1.本发明涉及环形电磁结构，具体地，涉及卫星上姿态与热量调节结构，特别地，涉及基于磁流体动力学卫星姿态控制执行结构的环形电磁结构，尤其地，涉及一种基于磁流体动力学用于卫星姿态与热量综合控制的机构。


背景技术：

2.目前主流的卫星调姿执行结构是飞轮结构，利用角动量守恒原理，通过控制飞轮旋转来调整卫星姿态。但是，由于存在轴承以及运动机械件，飞轮结构可靠性较低，制约了航天器的使用寿命。比如，近期结束探测任务的开普勒太空望远镜就是因为姿态控制的四个动量轮相继失效了两个(至少存在三个才能正常工作)。
3.除此以外，为了保证卫星或卫星内部件稳定可靠地工作，要求卫星或部件的工作温度维持在一定的温度范围，因此需要寻求良好的散热途径。在卫星或其设备上的大量热量如不及时散发出去，严重的时候将使元件因高温烧毁，而造成使用寿命的降低。
4.传统技术中，卫星的姿态调节结构与卫星的热量调节结构是相互独立的，需要采用两套设备，结构复杂，占用空间。一些微小卫星由于体积有限，需要考虑多功能的系统融合与一体化。
5.专利文献cn111268178a公开了一种卫星姿态控制飞轮对、卫星姿态控制系统和卫星。卫星姿态控制飞轮对，包括第一飞轮体和第二飞轮体，以及，第一驱动装置和第二驱动装置，第一驱动装置与第一飞轮体传动连接，以驱动第一飞轮体自转，第二驱动装置与第二飞轮体传动连接，以驱动第二飞轮体自转，第一飞轮体设置在第二飞轮体的径向的外侧。本发明提供的卫星姿态控制飞轮对，可以解决现有技术中的飞轮对占用空间较大和转速过零带来扰动的技术问题，在保证转动惯量的情况下减少飞轮对所占用的空间，提高卫星姿态控制精度。该方案仍是采用飞轮结构，仍然存在飞轮结构可靠性较低的问题，并且该方案的姿态调节飞轮仅仅起到姿态调节的作用，作用单一，对于卫星的散热问题没有予以解决。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置、设备及系统。
7.根据本发明提供的一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置，包括底板、第一侧板、第二侧板、第一半导体、第二半导体、第一电极、第二电极、第一绝缘导热层、第二绝缘导热层以及中间结构；
8.所述第一侧板、第二侧板分别安装在所述底板的左端、右端；
9.所述第一侧板、第一半导体、第一电极、第一绝缘导热层、中间结构、第二绝缘导热层、第二电极、第二半导体、第二侧板沿水平方向依次布置；
10.所述底板的底面具有热源接触面，所述热源接触面为热源适配面；所述底板为导热材料制成。
11.优选的，所述中间结构包括第一永磁体、第二永磁体、流体腔、第三电极、第四电极、第三绝缘导热层以及第四绝缘导热层；
12.所述第一永磁体、第三绝缘导热层、流体腔、第四绝缘导热层以及第二永磁体沿竖直方向依次布置，所述第三电极、第四电极分别安装在所述流体腔的两侧，且所述第三电极、第四电极均与所述流体腔与导电连接；
13.所述第一永磁体与第三电极之间需要绝缘，所述第一永磁体与第四电极之间需要绝缘；所述第二永磁体与第一电极之间需要绝缘，所述第二永磁体与第二电极之间需要绝缘；
14.所述流体腔具有入口和出口，液态金属在所述流体腔中流过。
15.优选的，第一半导体、第二半导体分别为p型半导体材料、n型半导体材料。
16.优选的，第一绝缘导热层、第三绝缘导热层、第二绝缘导热层以及第四绝缘导热层均为导热硅脂材料。
17.优选的，所述液态金属为金属镓。
18.优选的，还包括壳体，所述壳体，所述壳体具有容纳空腔，所述壳体还具有第一镂空部、第二镂空部以及第三镂空部，所述第一镂空部，第二镂空部，第三镂空部均与所述容纳空腔相连通；
19.所述底板、第一侧板、第二侧板、第一半导体、第二半导体、第一绝缘导热层以及第二绝缘导热层均设置在所述容纳空腔内；
20.第一电极所具有的连接端、第三电极所具有的连接端从所述第一镂空部延伸至所述壳体的外侧；第二电极所具有的连接端、第四电极所具有的连接端从所述第二镂空部延伸至所述壳体的外侧；
21.所述第三镂空部贯穿所述壳体，所述流体腔的入口和出口分别穿过所述第三镂空部的两端延伸至所述壳体的外侧。
22.根据本发明提供的一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备，包括所述的兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置，还包括第一电源、第二电源、第一开关、第二开关、第三开关以及第四开关；
23.所述第一电源的正极与所述第一开关的一端连接，所述第一开关的另一端分别连接第四开关的一端、所述第四电极；
24.第一电源的负极分别连接第三开关的一端、第三电极；
25.第三开关的另一端分别与第二电源的正极、所述第一电极连接；第二电源的负极连接第二开关的一端，第二开关的另一端分别与第二电极、第四开关的另一端连接。
26.优选的，所述第一电极、第二电极、第三电极以及第四电极均为铜材料制成。
27.优选的，还包括第五开关所述第五开关的一端与所述第二电源的负极连接，所述第五开关的另一端与所述第一电源的负极连接。
28.根据本发明提供的一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统，包括所述的兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备，还包括散热器、流体管道；
29.所述散热器的两端与所述流体腔的入口、出口通过流体管道连接形成环路，所述热源接触面与热源连接。
30.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
31.1、本发明实现了仅采用一套系统便可同时实现两种功能的效果，流体管道中的液态金属即可以将热量从需要降温的地方运输到低温区域，也可以利用流体管道中的液态金属调整卫星姿态。极大的简化了设备结构，节约了空间。
32.2、本发明基于液态金属的磁流体力学原理调节卫星的姿态没有轴承结构及其他运动机械，寿命和可靠性大大提升。
33.3、本发明中所述流体管道延伸而形成的环路形状可以是圆环，方形，或是一般性的形状，所述环路形状可以考虑和卫星外壳结构一体设计、一体加工，便于适应不同卫星的需求，提高了所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统的通用性。
附图说明
34.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
35.图1为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置不带壳体的结构示意图；
36.图2为图1的主视示意图；
37.图3为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置的原理示意图；
38.图4为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置带壳体的结构示意图；
39.图5为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备的不包括第五开关实施例的原理示意图；
40.图6为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备的包括第五开关实施例的原理示意图；
41.图7为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统轴测示意图；
42.图8为本发明兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统的主视示意图。
43.图中示出：
44.具体实施方式
45.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
46.本发明提供了一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置，包括底板1、第一侧板2、第二侧板3、第一半导体4、第二半导体5、第一电极9、第二电极10、第一绝缘导热层13、第二绝缘导热层14以及中间结构；所述第一电极9、第二电极10应具有良好导电导热性能,常用材料为铜。底板1、第一侧板2以及第二侧板3均可采用导电导热材料，如铜。如果需要考虑底板1绝缘性能，可以在铜质底板1下面再加一层导热绝缘的陶瓷材料。
47.如图1至图2所示，所述第一侧板2、第二侧板3分别安装在所述底板1的左端、右端；
48.如图3所示，所述第一侧板2、第一半导体4、第一电极9、第一绝缘导热层13、中间结构、第二绝缘导热层14、第二电极10、第二半导体5、第二侧板3沿水平方向依次布置；所述底板1的底面具有热源接触面31，所述热源接触面31为热源适配面；所述底板1为导电导热材料制成。
49.所述中间结构包括第一永磁体6、第二永磁体7、流体腔8、第三电极11、第四电极12、第三绝缘导热层15以及第四绝缘导热层16；所述第一永磁体6与第二永磁体7永磁体的
耐热性能需要考虑具体的工况情况，可采用钕铁硼材质的永磁体,其剩磁强度可以达到1.2t,耐热100℃。
50.所述第一永磁体6、第三绝缘导热层15、流体腔8、第四绝缘导热层16第二永磁体7沿竖直方向依次布置，所述第三电极11、第四电极12分别安装在所述流体腔8的两侧，且所述第三电极11、第四电极12均与所述流体腔8与导电连接；所述流体腔8具有入口和出口，液态金属17在所述流体腔8中流过。所述第一永磁体6与第三电极11之间需要绝缘，所述第一永磁体6与第四电极12之间需要绝缘；所述第二永磁体7与第一电极9之间需要绝缘，所述第二永磁体7与第二电极10之间需要绝缘；也就是说所述永磁体与电极之间需要绝缘，具体实施可以在永磁体外表面喷漆处理。
51.在一个优选例中，所述第一侧板2、第二侧板3均与底板1一体连接。
52.在一个优选例中，所述第一半导体4、第二半导体5均为热电材料，具体的，所述第一半导体4、第二半导体5分别为p型半导体材料、n型半导体材料。
53.在一个优选例中，第一绝缘导热层13、第三绝缘导热层15、第二绝缘导热层14以及第四绝缘导热层16均为导热硅脂材料。
54.在一个优选例中，所述液态金属17为导电的液态金属，具体的，所述液态金属17为金属镓，或金属镓的相关合金。金属镓的熔点为30摄氏度，无毒，稳定。
55.如图4所示，所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置，还包括壳体25，所述壳体，所述壳体25具有容纳空腔，所述壳体25还具有第一镂空部26、第二镂空部27以及第三镂空部28，所述第一镂空部26，第二镂空部27，第三镂空部28均与所述容纳空腔相连通；所述底板1、第一侧板2、第二侧板3、第一半导体4、第二半导体5、第一绝缘导热层13以及第二绝缘导热层14均设置在所述容纳空腔内；
56.第一电极9所具有的连接端、第三电极11所具有的连接端从所述第一镂空部26延伸至所述壳体25的外侧；第二电极10所具有的连接端、第四电极12所具有的连接端从所述第二镂空部27延伸至所述壳体25的外侧；
57.所述第三镂空部28贯穿所述壳体25，所述流体腔8的入口和出口分别穿过所述第三镂空部28的两端延伸至所述壳体25的外侧。
58.如图5所示，本发明还提供了一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备，包括所述的兼顾卫星姿态控制与热量控制的装置，还包括第一电源18、第二电源19、第一开关20、第二开关23、第三开关22以及第四开关21；
59.所述第一电源18的正极与所述第一开关20的一端连接，所述第一开关20的另一端分别连接第四开关21的一端、所述第四电极12；
60.第一电源18的负极分别连接第三开关22的一端、第三电极11；
61.第三开关22的另一端分别与第二电源19的正极、所述第一电极9连接；第二电源19的负极连接第二开关23的一端，第二开关23的另一端分别与第二电极10、第四开关21的另一端连接。在一个优选例中，所述第一电极9、第二电极10、第三电极11以及第四电极12均为铜材料制成。
62.所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备电路不唯一，可以根据实际需求制定，如图6所示，在另一个优选例中，所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备还包括第五开关24所述第五开关24的一端与所述第二电源19的负极连接，所述第五开关24的另一端与所述
第一电源18的负极连接。
63.本发明还提供了一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统，包括所述的兼顾卫星姿态控制与热量控制的设备，还包括散热器29、流体管道30；
64.如图7、图8所示，所述散热器29的两端与所述流体腔8的入口、出口通过流体管道30连接形成环路，所述热源接触面31与热源连接。所述流体管道30延伸而形成的环路形状为长方形，且所述流体管道30与卫星星体紧固连接。在其他的优选例中，所述流体管道30延伸而形成的环路形状也可以是圆环，或是一般性的形状，所述环路形状可以考虑和卫星外壳结构一体设计、一体加工。便于适应不同卫星的需求，提高了所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统的通用性。
65.本发明的主要原理如下：
66.根据电磁学，垂直叠加的磁场和电场会产生安培力。在导电导热流体动力学中，有相互垂直分量的磁场和电场，导电的流体便会受到电磁力，从而流动。热电材料是一种能将热能和电能相互转换的功能材料。
67.以具有第五开关24的优选例为例，所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统具有六种工作状态：
68.状态一：第一开关20、第二开关23、第三开关22、第四开关21以及第五开关24均不闭合状态。在此状态下，热源的热量经过底板1、第一侧板2、第二侧板3、第一半导体4、第二半导体5、第一电极9、第二电极10、第一绝缘导热层13、第二绝缘导热层14、第三绝缘导热层15、第四绝缘导热层16、第三电极11以及第四电极12以导热的方式传导进处于流体腔8中的液态金属17中。定义状态一为被动式热量控制状态。
69.状态二：第一开关20、第二开关23、第五开关24不闭合，第三开关22、第四开关21闭合。第一电极9与第三电极11连通，第二电极10与第四电极12连通。当热源的温度高于流体时，热量经过底板1、第一半导体4、第二半导体5、第一电极9、第二电极10、第三电极11、第四电极12以导热的方式传导进处于流体腔8中的液态金属17中。同时，由于第一半导体4第二半导体5采用热电材料，发生热电效应，与第一半导体4连接的第一电极9产生负电压，与第二半导体5链接的第二电极10产生正电压，从而使第一电极9、第三电极11、液态金属17、第四电极12以及第二电极10构成的磁流体力学(mhd)回路产生电流，发生磁流体力学(mhd)效应，即液态金属17在磁场作用下受到电磁力产生流动。所述液态金属17在所述流体管道30内流动，经所述散热器29散热后，重新回到流体腔8中，完成一个循环。液态金属17的流动可以将底板1中的热量带到散热器29，降低底板1的温度，从而达到给热源散热的目的。同时，流动的液态金属17为星体提供姿态控制力矩。该状态可以用于微小卫星的半主动式的姿态控制，此时利用卫星的温差提供动力，调姿姿态。
70.该状态也可以单独用于热量控制，此时可以控制第三开关22，第四开关21，将所述一种兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统在状态一与状态二中切换，来控制热量流动的大小。如果仅用于热量控制而不改变卫星姿态，在卫星上应该有相对应的角动量进行平衡。比如双份的同轴流体动量环，或者其他主动姿态控制系统。定义状态二为：半主动式热量耦合状态。所述双份的同轴流体动量环就是设计两个共轴的流体动量环，可以参考申请号202110264659.8专利。如果卫星有其他调姿机构，比如飞轮，可以用飞轮机构来平衡流体环在单独热量控制时流体流动产生的角动量。
71.状态三：第一开关20、第三开关22、第四开关21、第五开关24不闭合，第二开关23闭合。第二电源19为第一电极9、第一半导体4、底板1、第二半导体5以及第二电极10构成的热电回路提供电动势，在所述第一半导体4与第二半导体5的热电效应作用下，所述底板1的中的一部分热量依次经过第一半导体4、第一电极9、第一绝缘导热层13、第三电极11到达液态金属17。所述底板1的中的一部分热量依次经过第二半导体5、第二电极10、第二绝缘导热层14、第四电极12到达液态金属17。此时相当于装置主动将热源处的热量“搬运”至液态金属17中。该状态可以用于热源处快速降温。定义状态三为：主动式热量控制状态。
72.状态四：第二开关23、第三开关22、第四开关21、第五开关24未闭合，第一开关20闭合。第一电源18为第四电极12、液态金属17以及第三电极11构成的mhd回路提供电动势。在第一电源18控制下，液态金属17受到电磁力驱动而流动。此时流动的液态金属17既可以将热量带到29散热，又同时为星体提供姿态控制力矩。该状态可以单独用于卫星姿态主动控制，也可以作为姿态控制系统的补充和备份。定义状态四为：主动式姿态控制状态。
73.状态五：第一开关20、第二开关23、第三开关22未闭合，第四开关21、第五开关24闭合。此时，第一电极9、第一半导体4、底板1、第二半导体5、第二电极10、第四电极12、液态金属17以及第三电极11构成的回路即是mhd回路，也是热电回路。即第二电源19为热电回路、mhd回路共同提供电动势。第一半导体4、第二半导体5由于热电效应主动对底板1进行降温；液态金属17在电磁力的作用下流动，此时流动的液态金属17既可以将热量带到29散热，又同时为星体提供姿态控制力矩。定义状态五为：主动式热量、姿态耦合控制状态。该状态可以用于微小卫星姿态、热量一体化控制系统。
74.状态六：第三开关22、第四开关21、第五开关24未闭合，第一开关20、第二开关23闭合。第一电源18为第四电极12、液态金属17、第三电极11构成的mhd回路提供电动势，驱动液态金属17流动，此时流动的液态金属17既可以将热量带到29散热，又同时为星体提供姿态控制力矩。第二电源19为第一电极9、第一半导体4、底板1、第二半导体5以及第二电极10构成的热电回路提供电动势，使第一半导体4、第二半导体5由于热电效应主动对底板1进行降温。该状态主要适用于需要主动进行姿态控制且需要快速对热源降温。定义状态六为主动式热量、姿态分离控制状态。
75.值得注意的是，本发明中，热量与姿态的控制可以进行耦合控制，也可以独立控制。
76.本发明中，流动的液态金属17为星体提供姿态控制力矩的原理如下：
77.卫星与在流体管道30中流动的液态金属17之间发生互相作用的扭矩，实现动量轮交换；通过控制这个相互作用的扭矩大小来控制卫星的旋转启停与速度，实现控制卫星姿态。类似飞轮结构，本发明也是基于角动量守恒原理进行卫星调姿。飞轮结构是，电机驱动飞轮旋转，这里是液态金属17在流体管道30里流动。飞轮旋转或者液态金属17沿流体管道30流动，其实可以看作卫星与飞轮流体之间发生互相作用的扭矩，也就是动量轮交换。控制这个相互作用的扭矩大小就是控制了卫星的旋转启停与速度，也就是控制了卫星姿态。
78.本发明使一套系统同时具备两个功能，调节卫星的姿态与卫星温度控制功能。卫星会受到太阳热辐射，本身工作也会产生热量，需要及时地将过多的热量利用散热片辐射出去。本发明的流体管道30中的液态金属17即可以将热量从需要降温的地方运输到低温区域也可以利用流体管道30中的液态金属调整卫星姿态。传统技术中，卫星的姿态调节结构
与卫星的热量调节结构是相互独立的，需要采用两套设备，结构复杂，占用空间。本发明实现了仅采用一套系统便可同时实现两种功能的效果，极大的简化了设备结构，节约了空间。
79.当卫星或卫星上的某个区域仅需要调节热量，而卫星不需要调节姿态时，可以同时控制多个所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统，多个所述调节结构相互配合，使卫星达到姿态不变，却调节热量的效果。
80.除此以外，本发明中所述流体管道延伸而形成的环路形状可以是圆环，方形，或是一般性的形状，所述环路形状可以考虑和卫星外壳结构一体设计、一体加工，便于适应不同卫星的需求，提高了所述兼顾卫星姿态控制与热量控制的系统的通用性。
81.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
82.本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
83.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。