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公开(公告)号：CN107719704A
公开(公告)日：2018-02-23
申请号：CN201710864355.9
申请日：2017-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种航天器推进剂管路整体热控装置，包括：安装舱板、多层帐篷、管路、长销钉、加热片、压片、热敏电阻和计算机。管路整体安装在安装舱板上的管路区域中，多个加热片均匀分布在安装舱板上的管路区域中，并连接形成自控加热回路，多个长销钉均匀分布在安装舱板上的管路区域内；多个热敏电阻均匀分布在管路上，并连接形成测温回路；多层帐篷通过多个长销钉支撑，覆盖在所述管路区域上，并通过多个压片固定，多层帐篷与安装舱板形成封闭空间，管路、多个加热片和多个热敏电阻位于所述封闭空间中；所述计算机用于接收所述测温回路检测到的封闭空间中的温度，当封闭空间中的温度下降到低于预定阈值下限时，开启自控加热回路对封闭空间进行加热。
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公开(公告)号：CN103324787B
公开(公告)日：2015-11-25
申请号：CN201310217460.5
申请日：2013-06-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种批产卫星热设计验证方法，属于航天器热控制技术领域。首先选择同平台首发星进行热平衡试验后获得设计技术状态下各平台卫星热平衡试验基础温度数据，然后统计后续每颗卫星内仪器设备实测热耗数据、热真空试验中仪器设备在高温工况温度和低温工况温度数据，再利用首发星热平衡试验温度数据，对热仿真分析模型中的设备安装接触传热系数进行改进和优化，使仿真模型符合卫星的实际技术状态，最后以首发星的试验数据为基准，比对后续卫星同等仪器设备的实测热耗以及热真空试验温度与首发星的差别对后续卫星热设计适应性进行评价。本发明取消了同平台后续卫星热平衡试验验证，优化卫星研制流程。
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公开(公告)号：CN105659832B
公开(公告)日：2013-04-03
申请号：CN200810077851.0
申请日：2008-11-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明属于瞬态红外辐射热流密度测量领域，具体公开一种功率补偿式瞬态热流测量装置及方法，其特点是：选择热屏绝热型热流计作为测量元件，在测量外热流时控制热屏绝热型热流计的敏感片温度使其保持恒定，根据敏感片所吸收的总热流以及敏感片的控温功率可以得到瞬态外热流的大小。本发明的优点在于热屏绝热型热流计敏感片的温度保持恒定且为已知，因此对外热流的测量转化为对敏感片调温加热器电流的测量，不需要敏感片温度变化速度，也不需要敏感片热容等物性参数，从而可以大大简化瞬态热流测量的复杂程度，提高测量精度。
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公开(公告)号：CN114955014A
公开(公告)日：2022-08-30
申请号：CN202210310685.4
申请日：2022-03-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/50
Abstract: 本发明公开了一种适用于高轨道航天器的双流体回路热控系统，所述系统包括两条独立的流体回路；两条独立的流体回路的一端均预埋在航天器的仪器板内，另一端预埋在辐射器上，流体回路内的工质分别流经两条流体回路时，收集仪器板上安装载荷的热量，把热量传递至各自的辐射器，排散至外太空；本发明采用双流体回路，解决系统的单点故障风险，当其中一条流体回路发生故障无法正常工作时，另一条流体回路仍可以通过仪器板预埋管路带走仪器板上载荷的热量，虽然整个航天器的散热能力略有下降，通过仪器板预埋管路的布局设计可实现保持原散热能力的75％，但是提高了热控系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN112977893B
公开(公告)日：2022-07-01
申请号：CN202110134834.1
申请日：2021-02-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种自封闭式多层帐篷。本发明按运动机构杆件(天线肋)的数量制作U型片状多层，预留搭接部分并安装聚酰亚胺衬里。本发明的多层帐篷，无随机折叠、堆积的多余多层，保证了展开的可靠性；展开后，各U型多层之间压合紧密，多层帐篷无漏缝；有效控制了多层帐篷在机构运动过程中的一致性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105319237A
公开(公告)日：2016-02-10
申请号：CN201510757187.4
申请日：2015-11-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01N25/20
Abstract: 本发明涉及航天器热控测量技术领域，具体涉及一种在轨热控涂层测量装置。热控涂层辐射参数在轨测量装置，它包括：杯身(1)、杯身加热片(2)、杯身热敏电阻(3)、杯身隔热组件(4)、敏感片(5)、敏感片加热片(6)、敏感片热敏电阻(7)、敏感片隔热组件(8)、敏感片接地组件(9)、沉头聚酰亚胺螺钉(10)、聚酰亚胺隔热垫(11)、电连接器沉头螺钉(12)、电连接器(13)、电连接器聚酰亚胺隔热垫(14)；本发明采用扁平式构型，杯身具有良好的等温性；杯身与敏感片连接关系简单，简化传热路径，可有效控制漏热；敏感片尺寸增大，降低了漏热和测量引起的相对误差，提高了测量精度。
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公开(公告)号：CN103935532A
公开(公告)日：2014-07-23
申请号：CN201410177366.6
申请日：2014-04-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提供一种适用于大角度展开机构的多层帐篷，包括多层隔热组件、充气支撑杆、柔性卡箍及充气系统；其中，多层隔热组件为双面镀铝聚酯膜和涤纶网交替叠合，且外表面粘有一层导电型聚酰亚胺薄膜镀铝二次表面镜；充气支撑杆由内胆、硬化层及外层构成，其中内胆为聚酰亚胺膜，硬化层为铝箔，外层为铝/聚酰亚胺复合膜，且充气支撑杆的外表面镀铝；多层隔热组件的下摆固连于展开机构安装板上，充气支撑杆通过柔性卡箍固定于展开机构安装板和多层隔热组件的内表面上，充气系统与充气支撑杆相连。本发明降低了多层隔热组件的尺寸，有效避免了帐篷展开后多层隔热组件的积压，以及与机构发生干涉的风险。
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公开(公告)号：CN105659903B
公开(公告)日：2011-09-07
申请号：CN200710082119.8
申请日：2007-09-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种用于对卫星外热流仿真的卫星动态外热流仿真方法。一种卫星动态外热流仿真方法，按照下述步骤进行：(1)获得卫星参数；(2)建立空间参考立方体，并确定空间参考立方体各个面受到辐射光的辐射量；(3)将卫星置于空间参考立方体内，且卫星的几何中心与参考立方体的几何中心重合，计算卫星在参考立方体中的旋转角度；(4)计算卫星表面的热流分布。本发明与现有技术相比的有益效果是：(1)将一个负杂过程转化为两个简单的过程便于分析计算。(2)在不降低分析精度的前提下提高分析速度。
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公开(公告)号：CN119047145A
公开(公告)日：2024-11-29
申请号：CN202411023098.2
申请日：2024-07-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种消除热管液塞影响的设计方法，包含以下步骤：根据主热管热量传输方向，确定液塞产生区域；根据主热管最高工作温度，获得液塞的最长长度；根据液塞的最长长度及主热管通过副热管的传热量，确定副热管的长度；根据主热管最高工作温度，确定副热管的充装温度；根据主热管的安装方式和液塞产生区域，确定副热管的安装位置。降低对卫星构型、设备布局的限制影响，进而降低整星布局的设计难度。
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公开(公告)号：CN112329130B
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202011056755.5
申请日：2020-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种伴星热边界模拟方法和装置，该方法如下：第一步，得到轨道高温工况和低温工况下主星和伴星的外露部件的温度变化曲线及温度分布梯度情况；第二步，采用等效铝板来模拟伴星的热边界，并分别设计等效铝板的实际厚度、分区、等效铝板喷涂的热控涂层的材料及等效铝板上电加热器的功率；第三步，以等效铝板为主体组装伴星热边界模拟装置；第四步，进行主星热平衡试验，热真空试验罐外布置控温系统，通过等效铝板上的温度传感器控制电加热器的加热功率，使等效铝板的各个区域的温度变化曲线与伴星的外露部件对应位置处的温度变化曲线一致；本发明能够解决高超声速吸气式组合发动机在超低温工况下的结霜问题，确保了预冷器的正常运行。
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