技术领域

[0001] 本发明涉及航空设备技术领域， 具体地， 涉及一种浮空器吊舱、 浮空器。

背景技术

[0002] 临近空间是目前人类幵发比较小， 但非常重要的空间区域， 在此空间区域航行 的空间飞行器是临近空间飞行器。 临近空间飞行器的诸多电子设备集中安装在 飞行器舱体的安装空间中， 导致舱体内的发热功率非常大。 舱体中的电子设备 能够正常工作的基本条件是舱体内需要提供一 个温度相对稳定的舱内环境。 但 是， 舱内环境的温度变化受到临近空间的环境温度 变化、 大气气压变化、 大气 密度表话以及太阳辐射变化等因素的影响。 。

技术问题

[0003] 因此， 舱体内部可能会出现白天温度过高， 夜间温度过低的问题。 由于临近空 间飞行器的能源管理非常严格和紧张， 吊舱不适宜采用主动温控策略 （使用加 热保温装置进行保温操作， 使用散热降温装置进行散热降温） ， 因而导致吊舱 内的温度控制难度较大。

问题的解决方案

技术解决方案

[0004] 本发明的目的在于提供一种飞行器舱体及具有 其的空间飞行器， 旨在解决现有 技术中飞行器舱体内的温度控制难度大的问题 。

[0005] 为解决上述技术问题， 本发明的技术方案是： 提供一种浮空器吊舱， 包括： 下 箱体； 上箱体， 上箱体盖设在下箱体上且上箱体的侧面与下箱 体的侧面在竖直 方向上有重叠， 上箱体连接下箱体且相对于下箱体可上下移动 ， 下箱体和上箱 体形成用于安装仪器设备的安装空间； 其中， 下箱体的外表面上涂覆有第一热 控涂层， 下箱体的内表面上涂覆有第二热控涂层， 第一热控涂层为低太阳吸收 率高发射率热控涂层， 第二热控涂层为高发射率热控涂层， 低太阳吸收率为太 阳光吸收率小于 0.15， 高发射率为红外辐射的辐射率大于 0.8。 [0006] 进一步地， 上箱体的外表面上涂覆有第三热控涂层， 上箱体的内表面上涂覆有 第四热控涂层， 第三热控涂层为低太阳吸收率高发射率热控涂 层， 第四热控涂 层为高发射率热控涂层。

[0007] 进一步地， 下箱体和上箱体之间设置有传动机构， 传动机构的两端分别与下箱 体和上箱体连接， 通过传动机构驱动上箱体相对于下箱体上下移 动。

[0008] 进一步地， 传动机构包括驱动电机、 传动螺纹杆及旋合螺母， 驱动电机与传动 螺纹杆或旋合螺母之间驱动连接， 旋合螺母与传动螺纹杆相互啮合， 并在驱动 电机的作用下相对旋转， 传动螺纹杆或旋合螺母的其中之一与下箱体连 接， 另 一个与上箱体固定连接， 传动螺纹杆沿竖直方向延伸。

[0009] 进一步地， 传动螺纹杆和旋合螺母的数量分别为多个。

[0010] 进一步地， 下箱体与上箱体均为长方体形状， 且下箱体的外侧面与上箱体的内 侧面相接触， 上箱体相对于下箱体的向上运动以使上箱体与 下箱体的接触面积 减小。

[0011] 进一步地， 传动螺纹杆的数量为四个， 四个传动螺纹杆分别设置在邻近于上箱 体的四角处。

[0012] 进一步地， 安装空间内设置有温度传感器和控制器， 温度传感器与控制器电连 接， 控制器与传动机构电连接， 控制器根据温度传感器检测到的安装空间内的 温度数据控制传动机构的动作。

[0013] 进一步地， 第一热控涂层和第三热控涂层为铝膜或低太阳 吸收率高发射率有机 硅热控涂层。

[0014] 进一步地， 第二热控涂层和第四热控涂层为石墨薄膜或 C/C复合材料。

[0015] 根据本发明的另一方面， 提供了一种浮空器， 该浮空器包括前述的浮空器吊舱

[0016] 进一步地， 该浮空器还包括囊体， 浮空器吊舱设置于囊体的下方。

发明的有益效果

有益效果

[0017] 本发明中， 首先通过第二热控涂层将安装空间内的热量吸 收并传递到下箱体， 然后第一热控涂层吸收下箱体上的热量， 在飞行器舱体飞行的过程， 飞行器舱 体外的气流与第一热控涂层接触， 从而将热量带走， 达到散热降温的目的。 对附图的简要说明

附图说明

[0018] 图 1是本发明的飞行器舱体的实施例的外部结构� �意图；

[0019] 图 2是图 1中 A-A的剖视结构示意图。

[0020] 在附图中：

[0021] 10、 下箱体； 11、 第一热控涂层； 12、 第二热控涂层； 20、 上箱体；

[0022] 21、 第三热控涂层； 22、 第四热控涂层； 30、 传动机构； 31、 驱动电机； [0023] 32、 传动螺纹杆； 100、 仪器设备。

本发明的实施方式

[0024] 为了使本发明的目的、 技术方案及优点更加清楚明白， 以下结合附图及实施例 ， 对本发明进行进一步详细说明。 应当理解， 此处所描述的具体实施例仅仅用 以解释本发明， 并不用于限定本发明。

[0025] 需要说明的是， 当元件被称为 "固定于"或"设置于"另一个元件， 它可以直接在 另一个元件上或者间接在该另一个元件上。 当一个元件被称为"连接于 "另一个元 件， 它可以是直接连接到另一个元件或者间接连接 至该另一个元件上。

[0026] 还需要说明的是， 本实施例中的左、 右、 上、 下等方位用语， 仅是互为相对概 念或是以产品的正常使用状态为参考的， 而不应该认为是具有限制性的。

[0027] 如图 1和图 2所示， 本实施例的飞行器舱体包括下箱体 10和上箱体 20， 上箱体 20 盖设在下箱体 10上且上箱体 20的侧面与下箱体 10的侧面在竖直方向上有重叠， 上箱体 20连接下箱体 10且相对于下箱体 10可上下移动， 下箱体 10和上箱体 20形 成用于安装仪器设备 100的安装空间， 下箱体 10的外表面上涂覆有第一热控涂层 11， 下箱体 10的内表面上涂覆有第二热控涂层 12， 第一热控涂层 11为低太阳吸 收率高发射率热控涂层， 第二热控涂层 12为高发射率热控涂层， 通过第一热控 涂层 11和第二热控涂层 12对安装空间内的热量进行散热。

[0028] 本实施例的第一热控涂层 11是低太阳吸收率高发射率的热控涂层， 第二热控涂 层 12是高发射率的热控涂层， 第一热控涂层 11和第二热控涂层 12均具有吸收热 量的功能。 在本发明中， 低太阳吸收率的热控涂层是指吸收太阳能热量 降低的 材料涂层， 其中， 该种材料涂层的太阳吸收率小于 0.15; 高发射率热控涂层是指 具有高红外辐射能力的材料涂层， 发射率是指红外辐射的辐射率其中， 高发射 率是指红外辐射的辐射率大于 0.8。 第一热控涂层 11同吋兼具低太阳吸收率和高 发射率两种特性。 热控涂层是航天器领域的常用涂料， 可以最大限度地减少航 天器和周围宇宙空间不可调节的热交换， 以控制和调节外部恶劣的热环境及其 变化对航天器的影响， 这样可以减少航天器内部的温度波动， 以满足大部分仪 器设备的温度范围要求。 本实施例即应用航天器领域的热控涂层来实现 本发明 实施例的相应效果， 如本实施例的低太阳吸收高发射率的热控涂层 可以为铝膜 或低太阳吸收率高发射率有机硅热控涂层， 高发射率的热控涂层可以为石墨薄 膜或 C/C复合材料 （即炭 /炭复合材料， C/C复合材料是指以炭纤维或其织物为增 强相， 以化学气相渗透的热解炭或液相浸渍-炭化的� �脂炭、 沥青炭为基体组 成的一种纯炭多相结构； C/C复合材料是一种新型高性能结构、 功能复合材料， 具有高强度、 高模量、 高断裂韧性、 高导热、 隔热优异和低密度等优异特性）

[0029] 在飞行器舱体内的仪器设备 100运行过程中产生热量， 热量在安装空间内积累 ， 导致安装空间内的温度升高。 应用本实施例的飞行器舱体， 首先通过第二热 控涂层 12将安装空间内的热量吸收并传递到下箱体 10， 然后第一热控涂层 11吸 收下箱体 10上的热量， 在飞行器舱体飞行的过程， 飞行器舱体外的气流与第一 热控涂层 11接触， 从而将热量带走， 达到散热降温的目的。 此外飞行器舱体在 飞行过程中， 由于舱体内部和舱体外部之间的气压差， 因而舱体内外之间形成 了流动的气流， 也能带走一部分热量， 以进一步对飞行器舱体进行散热降温。

[0030] 为了进一步提高对飞行器舱体进行散热降温的 冷却效果， 如图 2所示， 本实施 例的飞行器舱体的下箱体 10上箱体 20的外表面上涂覆有第三热控涂层 21， 上箱 体 20的内表面上涂覆有第四热控涂层 22， 第三热控涂层 21与第一热控涂层 11的 功能相同， 为低太阳吸收率高发射率的热控涂层， 第四热控涂层 22与第二热控 涂层 12的功能相同， 为高发射率的热控涂层。 本实施例， 通过第三热控涂层 21 和第四热控涂层 22吸收安装空间内的热量， 并结合第一热控涂层 11和第二热控 涂层 12对飞行器舱体进行散热。 在本实施例中， 第一热控涂层 11、 第二热控涂 层 12、 第三热控涂层 21以及第四热控涂层 22的高发射率大小通过计算或仿真模 拟得到。

[0031] 在本实施例中， 下箱体 10和上箱体 20之间设置有传动机构 30， 具体地， 传动机 构 30包括驱动电机 31、 传动螺纹杆 32和旋合螺母 （未图示） ， 驱动电机 31与传 动螺纹杆 32之间驱动连接或者驱动电机 31与旋合螺母之间驱动连接， 并且旋合 螺母与传动螺纹杆 32相互啮合， 并且两者在驱动电机 31的驱动作用下相对旋转 ， 传动机构 30的两端分别与下箱体 10和上箱体 20连接， 即传动螺纹杆 32的一端 与下箱体 10连接， 传动螺纹杆 32的另一端上的旋合螺母与上箱体 20固定连接 （ 或者旋合螺母与下箱体 10连接， 传动螺纹杆 32与上箱体 20固定连接） ， 通过传 动机构 30使上箱体 20相对于下箱体 10移动。 并且， 在本实施例的飞行器舱体的 安装空间内设置有温度传感器和控制器， 温度传感器与控制器电连接， 控制器 与传动机构 30电连接， 控制器根据温度传感器检测到的安装空间内的 温度数据 控制传动机构 30的动作。

[0032] 在飞行器舱体运行过程中， 安装空间内的热量积累得越来越多， 此吋温度传感 器检测安装空间内的温度升高变化， 并将检测得到的温度数据传输至控制器中 ， 控制器获得温度升高变化的数据之后， 向传动机构 30的驱动电机 31输出动作 指令， 从而控制驱动电机 31带动传动螺纹杆 32转动， 然后带动上箱体 20相对于 下箱体 10移动伸出， 此吋安装空间的容积增大， 安装空间内形成的空气对流增 强而带走更多的热量， 并且使得第二热控涂层 12和第四热控涂层 22的直接吸收 热量的表面积增大， 进一步提高热量传递速率而达到散热降温的目 的。 当安装 空间内的温度下降之后， 温度传感器检测温度数据并传输至控制， 控制器此吋 控制驱动电机 31转动以驱动传动螺纹杆 32转动， 从而带动上箱体 20移动缩回， 这吋安装空间的容积变小， 第二热控涂层 12和第四热控涂层 22的直接吸收热量 的表面积变小， 使得安装空间内的温度升高， 从而实现保温的目的。 这样， 温 度传感器通过不断检测安装空间内的温度变化 ， 然后通过控制器控制传动机构 3 0而改变安装空间的容积以及第二热控涂层 12和第四热控涂层 22的能够吸收热量 的表面积， 从而维持安装空间内的环境温度处于一定的区 间范围， 保证飞行器 舱体内的仪器设备 100能够正常工作运行。

[0033] 具体地， 如图 2所示， 本实施例的传动螺纹杆 32和旋合螺母的数量分别为多个 ， 优选地， 传动螺纹杆 32为四个， 四个传动螺纹杆 32均匀分布在下箱体 10和上 箱体 20之间， 优选地， 四个传动螺纹杆 32—一对应地设置在邻近于上箱体 20的 四角处， 并且每个传动螺纹杆 32或者旋合螺母对应一个驱动电机 31。 在传动机 构 30动作吋， 控制器控制四个驱动电机 31同吋工作， 以带动上箱体 20移动。

[0034] 并且下箱体 10与上箱体 20均为长方体形状， 下箱体 10的外侧面与上箱体 20的内 侧面相接触， 即下箱体 10的外侧与上箱体 20的内侧相贴合接触， 使得安装空间 内的热量能够在下箱体 10与上箱体 20之间传递 （下箱体 10与上箱体 20之间的热 量传递无需经过空气介质进行传递） ， 从而加快了热量传递的速率， 提高散热 降温效率。 在调节安装空间内的热量过程中， 上箱体 20相对于下箱体 10的向上 运动以使上箱体 20与下箱体 10的接触面积减小， 反之则两者之间的接触面积增 大。

[0035] 将仪器设备 100安装在安装空间内吋， 仪器设备 100与下箱体 10的部分内侧面相 接触地设置， 具体地， 仪器设备 100与下箱体 10的底部内侧相接触， 这样仪器设 备 100在工作运行过程中所产生的热量中部分直接 传递至下箱体 10而向外扩散， 从而提高散热降温效率。

[0036] 根据本发明的另一方面， 提供了一种浮空器。 该浮空器具有前述的浮空器吊舱 ， 并且该浮空器还包括囊体， 浮空器吊舱设置于该囊体的下方。 在浮空器中， 浮空器吊舱的下箱体 10和上箱体 20的尺寸大小通过相关的仪器设备 100的发热量 以及使用环境的最低环境温度和最高环境温度 计算或者仿真模拟确定。

[0037] 以上仅为本发明的较佳实施例而已， 并不用以限制本发明， 凡在本发明的精神 和原则之内所作的任何修改、 等同替换和改进等， 均应包含在本发明的保护范 围之内。