纳型卫星热控系统设计与仿真

第18卷第1期 系
统 仿 真 学 报© V ol. 18 No. 1
2006年1月 Journal of System Simulation Jan.， 2006
纳型卫星热控系统设计与仿真
丁延卫1,2，付俊明2，尤 政2
（1.中国科学院 光电研究院，北京 100080；2.清华大学 精密仪器与机械学系，北京 100084）
摘 要：现代微小卫星是当前航天技术发展的重要方向之一，热控分系统的功能是为星上仪器设备
提供合适的温度环境。

针对一颗纳型卫星，介绍其功能和构成。

以获得最佳热耦合机制为目标，对纳型卫星本体及各分系统进行了全被动热控系统设计。

通过I-DEAS TMG 软件，建立卫星热分析模型，对卫星的在轨稳态和瞬态温度状态上进行了仿真分析。

仿真结果满足卫星总体要求，表明所提出的热设计思想和所采取的热设计措施可行。

关键词：纳型卫星；热设计；仿真；热耦合
中图分类号：TP391.9 文献标识码：A 文章编号：1004-731X (2006) 01-0169-04
Design and Simulation for Thermal Control System of Nanosatellite
DING Yan-wei 1,2, FU Jun-ming 2, YOU Zheng 2
(1.Academy of Opto-electronics, The Chinese Academy of Sciences, Beijing 100080, China; 2.Department of Precision Instruments and Mechanics, Tsinghua University, Beijing 100084, China)
Abstract: Modern microsatellite and small satellite is one of important aspects of space technology development nowadays, and its thermal control system is to provide appropriate temperature environment for instruments and equipments. The structure and function of a nanosatellite were introduced. Under the optimal thermal coupling mechanism, all-passive thermal design was carried out for nanosatellite system and subsystems. By I-DEAS TMG software, thermal model of the nanosatellite was founded, and the on-orbit steady and transient temperature distributions of nanosatellite were simulated. Temperature data met the need of the mission. Results show that the idea and measures of thermal design for nanosatellite are feasible.
Key words: nanosatellite; thermal design; simulation; thermal coupling
引 言
现代微小卫星已经不是简单的卫星小型化，而是依托高新技术、采用一体化、集成化、模块化、商用器件化以及功能软件化等全新的设计思想和概念、以高“功能密度”为核心的系统小型化。

现代微小卫星技术受到航天、军事、工业以及科研部门的普遍关注，发展迅速，成为当前航天技术发展的重要方向之一[1]。

在微小卫星的各分系统中，热控分系统的功能是为星上仪器设备正常工作提供合适的温度环境[2]。

本文介绍一颗纳型卫星的功能及构成，并对卫星本体及分系统进行热控系统设计和仿真。

1 纳型卫星及其构成
微电子技术特别是近年来以微机电系统（MEMS ）和微光机电系统（MOEMS ）为代表的微米纳米技术的发展，使得微型航天器特别是纳型卫星甚至皮型卫星的实现成为可能。

据资料介绍目前已发射纳型卫星有：俄罗斯航天研究院
收稿日期：2004-11-05 修回日期：2005-11-17
基金项目：中国博士后科学基金(2003034170)
作者简介：丁延卫(1976-), 男, 河南汝阳人, 副研究员, 博士后, 研究方向为光学仪器总体技术、现代微小卫星技术、微/纳传感器技术; 付俊明(1980-), 男, 江西临川人, 博士生
, 研究方向为多学科优化设计; 尤政(1964-)，男，江苏扬州人，博士，教授，博导，研究方向微/纳技术、光电测试技术、微小卫星技术等。

SPUTNIK-2卫星、美国Aeroastro 的 Bitsy 卫星、美国 Arizona 大学的AUSat 卫星、美国 Stanford 大学的SQUIRT-2卫星、英国Surrey 大学的SNAP-1卫星、美国 Stanford 大学的 PICOSAT 卫星、墨西哥Anahuac 大学的 ANISAT 卫星等。

这种基于微米纳米技术的纳型/皮型卫星给航天技术的发展带来了新的机遇，它将改变人们对航天事业高投入、高风险的传统观念，使更多的科技人员献身与投入航天事业，使更多的新技术更快的应用于航天领域。

目前，纳型/皮型卫星已经在通讯、遥感、电子侦察等领域获得了应用，显示出良好的技术、经济和社会效益[3]。

本文研究的纳型卫星主要由载荷舱、模块盒、太阳电池帆板等部分组成，载荷舱内包含有微惯性组合(MIMU)、电池组、储箱、相机等组件，采用一体化与系统集成的设计方法，总重量小于25kg ，具有对地成像、信息传输等功能。

2 热控中的最佳热耦合机制
卫星运行在高真空的太空环境，热传递主要通过传导和辐射进行。

2.1 接触导热的机理与应用
接触导热是一个受材料热物性、材料机械特性、材料表面性质以及负载、温度、环境等众多因素影响的非线性问题。

接触导热机理的理论研究包括粗糙表面的微观形貌分析、固体材料的微观形变分析和接触导热分析。

很多情况下，人为
2006年1月系统仿真学报 Jan., 2006
地增加或者减小接触面间的接触热阻，能够起到改变温度场的功效。

减小接触热阻的主要措施包括：（1）采用当量导热系数和硬度比值大的接触对；（2）在接触界面填充导热系数大、硬度小的金属箔，以增加界面间的实际接触面积；（3）在接触面间填充导热脂；（4）利用载荷的“hysteresis”现象，在使用前对界面实施过度加载等。

增加接触热阻的主要措施包括：（1）在金属表面镀上陶瓷等隔热材料，增加界面隔热效果；（2）在界面间填充硬度较高、粗糙程度较高的金属网格；（3）对于多层绝热结构，对金属层进行绝热粉末预处理等[4]。

2.2 辐射换热的强化与削弱
工程上，可以根据需要对辐射换热予以强化或削弱。

强化辐射换热时，可以采取增加换热表面发射率以及改变两表面的布置以增加角系数的方法。

削弱辐射换热时，可以减少表面发射率以在两辐射表面之间安插遮热板的方法[5]。

2.3 最佳热耦合机制思想
在纳型卫星的热设计过程中，可以通过利用隔热垫、导热脂以及增加或减小表面发射率、热管、热包覆、散热器等被动热控制措施，并优化这些措施之间的组合，最大限度地满足热控制的需要。

3 热控系统设计
3.1 热设计的目的及原则
纳型卫星热控设计的目的是通过合理的热设计方法和热控制手段，提供卫星有效载荷和卫星平台各分系统仪器设备正常工作所需的环境温度，同时保证卫星表面所有设备工作在所需的温度范围。

在热设计过程中，遵循以下原则：
(1) 采用成熟的热控技术和实施工艺，遵循各项热控规范和标准，力求简单、可靠；
(2) 整星热设计本着被动热控方式为主，在被动热控方式不能满足要求时，再考虑电加热补偿的主动热控手段，力求实现最佳热耦合机制；
(3) 星内一般仪器设备的温度范围设计余量为±10℃。

3.2 热控制措施
综合考虑卫星的结构、温度要求以及所处的空间环境，经过大量的热分析计算，决定采取如下热控制措施：
(1) 载荷舱内除推进系统采取特殊的热控制措施外，其他载荷外表面进行发黑处理，ε≧0.80；
(2) 模块盒和载荷舱身内表面ε≧0.50；
(3) 模块盒内各电路模块与其安装面之间填充导热材料或导热脂；
(4) 位于星外的磁强计、GPS天线等的外表面喷涂有机灰漆或有机黑漆，α/ε=0.85/0.80。

4 I-DEAS TMG仿真分析
4.1 热分析模型的建立
利用IDEAS TMG有限元软件进行分析，该软件具有将模拟空间环境、轨道、姿态、辐射角系数计算等集成在一起的特点，NASA等许多国外航天器研制单位都采用IDEAS TMG软件进行空间飞行器的热分析计算。

在建立有限元分析模型时，采用一定的简化和假设。

(1) 太阳电池帆板以及顶板的材料为铝蜂窝板，用Shell 单元表示两侧的铝蒙皮，在两层Shell单元之间施加相当于铝蜂窝热传导率的热耦合(λ=1.5 W/m.℃)模拟中间的蜂窝夹层，将电池片表面的热参数(α/ε=0.92/0.82)作为帆板向外表面的热参数；
(2) 模块盒以及载荷舱的材料为硬铝LY12，用Shell单元建立它们的有限元模型，并施加表面的热参数(α/ε=0.15/0.50)，模块盒与模块盒之间、模块盒与载荷舱之间的连接用共用节点的方式模拟；
(3) 模块盒内部各电路模块简化为Shell单元，其在模块盒内的安装方式通过与模块盒共用节点的方式模拟，这些Shell单元的材料的热特性为：热传导率λ=10 W/m.℃、表面红外发射率ε=0.80；
(4) 载荷舱内的各有效载荷中, 储箱、电池组和动量轮采用Shell单元划分网格，MIMU和相机控制盒壳体采用Shell单元划分网格的同时，其内部电路板也采用Shell单元划分网格，壳体的材料为硬铝LY12，电路板的材料热特性与模块盒内电路模块的材料热特性相同，相机镜头也划作Shell单元；
(5) 盖板和推进电路盒壳体采用Shell单元划分网格，材料为硬铝LY12，推进电路盒内电路板也采用Shell单元划分网格，电路板的材料热特性与模块盒内电路模块的材料热特性相同；
(6) 对天面的2个磁强计和1个GPS天线用Shell单元划分网格；
(7) 除蓄电池、相机控制箱、燃料储箱、MIMU、动量轮外，有效载荷舱内的其余零部件，星箭分离机构的连接法兰、推进系统、RF天线等未包含在计算模型中。

卫星整体有限元模型如图1所示，载荷舱有限元模型如图2所示。

图1 卫星整体有限元模型图2 载荷舱有限元模型
2006年1月丁延卫, 等：纳型卫星热控系统设计与仿真Jan., 2006
空间背景为4K冷黑空间，并输入轨道、姿态等参数(太阳同步圆轨道、高度取550km、倾角取95º、降交点地方时取11:00等)，三轴稳定姿态时，+Z轴指向地心、+X指向飞行方向。

4.2 稳态和瞬态仿真结果
稳态情况下，卫星各部分温度如表1所示，图3、图4、图5、图6分别是卫星整体、载荷舱、太阳电池帆板、顶板及磁强计与GPS天线的温度分布云图。

稳态分析时，卫星吸收的外热流和内热源采用轨道周期平均的方法。

表1 稳态计算结果
部位温度分布范围(℃)
太阳电池帆板 24.7—-38.5
顶板 13.1—-0.7
推进电路盒 13.7—13.5
ADCS模块 24.0—17.1
TTC模块 22.6—17.1
OBC模块 23.1—16.9
GPS模块 21.6—16.7
RF1模块 23.0—16.4
RF2模块 23.5—16.0
PCR模块 22.5—16.0
BCM模块 22.5—15.5
载荷舱内各有效载荷 5.2—0.5
磁强计和GPS天线 10.2—1.12
瞬态分析时的温度变化曲线如图7、图8、图9、图10、图11、图12所示，瞬态分析时，以稳态分析得到的温度场为初始温度，卫星过升交点时刻为计时开始时刻，共计算4个轨道周期。

从以上仿真结果可以看出，所采取的热设计方案满足了卫星总体提出的要求，即舱内一般仪器设备的温度为-10℃——+45℃，舱外仪器设备温度为-80℃——+80℃。

5 结论
本文基于最佳热耦合机制，采用全被动热控制措施对一颗纳型卫星本体和各分系统进行热控系统设计，并利用I-DEAS TMG软件建立卫星热分析模型，进行了在轨稳态和瞬态热分析。

仿真结果表明，所采取的热控制措施满足了总体要求。

卫星热控中最佳热耦合机制涉及的理论与实践问题较多，是当前卫星热控领域研究的一个重点，我们将继续加强对相关问题的深入研究。

图3 卫星整体温度分布云图图4 载荷舱温度分布云图
图5 太阳电池帆板温度分布云图图6 顶板及磁强计、GPS天线温度分布云图
2006年1月 系
统 仿 真 学 报 Jan., 2006
图7 –Y 向帆板上一点的温度变化曲线 图8 +Y 向帆板上一点的温度变化曲线
图9 最高温度帆板上一点的温度变化曲线 图10 载荷舱MIMU 上一点的温度变化曲线
图11 磁强计上一点的温度变化曲线 图12 蓄电池上一点的温度变化曲线
参考文献：
[1] 丁延卫，尤政．现代微小卫星及其热控制[J]. 光学精密工程，2004, 12(3): 23-26.
[2]
徐济万．小卫星应用与热控系统研究[M]. 卫星研制文选丛书《卫星热控系统》.上海：上海卫星工程研究所，2002.
[3] Maurice Martin and Howard Schlossberg etc. University
Nanosatellite Program[C]//IAF Symposium, Redondo Beach, CA, April 19-21, 1999.
[4]
赵兰萍，徐烈，李兆慈，孙桓．固体界面间接触导热的机理和应用研究[J]. 低温工程，2000，4：29-34.
[5] 杨世铭，陶文铨．传热学[M]. 第三版. 北京：高等教育出版社，1998.。