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公开(公告)号：CN113091490A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110217048.8
申请日：2021-02-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F28D21/00
Abstract: 本发明公开了一种基于组合式热沉的月球采样返回探测器自主热管理系统，在上升器布置主散热面，在着陆器表面布置辅助散热面，通过对空间热辐射方式排散热负荷；在着陆器布置水升华器组件，通过消耗升华工质的方式排散热负荷；在地月转移、组合体环月段，着陆上升组合体采用上升器主散热面和着陆器辅助散热面共同作用作为系统热沉；在月面工作段，采用上升器主散热面、着陆器辅助散热面和水升华器组件共同作用作为组合式热沉；在交会对接段，采用上升器主散热面作用作为单一热沉。本发明解决了月面高温环境大热耗散热、热负荷大幅变化、着陆器无有效散热通道与组合体散热面不足等难题，同时满足月昼高温保障及多任务模式协同散热的多重任务需求。
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公开(公告)号：CN106428642B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610675155.4
申请日：2016-08-16
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置。使用本发明能够更加高效、全面地阻隔来自推力器热辐射对航天器造成影响。本发明包括隔热屏支架和隔热屏组件。隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面。隔热屏组件与隔热屏支架内侧面形状一致。该隔热装置不仅能够保护航天器本体还能够保护太阳翼及机构接头不受推力器热辐射的影响，并且能够节省隔热屏材料。
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公开(公告)号：CN106428642A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610675155.4
申请日：2016-08-16
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
CPC classification number: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置。使用本发明能够更加高效、全面地阻隔来自推力器热辐射对航天器造成影响。本发明包括隔热屏支架和隔热屏组件。隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面。隔热屏组件与隔热屏支架内侧面形状一致。该隔热装置不仅能够保护航天器本体还能够保护太阳翼及机构接头不受推力器热辐射的影响，并且能够节省隔热屏材料。
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公开(公告)号：CN106198082A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610663851.3
申请日：2016-08-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M99/00
CPC classification number: G01M99/002
Abstract: 为解决以往热防护系统性能验证方法中边界条件不准确、试验前升温段和试验后热回浸段过考核的问题，本发明提供一种基于瞬态热流控制的高温热防护系统性能验证装置及方法，通过准确控制热防护试验件表面瞬态热流的方式，真实模拟推力器点火过程中对热防护系统表面的到达热流曲线，验证热防护系统性能并优化重量。
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公开(公告)号：CN119511811A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411454522.9
申请日：2024-10-17
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B19/042
Abstract: 基于多源信息融合的航天器环路热管开关控制系统及方法，属于航天器热控技术领域，包括：舱板内预埋正交热管；一侧舱板上的环路热管固定在预埋正交热管上，另一侧舱板预埋冷凝器；环路热管包括环路热管本体、蒸发器辅助加热器和半导体致冷器及其附属部分；环路热管中设有鞍座监测点和储液器监测点，由数管分系统对鞍座温度和储液器温度进行采集；数管分系统，根据获取的太阳方位角和两舱板平均温度，按预设策略控制两侧舱板环路热管加电。本发明通过数管分系统对航天器姿态信息以及不同舱板温度数据的实时采集和高效融合处理，对多路环路热管制冷器和加热器开关进行自主调控，同时对控制指令预期符合性进行安全性监测和是否故障判断。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113092145A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110214370.5
申请日：2021-02-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种月面工质排放等效试验装置及方法，该等效试验方法，包括以下步骤：根据工质的物理特性和工质排放的内外部环境，将工质排放过程按照驱动压力划分为内压驱动排放阶段、重力驱动排放阶段以及蒸发驱动排放阶段；确定各排放阶段的主要影响因素，建立工质排放影响因素与工质排放速率之间的分析模型；基于分析模型，构建模拟月面环境下工质排放的等效试验装置；采用等效试验装置模拟实际在轨状态、热边界和工质排放初始状态。上述方法能够通过等效试验装置的等效模拟，实现在地面1g重力环境下对月表1g/6重力环境下等效的工质排放模拟。
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公开(公告)号：CN106198082B
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201610663851.3
申请日：2016-08-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M99/00
Abstract: 为解决以往热防护系统性能验证方法中边界条件不准确、试验前升温段和试验后热回浸段过考核的问题，本发明提供一种基于瞬态热流控制的高温热防护系统性能验证装置及方法，通过准确控制热防护试验件表面瞬态热流的方式，真实模拟推力器点火过程中对热防护系统表面的到达热流曲线，验证热防护系统性能并优化重量。
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公开(公告)号：CN102967479B
公开(公告)日：2014-10-08
申请号：CN201210452821.X
申请日：2012-11-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种水升华器性能测试系统，该系统包括透明玻璃罩真空罐、不锈钢真空罐、真空机组、储箱、压力测量装置、温度测量装置、流量测量装置、质量测量装置、功率加载装置、数据采集与处理系统、程控电源、压力调节装置、高速摄像系统、液氮冷阱和安装平台，本发明的系统突破了国内航天器热控系统用水升华器地面性能测试技术，满足了水升华器研制过程中开展工作性能测试与实验的需求，为水升华器的研制提供了必不可少的技术保障；本发明两组真空室中所采用的可旋转水升华器安装平台，可以模拟水升华器的不同安装姿态，为获得不同姿态下水升华器的工作性能提供了技术保障。
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公开(公告)号：CN102967479A
公开(公告)日：2013-03-13
申请号：CN201210452821.X
申请日：2012-11-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种水升华器性能测试系统，该系统包括透明玻璃罩真空罐、不锈钢真空罐、真空机组、储箱、压力测量装置、温度测量装置、流量测量装置、质量测量装置、功率加载装置、数据采集与处理系统、程控电源、压力调节装置、高速摄像系统、液氮冷阱和安装平台，本发明的系统突破了国内航天器热控系统用水升华器地面性能测试技术，满足了水升华器研制过程中开展工作性能测试与实验的需求，为水升华器的研制提供了必不可少的技术保障；本发明两组真空室中所采用的可旋转水升华器安装平台，可以模拟水升华器的不同安装姿态，为获得不同姿态下水升华器的工作性能提供了技术保障。
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公开(公告)号：CN113071718A
公开(公告)日：2021-07-06
申请号：CN202110218239.6
申请日：2021-02-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58 , G16C60/00 , G06F30/20 , G06F30/28 , B32B3/24 , B32B5/02 , B32B15/14 , B32B5/06 , B32B33/00 , G06F113/08 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种月面起飞上升器热防护装置及其隔热性能计算方法，能够实现月面起飞上升器精细化热防护。该月面起飞上升器热防护装置包括：耐高温覆盖层以及依次间隔层叠的辐射屏和间隔层；两层以上辐射屏和两层以上间隔层依次间隔层叠形成多层芯；采用该热防护装置能够实现月面起飞上升器精细化热防护。在隔热性能计算方法中提出了层间接触换热系数、层间对流换热系数和覆盖层吸收的羽流热流密度的热适应系数均按照温度和时间进行动态响应，解决了将羽流的热流密度简单的作为恒定的参数附加到模型中造成的羽流过大，产品过设计的问题。
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