專利名稱：一種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及航天器總體設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體地，是指ー種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
太陽(yáng)系內(nèi)的各大行星探測(cè)一直是人類深空探測(cè)的主要任務(wù)。但是由于距離遙遠(yuǎn)，航天器往往需要攜帯充足的推進(jìn)器燃料，保證航天器能夠達(dá)到任務(wù)要求的軌道并維持一定的時(shí)間。大氣制動(dòng)技術(shù)的提出和應(yīng)用可以大大減少行星探測(cè)航天器變軌所需的燃料消耗，降低航天器的發(fā)射成本。大氣制動(dòng)就是利用目標(biāo)行星的環(huán)繞大氣對(duì)航天器的阻力作用，減小航天器的軌道半長(zhǎng)軸和偏心率，使其變成或接近任務(wù)要求的環(huán)目標(biāo)行星軌道。在太陽(yáng)系里，除了水星以外的其它行星都有大氣層，因此，在太陽(yáng)系范圍內(nèi)的行星探測(cè)任務(wù)中，大氣制動(dòng)技術(shù)是很有實(shí)際意義的。 第一次成功應(yīng)用大氣制動(dòng)技術(shù)是在1993年的“麥哲倫”金星探測(cè)任務(wù)中，在70天時(shí)間里通過(guò)750次的金星大氣穿越，將捕獲軌道的偏心率從O. 3降低到O. 03。在火星探測(cè)任務(wù)中，第一次應(yīng)用大氣制動(dòng)技術(shù)是1997年的“火星全球勘測(cè)者”號(hào)，它把火星捕獲軌道的軌道周期從45小時(shí)降低到大約2小吋，總共節(jié)省了大約1200m/s的速度増量。第二次應(yīng)用火星大氣制動(dòng)技術(shù)是2001年的“火星奧德賽”號(hào)，在該任務(wù)中大氣制動(dòng)總共節(jié)省了大約1100m/S的速度増量。幾次成功的任務(wù)應(yīng)用表明，大氣制動(dòng)技術(shù)對(duì)于火星探測(cè)任務(wù)的價(jià)值極大。在這些任務(wù)中，大氣制動(dòng)技術(shù)極大程度地減少了航天器的發(fā)射成本，具有重大的價(jià)值。在大氣制動(dòng)過(guò)程中，高速飛行航天器與行星大氣摩擦產(chǎn)生氣動(dòng)熱，航天器表面熱流率達(dá)到幾千瓦每平方米，表面溫度會(huì)上升至上百攝氏度。同時(shí)為了保證航天器內(nèi)部元器件的正常運(yùn)行，采用各種主動(dòng)和被動(dòng)的熱控方式，使航天器艙內(nèi)溫度維持在常溫狀態(tài)(通常是10 20°C)。因此航天器內(nèi)外溫差將達(dá)到幾十度，甚至上百度。但是，溫差并沒(méi)有很好的利用。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問(wèn)題，提出ー種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，本發(fā)明利用溫差來(lái)發(fā)電，并且儲(chǔ)存起來(lái)，在必要的時(shí)候提供給航天器部分的電能需求。當(dāng)在距離太陽(yáng)較遠(yuǎn)的行星探測(cè)任務(wù)，太陽(yáng)電池陣所能提供的電源功率較少，因此利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生的氣動(dòng)熱溫差發(fā)電具有很大的應(yīng)用價(jià)值。ー種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，包括溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層、蓄電池組和電源控制單元；溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層固定在航天器主艙外，蓄電池組和電源控制單元固定在航天器主艙內(nèi)；溫差發(fā)電塊固定在與來(lái)流大氣接觸的航天器主艙壁上，溫差發(fā)電塊的外面包絡(luò)金屬導(dǎo)熱層，金屬導(dǎo)熱層與來(lái)流大氣摩擦升溫，形成熱端，溫差發(fā)電塊與航天器主艙接觸的面形成冷端，溫差發(fā)電塊產(chǎn)生電流，溫差發(fā)電塊的供電輸出端ロ的正極、負(fù)極分別與蓄電池組的正極、負(fù)極相連，對(duì)蓄電池組充電；蓄電池組與電源控制單元相連，通過(guò)電源控制単元對(duì)航天器的用電設(shè)備供電。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于(I)有效利用大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱進(jìn)行發(fā)電；(2)彌補(bǔ)航天器處于太陽(yáng)輻射較弱區(qū)或陰影區(qū)的供電問(wèn)題；(3)減弱迎流面局部氣動(dòng)熱累積對(duì)航天器表面材料的損害；(4)該供電系統(tǒng)簡(jiǎn)單、可靠，且適用性強(qiáng)。


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圖I為本發(fā)明的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。圖中I-航天器主艙2-溫差發(fā)電塊3-金屬導(dǎo)熱層4-蓄電池組5-電源控制單元 6-隔熱層7-熱導(dǎo)管8-主動(dòng)熱控設(shè)備 9-散熱窗ロ10-航天器主艙壁11-太陽(yáng)電池陣12-來(lái)流大氣
具體實(shí)施例方式下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)ー步的詳細(xì)說(shuō)明。本發(fā)明是ー種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，如圖I所示，包括溫差發(fā)電塊2、金屬導(dǎo)熱層3、蓄電池組4和電源控制単元5。航天器主艙I上安裝有太陽(yáng)電池陣11，航天器主艙I相對(duì)于來(lái)流大氣12具有相對(duì)速度V，部分航天器主艙壁10被太陽(yáng)電池陣11擋住，不與來(lái)流大氣12接觸，溫差發(fā)電塊2固定在與來(lái)流大氣12接觸的航天器主艙壁10上，溫差發(fā)電塊2包括若干個(gè)發(fā)電塊，發(fā)電塊以串聯(lián)或并聯(lián)方式連接排列，溫差發(fā)電塊2的外面包絡(luò)金屬導(dǎo)熱層3，金屬導(dǎo)熱層3與來(lái)流大氣12摩擦升溫，形成熱端，溫差發(fā)電塊2與航天器主艙I接觸的面形成冷端；由于金屬導(dǎo)熱層3和航天器主艙壁10存在溫差，溫差發(fā)電塊2產(chǎn)生電流，溫差發(fā)電塊2的供電輸出端ロ的正極、負(fù)極分別與航天器主艙I內(nèi)的蓄電池組4的正極、負(fù)極相連，對(duì)蓄電池組4充電。蓄電池組4與航天器主艙I內(nèi)的電源控制単元5相連，通過(guò)電源控制單元5對(duì)航天器的用電設(shè)備供電。航天器內(nèi)的用電設(shè)備包括主動(dòng)熱控設(shè)備8、空間探測(cè)設(shè)備、對(duì)地通信設(shè)備、姿軌控制単元和噴氣反應(yīng)控制設(shè)備等。航天器主艙壁10的內(nèi)部安裝熱導(dǎo)管7，將航天器主艙I前部的氣動(dòng)熱傳導(dǎo)到航天器主艙I的其它部位，并且向空間散發(fā)掉，在不與來(lái)流大氣12接觸的航天器主艙壁10上安裝隔熱層6，隔熱層6上設(shè)有若干個(gè)散熱窗ロ 9，本發(fā)明中設(shè)為3個(gè)，主動(dòng)熱控設(shè)備8安裝在航天器主艙I內(nèi)部，通過(guò)電源控制單元5進(jìn)行供電，保證航天器主艙I內(nèi)部的溫度維持在常溫狀態(tài)。根據(jù)不同的航天器相對(duì)于氣流速度、不同的大氣密度和不同的航天器迎流面積，本發(fā)明提出的航天器溫差發(fā)電系統(tǒng)可以獲得不同的電量。相對(duì)于氣流的速度越大、大氣密度越大、迎流面積越大，本發(fā)電系統(tǒng)獲得的電量越大。這在深空探測(cè)任務(wù)中具有很大的應(yīng)用前景，特別是在距離太陽(yáng)較遠(yuǎn)的行星探測(cè)任務(wù)中，由于太陽(yáng)輻射較弱，太陽(yáng)電池陣所能提供的電源功率有限，氣動(dòng)熱溫差發(fā)電系統(tǒng)的加入可以增大航天器電源輸出功率，提高星載設(shè)備的工作能力
權(quán)利要求
1.一種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，其特征在于，包括溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層、蓄電池組和電源控制單元； 溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層固定在航天器主艙外，蓄電池組和電源控制單元固定在航天器主艙內(nèi)；溫差發(fā)電塊固定在與來(lái)流大氣接觸的航天器主艙壁上，溫差發(fā)電塊的外面包絡(luò)金屬導(dǎo)熱層，金屬導(dǎo)熱層與來(lái)流大氣摩擦升溫，形成熱端，溫差發(fā)電塊與航天器主艙接觸的面形成冷端，溫差發(fā)電塊產(chǎn)生電流，溫差發(fā)電塊的供電輸出端口的正極、負(fù)極分別與蓄電池組的正極、負(fù)極相連，對(duì)蓄電池組充電；蓄電池組與電源控制單元相連，通過(guò)電源控制單元對(duì)航天器的用電設(shè)備供電。
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的一種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，其特征在于，所述的溫差發(fā)電塊包括若干個(gè)發(fā)電塊，發(fā)電塊以串聯(lián)或并聯(lián)方式連接排列。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種利用航天器大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱的溫差發(fā)電系統(tǒng)，包括溫差發(fā)電塊、金屬導(dǎo)熱層、蓄電池組和電源控制單元；溫差發(fā)電塊固定在與來(lái)流大氣接觸的航天器主艙壁上，溫差發(fā)電塊的外面包絡(luò)金屬導(dǎo)熱層，金屬導(dǎo)熱層與來(lái)流大氣摩擦升溫，形成熱端，溫差發(fā)電塊與航天器主艙接觸的面形成冷端，溫差發(fā)電塊的供電輸出端口的正極、負(fù)極分別與蓄電池組的正極、負(fù)極相連，對(duì)蓄電池組充電；蓄電池組與電源控制單元相連，通過(guò)電源控制單元對(duì)航天器的用電設(shè)備供電。本發(fā)明有效利用大氣制動(dòng)過(guò)程氣動(dòng)熱進(jìn)行發(fā)電，彌補(bǔ)航天器處于太陽(yáng)輻射較弱區(qū)或陰影區(qū)的供電問(wèn)題，減弱迎流面局部氣動(dòng)熱累積對(duì)航天器表面材料的損害，供電系統(tǒng)簡(jiǎn)單、可靠，適用性強(qiáng)。
文檔編號(hào)H02N11/00GK102664563SQ20121012346
公開(kāi)日2012年9月12日 申請(qǐng)日期2012年4月24日 優(yōu)先權(quán)日2012年4月24日
發(fā)明者徐世杰, 陳統(tǒng), 馬紅亮 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)