安装在飞行器舱板上，通过热管网络化等措施将蓄电池与其它单机的温度控制在同一水平上，并通过统一的散热措施将蓄电池等的温度控制在指标范围内。该方式热控措施简单，但散热能力较差，只适用于低发热量蓄电池的热控制上，已不能适应当前飞行器设计的需求。2、蓄电池与舱内单机散热梯度设计。蓄电池直接安装在飞行器散热面，舱内单机与蓄电池通过辐射交换形成一定的温度梯度，从而保证蓄电池与舱内单机的工作温度均能满足指标要求。该方式的主要缺点是可靠性低，蓄电池受飞行器舱内温度的影响较大，在飞行器舱内温度稍有波动的情况下，就可能造成蓄电池温度不能满足指标要求。3、蓄电池散热半独立设计。蓄电池直接安装在飞行器散热面，蓄电池包覆多层隔热组件与舱内单机隔热，蓄电池、舱内单机分别通过导热和辐射方式与散热面热传递，此控温方法为半独立控温设计方法。该方式热控措施简单，但蓄电池温度仍受舱内单机的温度影响，不能达到最大散热效果，且灵活度低、控温偏差较大。
发明内容
为了解决上述现有技术的控温装置散热能力差、灵活度低等不足，本发明的目的在于提供一种散热能力强、可靠性高的空间飞行器用蓄电池的控温装置。利用本发明，不但达到了蓄电池的控温要求，且整套装置可靠性高，设计灵活。为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种空间飞行器用蓄电池的控温装置，该装置包括控温板，蓄电池结构块直接安装于控温板内侧；蓄电池结构块的外周和控温板的内侧包覆有多层隔热组件；控温板的内表面、靠近蓄电池安装面的一侧预埋有横向热管；控温板的内表面、蓄电池安装面的邻近处预埋有纵向热管；控温板的内表面、靠近蓄电池安装面部分设置有扩热板；扩热板横向延伸出散热板；控温板的外侧喷涂有空间用热控涂层；蓄电池结构块的侧面设置有加热器。本发明空间飞行器用蓄电池的控温装置，由于采取控温板与散热板一体化设计、 扩热板强化传热、横向及纵向热管网络等温化设计、加热器主备份设计、消光黑膜多层隔热组件的隔热设计和玻璃型二次表面镜热控涂层强化散热等措施，达到了如下的有益效果1.装置控温效果好，散热板一体化设计、扩热板强化传热、热管网络等温化设计及玻璃型二次表面镜热控涂层强化散热等措施确保蓄电池控温板发挥最大散热能力，能够满足当前空间飞行器用蓄电池的散热要求。同时，主备份补偿电加热器能够满足空间飞行器用蓄电池的低温保持要求；2.装置可靠性高，装置以被动热控制为主，电加热器主动热控制采取主备份设计， 整套装置不存在系统的启动、终止和失效问题；3.装置设计灵活，蓄电池与飞行器舱体内部采取多层隔热组件热隔离措施，蓄电池控温完全独立。针对不同的蓄电池散热要求，可以对蓄电池控温板的传热措施采取适应性调整。消光黑膜多层隔热组件既保证飞行器舱体内部热控制不受蓄电池影响，又保证舱体内辐射等温化要求。
图1为本发明空间飞行器用蓄电池的控温装置的结构示意图；图中标记为1.电池结构块，2.控温板，3.扩热板，4.散热板，5.横向热管，6.纵向热管，7.加热器，8.多层隔热组件，9.热控涂层；图2为图1的侧向视图；图3表示采用传统控温装置的空间飞行器用蓄电池的工作温度曲线图；图4表示采用本发明装置的空间飞行器用蓄电池的工作温度曲线图。
具体实施例方式下面结合
本发明的优选实施例。图1为本发明空间飞行器用蓄电池的控温装置的结构示意图，图2为图1的侧视图；如图1和图2的实施例所示，该装置包括蓄电池结构块1直接安装于控温板2内侧；蓄电池结构块1的外周和控温板2的内侧包覆有多层隔热组件8 ；多层隔热组件8外表面涂覆有高发射率消光黑膜；控温板2的内表面、靠近蓄电池安装面的一侧预埋有横向热管5 ； 控温板2的内表面、蓄电池安装面的邻近处预埋有纵向热管6 ；控温板2的内表面、靠近蓄电池安装面部分设置有扩热板3 ；扩热板3横向延伸出散热板4 ；控温板2的外侧喷涂有空间用热控涂层9 ；蓄电池结构块1的侧面设置有加热器7。本发明实施例中，横向热管5至少为五根。上述纵向热管6至少为四根。上述加热器7设置有主备份。本发明实施例中，蓄电池结构块1与控温板2的接触区域填充有导热填料，本发明优选的导热填料为导热硅脂。本发明实施例中，多层隔热组件8的外表面涂覆有高发射率消光黑膜，其最外层材料为消光黑膜。本发明实施例中，控温板2与散热板4为铝蜂窝夹层结构。
本发明实施例中，横向热管5与纵向热管6为双孔铝氨热管。本发明实施例中，空间用热控涂层9为玻璃型二次表面镜热控涂层。下面进一步对本发明的工作过程进行描述。如图1和图2所示，蓄电池结构块1通过多层隔热组件8与舱体内完全隔离，提高了装置的灵活性；多层隔热组件8外表面的高发射率消光黑膜提高了舱体内的等温化效果；控温板2为蓄电池结构块1的主要散热途径，控温板2外表面通过喷涂空间用热控涂层 9保证吸收较小的外热流。扩热板3、散热板4、横向热管5和纵向热管6等组件保证了控温板2具有最大的散热能力；加热器7的补偿加热保证了蓄电池结构块1的低温要求，加热器 7的主备份设计保证了补偿措施的可靠性。图3为采用传统控温装置的空间飞行器用蓄电池工作温度曲线图，图中虚线表示……，红线表示……(发明专利申请文件为黑白复印件，因此，图3和图4中的红线应该用虚线表示)，由图可知，温度随时间变化范围在15 25°C左右；图4为采用本装置的空间飞行器用蓄电池工作温度曲线图，图中虚线表示……，红线表示……，由图可知，温度随时间变化范围在5 9°C左右。由图4和图3的比较可知，同样的条件下，采用本发明的蓄电池工作温度比采用传统控温装置的工作温度低10 15°C，处于蓄电池的最佳工作温度范围。
权利要求
1.一种空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，该装置包括控温板[2]；蓄电池结构块[1]直接安装于控温板[2]内侧；蓄电池结构块[1]的外周和控温板[2]的内侧包覆有多层隔热组件[8]；控温板[2]的内表面、靠近蓄电池安装面的一侧预埋有横向热管 [5]；控温板[2]的内表面、蓄电池安装面的邻近处预埋有纵向热管W]；控温板[2]的内表面、靠近蓄电池安装面部分设置有扩热板[3]；扩热板[3]横向延伸出散热板W]；控温板 [2]的外侧喷涂有空间用热控涂层[9]；蓄电池结构块[1]的侧面设置有加热器[7]。
2.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的蓄电池结构块[1]与控温板[2]的接触区域填充有导热填料，所述的导热填料为导热硅脂。
3.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的控温板 [2]与散热板[4]为铝蜂窝夹层结构。
4.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的横向热管[5]至少为五根。
5.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的纵向热管[6]至少为四根。
6.如权利要求4或5所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的横向热管[5]与纵向热管[6]为双孔铝氨热管。
7.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的加热器 [7]设置有主备份。
8.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的多层隔热组件[8]外表面涂覆有高发射率消光黑膜。
9.如权利要求1所述的空间飞行器用蓄电池的控温装置，其特征在于，所述的空间用热控涂层[9]为玻璃型二次表面镜热控涂层。
全文摘要
本发明公开了一种空间飞行器用蓄电池的控温装置，包括控温板[2]，蓄电池结构块[1]安装于控温板[2]内侧；控温板[2]靠近蓄电池安装面侧预埋有横向热管[5]；蓄电池安装面的邻近处预埋有纵向热管[6]；靠近蓄电池安装面部分设置有扩热板[3]；扩热板[3]横向延伸出散热板[4]；蓄电池结构块[1]的侧面设置有加热器。本发明解决了空间飞行器用高发热量蓄电池的温度控制问题，取得了控温效果好、可靠性高、设计灵活等有益效果。
文档编号H01M10/50GK102569932SQ201010584618
公开日2012年7月11日 申请日期2010年12月10日 优先权日2010年12月10日
发明者于迎军, 姚正平, 毛云杰, 童铁峰 申请人:上海卫星工程研究所