本發(fā)明涉及航空設備技術領域，具體地，涉及一種浮空器吊艙、浮空器。

背景技術：

臨近空間是目前人類開發(fā)比較小，但非常重要的空間區(qū)域，在此空間區(qū)域航行的空間飛行器是臨近空間飛行器。臨近空間飛行器的諸多電子設備集中安裝在飛行器艙體的安裝空間中，導致艙體內(nèi)的發(fā)熱功率非常大。艙體中的電子設備能夠正常工作的基本條件是艙體內(nèi)需要提供一個溫度相對穩(wěn)定的艙內(nèi)環(huán)境。但是，艙內(nèi)環(huán)境的溫度變化受到臨近空間的環(huán)境溫度變化、大氣氣壓變化、大氣密度表話以及太陽輻射變化等因素的影響。因此，艙體內(nèi)部可能會出現(xiàn)白天溫度過高，夜間溫度過低的問題。由于臨近空間飛行器的能源管理非常嚴格和緊張，吊艙不適宜采用主動溫控策略(使用加熱保溫裝置進行保溫操作，使用散熱降溫裝置進行散熱降溫)，因而導致吊艙內(nèi)的溫度控制難度較大。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種飛行器艙體及具有其的空間飛行器，旨在解決現(xiàn)有技術中飛行器艙體內(nèi)的溫度控制難度大的問題。

為解決上述技術問題，本發(fā)明的技術方案是：提供一種浮空器吊艙，包括：下箱體；上箱體，上箱體蓋設在下箱體上且上箱體的側面與下箱體的側面在豎直方向上有重疊，上箱體連接下箱體且相對于下箱體可上下移動，下箱體和上箱體形成用于安裝儀器設備的安裝空間；其中，下箱體的外表面上涂覆有第一熱控涂層，下箱體的內(nèi)表面上涂覆有第二熱控涂層，第一熱控涂層為低太陽吸收率高發(fā)射率熱控涂層，第二熱控涂層為高發(fā)射率熱控涂層，低太陽吸收率為太陽光吸收率小于0.15，高發(fā)射率為紅外輻射的輻射率大于0.8。

進一步地，上箱體的外表面上涂覆有第三熱控涂層，上箱體的內(nèi)表面上涂覆有第四熱控涂層，第三熱控涂層為低太陽吸收率高發(fā)射率熱控涂層，第四熱控涂層為高發(fā)射率熱控涂層。

進一步地，下箱體和上箱體之間設置有傳動機構，傳動機構的兩端分別與下箱體和上箱體連接，通過傳動機構驅(qū)動上箱體相對于下箱體上下移動。

進一步地，傳動機構包括驅(qū)動電機、傳動螺紋桿及旋合螺母，驅(qū)動電機與傳動螺紋桿或旋合螺母之間驅(qū)動連接，旋合螺母與傳動螺紋桿相互嚙合，并在驅(qū)動電機的作用下相對旋轉(zhuǎn)，傳動螺紋桿或旋合螺母的其中之一與下箱體連接，另一個與上箱體固定連接，傳動螺紋桿沿豎直方向延伸。

進一步地，傳動螺紋桿和旋合螺母的數(shù)量分別為多個。

進一步地，下箱體與上箱體均為長方體形狀，且下箱體的外側面與上箱體的內(nèi)側面相接觸，上箱體相對于下箱體的向上運動以使上箱體與下箱體的接觸面積減小。

進一步地，傳動螺紋桿的數(shù)量為四個，四個傳動螺紋桿分別設置在鄰近于上箱體的四角處。

進一步地，安裝空間內(nèi)設置有溫度傳感器和控制器，溫度傳感器與控制器電連接，控制器與傳動機構電連接，控制器根據(jù)溫度傳感器檢測到的安裝空間內(nèi)的溫度數(shù)據(jù)控制傳動機構的動作。

進一步地，第一熱控涂層和第三熱控涂層為鋁膜或低太陽吸收率高發(fā)射率有機硅熱控涂層。

進一步地，第二熱控涂層和第四熱控涂層為石墨薄膜或C/C復合材料。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種浮空器，該浮空器包括前述的浮空器吊艙。

進一步地，該浮空器還包括囊體，浮空器吊艙設置于囊體的下方。

本發(fā)明中，首先通過第二熱控涂層將安裝空間內(nèi)的熱量吸收并傳遞到下箱體，然后第一熱控涂層吸收下箱體上的熱量，在飛行器艙體飛行的過程，飛行器艙體外的氣流與第一熱控涂層接觸，從而將熱量帶走，達到散熱降溫的目的。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的飛行器艙體的實施例的外部結構示意圖；

圖2是圖1中A-A的剖視結構示意圖。

在附圖中：

10、下箱體；11、第一熱控涂層；12、第二熱控涂層；20、上箱體；

21、第三熱控涂層；22、第四熱控涂層；30、傳動機構；31、驅(qū)動電機；

32、傳動螺紋桿；100、儀器設備。

具體實施方式

為了使本發(fā)明的目的、技術方案及優(yōu)點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發(fā)明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā)明。

需要說明的是，當元件被稱為“固定于”或“設置于”另一個元件，它可以直接在另一個元件上或者間接在該另一個元件上。當一個元件被稱為“連接于”另一個元件，它可以是直接連接到另一個元件或者間接連接至該另一個元件上。

還需要說明的是，本實施例中的左、右、上、下等方位用語，僅是互為相對概念或是以產(chǎn)品的正常使用狀態(tài)為參考的，而不應該認為是具有限制性的。

如圖1和圖2所示，本實施例的飛行器艙體包括下箱體10和上箱體20，上箱體20蓋設在下箱體10上且上箱體20的側面與下箱體10的側面在豎直方向上有重疊，上箱體20連接下箱體10且相對于下箱體10可上下移動，下箱體10和上箱體20形成用于安裝儀器設備100的安裝空間，下箱體10的外表面上涂覆有第一熱控涂層11，下箱體10的內(nèi)表面上涂覆有第二熱控涂層12，第一熱控涂層11為低太陽吸收率高發(fā)射率熱控涂層，第二熱控涂層12為高發(fā)射率熱控涂層，通過第一熱控涂層11和第二熱控涂層12對安裝空間內(nèi)的熱量進行散熱。

本實施例的第一熱控涂層11是低太陽吸收率高發(fā)射率的熱控涂層，第二熱控涂層12是高發(fā)射率的熱控涂層，第一熱控涂層11和第二熱控涂層12均具有吸收熱量的功能。在本發(fā)明中，低太陽吸收率的熱控涂層是指吸收太陽能熱量降低的材料涂層，其中，該種材料涂層的太陽吸收率小于0.15；高發(fā)射率熱控涂層是指具有高紅外輻射能力的材料涂層，發(fā)射率是指紅外輻射的輻射率其中，高發(fā)射率是指紅外輻射的輻射率大于0.8。第一熱控涂層11同時兼具低太陽吸收率和高發(fā)射率兩種特性。熱控涂層是航天器領域的常用涂料，可以最大限度地減少航天器和周圍宇宙空間不可調(diào)節(jié)的熱交換，以控制和調(diào)節(jié)外部惡劣的熱環(huán)境及其變化對航天器的影響，這樣可以減少航天器內(nèi)部的溫度波動，以滿足大部分儀器設備的溫度范圍要求。本實施例即應用航天器領域的熱控涂層來實現(xiàn)本發(fā)明實施例的相應效果，如本實施例的低太陽吸收高發(fā)射率的熱控涂層可以為鋁膜或低太陽吸收率高發(fā)射率有機硅熱控涂層，高發(fā)射率的熱控涂層可以為石墨薄膜或C/C復合材料(即炭/炭復合材料，C/C復合材料是指以炭纖維或其織物為增強相，以化學氣相滲透的熱解炭或液相浸漬－炭化的樹脂炭、瀝青炭為基體組成的一種純炭多相結構；C/C復合材料是一種新型高性能結構、功能復合材料，具有高強度、高模量、高斷裂韌性、高導熱、隔熱優(yōu)異和低密度等優(yōu)異特性)。

在飛行器艙體內(nèi)的儀器設備100運行過程中產(chǎn)生熱量，熱量在安裝空間內(nèi)積累，導致安裝空間內(nèi)的溫度升高。應用本實施例的飛行器艙體，首先通過第二熱控涂層12將安裝空間內(nèi)的熱量吸收并傳遞到下箱體10，然后第一熱控涂層11吸收下箱體10上的熱量，在飛行器艙體飛行的過程，飛行器艙體外的氣流與第一熱控涂層11接觸，從而將熱量帶走，達到散熱降溫的目的。此外飛行器艙體在飛行過程中，由于艙體內(nèi)部和艙體外部之間的氣壓差，因而艙體內(nèi)外之間形成了流動的氣流，也能帶走一部分熱量，以進一步對飛行器艙體進行散熱降溫。

為了進一步提高對飛行器艙體進行散熱降溫的冷卻效果，如圖2所示，本實施例的飛行器艙體的下箱體10上箱體20的外表面上涂覆有第三熱控涂層21，上箱體20的內(nèi)表面上涂覆有第四熱控涂層22，第三熱控涂層21與第一熱控涂層11的功能相同，為低太陽吸收率高發(fā)射率的熱控涂層，第四熱控涂層22與第二熱控涂層12的功能相同，為高發(fā)射率的熱控涂層。本實施例，通過第三熱控涂層21和第四熱控涂層22吸收安裝空間內(nèi)的熱量，并結合第一熱控涂層11和第二熱控涂層12對飛行器艙體進行散熱。在本實施例中，第一熱控涂層11、第二熱控涂層12、第三熱控涂層21以及第四熱控涂層22的高發(fā)射率大小通過計算或仿真模擬得到。

在本實施例中，下箱體10和上箱體20之間設置有傳動機構30，具體地，傳動機構30包括驅(qū)動電機31、傳動螺紋桿32和旋合螺母(未圖示)，驅(qū)動電機31與傳動螺紋桿32之間驅(qū)動連接或者驅(qū)動電機31與旋合螺母之間驅(qū)動連接，并且旋合螺母與傳動螺紋桿32相互嚙合，并且兩者在驅(qū)動電機31的驅(qū)動作用下相對旋轉(zhuǎn)，傳動機構30的兩端分別與下箱體10和上箱體20連接，即傳動螺紋桿32的一端與下箱體10連接，傳動螺紋桿32的另一端上的旋合螺母與上箱體20固定連接(或者旋合螺母與下箱體10連接，傳動螺紋桿32與上箱體20固定連接)，通過傳動機構30使上箱體20相對于下箱體10移動。并且，在本實施例的飛行器艙體的安裝空間內(nèi)設置有溫度傳感器和控制器，溫度傳感器與控制器電連接，控制器與傳動機構30電連接，控制器根據(jù)溫度傳感器檢測到的安裝空間內(nèi)的溫度數(shù)據(jù)控制傳動機構30的動作。

在飛行器艙體運行過程中，安裝空間內(nèi)的熱量積累得越來越多，此時溫度傳感器檢測安裝空間內(nèi)的溫度升高變化，并將檢測得到的溫度數(shù)據(jù)傳輸至控制器中，控制器獲得溫度升高變化的數(shù)據(jù)之后，向傳動機構30的驅(qū)動電機31輸出動作指令，從而控制驅(qū)動電機31帶動傳動螺紋桿32轉(zhuǎn)動，然后帶動上箱體20相對于下箱體10移動伸出，此時安裝空間的容積增大，安裝空間內(nèi)形成的空氣對流增強而帶走更多的熱量，并且使得第二熱控涂層12和第四熱控涂層22的直接吸收熱量的表面積增大，進一步提高熱量傳遞速率而達到散熱降溫的目的。當安裝空間內(nèi)的溫度下降之后，溫度傳感器檢測溫度數(shù)據(jù)并傳輸至控制，控制器此時控制驅(qū)動電機31轉(zhuǎn)動以驅(qū)動傳動螺紋桿32轉(zhuǎn)動，從而帶動上箱體20移動縮回，這時安裝空間的容積變小，第二熱控涂層12和第四熱控涂層22的直接吸收熱量的表面積變小，使得安裝空間內(nèi)的溫度升高，從而實現(xiàn)保溫的目的。這樣，溫度傳感器通過不斷檢測安裝空間內(nèi)的溫度變化，然后通過控制器控制傳動機構30而改變安裝空間的容積以及第二熱控涂層12和第四熱控涂層22的能夠吸收熱量的表面積，從而維持安裝空間內(nèi)的環(huán)境溫度處于一定的區(qū)間范圍，保證飛行器艙體內(nèi)的儀器設備100能夠正常工作運行。

具體地，如圖2所示，本實施例的傳動螺紋桿32和旋合螺母的數(shù)量分別為多個，優(yōu)選地，傳動螺紋桿32為四個，四個傳動螺紋桿32均勻分布在下箱體10和上箱體20之間，優(yōu)選地，四個傳動螺紋桿32一一對應地設置在鄰近于上箱體20的四角處，并且每個傳動螺紋桿32或者旋合螺母對應一個驅(qū)動電機31。在傳動機構30動作時，控制器控制四個驅(qū)動電機31同時工作，以帶動上箱體20移動。

并且下箱體10與上箱體20均為長方體形狀，下箱體10的外側面與上箱體20的內(nèi)側面相接觸，即下箱體10的外側與上箱體20的內(nèi)側相貼合接觸，使得安裝空間內(nèi)的熱量能夠在下箱體10與上箱體20之間傳遞(下箱體10與上箱體20之間的熱量傳遞無需經(jīng)過空氣介質(zhì)進行傳遞)，從而加快了熱量傳遞的速率，提高散熱降溫效率。在調(diào)節(jié)安裝空間內(nèi)的熱量過程中，上箱體20相對于下箱體10的向上運動以使上箱體20與下箱體10的接觸面積減小，反之則兩者之間的接觸面積增大。

將儀器設備100安裝在安裝空間內(nèi)時，儀器設備100與下箱體10的部分內(nèi)側面相接觸地設置，具體地，儀器設備100與下箱體10的底部內(nèi)側相接觸，這樣儀器設備100在工作運行過程中所產(chǎn)生的熱量中部分直接傳遞至下箱體10而向外擴散，從而提高散熱降溫效率。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供了一種浮空器。該浮空器具有前述的浮空器吊艙，并且該浮空器還包括囊體，浮空器吊艙設置于該囊體的下方。在浮空器中，浮空器吊艙的下箱體10和上箱體20的尺寸大小通過相關的儀器設備100的發(fā)熱量以及使用環(huán)境的最低環(huán)境溫度和最高環(huán)境溫度計算或者仿真模擬確定。

以上僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。