一种在轨航天器用无源持续供电装置的制作方法

本发明涉及在轨航天器技术领域，尤其是涉及利用在轨航天器周期性冷热交变服役环境的持续供电装置。

背景技术：

航天器如卫星和飞船等在轨长时间运行期间，其内部各种电子设备消耗的大量电能主要依靠太阳能电池提供，而这种供电方式也存在较多不足之处：例如，多数航天器在轨道飞行期间，会周期性进出日照区和阴影区，当外悬展开状态的太阳能电池板处于阴影区时无法进行发电，这将限制部分机载电子设备的全负荷运行；再有，航天器在轨运行期间，受到太阳和地球等空间热辐射以及地球阴影的作用，太阳能电池板经受较大幅度的周期性的高低温变化，这种冷热交变的空间热环境在太阳能电池板结构中产生时变的温度场和温度梯度，导致结构发生屈曲、变形，甚至热诱发振动，从而对电池板结构产生破坏。

如何有效利用在轨航天器冷热交变的服役环境，实现电能持续供应的同时保持供电结构的安全可靠性是一个值得研究的问题。

技术实现要素：

本发明提供一种在轨航天器用无源持续供电装置，旨在解决现有的供电装置无法实现电能持续供应的同时保持供电结构的安全可靠性的问题。

本发明提供一种在轨航天器用无源持续供电装置，包括：导热板、隔热罩、热电器件，以及通过相变材料吸热和放热的储能温控组件；所述导热板和所述隔热罩构成温控空间；所述热电器件和所述储能温控组件设置在温控空间内；所述热电器件一侧与导热板相贴合，相对应的另一侧与储能温控组件相贴合。

进一步地，所述储能温控组件包括固定框、散热器、相变材料层以及盖板；所述散热器与所述相变材料层均设置在所述固定框的内部；所述固定框的顶部盖设有盖板；所述散热器上设置有若干均匀分布的翅片，所述相变材料层上开设有与所述翅片对应的翅片孔，所述散热器与所述相变材料层之间通过翅片和翅片孔紧密贴合；所述相变材料层内部填充的材料为膨胀石墨/石蜡复合材料。

进一步地，所述导热板与所述隔热垫相贴合；所述隔热垫上开设有第一方孔，所述固定框的底面开设有第二方孔，所述热电器件置于所述第一方孔内与所述第二方孔内，并且所述热电器件的底面与导热板的顶面相贴合，所述热电器件的顶面与散热器的底面相贴合；所述热电器件与所述导热板的连接部位上涂抹有导热硅脂，所述热电器件与所述散热器的连接部位上也涂抹有导热硅脂。

进一步地，所述隔热垫与所述保护罩之间构成电压转变空间，所述电压转变空间内设置有电压转变装置，所述电压转变装置与热电器件连接；所述电压转变装置包括蓄电池、电压反相器和稳压充电器以及电路集成板，所述蓄电池、电压反相器和稳压充电器设置在所述电路集成板上。

进一步地，所述热电器件与所述电压反相器电连接，所述电压反相器与所述稳压充电器电连接，所述稳压充电器与所述蓄电池电连接。

进一步地，所述保护罩通过固化橡胶粘接在所述隔热板上，所述保护罩表面开设有用于电路散热的圆孔。

进一步地，所述蓄电池、电压反相器和稳压充电器均通过螺钉连接固定在所述电路集成板上。

进一步地，所述散热器与所述固定框通过固化橡胶粘接。

进一步地，所述导热板与所述隔热垫通过固化橡胶粘接。

进一步地，所述导热板与所述隔热垫的边角处均开设有螺纹孔，所述导热板与所述隔热垫通过螺钉与舱体内壁面固定。

本发明提供的在轨航天器用无源持续供电装置，一方面通过将热电器件一端通过导热板与舱体内壁面连接，另一端与储能温控组件连接；当舱体接受阳光照射时，舱体内壁面温度较高时，热量依次通过导热板、热电器件以及储能温控组件进行传递，最后储能温控组件内的融化吸收大量的热量，使热电器件两端保持温差以用于发电。

当舱体不接受阳光照射时，舱体内壁面温度较低，储能温控组件内的相变材料凝固而释放大量的热量，使热电器件两端保持温差以用于发电，使在轨航天器在整个运行过程中能持续不断的发电并储存，克服了太阳能电池板处于阴影区时无法进行发电的弊端。

另一方面本发明的装置体积小且安装在舱体内壁面，避免了冷热交变的外部空间环境直接作用在发电结构上而使结构产生屈曲、变形以及热诱发振动，这能显著增加发电装置的服役寿命。

进一步地，本发明无任何传动机械装置，结构简单，可根据具体的舱内空间和电能需求选择单个装置还是多个装置串联使用，安装和更换方便。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的供电装置的装配图；

图2为本发明提供的供电装置的结构示意图。

附图标记说明：

1为导热板；2为隔热垫，21为第一方孔；3为隔热罩；4为保护罩；5为热电器件；

6为储能温控组件，61为固定框，62为散热器，63为相变材料层，64为盖板，65为第二方孔，66为翅片，67为翅片孔；

7为电压转变装置，71为蓄电池，72为电压反相器，73为稳压充电器，74为电路板。

具体实施方式

下面将结合实施例对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本发明的描述中，"多个"的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。此外，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本发明提供了一种在轨航天器用无源持续供电装置，包括：导热板1、隔热罩3、热电器件5，以及通过相变材料吸热和放热的储能温控组件6；所述导热板1和所述隔热罩3构成温控空间；所述热电器件5和所述储能温控组件6设置在温控空间内；所述热电器件5一侧与导热板1相贴合，相对应的另一侧与储能温控组件6相贴合。

具体而言，所述导热板1与所述隔热罩3中间构成温控空间，所述温控空间内安装有热电器件5和储能温控组件6，所述导热板1与所述隔热垫2相贴合；所述隔热垫2以用于防止热量进入储能温控组件6内，造成对储能温控组件6的损坏，所述热电器件5设置在所述隔热垫的内部，所述隔热垫2可选取任意能够隔热的材料即可，只要能够阻止热量通过隔热垫2传导进入储能温控组件6即可。

进一步地，所述隔热垫2上开设有第一方孔21，所述热电器件5通过第一方孔21穿过所述隔热垫2并与所述导热板1的顶面连接，所述第一方孔21与热电器件5尺寸一致，可保证热电器件2的下表面和导热板1的上表面良好接触；所述热电器件5与所述导热板1的连接部位上涂抹有导热硅脂，通过设置导热硅脂来降低热电器件5与导热板1之间的界面热阻，防止热量在热电器件5与导热板1之间传递时损失，进而造成热电器件5与导热板1因温度升高造成性能发生改变。

进一步地，所述隔热材质为二氧化硅气凝胶/玻璃纤维复合材料，二氧化硅气凝胶/玻璃纤维复合材料热导率极低，且具有一定的机械强度；通过设置隔热垫2，防止外部温度骤变导致航天器舱体内部温度大幅度波动，同时又能防止外部冷热环境直接作用在相变材料层63上，影响热电器件5两端温差的建立，进而影响发电。

进一步地，所述导热板1与所述隔热垫2的边角处均开设有螺纹孔，所述导热板1与所述隔热垫2通过螺钉与舱体内壁面固定。通过螺钉连接，能够保证装置与舱体内壁面连接的牢固性。

进一步地，所述导热板1与所述隔热垫2通过固化橡胶粘接，通过在所述导热板1与所述隔热垫2涂上固化橡胶并粘接，连接牢固，还能避免其他连接方式对所述导热板与所述隔热垫的损坏。

进一步地，所述导热板材质为铜，铜具有良好的导热性能。

具体而言，所述隔热垫2与所述隔热罩3中间构成温控空间，所述温控空间内安装有热电器件5和储能温控组件6，所述热电器件5原理是通过利用其两端的温差来进行发电，所述储备温控组件6可设置为任意能够调节温度的部件，所述热电器件5的底部与所述导热板1的顶部连接。

进一步地，所述储能温控组件6包括固定框61、散热器62、相变材料层63以及盖板64，所述散热器62与所述相变材料层63均设置在所述固定框61的内部，所述固定框61的顶部盖设有盖板64，所述固定框61的材质为环氧树脂，环氧树脂具有优良的粘性，且固化方便，能够更好的连接散热器62，所述固定框61与隔热垫2通过高温固化橡胶粘接，所述热电器件5的顶部与所述散热器62的底部连接，所述热电器件5可采取任意方式与所述散热器62贴合。

进一步地，所述固定框61的底部开设有第二方孔65，所述热电器件5穿过所述第二方孔65与所述散热器62的底部贴合，所述第二方孔65与所述热电器件5的尺寸相同，可保证热电器件5的顶面和散热器62的底面良好接触；另外，热电器件5的顶面和散热器62底面之间涂抹导热硅脂，通过设置导热硅脂来降低热电器件5与散热器62之间的界面热阻，防止热量在热电器件5与散热器62之间传递时损失。

进一步地，所述散热器62顶部设置有若干均匀分布的翅片66，通过设置翅片66，能够增加散热器62的散热或者吸热速率，使热电器件5的两端能够保证足够大的温差，进而使热电器件5能够发电；所述相变材料层63上开设有与所述翅片66对应的翅片孔67，通过在相变材料层63上开设有与所述翅片66对应的翅片孔67，将翅片66与翅片孔67相对应，能够增加相变材料层63的吸热或者放热速率，使热电器件5的两端能够保证足够大的温差，进而使热电器件5能够发电；所述相变材料层63内部填充的材料为膨胀石墨/石蜡复合材料，膨胀石墨/石蜡复合材料具有优良的相变潜热和热导率，能够吸收大量的热量，当热电器件5一端过热时，热量传输到热电器件5另一端的复合材料层，复合材料层能够快速的吸热，使热电器件5两端保持温差，当热电器件5一端过冷时，热量传输到热电器件5另一端的复合材料层，复合材料层能够快速的放热，使热电器件5两端保持温差。

进一步地，隔热罩3盖住储能温控组件6与隔热垫2通过高温固化橡胶粘接，隔热罩3材质为二氧化硅气凝胶/玻璃纤维复合材料，通过隔热罩3与隔热垫2同时具有优异的隔热性能，能够阻止内外热交换，维持航天器舱体内部温度稳定，避免了冷热交变的外部空间环境直接作用在发电结构上而使结构产生屈曲、变形以及热诱发振动，这能显著增加发电装置的服役寿命。

进一步地，盖板64与固定框61之间通过高温固化橡胶粘接，用以封装相变材料层，盖板64材质为环氧树脂。

值得注意的是，热电器件5主要由多对串联的p型和n型半导体热电臂、电极和陶瓷保护板等组成，由于热电器件5是通过利用两端的温差来进行发电，在市场上有相应的产品，属于现有技术，本发明不对热电器件5作出过多的赘述。

具体而言，所述隔热垫2与所述保护罩4之间构成电压转变空间，所述电压转变空间内设置有电压转变装置7，所述电压转变装置7与热电器件5连接，所述热电器件5发电后，由电压转变装置7将发的电转化为稳压进行储存，所述电压转变装置7可设置为任意部件组成，只要能够达到此效果即可。

进一步地，所述电压转变装置7包括蓄电池71、电压反相器72和稳压充电器73以及电路集成板74。所述蓄电池71、电压反相器72和稳压充电器73设置在所述电路集成板74上；所述电压反相器72能使热电器件5输出的正电压正常输出，负电压则全部转变成正电压；稳压充电器73能将输出的时变直流电压转变成恒定输出电压对蓄电池71进行充电。

进一步地，热电器件5、电压反相器72、稳压充电器73和蓄电池71均集成到电路集成板74上，实现各个组件电流的导通和传递，其中，所述热电器件5与所述电压反相器72电连接，所述电压反相器72与所述稳压充电器73电连接，所述稳压充电器73与所述蓄电池71电连接，所述发电的原理为：热电器件5通过两端进行发电，由于两端的温差可为正值或者负值，所以输出的电压也为正电压和反电压，所述热电器件5与所述电压反相器72电连接，当热电器件5输出的为正电压时，电压正常输出，当热电器件5输出的为负电压时，负电压则通过电压反相器72全部转变成正电压；由于两端温差数值的不同，输出电压的瞬时值也不同，若直接将此电压储存到从蓄电池71中，则会损坏蓄电池71，所述电压反相器72与所述稳压充电器73电连接，通过稳压充电器73能将输出的时变直流电压转变成恒定输出电压；所述稳压充电器73与所述蓄电池71电连接，稳压充电器73将转化的恒定正电压并传输到蓄电池71中储存。

进一步地，所述保护罩4用以保护电压反相器72、稳压充电器73和蓄电池71装置，通过高温固化橡胶与隔热板粘接；所述保护罩4表面开设有用于电路散热的圆孔，其表面圆孔主要用于电子电路的散热。

进一步地，所述蓄电池71、电压反相器72和稳压充电器73均通过螺钉连接固定在所述电路集成板74上，所述电路板内部已经布置好电路，所述蓄电池71、电压反相器72和稳压充电器73均通过螺钉直接固定在所述电路集成板上，安装简便，不需要在电路板外部通过线路连接，增加安全性和美观性。

本发明提供的在轨航天器用无源持续供电装置的工作原理为：通过螺钉将装置固定在舱体内壁面上，当航天器处于日照区时，舱体壁面温度较高，由于隔热垫2的存在，热量依次通过导热板1、热电器件5和相变材料层63进行传递，相变材料层63在受热后内部石蜡发生融化相变而吸收大量的热量，使热电器件5的端面保持一个低温状态；当航天器处于阴影区时，舱体壁面温度非常低，此时相变材料层63在遇冷后内部石蜡发生凝固相变而释放大量的热量，使热电器件5的端面保持一个高温状态。因此无论是在日照区还是阴影区，热电器件两侧均能保持较大温差，从而实现电能的持续供应。

因此，本发明提供的在轨航天器用无源持续供电装置，通过将热电器件一端通过导热板与舱体内壁面连接，另一端与储能温控组件连接；当舱体接受阳光照射时，舱体内壁面温度较高时，热量依次通过导热板、热电器件以及储能温控组件进行传递，最后储能温控组件内的融化吸收大量的热量，使热电器件两端保持温差以用于发电；当舱体不接受阳光照射时，舱体内壁面温度较低，储能温控组件内的相变材料凝固而释放大量的热量，使热电器件两端保持温差以用于发电，使在轨航天器在整个运行过程中能持续不断的发电并储存，克服了太阳能电池板处于阴影区时无法进行发电的弊端。

进一步地，本发明体积小且安装在舱体内壁面，避免了冷热交变的外部空间环境直接作用在发电结构上而使结构产生屈曲、变形以及热诱发振动，这能显著增加发电装置的服役寿命。

进一步地，本发明无任何传动机械装置，结构简单，可根据具体的舱内空间和电能需求选择单个装置还是多个装置串联使用，安装和更换方便。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。