一种月面探测器

技术领域

本发明涉及月球探测相关技术领域，具体涉及一种月面探测器。

背景技术

月球表面除了高真空、1/6g重力加速度、粒子辐射、静电、月尘等环境因素外，还存在着极端高低温环境。在长达约15个地球日的月夜期间，月表温度可以降低到-180℃乃至更低，在长达约15个地球日的月昼期间，月表温度可以达到+120℃乃至更高。月球车作为各类科学探测仪器和应用载荷的载体，在自身实现抵御上述极端环境条件的同时，也要为月球车内外装载的有效载荷提供适宜的工作温度环境，其中包括在月昼载荷工作期间解决载荷设备散热问题、在月夜载荷休眠期间解决载荷保温问题。

已有的月球车均采取隔热措施减小月球车与周边环境的热交换，良好的隔热措施可以避免中午时段来自太阳和月表的热量过多进入月球车，也能避免在低温月夜时段有过多热量从月球车泄露出去。随着科学技术进步和新材料的出现，可以在月球车上采取更有效的隔热措施。隔热效果的增强有利于减小月昼时段外环境热量输入对月球车散热系统的压力，也有利于减小月夜时段月球车保温系统对同位素等热源的量值需求。

为解决载荷工作后的散热问题，也为了保证月球车整体温度在正午时段依然处于允许范围之内，月球车及部分车外载荷设备均设置了热辐射散热面。计算分析表明，优化散热面的朝向和布置位置，能够有效降低太阳入射热流和月表高温对热辐射散热面的散热能力的影响，提升系统的散热能力。但是，月球车热辐射散热面方案设计也需考虑如何实现月夜期间的热辐射散热链路的阻断问题，避免月夜期间过多热量从这些链路漏走。因此，热辐射散热面的设计优化和散热面布局位置优化成为月球车热设计考虑的一个重要内容。

在已有项目中，月球车搭载的载荷设备数量有限，因此，有些月球车采用了密闭腔室内强迫风循环实现均温(密闭腔室的承压需求会造成系统重量和体积的增加)。但是，随着单位容积内装载的载荷数量的增加和不同载荷间热耗差异值的增大，还有在月表上快速移动和进行复杂操作带来的周边热环境的大的变化等因素，使得均温化设计逐渐成为月球车热设计考虑的一个重要内容，均温化设计也有助于提高系统的通用性和适用性。

月夜的保温能源利用率问题也是月球车热设计考虑的一个重要问题。在以往项目中一般采用同位素热源作为月夜保温的能源。但为了同时解决同位素热源在月昼/在轨飞行时段的自身散热以及对载荷设备不必要的烘烤问题，同位素热源一般都安装在月球车外，通过热开关(循环风扇或两相重力辅助回路等)将同位素热源的部分热量在月夜时段引入月球车，在月昼时段则隔离在月球车外。这种方案会造成部分同位素热源热量在月夜期间耗散在月球车外，进而降低了同位素热源的利用率。

因此，现有的月球车方案存在如下技术问题：(1)同位素热源的月夜利用率较低问题。在已有项目中，同位素热源一般都置于车外，在月夜期间，会有相当一部分同位素热源的产热以热辐射方式排散到月球车外的月面上和冷黑宇宙背景，这部分热量损失掉了。(2)同位素热源利用方式较为复杂，如两相重力辅助传热系统，存在阀门带来的可靠性不高问题，也存在两相重力辅助循环系统性能和运行状态敏感于系统的初始汽液分布条件、月球车位置姿态、热源分布特征以及外部热环境参数等问题；如泵循环系统，存在系统构成较复杂、需主动控制以及系统可靠性等问题。(3)已有系统的散热能力、通用性和适用性需进一步提高。随着月球探测和月球应用需求更加多样化，月球车上集成装载的有效载荷的数量和密集度越来越高，载荷设备工作带来的散热需求也越来越高，各类科学探索和技术应用设备对月球车的反向影响也越来越大。因此，要提高月球车这类月面移动探测器的散热能力、通用性和适用性。在热控方面的措施包括散热面设计优化及布置位置优化、隔热保温结构的优化及新材料应用、月球车均温化设计等内容，使月球车能够适应载荷工作模式大的变化以及载荷构成的变化(如航天员改变载荷构成)，适应高强度行走和工作所带来的内热和外热环境变化。适用于更为复杂的月面环境和各类科学探索及应用环境(如钻探造成的月尘沉积和污染等)，并具有更好的性能和更长的寿命。

发明内容

本发明为解决现有月球车存在的热控相关技术问题，提供了一种赤道区正午时段工作/月夜节能保温的通用月面探测器方案。该方案适用于无人月面探测器、有人月面探测器、月球基地，乃至其它在高真空环境及极端高低温环境下长期生存和工作的探测器/建筑物的热控/结构系统建设。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种月面探测器，包括承载壳、热源和载荷设备，所述承载壳内设有运动机构，所述承载壳的侧壁上开设有进出口，所述运动机构的驱动端与热源连接并驱动所述热源从所述进出口实现进出所述承载壳动作；

所述承载壳的顶部设有光学反射镜和太阳能帆板，所述太阳能帆板位于所述光学反射镜的外侧，且所述太阳能帆板打开时能够将所述光学反射镜露出，所述太阳能帆板合拢时能够将所述光学反射镜遮挡；所述载荷设备设置在所述承载壳内。

本发明的有益效果是：本发明的一种月面探测器，通过设置运动机构，并通过运动机构驱动热源进出承载壳，使热源可根据需要控制器位于承载壳内，还是位于承载壳外。具体的，热源产生的热量除了在月夜时段为必须外，在其他时段基本需要向外排散、尽量避免热源进入承载壳内。因此热源自发射阶段直至进入月面进入月夜之前，均通过运动机构驱动热源位于承载壳外部，在承载壳外的热源以热辐射的方式将热量向宇宙空间排放；当月夜来临时，可利用运动机构驱动热源进入承载壳内，进入承载壳内的热源以辐射以及导热的方式将热量传递给承载壳内部安装的仪器板和设备等。相较现有的热源利用方式，本发明采用运动机构驱动热源进出承载壳满足不同使其对热源的需求，能够在月夜期间有效利用热源产热，也避免了月昼期间承载壳内温度过高，保证了月昼期间的有效散热。采用太阳能帆板与光学反射镜配合，月昼期间承载壳内置载荷共享位于隔热外壳顶部的光学反射镜进行热辐射散热，此时太阳能帆板打开；月夜期间承载壳内置载荷共享热源产热，此时太阳能帆板合拢；即用隔热外壳顶部太阳能帆板打开和合拢解决月昼散热和月夜保温的“对立”需求。

在上述技术方案的基础上，本发明还可以做如下改进。

进一步，所述热源的内外两侧分别设有第一隔热板和第二隔热板，所述运动机构的驱动端驱动热源从所述进出口伸出到所述承载壳外侧时，所述第一隔热板将所述进出口封堵住；所述运动机构的驱动端驱动热源从所述进出口缩回到所述承载壳内侧时，所述第二隔热板将所述进出口封堵住。

采用上述进一步方案的有益效果是：通过设置第一隔热板和第二隔热板，热源位于承载壳外的时候，可利用第一隔热板将进出口封堵住，避免热源向承载壳进行热辐射；当热源位于承载壳内的时候，可利用第二隔热板将进出口封堵住，避免热源泄漏到承载壳外。由于月表是真空环境，即使承载壳与第一隔热板和第二隔热板之间存在必要的运动间隙，也不会出现地面那种冷风/热风灌入承载壳的现象，运动间隙造成的漏热相对于其他项目要小很多。因此，采用隔热板进行防漏热和防热辐射的实施方案，可使热源的热利用率达到90％以上。

进一步，所述第一隔热板和第二隔热板均采用气凝胶板。

采用上述进一步方案的有益效果是：采用气凝胶板进行隔热，隔热效果更好。

进一步，所述第一隔热板和第二隔热板均采用平板状结构，且均垂直于所述运动机构的驱动方向布置；所述第一隔热板位于所述承载壳的进出口内侧，所述第二隔热板位于所述承载壳的进出口外侧。

进一步，所述承载壳的外侧壁上设有支架，所述支架呈筒状且轴向的一端固定在所述进出口的四周。

采用上述进一步方案的有益效果是：通过设置支架，能够帮助热源安全经历火箭发射过程和落月过程的力学考验。而且在绕地、地月转移、绕月时，热源以热辐射的方式将热量向宇宙空间排放，帮助热源安全经历发射和落月过程力学考验的支架，也能够起到辅助散热的作用。

进一步，所述承载壳包括隔热外壳和支撑内壳，所述运动机构设置在所述隔热外壳和支撑内壳之间的夹层中。

采用上述进一步方案的有益效果是：隔热外壳为包络完整的隔热保温层，支撑内壳实现结构支撑以及满足均温需求。

进一步，所述支撑内壳包括蜂窝板和支撑框架，所述支撑框架的框架杆设置在蜂窝板的棱边位置处，所述蜂窝板上设有热管；

所述隔热外壳包括外壳层和隔热层，所述隔热层设置在所述外壳层的内侧壁上。

采用上述进一步方案的有益效果是：支撑框架可以对蜂窝板进行有效结构支撑，热管可以对热源热量进行有效导流，满足承载壳内各设备的热需求。

进一步，还包括热控系统，所述热控系统分别设置在所述承载壳内，所述热控系统分别与所述热源、承载壳以及载荷设备连接，并建立载荷设备与热源和承载壳之间的热通道。

采用上述进一步方案的有益效果是：通过热控系统建立载荷设备与热源和承载壳之间的热通道，使散热能力增加、隔热效果好、热源利用率提高、载荷布局调整以及工作模式适应性提高以及工作环境适应性提高。

进一步，所述载荷设备为多个且分别设置在所述承载壳的外表面或/和所述承载壳的夹层中或/和所述承载壳的内腔中。

本发明的月面探测器，具有如下特点：(1)月昼高温/月夜低温环境下的双向隔热功能、耐温范围更宽、系统漏热率更小；(2)分层隔热/分区温控，热控资源利用更合理，对载荷/机构/航天员的热支持更精细；(3)能同时屏蔽高强度可见光太阳热流和高强度月面红外热流，形成大尺度低温热辐射面，满足赤道区正午时段高强度工作/行走需求；(4)提供一种简单、有效、可靠的同位素热源热量的开/关功能及输送/分配管理方案，既满足月昼时段热源热量向环境排散需求，也实现月夜时段同位素热源热量的高效及按需利用。

附图说明

图1为本发明光学反射镜的结构示意图；

图2为本发明隔热外壳的结构示意图；

图3为本发明隔热外壳与光学反射镜配合的结构示意图；

图4为本发明支架在隔热外壳上的装配结构示意图；

图5为本发明运动机构、热源、第一隔热板和第二隔热板组装过程示意图；

图6为本发明运动机构、热源、第一隔热板和第二隔热板组装后位于隔热外壳内的结构示意图；

图7为本发明运动机构、热源、第一隔热板和第二隔热板组装后位于支架内的结构示意图；

图8为本发明支撑内壳、热管和光学反射镜组装示意图；

图9为本发明支撑框架与支撑内壳、热管和光学反射镜组装示意图；

图10为本发明月面探测器的立体结构示意图；

图11为本发明光学反射镜散热能力估算结果示意图；

图12为本发明热源漏热量评估结果示意图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

100、热源；

200、运动机构；

300、第一隔热板；301、第二隔热板；

401、隔热外壳；402、支撑内壳；403、进出口；404、光学反射镜；405、太阳能帆板；406、热管；407、支架；408、夹层容纳腔；409、隔热层；410、外壳层；411、支撑框架。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

如图1～图10所示，本实施例的一种月面探测器，包括承载壳、热源100和载荷设备，所述承载壳内设有运动机构200，所述承载壳的侧壁上开设有进出口403，所述运动机构200的驱动端与热源100连接并驱动所述热源100从所述进出口403实现进出所述承载壳动作。

其中，具体的，本实施例的热源100可选用同位素热源RHU。

如图1、图3、图4、图6和图7所示，本实施例的所述承载壳的顶部设有光学反射镜404和太阳能帆板405，所述太阳能帆板405位于所述光学反射镜404的外侧，且所述太阳能帆板405打开时能够将所述光学反射镜404露出，所述太阳能帆板405合拢时能够将所述光学反射镜404遮挡。采用太阳能帆板与光学反射镜配合，月昼期间承载壳内置载荷共享位于隔热外壳顶部的光学反射镜进行热辐射散热，此时太阳能帆板打开；月夜期间承载壳内置载荷共享热源产热，此时太阳能帆板合拢；即用隔热外壳顶部太阳能帆板打开和合拢解决月昼散热和月夜保温的“对立”需求。光学反射镜404又称OSR，设置在承载壳的顶部，即位于整个月面探测器最高点的朝天面，最大程度地规避了高温月面和车体(月面探测器)对散热面的不利影响，能够在尺度有限的月面探测器上形成尽可能大的热辐射散热能力。

如图5所示，本实施例的所述热源100的内外两侧分别设有第一隔热板300和第二隔热板301，所述运动机构200的驱动端驱动热源100从所述进出口403伸出到所述承载壳外侧时，所述第一隔热板300将所述进出口403封堵住；所述运动机构200的驱动端驱动热源100从所述进出口403缩回到所述承载壳内侧时，所述第二隔热板301将所述进出口403封堵住。第一隔热板300可以固定在运动机构200的驱动端，也可以安装在热源100上。通过设置第一隔热板和第二隔热板，热源位于承载壳外的时候，可利用第一隔热板将进出口封堵住，避免热源向承载壳进行热辐射；当热源位于承载壳内的时候，可利用第二隔热板将进出口封堵住，避免热源泄漏到承载壳外。由于月表是真空环境，即使承载壳与第一隔热板和第二隔热板之间存在必要的运动间隙，也不会出现地面那种冷风/热风灌入承载壳的现象，运动间隙造成的漏热相对于其他项目要小很多。因此，采用隔热板进行防漏热和防热辐射的实施方案，可使热源的热利用率达到90％以上。

本实施例的一个可选方案为，所述第一隔热板300和第二隔热板301均采用气凝胶板。采用气凝胶板进行隔热，隔热效果更好。

其中，隔热板的形状不限，只要能够将进出口封堵遮挡住即可。例如图5给出了采用方形结构的隔热板，以便于对方形结构的进出口进行遮挡封堵。

如图5所示，本实施例的一个具体方案为，所述第一隔热板300和第二隔热板301均采用平板状结构，且均垂直于所述运动机构200的驱动方向布置；所述第一隔热板300位于所述承载壳的进出口内侧，所述第二隔热板301位于所述承载壳的进出口403外侧。

如图4、图6和图7所示，本实施例的一个优选方案为，所述承载壳的外侧壁上设有支架407，所述支架407呈筒状且轴向的一端固定在所述进出口403的四周。通过设置支架，能够帮助热源安全经历火箭发射过程和落月过程的力学考验。而且在绕地、地月转移、绕月时，热源以热辐射的方式将热量向宇宙空间排放，帮助热源安全经历发射和落月过程力学考验的支架，也能够起到辅助散热的作用。支架的形状可以任意设置，例如可采用方筒状结构，也可以采用圆筒状结构，可与进出口的形状进行适配。支架上开设有减重孔，在尽可能减重的同时，也不影响整体结构的强度和稳定性。

其中，运动机构200与热源100结合形成可进出同位素热源，由“同位素热源+进出机构+隔热板(内/外)”组成。所述同位素热源是一类开始发热就不再停止的热源，在漫长月夜时需利用其热量实现月夜保温、在漫长月昼和在轨飞行时需排散掉其不必要的产热。因此，设计了所述进出机构和所述隔热板(内/外)。所述进出机构在月昼时段将所述热源移出所述月面探测器，在月夜时段将所述热源移入所述月面探测器。移出/移入动作到位后，所述隔热板(内或外之一)恰好堵住进出洞口，以实现月夜时将同位素热源热量封闭在所述月面探测器内、月昼时将同位素热源热量遮挡在所述月面探测器外的需求。支架作为同位素热源位于探测器外部时必要的外支撑结构，除力学承载和和辅助热辐射散热功能外，设置有锁紧/解锁机构，以实现发射/在轨飞行/绕月/落月时段外置的同位素热源的力学锁紧；运动组件由电机驱动，在落月解锁完成之后，实现所述同位素热源和所述隔热板(内/外)一体化移入/移出功能；同位素热源的内辐射腔最主要作用是以热辐射方式吸收进入腔内的高温同位素热源的热量，避免同位素热源的高温及放射性对载荷设备产生损伤。内辐射腔吸收的热量则通过对月面力/热环境适应性更好的传统热管网、热辐射及导热等方式按需传递到所述月面探测器各部位，满足它们在极寒且漫长月夜时段的保温需求。内辐射腔方案提供了一种比已有项目更可靠、更简单且有效的同位素热源热量利用方案，且与同位素热源“进/出”方案一起形成同位素热源的月夜“开通”/月昼“关断”的类似开关效应，在同位素热源热量利用效率上，也实现月夜时段同位素热源热量的全面利用，因而具有比以往项目更高的利用效率。可进出同位素热源位于月面探测器的左下位置。发射时段、奔月及绕月的在轨飞行时段、落月过程中，同位素热源一直位于同位素热源支架407区域内，由处于锁紧状态的锁紧/解锁装置辅助同位素进出机构承受发射/落月阶段的力学环境。在月面探测器降落到月面后，锁紧/解锁装置解锁，同位素进出机构由锁紧状态转为可自由运动状态，并经由图8所示的进出口403实现同位素热源进出月面探测器。

如图6～图10所示，本实施例的所述承载壳包括隔热外壳401和支撑内壳402，所述运动机构200设置在所述隔热外壳401和支撑内壳402之间的夹层中。隔热外壳为包络完整的隔热保温层，支撑内壳实现结构支撑以及满足均温需求。由于运动机构需在月夜进行保温，而且不能耐受太阳暴晒以及月面红外烘烤，因此运动机构需设置在承载壳之间的夹层中。由于隔热外壳401是月昼和月夜期间月面探测器建立内外温差、始终保持月面探测器内部温度大致处于常规卫星星内温度水平的主要屏障，因此在夹层中安装运动机构，可保证运动机构的有效工作。而且除了本实施例用于驱动热源的运动机构，夹层中还可以设置载荷驱动机构，载荷驱动机构可采用直线运动机构，可驱动载荷进出月面探测器，出壳后可利用自由月面空间实现展开或变形，这样既能提高夹层空间利用率以便在夹层内布置更多载荷或机构，也便于利用载荷驱动机构或载荷设备的既有型体自动封堵进出洞口，进而保证工作状态和贮存状态乃至过渡状态下，载荷驱动机构和载荷设备进出均不破坏月面探测器隔热外壳的完整性，避免进出洞口处的热量在月昼期间涌入、在月夜期间流失的问题。隔热外壳401既是月面探测器的最外一层隔热层，又能对光学反射镜404形成包络、遮挡效应，可有效地隔离掉炽热高温月面对光学反射镜404产生的红外热影响。因此，正是隔热外壳401和光学反射镜404的协同作用，才能在近赤道区的月面正午时段，在高强度太阳可见光热流和月面(～120℃)高强度红外热流夹击下，形成大尺度低温公用热辐射面，满足探测器正午时刻较高强度工作/行走带来的散热需求(图10)。在夹层中安装进出机构，可在保证进出机构有效工作的同时不破坏系统的热稳定性。除了本实施例用于驱动同位素热源的进出机构，夹层中还可以布置其它类型进出机构。各类进出机构在夹层内均采用线性运动方式动作，出夹层到月表空间后再完成展开或旋转等复杂动作，这样既能提高夹层空间利用率以便在夹层内布置更多载荷或机构，也便于利用机构或载荷设备的型体自动封堵进出洞口，进而保证工作状态和贮存状态下月面探测器隔热包络的完整性，避免热量通过进/出洞口在月昼期间涌入、在月夜期间流失的问题。

其中，本实施例的承载壳包括隔热外壳401和支撑内壳402，相当于整个承载壳由“多功能防护外罩+宽温区机构夹层+均温化内层”3层结构组成。所述多功能防护外罩(隔热外壳401)可以满足月面探测器月夜保温/月昼隔热、防尘/防静电/耐擦碰等需求；所述宽温区机构夹层(隔热外壳401和支撑内壳402之间的夹层)和所述均温化内层(支撑内壳402内部)可以满足各类机构在月昼时段伸展工作/在月夜时段收拢保温需求、以及机构和载荷设备在发射/在轨飞行/落月/行走/钻探等时段的力学承载及温度控制需求。这3层结构方案具有分层隔热和分区温控的优点。所述分层隔热可以有效提高隔热能力，满足以往探月项目未曾同时经历、仅在近赤道区登月才遇到的月昼极端高温环境下和月夜极端低温环境下的双向隔热需求；所述分区温控除能降低热控资源需求外，也便于实现机构进出夹层均不破坏所述均温化内层/所述多功能防护外罩的热包络完整性，避免遗留较大尺度机构进出洞口引起的月昼阳光及高温月表热量灌入/月夜低温月表与冷黑太空引起的热量漏出问题，进而维持所述月面探测器内其它载荷设备热状态稳定。所述宽温区机构夹层介于所述多功能防护外罩及所述均温化内层之间，是各类进出机构的集中布置区。所述宽温区机构夹层与所述多功能防护外罩一起，能够满足多类复杂机构进/出探测器均不破坏隔热包络的热完整性需求，阻止月昼时段环境热量灌入/月夜时段探测器内热量漏出，可在不影响其它设备热状态的同时，实现机构月昼伸展工作/月夜收拢保温需求。该夹层控温采用隔热/导热/热辐射等被动热控措施，不消耗主动热控资源。温度范围-120℃～+90℃，优于所述多功能防护外罩所处月表温度范围-180℃～+120℃。所述均温化内层采用普通热管网/涂层等被动热控措施，与结构系统框架/蜂窝板等部件耦合/优化设计，平衡高低温设备间温差，平衡日照和阴影侧温差，实现热容与热量共享。均温化内层更适应于高密集度、变热耗的载荷布局以及航天员辅助下的月面更换需求。均温化内层作为传热桥梁，建立起载荷设备与置顶OSR热辐射面、可进出同位素热源内辐射腔之间的传热通道，在月昼期间利用置顶OSR热辐射面实现月昼工作及散热，在月夜期间利用进入探测器内部的同位素热源实现月夜保温。在不消耗电加热等主动热控资源条件下，实现贮存温度范围-50℃～+70℃，工作温度范围-20℃～+50℃控制要求，并为更窄温度区间内工作的载荷设备的温控打下必要基础。本实施例采用分层隔热可有效提高隔热能力，满足以往探月项目未曾同时经历、仅在近赤道区登月才遇到的月昼极端高温环境下和月夜极端低温环境下的双向隔热需求；采用分区温控除能降低热控资源需求外，也便于实现机构进出夹层均不破坏所述均温化内层/所述多功能防护外罩的热包络完整性，避免遗留较大尺度机构进出洞口引起的月昼阳光及高温月表热量灌入/月夜低温月表与冷黑太空引起的热量漏出问题，进而维持所述月面探测器内其它载荷设备热状态稳定。

光学反射镜404作为置顶的公用OSR热辐射面在可闭合/展开太阳能帆板展开后，其具有对冷黑天空最大的辐射视角；且多功能防护外罩与隔热板形成的完整隔热包络能遮挡掉高温月面对置顶OSR热辐射面的红外热辐射；置顶OSR热辐射面上粘贴的OSR也在反射掉绝大部分可见光阳光入射热流的同时提供非常高的对冷黑天空的红外热辐射能力。因而，所述置顶OSR热辐射面即使在近赤道的正午时分仍具有良好低温状态，可以满足所述月面探测器在月球赤道区的正午时分较高强度的工作散热需求。其中，设备工作产热和来自环境的少量漏热，均通过所述宽温区机构夹层和所述同位素热源内辐射腔及热管网，以导热和辐射的方式传递给所述置顶OSR热辐射面。可闭合/展开的太阳能帆板在月夜闭合、进而覆盖住所述置顶OSR热辐射面；各类机构在完成月昼工作后收拢至宽温区机构夹层、准备在温度条件较好的夹层度过极寒月夜；同位素热源进入月面探测器、在寒夜时段为所述月面探测器提供保温热量。在月夜模式下，太阳能帆板背面的多层隔热材料与所述多功能防护外罩及隔热板共同形成完整的隔热包络，从而有效降低所述月面探测器在极寒月夜时段的漏热量。同位素热源内辐射腔及热管网将已进入探测器内的同位素热源热量按需送至各载荷设备，进而保障所述月面探测器安全度过极寒且漫长的月夜。

具体的，如图4～图6所示，本实施例的运动机构200可采用直线运动机构，例如直线电机、气缸、直线模组等，也可采用旋转进出机构，例如90°翻转机构。可在隔热外壳内设置夹层容纳腔408，并在隔热外壳401和支撑内壳402上对应的位置均设置进出口403，将运动机构200设置在夹层容纳腔408内，当运动机构200位于夹层容纳腔内的时候，第一隔热板300将支撑内壳402上的进出口封堵住，第二隔热板301将隔热外壳401上的进出口封堵住。无论是采用线性进出还是翻转进出同位素热源，所述进出口403在月面探测器的隔热包络上形成的洞口都必须被封堵。

如图8和图9所示，本实施例的所述支撑内壳402包括蜂窝板和支撑框架411，所述支撑框架411的框架杆设置在蜂窝板的棱边位置处，所述蜂窝板上设有热管406。支撑框架可以对蜂窝板进行有效结构支撑，热管可以对热源热量进行有效导流，满足承载壳内各设备的热需求。支撑内壳402也是采用双层结构，即支撑框架411作为外层支撑结构，蜂窝板与热管406配合作为内层均温结构，承载壳内置载荷安装在蜂窝板上，月昼期间内置载荷共享位于月面探测器顶部的共用的光学反射镜404(此时太阳能帆板打开)，月夜期间内置载荷共享热源的产热(此时太阳能帆板关闭)。其中所述蜂窝板结合热管的方案还可以采用铝合金金属板作为热辐射板面替代。所述承载内壳402(预埋热管蜂窝板)和支撑框架411上的外侧壁上设有同位素热源的支架407，支架407固定在所述进出口403的四周。通过设置支架，能够帮助同位素热源安全经历火箭发射过程和落月过程的力学考验。而且在绕地/地月转移/绕月时段，支架也能够起到辅助散热的作用。支架的形状可以采用方筒状结构，也可以采用圆筒状结构，可与进出口的形状进行适配。支架上开设有减重孔，在尽可能减重的同时，不影响整体结构的强度和稳定性，并便于同位素热源在临近发射时在火箭发射塔架上快速安装。所述承载内壳402(预埋热管蜂窝板)和支撑框架411上的内侧壁上设有夹层容纳腔408，夹层容纳腔作为同位素热源内辐射腔由耐高温且采用高红外发射率表面处理的金属材料构成，其作为高温同位素热源与常温载荷设备间的热/辐射保护屏障，通过热辐射方式收集同位素热源热量，并通过接触面导热传热和热管网等方式将热量按需输送到月面探测器各处，用于月面探测器的月夜保温。

在落月后的月昼时段，运动机构负责抗衡月面探测器行走和钻探等活动产生的震动，将同位素热源的位置稳定在支架407区域内。支架407以及外壳层410均为金属材料，可耐受同位素热源长期高温烘烤，并辅助同位素热源完成热辐射散热。多层隔热材料409与第一隔热挡板300一起形成完整隔热包络，在同位素热源外置时段，将同位素热源热量隔离在月面探测器体外。

在落月后的月夜时段，所述同位素运动机构负责抗衡月夜时段可能出现的各种力学扰动，将所述同位素热源的位置稳定在所述同位素热源内辐射腔内。同位素热源内辐射腔以热辐射方式收集同位素热源热量后，通过接触面导热传热和热管网等方式将热量按需输送到月面探测器各处，用于月面探测器的月夜保温。多层隔热材料409与第二隔热挡板301一起形成完整隔热包络，在同位素热源内置时段，将同位素热源热量包束在月面探测器体内。

具体的，如图8所示，月面探测器内层的4块侧板均采用预埋热管蜂窝板方案，每块蜂窝板水平布置3根热管，3根水平布置的热管能够在单块蜂窝板上建立其上所安装的载荷设备间的均温通道。进一步，为建立4块侧板与置顶OSR热辐射面间的热通道，采用了4根L形布置的桥接热管，桥接热管实现了4块侧板与顶置OSR热辐射面间的热耦合。

具体的，如图3所示，所述隔热外壳401包括外壳层410和隔热层409，所述隔热层409设置在所述外壳层410的内侧壁上。外壳层410和隔热层409共同构成包络完整的隔热保温层，外壳层410由位于侧面和底面的集隔热/耐擦撞/防静电/防尘功能于一体的轻质薄壳结构，隔热层409采用隔热材料MLI，隔热层409不仅设置在外壳层410内侧壁上，在位于顶面的太阳能帆板背面也设有隔热层。隔热外壳401采用双层结构，用以满足月昼和月夜统一存在的隔离外部极端热环境需求。

隔热外壳401以隔热方式(连接位置采用隔热垫)安装在支撑内壳402的支撑框架411上，即在隔热层409已实现在热辐射链路上隔离外部极端热环境的基础上，在导热链路上也实现对外部极端热环境的隔离。不仅隔热外壳401采用双层结构，支撑内壳也采用双层结构，承载壳所用支撑内壳与隔热外壳之间采用内外双层结构设计，在更好地实现外层隔热保温/内层均温化设计的同时，实现了载荷分区布置，减小了对热控资源的需求，能够满足更多载荷/更复杂应用需求。

本实施例的月面探测器，还包括热控系统，所述热控系统设置在所述承载壳内，所述热控系统分别与所述热源100、承载壳以及载荷设备连接，并建立载荷设备与热源100和承载壳之间的热通道。热控系统具体与光学反射镜连接，用于承载壳上载荷设备的温控。

进一步的，所述载荷设备为多个且分别设置在所述承载壳的外表面或/和所述承载壳的夹层中或/和所述承载壳的内腔中。

如图10所示，本实施例的月面探测器的承载壳下部还可以设置移动设备，方便月面探测器在月面进行移动。移动设备可以选用现有月面探测器常用的滚轮等。

其中，在隔热外壳401的外表面可以设置不需要月夜保温照料、也能够长期耐受月昼太阳照射和月面红外热影响的设备，例如嫦娥项目曾使用的耐高低温的行走机构、太阳能帆板、太阳/星敏感器等，均布置在隔热外壳401的外表面上，需要力学承载的设备则以隔热方式安装在支撑内壳402上，无力学承载的设备可安装在隔热外壳401的内侧壁上。

本实施例的一种月面探测器，通过设置运动机构，并通过运动机构驱动热源进出承载壳，使热源可根据需要控制器位于承载壳内，还是位于承载壳外。具体的，热源产生的热量除了在月夜时段为必须外，在其他时段基本需要向外排散、尽量避免热源进入承载壳内。因此热源自发射阶段直至进入月面进入月夜之前，均通过运动机构驱动热源位于承载壳外部，在承载壳外的热源以热辐射的方式将热量向宇宙空间排放；当月夜来临时，可利用运动机构驱动热源进入承载壳内，进入承载壳内的热源以辐射以及导热的方式将热量传递给承载壳内部安装的仪器板和设备等。相较现有的热源利用方式，本实施例采用运动机构驱动热源进出承载壳满足不同使其对热源的需求，能够在月夜期间有效利用热源产热，也避免了月昼期间承载壳内温度过高，保证了月昼期间的有效散热。

本实施例的月面探测器在进行月昼散热的时候，不同于玉兔将光学反射镜置于上下两厢对接面，本实施例将光学反射镜置于整个月面探测器的正上方最高位置处，以导热方式安装在承载壳的支撑内壳上，同时借助月面探测器的隔热外壳形成的外轮廓实现对高温月面的热遮挡。由于光学反射镜能够有效反射掉可见光波段的太阳光、隔热外壳遮挡掉来自月面和探测器外表面的热红外辐射，高高在上的光学反射镜对冷黑宇宙背景有着几乎不被遮挡的视野，因而本实施例的月面探测器具有更好的辐射散热能力，尤其是在上午和下午时段太阳高度角较低的时候。本实施例的月面探测器在进行月夜保温的时候，热源产生的热量除了在月夜时段为必须外，在其他时段基本需要向外排散、尽量避免其进入承载壳内空间。热源自发射阶段直至在月面进入月夜之前，均出现在月面探测器外部。月面探测器设置的支架帮助热源安全经历火箭发射过程和落月过程的力学考验。

本实施例的月面探测器，相比现有月球探测装置，散热能力增加、隔热效果好、热源利用率提高、载荷布局调整以及工作模式适应性提高以及工作环境适应性提高。本实施例的月面探测器，例如月球车，能够满足月面探测器上载荷集群月昼工作和月夜保温的需求，能够适应由载荷数量增加及功率密度增大所带来的高散热需求，能够适应由载荷构成调整/工作模式变化或月面探测器快速移动/复杂操作带来的内外热流变化所造成的热影响。本实施例的月面探测器能够满足热源在月夜期间的最大化利用需求，避免宝贵能源的无效浪费，同时也能保证在月昼期间热源可以正常散热，并且不对高温期间工作的探测器产生不利的热影响。本实施例的月面探测器能够更好的适应月球高真空、1/6g重力加速度、粒子辐射、静电、月尘环境；适应月球车高强度机动行走或特殊载荷高强度/变模式/强污染下长期工作的需求(如长时间钻探造成的粉尘污染等)。

其中，对本实施例的月面探测器的置顶OSR热辐射面的散热能力进行估算，评估软件：Thermal Desktop，型号为V5.7，估算方法为集总参数-有限差分方法。估算结果如图11所示，图11中，横坐标表示月昼时间，纵坐标表示置顶OSR热辐射面温度，虚线表示300W热耗工况下的温度变化曲线，实线表示0W热耗工况下的温度变化曲线。由图11可知，在近乎垂直倾泻的太阳光直射热流和炽热月表红外热流共同作用下，本实施例的月面探测器的置顶OSR热辐射面实现在1.8平米尺度下排散300W载荷设备工作热耗的目标。

对本实施例的月面探测器的热源漏热量评估如图12所示，评估软件：ThermalDesktop，型号为V5.7，估算方法为集总参数-有限差分方法。估算结果如图12所示，图12中，横坐标表示月夜时间，纵坐标表示漏热量，实线表示从傍晚到黎明整个月夜过程中系统的漏热情况。由图12可知，在最初时刻由于系统还处在高温状态，所以漏热量较大，但随后随着温度降低，系统的漏热量也逐渐降低，并平衡在一个较低的量值，～4W。

本实施例基于前所未有的近赤道区月昼极端高温环境和月夜极端低温环境双向隔热需求、月昼正午时分高强度行走/工作散热需求，以及在严苛资源约束条件下满足更高指标要求的，诸如同位素热源热量高效利用需求、多类复杂机构月昼伸出工作/月夜收拢保温需求、多类载荷产品的通用布局/高密集度工作等需求，经迭代论证、详细分析后给出。可以用于极端热环境下无人月面探测器平台和有人月面探测器平台的热控/结构分系统研制。其优点及特色功能包括：

(1)“多功能防护外罩+宽温区机构夹层+均温化内层”3层结构设计方案所实现的“分层隔热”功能，提供了比以往月面探测器更强的隔热能力。更强的隔热能力是实现所述月面探测器在正午时分炽热月面上高强度行走/工作需求、继承成熟的同位素热源产品解决更大尺度月面探测器在极寒且漫长的月夜保温问题的必要基础；(2)“多功能防护外罩+宽温区机构夹层+均温化内层”3层结构设计方案所实现的“分区温控”功能，能够在极寒月夜和炽热月昼时段自然形成反向分布的3个温区。在自然形成的温区基础上，便于用较少热控资源投入为载荷设备和登月航天员建立更适宜的工作热环境和休息/居住环境；(3)所述“宽温区机构夹层”设计方案便于实现各类机构在月昼期间伸展工作/在月夜期间收拢保温；机构进出均不破坏内层/外层隔热包络的热完整性，避免热量经由进出洞口灌入/漏出、有助于维持其它设备热稳定；(4)所述“可进出同位素热源”方案在月夜期间最大程度利用同位素热源热量，除利用率(＞90％)高于已有项目外，热量利用方式采用传统的热辐射和导热方式，较已有项目更为可靠，且简单有效。“进出”也同时解决在轨飞行时段以及月昼时段同位素热源的不必要产热的隔离与排散问题；(5)所述“置顶公用OSR热辐射面”的布局方案，不仅让热辐射面具有对冷黑天空最大热辐射视角进而提高其散热能力，也利用其下的月面探测器形体轮廓的遮挡效应、全面地屏蔽掉炽热月面的高强度红外辐射热流对公用热辐射面散热能力的不利影响。本发明给出的公用热辐射面置顶方案、探测器从外到内的分层隔热方案、探测器形体轮廓遮挡高温月面方案，与传统的低可见光吸收率/高红外发射率OSR表面处理措施一起，解决了赤道区正午时分炽热月面上高强度行走/工作带来的极端热控问题；(6)所述“均温化内层”既建立了各载荷设备之间的热容和热量共享，也建立了它们月昼时段与公用OSR热辐射面、月夜时段与同位素热源之间的传热通道，进而实现月昼散热/月夜保温功能。均温化内层由航天传统的热辐射腔及热管网构成，相较于已有项目采用的两相重力辅助回路/密闭腔室循环风扇等方案，其具有构成简单、成本低、运行有效且可靠性高的特点。

本实施例的月面探测器，在前所未有的月球赤道区月面实地探测与长期生存任务中，所述方案能够在正午时段，以被动的/无能源消耗方式，抵御近乎垂直倾泻的太阳可见光热流和月面(～120℃)高强度红外辐射热流双重夹击，实现良好隔热，且能形成大尺度低温热辐射面，满足探测器正午时刻较高强度工作/行走带来的散热需求；所述方案能够在极寒且漫长月夜时段，利用其比以往项目更佳的隔热性能、更高同位素热源的月夜利用效率，用等量热源满足更大尺度(意味着更多漏热)月面探测器月夜保温需求；所述方案采取的结构设计与热控措施，更适应于月球项目从科学探测阶段转入规模化应用阶段、从无人登月转入有人登月的过程中产生的对热控系统性能、载荷工作强度、载荷密集度、机构复杂度的更高要求，以及航天员辅助下的月面更换等需求。与已有项目比，所述方案不只提高极端热环境适应性，也提高对探测及应用的支持能力。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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发明和简化描述，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发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。