一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法

1.本发明属于航天热控技术领域，具体涉及一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法。


背景技术：

2.电源系统是航天器主要的保障系统之一，其中具有变换、贮存电能作用的电源更是影响航天器性能、寿命、可靠性的关键设备。随着科技的发展，目前航天器电源领域中发展了一种集供电、承载、减振功能于一体的多功能结构电池，参见专利文献cn 105947235b“电能与力学环境管理多功能结构”。这种新型电池直接将单体电池嵌入舱板，既节省了空间，又能有效吸收舱板的振动，适应了航天发射对航天器体积、力学环境的要求。然而，这种多功能结构电池的结构特点给其热控设计带来了难题。传统的航天器电池通常为一个单机，各单体电池间导热性较好，易满足温差要求，且电池与航天器舱板或其它设备物理界面清晰、耦合较小，易采用隔热等措施满足工作温度要求。而多功能结构电池为分布式结构，单体电池之间的导热性差，与航天器结构高度耦合，其热控设计受约束多、难度大，这就给其有效的热控手段设计带来了严峻挑战。


技术实现要素：

3.本发明的主要目的是提供一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，旨在解决现有热控设计方法难以满足航天多功能结构电池的工作温度要求以及各单体电池间温差要求的技术问题。
4.为了解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，包括以下步骤s1～s5：
5.s1、输入多功能结构电池的构型、热耗参数以及热物性参数；
6.所述多功能结构电池包括电池支撑结构和多个单体电池；
7.s2、进行分布式主动控制措施设计：选择导热垫和导热系数大于预设阈值的导热碳纤维板，在所述导热碳纤维板上布置多个测温回路和多个控温回路，并设置控温逻辑，所述控温逻辑为根据所述测温回路的测量结果控制各所述控温回路的开启；
8.s3、进行基于多级控温的被动热控措施设计：从部件级、组件级、整星级三个层级为多功能结构电池设置被动热控措施，所述被动热控措施为通过设置隔热材料、隔热器件以及结构布局中任意一种或多种实现被动温度控制；
9.s4、建立多功能结构电池的热分析模型，并设置多功能结构电池的边界条件，基于所述的热分析模型根据输入的参数进行在轨工况热分析，得到多功能结构电池的温度场分布；
10.s5、评估步骤s4得到的多功能结构电池的温度范围和/或温差是否满足指标要求，如满足，则设计结束；如不满足，则调整所述测温回路和所述控温回路的布置形式、更改所述控温逻辑的参数、调整组件级被动隔热措施和整星级被动隔热措施，重新执行步骤s2～
s5，以对多功能结构电池的热控方案进行重新设计，直至温度范围和温差满足指标要求。
11.可选的，步骤s2中所述导热碳纤维板的导热系数的预设阈值为5w/mk；所述导热垫设置于单体电池的表面，并位于单体电池与导热碳纤维板之间。
12.可选的，步骤s2中所述导热碳纤维板采用m系列碳纤维；所述导热垫采用柔性的导热材料，所述导热材料的导热系数大于5w/mk。
13.可选的，步骤s2中所述测温回路包括相互连接的用于测温的热敏电阻以及用于控制的热控下位机；所述控温回路包括相互连接的加热片以及供电电源。
14.可选的，所述控温逻辑采用双区间控温方式，包括：设t表示热敏电阻的温度，δt表示最大允许温差，tref表示多功能结构电池的中心区域温度，tmin表示控温区间的下限，tmax表示控温区间的上限，当用于测温的热敏电阻的温度t低于控温区间的下限，即t《tmin，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差，即t《tref-δt时，开启所述控温回路；当用于测温的热敏电阻的温度t高于控温区间的上限，即t》tmax，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差即t》tref+δt时，关闭所述控温回路。
15.可选的，所述步骤s3中，部件级被动隔热措施为：将多功能结构电池集成到一体化舱板时，在多功能结构电池与蒙皮面板结构之间填充导热率低于预设阈值的导热材料。
16.可选的，所述步骤s3中，组件级被动隔热措施为：对由多功能结构电池集成的一体化舱板包覆多层隔热材料，在一体化舱板与除一体化舱板以外的卫星本体其它部分之间的连接界面处，布置有绝热垫片、隔热垫以及具有隔热作用的螺栓中任意一种或两种以上。
17.可选的，所述步骤s3中，整星级被动隔热措施为：优化航天器的构型和太阳电池阵的布局，调整由多功能结构电池集成的一体化舱板在卫星本体上的位置，使舱板避免直接受到太阳辐射或向冷黑空间辐射。
18.可选的，所述步骤s4中，采用ansys软件或ug软件建立所述多功能结构电池的热分析模型；所述多功能结构电池的边界条件具体是将含多功能结构电池的一体化舱板的侧面设置为恒定温度。
19.可选的，所述步骤s5中，所述控温逻辑的参数包括控温区间的上限、控温区间的下限和最大允许温差中任意一种或两种以上。
20.与现有的常规技术相比，本发明所提出的技术方案取得的有益技术效果主要体现在：本发明为航天器多功能结构电池提供了一种有效的主被动综合热控设计方法，满足了电池的工作温度要求和单体电池间的温差要求，具有良好的适应性和可靠性。
附图说明
21.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。
22.图1是含多功能结构电池的一体化舱板应用于某小卫星的情形示意图；
23.图2是图1的爆炸展开图；
24.图3是本发明所述航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法的流程图；
25.图4是多功能结构电池的分布式主动热控方案示意图；
26.图5是采用ansys软件建立的多功能结构电池的热分析模型图：(a)为整体效果图；(b)为显示内部电池的效果图；
27.图6是多功能结构电池的在轨温度遥测曲线图；
28.图7是多功能结构电池测温点的温差曲线图。
29.附图标记：
30.1——一体化舱板；2——卫星本体；3——太阳电池阵；4——多功能结构电池；5——蒙皮面板结构；6——电池支撑结构；7——单体电池；8——导热垫；9——导热碳纤维板；10——加热片；11——热敏电阻。
具体实施方式
31.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的部分实施例，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作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。
32.本发明涉及航天器热控制研究领域，具体针对航天器上多功能结构电池设计一种主被动相结合的热控设计方案，为多功能结构电池提供合适的温度环境，以满足工作温度指标要求。
33.多功能结构电池是一种集供电、承载、减振功能于一体的航天电源装备，图1是所述多功能结构电池的一个具体实施例，其用途很广，并不局限于该实施例。图1展示了含多功能结构电池的一体化舱板应用于某小卫星的情形，该小卫星的卫星本体2为一正方体结构，由前、后、左、右、上、下六块舱板组成，在一侧设置有太阳能帆板3的右舱板上采用了含多功能结构电池的一体化舱板。图2给出了图1的结构爆炸展开图。多功能结构电池4为一扁平的方形结构，由电池支撑结构6和多个单体电池7组成(参见图4)，在多功能结构电池4的两侧设置蒙皮面板结构5，这样就构成了一种含多功能结构电池的一体化舱板1，可直接用作小卫星的舱板结构。
34.本发明针对图1所示的小卫星实施例给出了一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，所述主被动综合热控设计方法的流程图如图3所示。
35.该综合热控设计方法包括两类热控措施：分布式主动热控措施和基于多级控温的被动热控措施。所述的分布式主动热控措施包含导热碳纤维板、导热垫、分布式测控温回路等；所述的基于多级控温的被动热控措施包含硅橡胶、铝蜂窝、多层隔热材料、隔热垫、太阳电池阵遮挡等。
36.详见图3，所述主被动综合热控设计方法包括以下步骤s1～s5：
37.s1、输入多功能结构电池的构型、热耗参数以及热物性参数；
38.本实施例中，多功能结构电池的构型为多片式锂离子电池构型，多片锂离子电池成整列布置，形成一个电池组，为航天器提供电能。多功能结构电池的热耗参数主要包括充电过程中的发热量、放电过程中的发热量，而热物性参数主要包括结构质量、导热系数、比热容等。本发明针对该多功能结构电池，提出一种主被动相结合的热控设计方法，分别设计分布式主动控制措施和基于多级控温的被动热控措施。
39.s2、进行分布式主动控制措施设计：选择导热垫和导热系数大于预设阈值的导热
碳纤维板，在所述导热碳纤维板上布置多个测温回路和多个控温回路，并设置控温逻辑，所述控温逻辑为根据所述测温回路的测量结果控制各所述控温回路的开启；
40.所述的分布式主动热控措施主要包括导热碳纤维板9、导热垫8、分布式测温回路和控温回路等，参见图4。
41.所述的导热碳纤维板9的导热参数大于一定的预设阈值，主要用于均衡各单体电池7的温度，可选用m系列碳纤维，具有导热系数高、弹性模量高的特点，以m55j碳纤维为例，其导热系数为20w/mk，弹性模量为540gpa。本实施例中，预设阈值选为5w/mk，即要求导热碳纤维板9的导热系数大于5w/mk。
42.所述的导热垫8采用导热系数大于5w/mk的高导热材料，同时具有一定的柔性，实现与导热碳纤维板9和单体电池7的紧密接触，以达到高效率传热的目的。导热垫8设置于单体电池7的表面，并位于单体电池7与导热碳纤维板9之间。
43.所述的分布式测温回路和控温回路是将单体电池7所在的区域均分为几个区域，每个区域内分别布置热敏电阻11和多个加热片10，从而形成多个测温回路和控温回路。
44.所述测温回路包括相互连接的用于测温的热敏电阻以及用于控制的热控下位机；所述控温回路包括相互连接的加热片以及供电电源。
45.每个控温回路采用对应的热敏电阻11的信号作为参考，控温逻辑采用的是双区间控温策略，通过双区间控温的逻辑控制控温回路的工作状态。
46.所述控温逻辑采用双区间控温方式，该双区间控温方式的逻辑如下：
47.设t表示热敏电阻的温度，δt表示最大允许温差，tref表示多功能结构电池的中心区域温度，tmin表示控温区间的下限，tmax表示控温区间的上限，当用于测温的热敏电阻的温度t低于控温区间的下限，即t《tmin，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差，即t《tref-δt时，开启所述控温回路；当用于测温的热敏电阻的温度t高于控温区间的上限，即t》tmax，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差即t》tref+δt时，关闭所述控温回路。
48.s3、进行基于多级控温的被动热控措施设计：从部件级、组件级、整星级三个层级为多功能结构电池设置被动热控措施，所述被动热控措施为通过设置隔热材料、隔热器件以及结构布局中任意一种或多种实现被动温度控制；
49.所述的基于多级控温的被动热控措施分别从部件级、组件级、整星级为多功能结构电池设计被动热控措施。
50.部件级被动隔热措施为：将多功能结构电池集成到一体化舱板时，在多功能结构电池与蒙皮面板结构之间填充导热率低于预设阈值的导热材料，例如垫片、铝蜂窝等具有隔热作用的材料。
51.组件级被动隔热措施为：对由多功能结构电池集成的一体化舱板包覆多层隔热材料，在一体化舱板与除一体化舱板以外的卫星本体其它部分之间的连接界面处，布置有绝热垫片、隔热垫以及具有隔热作用的螺栓中任意一种或两种以上。具体为，由多功能结构电池所集成的一体化舱板1与卫星本体2的其它舱板或设备进行隔热连接。一体化舱板1表面均包覆多层隔热材料，减小一体化舱板1与星体其他设备的辐射换热。一体化舱板1与卫星本体2的其它舱板、设备的安装界面处，加装绝热垫片或隔热垫，或安装具有隔热作用的螺栓等。
52.整星级被动隔热措施为：优化航天器的构型和太阳电池阵的布局，调整由多功能结构电池集成的一体化舱板在卫星本体上的位置，使舱板避免直接受到太阳辐射或向冷黑空间辐射。本实施例中，在设计航天器构型和太阳电池阵3的布局时，多功能结构电池所集成的一体化舱板1位于卫星本体2与太阳电池阵3之间，其平面避免直接接受太阳辐射和冷黑背景空间辐射，避免舱板处于较低或较高的环境中。
53.s4、建立多功能结构电池的热分析模型，并设置多功能结构电池的边界条件，基于所述的热分析模型根据输入的参数进行在轨工况热分析，得到多功能结构电池的温度场分布；
54.ansys软件是美国ansys公司研制的大型通用有限元分析(fea)软件，是世界范围内增长最快的计算机辅助工程(cae)软件，能与多数计算机辅助设计(cad，computer aided design)软件接口，实现数据的共享和交换，如creo、nastran、algor、i－deas、autocad等。是融结构、流体、电场、磁场、声场分析于一体的大型通用有限元分析软件。在核工业、铁道、石油化工、航空航天、机械制造、能源、汽车交通、国防军工、电子、土木工程、造船、生物医学、轻工、地矿、水利、日用家电等领域有着广泛的应用。
55.ansys功能强大，除常规的结构的静力学、动力学分析外，还可以做结构的热分析。本实施例中，采用ansys软件来建立功能结构电池的热分析模型，如图5所示。
56.此外，也可以采用ug软件来建立功能结构电池的热分析模型。ug(unigraphics nx)是siemens plm software公司出品的一个产品工程解决方案，是集cad/cam/cae(计算机辅助设计、计算机辅助制造与计算机辅助工程)于一体的三维参数化软件，是当今最先进、最流行的工业设计软件之一，它集合了概念设计、工程设计、分析与加工制造的功能，能够为用户的产品设计及加工过程提供数字化造型和验证手段，可以轻松实现各种复杂实体及造型的建构，广泛应用于机械、汽车、家电、化工及航空航天等领域。ug软件也可用于结构的热分析。
57.建立功能结构电池的热分析模型后，进一步设置多功能结构电池的边界条件，具体为：将含多功能结构电池的一体化舱板1的4个侧面设置为一个恒定温度(该恒定温度由航天器热分析得到)，再进行在轨工况的热分析，得到多功能结构电池的温度场分布。
58.s5、评估步骤s4得到的多功能结构电池的温度范围和/或温差是否满足指标要求，如满足，则设计结束；如不满足，则调整所述测温回路和所述控温回路的布置形式、更改所述控温逻辑的参数、调整组件级被动隔热措施和整星级被动隔热措施，重新执行步骤s2～s5，以对多功能结构电池的热控方案进行重新设计，直至温度范围和温差满足指标要求。
59.所述控温逻辑的参数包括控温区间的上限、控温区间的下限和最大允许温差中任意一种或两种以上。
60.最后通过本发明的一应用例说明该散热系统的效果。假定控温区间要求为10℃～35℃，即控温区间的上限为35℃，下限为10℃；最大允许温差δt为5℃。
61.导热碳纤维板9采用厚度为2mm的m40碳纤维板，导热垫8采用厚度为1mm、型号为sp2000/025-dt的导热板。多功能结构电池4通过厚度为2mm的k216硅橡胶垫片安装在铝蜂窝舱板上。在含多功能结构电池的一体化舱板与卫星本体其它部分之间的连接界面处，布置厚度为2mm的k216硅橡胶垫片用于隔热。导热碳纤维板9的外表面粘贴多个加热片10，每个加热片10的位置分别对应每个单体电池7所在的位置。首先将单体电池7所在的区域分为
4个区域，在每块单体电池7对应的上盖板位置上粘贴一个加热片10，通过串并联的方式形成4路主份加热回路和4路备份加热回路，用于控温的热敏电阻11分别安装在4个区的角点a、b、c、d上，参见图4。在一体化舱板1的内侧安装10单元的多层隔热材料，在外侧安装15单元的多层隔热材料。一体化舱板1的内侧通过3mm厚的聚酰亚胺隔热垫与其它舱板连接。太阳电池阵3通过钛合金螺钉和聚酰亚胺隔热垫安装在舱板的外侧。
62.图6为多功能结构电池在轨温度遥测曲线，图7为结构电池测温点的温差。由图6和图7可见，多功能结构电池温度区间为15.8℃～20.9℃，满足10℃～35℃的工作温度要求。测温点温差最大为4.50℃，满足不大于5℃的要求。
63.尽管本发明的内容通过上述实施例进行了详细介绍，然而并非用于限定本发明。任何本领域技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，可作各种更动和润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。

技术特征：
1.一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，包括以下步骤s1～s5：s1、输入多功能结构电池的构型、热耗参数以及热物性参数；所述多功能结构电池包括电池支撑结构和多个单体电池；s2、进行分布式主动控制措施设计：选择导热垫和导热系数大于预设阈值的导热碳纤维板，在所述导热碳纤维板上布置多个测温回路和多个控温回路，并设置控温逻辑，所述控温逻辑为根据所述测温回路的测量结果控制各所述控温回路的开启；s3、进行基于多级控温的被动热控措施设计：从部件级、组件级、整星级三个层级为多功能结构电池设置被动热控措施，所述被动热控措施为通过设置隔热材料、隔热器件以及结构布局中任意一种或多种实现被动温度控制；s4、建立多功能结构电池的热分析模型，并设置多功能结构电池的边界条件，基于所述的热分析模型根据输入的参数进行在轨工况热分析，得到多功能结构电池的温度场分布；s5、评估步骤s4得到的多功能结构电池的温度范围和/或温差是否满足指标要求，如满足，则设计结束；如不满足，则调整所述测温回路和所述控温回路的布置形式、更改所述控温逻辑的参数、调整组件级被动隔热措施和整星级被动隔热措施，重新执行步骤s2～s5，以对多功能结构电池的热控方案进行重新设计，直至温度范围和温差满足指标要求。2.根据权利要求1所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，步骤s2中所述导热碳纤维板的导热系数的预设阈值为5w/mk；所述导热垫设置于单体电池的表面，并位于单体电池与导热碳纤维板之间。3.根据权利要求1所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，步骤s2中所述导热碳纤维板采用m系列碳纤维；所述导热垫采用柔性的导热材料，所述导热材料的导热系数大于5w/mk。4.根据权利要求1所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，步骤s2中所述测温回路包括相互连接的用于测温的热敏电阻以及用于控制的热控下位机；所述控温回路包括相互连接的加热片以及供电电源。5.根据权利要求4所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述控温逻辑采用双区间控温方式，包括：设t表示热敏电阻的温度，δt表示最大允许温差，tref表示多功能结构电池的中心区域温度，tmin表示控温区间的下限，tmax表示控温区间的上限，当用于测温的热敏电阻的温度t低于控温区间的下限，即t<tmin，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差，即t<tref-δt时，开启所述控温回路；当用于测温的热敏电阻的温度t高于控温区间的上限，即t>tmax，或所述温度t与中心区域的温差值大于最大允许温差即t>tref+δt时，关闭所述控温回路。6.根据权利要求1～5中任意一项所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述步骤s3中，部件级被动隔热措施为：将多功能结构电池集成到一体化舱板时，在多功能结构电池与蒙皮面板结构之间填充导热率低于预设阈值的导热材料。7.根据权利要求1～5中任意一项所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述步骤s3中，组件级被动隔热措施为：对由多功能结构电池集成的一体化舱板包覆多层隔热材料，在一体化舱板与除一体化舱板以外的卫星本体其它部分
之间的连接界面处，布置有绝热垫片、隔热垫以及具有隔热作用的螺栓中任意一种或两种以上。8.根据权利要求1～5中任意一项所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述步骤s3中，整星级被动隔热措施为：优化航天器的构型和太阳电池阵的布局，调整由多功能结构电池集成的一体化舱板在卫星本体上的位置，使舱板避免直接受到太阳辐射或向冷黑空间辐射。9.根据权利要求1～5中任意一项中所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述步骤s4中，采用ansys软件或ug软件建立所述多功能结构电池的热分析模型；所述多功能结构电池的边界条件具体是将含多功能结构电池的一体化舱板的侧面设置为恒定温度。10.根据权利要求1～5中任意一项中所述的一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，其特征在于，所述步骤s5中，所述控温逻辑的参数包括控温区间的上限、控温区间的下限和最大允许温差中任意一种或两种以上。

技术总结
本发明公开一种航天多功能结构电池的主被动综合热控设计方法，属于航天热控技术领域。该方法首先根据多功能结构电池的构型、热耗参数以及热物性参数，分别设计分布式主动控制措施和基于多级控温的被动热控措施；然后采用商业热分析软件建立多功能结构电池的热分析模型，设置多功能结构电池的边界条件，进行在轨工况热分析，得到多功能结构电池的温度场分布；最后评估多功能结构电池的温度范围和温差是否满足指标要求。本发明为航天器多功能结构电池提供了一种有效的主被动综合热控设计方案，满足了电池的工作温度要求和单体电池间的温差要求，具有良好的适应性和可靠性。具有良好的适应性和可靠性。具有良好的适应性和可靠性。


技术研发人员：王杰 李东旭 朱仕尧 范才智 刘望 吴军
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：2021.12.03
技术公布日：2022/3/8