CubeSat结构热控案

李雨 唐子行 张鑫 王夏劼

摘要：CubeSat以体积小、成本低、研制周期短等优点受到越来越广泛的关注，但CubeSat的高度集成化、模块化设计对结构热控提出了更高的要求，而且宇宙中的辐射也会对立方体卫星造成影响。本文在参考国外高校对CubeSat的结构热控和辐射防护方案基础上，对结构热控与辐射防护方案进行分析与讨论，给出更理想的方案。

关键词：CubeSat;结构热控;辐射防护

一、CubeSat系统简介

CubeSat是一种工作在地球低轨道的迷你卫星，由加利福利亚州州立理工大学与斯坦福大学空间系统实验室于1999年联合提出，其目的是让高等院校或者私营企业开展低成本科学研究、发射空间载荷、进行国际合作，同时让学生得到卫星研制、发射以及遥测的实践体验。

相较于传统卫星，cubesat具有体积小，研制周期短，灵活性和模块性更强等多种优点。除此之外，cubesat结构简单——以unit作为最小单位。常用结构有以下三种：1U cubesat，尺寸为100mm*100mm*100mm，重量不超过1.33kg;2U CubeSat的尺寸为100mm*100mm*227mm，重量不超过2.66kg;3U CubeSat的尺寸为100mm*100mm*340mm，重量不超过4kg。表1、图1展示了1U及2U的立方星基本结构。尽管CubeSat尺寸较小，但它拥有普通卫星的大部分功能，如姿态确定与控制、通信、展开式太阳电池板、星载计算机及科学载荷等。且该种卫星采用商业器件，成本一般为5万-10万美元。基于CubeSat的一些特点，立方星将主要应用于空间演示验证及科学研究或提高对地观测获得较高的时间分辨率及空间分辨率。

二、太空中的热与辐射问题

（一）太空中的热问题

CubeSat的发展对热控技术带来了巨大的挑战。一方面，CubeSat技术采用大量的高度集成化电子器件，并且CubeSat的尺寸比较小，其产生的热量很难迅速辐射到环境中去，容易导致子系统或设备局部高温;另一方面，CubeSat的热容量较小，瞬态热载荷以及空间外热流对它的影响很大，会导致微卫星的温度水平出现很大的波动。正常情况下的热传导分为三种：空气对流、传导和辐射控制。然而在近地轨道或者更远一点的地方，空间传热主要由传导和辐射，没有自然对流来冷却电子设备。系统在同样能量输入的情况下可能产生更高的温度。宇宙中的环境较极端。CubeSat在太空中飞行时，由于没有空气传热和散热，受阳光直接照射的一面，可產生高达100℃的高温，而背阴的一面，温度则可以低至-100℃～200℃。宇宙中主要温度如表1所示。

卫星结构热控系统设计主要有如下温度要求：

a）常温要求：卫星零件的加工制造、整星装配、电子调试都是在常温下进行。整星制造完成后的很多实验也是在常温下进行。然而对于不同的对象，其适宜的工作环境有极大差异。

b）低温要求：针对星上的一些探测器，如红外探测器为了减小背景热噪声，需要很低的背景温度。

c）恒温要求：某些结构需要在恒温下工作，如某CCD摄影测量相机的温度应控制在11-16℃。

d）温度均匀性要求：卫星上某些部件对温度的均匀性有着严格的要求，尤其是对于那些要求结构稳定性极高的有效载荷，必须控制热应力形变。

（二）太空中的辐射现象

1.宇宙辐射种类

宇宙中的辐射可以分为两类：电离类（ionizing）和非电离类（non-ionizing）。电离类辐射又可以细分为三类：

①银河宇宙辐射（galactic cosmic radiation）指来自太阳系以外的银河系的高能粒子其极大部分是质子。

②捕获辐射（trapped radiation）当带电粒子被地球的磁场捕获并在磁场内旋转时发生（仅发生在地球磁场内）。

③太阳能粒子（solar energetic particles）。非电离辐射只有一类：紫外线辐射（ultraviolet radiation）：波长范围约10～400nm的光辐射。

2.辐射的影响

辐射造成的压力直接扰动卫星运行轨道，它影响小型物体和所有航天器的轨道和轨迹。太阳辐射压力会扰动整个太阳系的物体，小物体受到的扰动比较大。因为小物体的惯性比较小，因此发射CubeSat就必须考虑太阳辐射压力的扰动，避免被过多影响到CubeSat的轨道轨迹。辐射（如宇宙射线）还会导致器件或电路不正常工作或停止工作。但部分材料如砷化镓本身对辐射造成的漏电有抵抗性。

三、解决方案

（一）热控解决方案

一般来说，航天器在太空中都是倾斜的。太阳能量最多能够“看见”三个面。从传热的角度来看，最坏的情形是立方体的一面直接面对太阳，太阳的能量将被吸收或者反射。

这会导致立方体的一面过热而其他方面过凉。

我们可以采用主动热控涂层技术，这种涂层也称为智能型热控涂层。其太阳吸收比和发射率可以随着卫星表面温度的变化或者卫星本身的热控要求而改变，从而达到自动调节温度的作用。可变发射率的热控涂层有两种：一种是无机材料WO3，另一种是基于导电聚合物的有机材料。其中无机材料WO3非常适合在电功率和质量都受限的小卫星。

为了解决热传导的问题，我们可选择方案有两种。一种是热电冷却器。另外一种是设计专门的PCM系统。PCM是一种相变系统，是对任何具有极具熔点和大热核聚变的物质的描述。其通过化学键在环境持续存在温差时进行PCM转换。

其工作原理为电子元件的最大功耗等于所产生的最大热量方程式如下：

Q=KA*（Th-Tc）/L

其中K为来自铜管道材料的导热系数;A为由10根每根直径为2.59mm总和的横截面积;L为热管道长度;Th为组件温度把它变形成T0时，可以看到，当热管道的长度加长，中心PCM系统温度会降低。

所以为了设计出合适恰当的中心PCM控制系统，每一个组件有不同的变化的长度。

（二）防輻射方案

因辐射来自外界环境，属于不可控因素，所以主要从材料的选用上来削弱辐射对CubeSat的影响。

（1）聚酰亚胺树脂和复合物。机械性能优良、介电性能优良、耐高低温、耐磨耗、耐蠕变、耐辐射、耐燃烧。

（2）当选用铝合金制作卫星结构时，可以利用等离子喷涂技术将钽金属覆盖到铝表面，能消除铝表面的细孔。

钽金属特点：熔点高，化学稳定性高，富有延展性，热膨胀系数很小，表面氧化膜介电常数大。

（3）VELOX-PIII底盘聚醚醚酮（PEEK）热塑料代替铝合金制成，以防止贴片天线被辐射干扰。

参考文献：

[1]王忠强.基于碳纤维复合材料的立方体卫星结构热控一体化设计.

[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]刘佳.李运泽.常静.盛江.微小卫星热控系统的研究现状及发展趋势[J].航天器环境工程，2011，28（1）：77-82.

[12]潘维，赵欣.小卫星全被动热设计及其验证技术.

[13]麻慧涛，钟奇，范含林，文耀普.微型卫星热控制技术研究.

[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.