CubeSat結(jié)構(gòu)熱控案

李雨 唐子行 張鑫 王夏劼

摘要：CubeSat以體積小、成本低、研制周期短等優(yōu)點(diǎn)受到越來越廣泛的關(guān)注，但CubeSat的高度集成化、模塊化設(shè)計(jì)對結(jié)構(gòu)熱控提出了更高的要求，而且宇宙中的輻射也會對立方體衛(wèi)星造成影響。本文在參考國外高校對CubeSat的結(jié)構(gòu)熱控和輻射防護(hù)方案基礎(chǔ)上，對結(jié)構(gòu)熱控與輻射防護(hù)方案進(jìn)行分析與討論，給出更理想的方案。

關(guān)鍵詞：CubeSat;結(jié)構(gòu)熱控;輻射防護(hù)

一、CubeSat系統(tǒng)簡介

CubeSat是一種工作在地球低軌道的迷你衛(wèi)星，由加利福利亞州州立理工大學(xué)與斯坦福大學(xué)空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室于1999年聯(lián)合提出，其目的是讓高等院校或者私營企業(yè)開展低成本科學(xué)研究、發(fā)射空間載荷、進(jìn)行國際合作，同時(shí)讓學(xué)生得到衛(wèi)星研制、發(fā)射以及遙測的實(shí)踐體驗(yàn)。

相較于傳統(tǒng)衛(wèi)星，cubesat具有體積小，研制周期短，靈活性和模塊性更強(qiáng)等多種優(yōu)點(diǎn)。除此之外，cubesat結(jié)構(gòu)簡單——以unit作為最小單位。常用結(jié)構(gòu)有以下三種：1U cubesat，尺寸為100mm*100mm*100mm，重量不超過1.33kg;2U CubeSat的尺寸為100mm*100mm*227mm，重量不超過2.66kg;3U CubeSat的尺寸為100mm*100mm*340mm，重量不超過4kg。表1、圖1展示了1U及2U的立方星基本結(jié)構(gòu)。盡管CubeSat尺寸較小，但它擁有普通衛(wèi)星的大部分功能，如姿態(tài)確定與控制、通信、展開式太陽電池板、星載計(jì)算機(jī)及科學(xué)載荷等。且該種衛(wèi)星采用商業(yè)器件，成本一般為5萬-10萬美元?；贑ubeSat的一些特點(diǎn)，立方星將主要應(yīng)用于空間演示驗(yàn)證及科學(xué)研究或提高對地觀測獲得較高的時(shí)間分辨率及空間分辨率。

二、太空中的熱與輻射問題

（一）太空中的熱問題

CubeSat的發(fā)展對熱控技術(shù)帶來了巨大的挑戰(zhàn)。一方面，CubeSat技術(shù)采用大量的高度集成化電子器件，并且CubeSat的尺寸比較小，其產(chǎn)生的熱量很難迅速輻射到環(huán)境中去，容易導(dǎo)致子系統(tǒng)或設(shè)備局部高溫;另一方面，CubeSat的熱容量較小，瞬態(tài)熱載荷以及空間外熱流對它的影響很大，會導(dǎo)致微衛(wèi)星的溫度水平出現(xiàn)很大的波動。正常情況下的熱傳導(dǎo)分為三種：空氣對流、傳導(dǎo)和輻射控制。然而在近地軌道或者更遠(yuǎn)一點(diǎn)的地方，空間傳熱主要由傳導(dǎo)和輻射，沒有自然對流來冷卻電子設(shè)備。系統(tǒng)在同樣能量輸入的情況下可能產(chǎn)生更高的溫度。宇宙中的環(huán)境較極端。CubeSat在太空中飛行時(shí)，由于沒有空氣傳熱和散熱，受陽光直接照射的一面，可產(chǎn)生高達(dá)100℃的高溫，而背陰的一面，溫度則可以低至-100℃～200℃。宇宙中主要溫度如表1所示。

衛(wèi)星結(jié)構(gòu)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要有如下溫度要求：

a）常溫要求：衛(wèi)星零件的加工制造、整星裝配、電子調(diào)試都是在常溫下進(jìn)行。整星制造完成后的很多實(shí)驗(yàn)也是在常溫下進(jìn)行。然而對于不同的對象，其適宜的工作環(huán)境有極大差異。

b）低溫要求：針對星上的一些探測器，如紅外探測器為了減小背景熱噪聲，需要很低的背景溫度。

c）恒溫要求：某些結(jié)構(gòu)需要在恒溫下工作，如某CCD攝影測量相機(jī)的溫度應(yīng)控制在11-16℃。

d）溫度均勻性要求：衛(wèi)星上某些部件對溫度的均勻性有著嚴(yán)格的要求，尤其是對于那些要求結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性極高的有效載荷，必須控制熱應(yīng)力形變。

（二）太空中的輻射現(xiàn)象

1.宇宙輻射種類

宇宙中的輻射可以分為兩類：電離類（ionizing）和非電離類（non-ionizing）。電離類輻射又可以細(xì)分為三類：

①銀河宇宙輻射（galactic cosmic radiation）指來自太陽系以外的銀河系的高能粒子其極大部分是質(zhì)子。

②捕獲輻射（trapped radiation）當(dāng)帶電粒子被地球的磁場捕獲并在磁場內(nèi)旋轉(zhuǎn)時(shí)發(fā)生（僅發(fā)生在地球磁場內(nèi)）。

③太陽能粒子（solar energetic particles）。非電離輻射只有一類：紫外線輻射（ultraviolet radiation）：波長范圍約10～400nm的光輻射。

2.輻射的影響

輻射造成的壓力直接擾動衛(wèi)星運(yùn)行軌道，它影響小型物體和所有航天器的軌道和軌跡。太陽輻射壓力會擾動整個(gè)太陽系的物體，小物體受到的擾動比較大。因?yàn)樾∥矬w的慣性比較小，因此發(fā)射CubeSat就必須考慮太陽輻射壓力的擾動，避免被過多影響到CubeSat的軌道軌跡。輻射（如宇宙射線）還會導(dǎo)致器件或電路不正常工作或停止工作。但部分材料如砷化鎵本身對輻射造成的漏電有抵抗性。

三、解決方案

（一）熱控解決方案

一般來說，航天器在太空中都是傾斜的。太陽能量最多能夠“看見”三個(gè)面。從傳熱的角度來看，最壞的情形是立方體的一面直接面對太陽，太陽的能量將被吸收或者反射。

這會導(dǎo)致立方體的一面過熱而其他方面過涼。

我們可以采用主動熱控涂層技術(shù)，這種涂層也稱為智能型熱控涂層。其太陽吸收比和發(fā)射率可以隨著衛(wèi)星表面溫度的變化或者衛(wèi)星本身的熱控要求而改變，從而達(dá)到自動調(diào)節(jié)溫度的作用?？勺儼l(fā)射率的熱控涂層有兩種：一種是無機(jī)材料WO3，另一種是基于導(dǎo)電聚合物的有機(jī)材料。其中無機(jī)材料WO3非常適合在電功率和質(zhì)量都受限的小衛(wèi)星。

為了解決熱傳導(dǎo)的問題，我們可選擇方案有兩種。一種是熱電冷卻器。另外一種是設(shè)計(jì)專門的PCM系統(tǒng)。PCM是一種相變系統(tǒng)，是對任何具有極具熔點(diǎn)和大熱核聚變的物質(zhì)的描述。其通過化學(xué)鍵在環(huán)境持續(xù)存在溫差時(shí)進(jìn)行PCM轉(zhuǎn)換。

其工作原理為電子元件的最大功耗等于所產(chǎn)生的最大熱量方程式如下：

Q=KA*（Th-Tc）/L

其中K為來自銅管道材料的導(dǎo)熱系數(shù);A為由10根每根直徑為2.59mm總和的橫截面積;L為熱管道長度;Th為組件溫度把它變形成T0時(shí)，可以看到，當(dāng)熱管道的長度加長，中心PCM系統(tǒng)溫度會降低。

所以為了設(shè)計(jì)出合適恰當(dāng)?shù)闹行腜CM控制系統(tǒng)，每一個(gè)組件有不同的變化的長度。

（二）防輻射方案

因輻射來自外界環(huán)境，屬于不可控因素，所以主要從材料的選用上來削弱輻射對CubeSat的影響。

（1）聚酰亞胺樹脂和復(fù)合物。機(jī)械性能優(yōu)良、介電性能優(yōu)良、耐高低溫、耐磨耗、耐蠕變、耐輻射、耐燃燒。

（2）當(dāng)選用鋁合金制作衛(wèi)星結(jié)構(gòu)時(shí)，可以利用等離子噴涂技術(shù)將鉭金屬覆蓋到鋁表面，能消除鋁表面的細(xì)孔。

鉭金屬特點(diǎn)：熔點(diǎn)高，化學(xué)穩(wěn)定性高，富有延展性，熱膨脹系數(shù)很小，表面氧化膜介電常數(shù)大。

（3）VELOX-PIII底盤聚醚醚酮（PEEK）熱塑料代替鋁合金制成，以防止貼片天線被輻射干擾。

參考文獻(xiàn)：

[1]王忠強(qiáng).基于碳纖維復(fù)合材料的立方體衛(wèi)星結(jié)構(gòu)熱控一體化設(shè)計(jì).

[2]TYPES OF RADIATION in Space.

[3]Emanuel Escobar，Marcos Diaz，Juan Cristóbal Zagal，DESIGN AUTOMATION FOR SATELITE PASSIVE THERMAL CONTROL.

[4]Active Thermal Control System for CubeSat.

[5]Thomsen D L I，Kim W，Cutler J W.Shields-1，A SmallSat Radiation Shielding Technology Demonstration[J].2015.

[6]Zhao T S.Applied Thermal Engineering[J].Applied Thermal Engineering，1996，89：968-977.

[7]Escobar E，Diaz M，Zagal J C.DESIGN AUTOMATION FOR SATELLITE PASSIVE THERMAL CONTROL[J].4s Symposium，2012.

[8]D.Rockberger.（2009）Thermal and Mechanical Optimisation of the First Israeli Nanosatellite，Proceedings of the 49th Israel annual conference on aerospace sciences.

[9]《Thermal Modeling of Nanosat》，Dai Dinh，from San Jose State University.

[10]《CubeSat Thermal Analysis》Pradeep Shinde，Alvaro Quintero，Ibrahim Tansel，Sabri Tosunoglu.

[11]劉佳.李運(yùn)澤.常靜.盛江.微小衛(wèi)星熱控系統(tǒng)的研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢[J].航天器環(huán)境工程，2011，28（1）：77-82.

[12]潘維，趙欣.小衛(wèi)星全被動熱設(shè)計(jì)及其驗(yàn)證技術(shù).

[13]麻慧濤，鐘奇，范含林，文耀普.微型衛(wèi)星熱控制技術(shù)研究.

[14]Thermovacuum Tests on TIGRIsat structure Claudio Paris，Maurizio Parisse.

[15]On-Orbit Thermal Design and Validation of 1U Standardized CubeSat of STEP Cube Lab.

[16]Thermal analysis of TRIO-CINEMA mission.

[17]Design automation for satellite passive thermal control.