本發(fā)明涉及空間飛行器用熱控產(chǎn)品，尤其是一種空間用新型柔性散熱薄膜。

背景技術(shù)：

常規(guī)衛(wèi)星型號開設(shè)散熱面，主要通過在艙體結(jié)構(gòu)上噴涂低太陽吸收率、高發(fā)射率的涂層，向空間排散熱量。由于嫦娥五號軌道器外熱流變化劇烈，且內(nèi)部熱耗較大，因此需要開設(shè)較大面積的散熱面才能滿足熱量排散的需求。但是受運載火箭能力限制，軌道器重量要求嚴格，導(dǎo)致軌道器儀器安裝盤區(qū)域缺少艙體結(jié)構(gòu)，無法通過噴漆的方式開設(shè)散熱面，因此必須在無艙體結(jié)構(gòu)基底的條件下為軌道器開設(shè)輕質(zhì)高效散熱面，既解決整器的散熱問題，又能有效控制開設(shè)散熱面帶來的重量增加。

現(xiàn)有技術(shù)中將F46鍍銀二次表面鏡1粘貼在空間飛行器艙體或單機需要開設(shè)的散熱面，但又不易噴漆的區(qū)域，從而用于向空間排散熱量；將黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3粘貼在空間飛行器艙內(nèi)表面或單機表面，從而加強飛行器艙內(nèi)的換熱能力。但是上述技術(shù)均需要艙體或單機的結(jié)構(gòu)表面作為基底，在無結(jié)構(gòu)基底的位置無法實施。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了解決嫦娥五號軌道器儀器安裝盤區(qū)域缺少艙體結(jié)構(gòu)，無法通過噴漆的方式開設(shè)散熱面的問題，本發(fā)明提供了一種空間用新型柔性散熱薄膜，可在無艙體結(jié)構(gòu)的條件下，根據(jù)飛行器的散熱需求，開設(shè)柔性散熱面，同時將散熱面對整器重量的影響降至最低。

本發(fā)明的目的通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)：空間用新型柔性散熱薄膜，包括通過聚酰亞胺雙面壓敏膠粘合的F46鍍銀二次表面鏡和黑色滲碳聚酰亞胺薄膜。

優(yōu)選地，所述F46鍍銀二次表面鏡和黑色滲碳聚酰亞胺薄膜之間不存在空隙。

優(yōu)選地，還包括用于固定柔性散熱薄膜的尼龍搭扣。

優(yōu)選地，還包括用于固定柔性散熱薄膜的扣片。

優(yōu)選地，還包括用于固定柔性散熱薄膜的壓敏膠。

本發(fā)明具有以下有益效果：

使用聚酰亞胺雙面壓敏膠將F46鍍銀二次表面鏡和黑色滲碳聚酰亞胺薄膜貼合在一起，能夠在無艙體結(jié)構(gòu)基底的條件下為空間飛行器開設(shè)散熱面，利用黑色滲碳聚酰亞胺薄膜吸收艙內(nèi)熱量，利用F46鍍銀二次表面鏡向空間排散熱量。由于散熱薄膜的厚度遠遠小于艙體結(jié)構(gòu)(如蜂窩板等)，散熱薄膜的重量遠遠小于艙體結(jié)構(gòu)噴漆的重量，因此有利于飛行器的輕量化設(shè)計。同時，利用薄膜材料本身的柔性，可以根據(jù)散熱面開設(shè)的需求，對散熱面的構(gòu)型進行適應(yīng)性調(diào)整(如彎曲等)。此外，散熱薄膜兩側(cè)的溫差由于薄膜厚度較小，相對于艙體結(jié)構(gòu)(如蜂窩板等)的溫差更小，有利于艙內(nèi)熱量向外排散。因此，本發(fā)明取得了輕量化、柔性設(shè)計、高效散熱等有益效果。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實施例空間用新型柔性散熱薄膜的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中：1-F46鍍銀二次表面鏡；2-聚酰亞胺雙面壓敏膠；3-黑色滲碳聚酰亞胺薄膜；4-尼龍搭扣、扣片或壓敏膠。

圖2為本發(fā)明實施例所得的空間飛行器用散熱薄膜的測試曲線圖。

具體實施方式

下面結(jié)合具體實施例對本發(fā)明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當指出的是，對本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。

如圖1所示，本發(fā)明實施例提供了空間用新型柔性散熱薄膜，包括通過聚酰亞胺雙面壓敏膠2粘合的F46鍍銀二次表面鏡1和黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3，所述F46鍍銀二次表面鏡和黑色滲碳聚酰亞胺薄膜之間不存在空隙，還包括固定用的尼龍搭扣、扣片或壓敏膠。

本具體實施將F46鍍銀二次表面鏡1朝向飛行器艙外方向，利用其低太陽吸收率、高紅外發(fā)射率的特點，向空間排散熱量。黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3朝向飛行器艙內(nèi)方向，利用其高紅外吸收率和高紅外發(fā)射率的特點，吸收艙內(nèi)熱量。聚酰亞胺雙面壓敏膠2用于粘合F46鍍銀二次表面鏡1與黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3，保證二者之間不存在空隙，從而利用三層薄膜的導(dǎo)熱，將黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3吸收的艙內(nèi)熱量傳導(dǎo)至F46鍍銀二次表面鏡1。由于薄膜結(jié)構(gòu)的厚度較小，因此可以根據(jù)散熱區(qū)域的實際需求進行適應(yīng)性調(diào)整(如彎曲等)，有利于復(fù)雜結(jié)構(gòu)表面的散熱面設(shè)計。尼龍搭扣、扣片或壓敏膠4用于將本發(fā)明固定或支撐在飛行器需要開設(shè)散熱面的區(qū)域。由上所述，本發(fā)明不受艙體結(jié)構(gòu)限制，可根據(jù)飛行器散熱需求，在需要散熱的區(qū)域開設(shè)散熱面，實現(xiàn)了散熱面的柔性設(shè)計和輕量化設(shè)計。同時，本發(fā)明通過熱傳導(dǎo)的方式，將熱量由黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3傳導(dǎo)至F46鍍銀二次表面鏡1，由于薄膜厚度遠遠小于艙體結(jié)構(gòu)基底(如蜂窩板等)，因此熱傳導(dǎo)的效率遠遠高于艙體結(jié)構(gòu)基底(如蜂窩板等)，從而實現(xiàn)了飛行器的高效熱排散。

圖2為本發(fā)明空間飛行器用散熱薄膜的測試曲線圖，如圖2所示，在-60℃～+15℃范圍內(nèi)，本散熱薄膜F46鍍銀二次表面鏡1與黑色滲碳聚酰亞胺薄膜3兩側(cè)之間的溫差均小于2℃(小于艙體結(jié)構(gòu)基底的傳熱溫差)。

通過地面試驗和整器熱平衡試驗表明，本發(fā)明能夠在無艙體結(jié)構(gòu)基底的條件下為飛行器開設(shè)散熱面，實現(xiàn)散熱面的輕量化；通過地面試驗和整器熱平衡試驗，分析相關(guān)數(shù)據(jù)后得出：本發(fā)明能夠減小傳熱溫差，實現(xiàn)整器熱量的高效排散。

以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實質(zhì)內(nèi)容。