CubeSat結構熱控案

李雨 唐子行 張鑫 王夏劼

摘要：CubeSat以體積小、成本低、研制周期短等優點受到越來越廣泛的關注，但CubeSat的高度集成化、模塊化設計對結構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星造成影響。本文在參考國外高校對CubeSat的結構熱控和輻射防護方案基礎上，對結構熱控與輻射防護方案進行分析與討論，給出更理想的方案。

關鍵詞：CubeSat;結構熱控;輻射防護

一、CubeSat系統簡介

CubeSat是一種工作在地球低軌道的迷你衛星，由加利福利亞州州立理工大學與斯坦福大學空間系統實驗室于1999年聯合提出，其目的是讓高等院校或者私營企業開展低成本科學研究、發射空間載荷、進行國際合作，同時讓學生得到衛星研制、發射以及遙測的實踐體驗。

相較于傳統衛星，cubesat具有體積小，研制周期短，靈活性和模塊性更強等多種優點。除此之外，cubesat結構簡單——以unit作為最小單位。常用結構有以下三種：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的立方星基本結構。盡管CubeSat尺寸較小，但它擁有普通衛星的大部分功能，如姿態確定與控制、通信、展開式太陽電池板、星載計算機及科學載荷等。且該種衛星采用商業器件，成本一般為5萬-10萬美元。基于CubeSat的一些特點，立方星將主要應用于空間演示驗證及科學研究或提高對地觀測獲得較高的時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的發展對熱控技術帶來了巨大的挑戰。一方面，CubeSat技術采用大量的高度集成化電子器件，并且CubeSat的尺寸比較小，其產生的熱量很難迅速輻射到環境中去，容易導致子系統或設備局部高溫;另一方面，CubeSat的熱容量較小，瞬態熱載荷以及空間外熱流對它的影響很大，會導致微衛星的溫度水平出現很大的波動。正常情況下的熱傳導分為三種：空氣對流、傳導和輻射控制。然而在近地軌道或者更遠一點的地方，空間傳熱主要由傳導和輻射，沒有自然對流來冷卻電子設備。系統在同樣能量輸入的情況下可能產生更高的溫度。宇宙中的環境較極端。CubeSat在太空中飛行時，由于沒有空氣傳熱和散熱，受陽光直接照射的一面，可產生高達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。

衛星結構熱控系統設計主要有如下溫度要求：

a）常溫要求：衛星零件的加工制造、整星裝配、電子調試都是在常溫下進行。整星制造完成后的很多實驗也是在常溫下進行。然而對于不同的對象，其適宜的工作環境有極大差異。

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：某些結構需要在恒溫下工作，如某CCD攝影測量相機的溫度應控制在11-16℃。

d）溫度均勻性要求：衛星上某些部件對溫度的均勻性有著嚴格的要求，尤其是對于那些要求結構穩定性極高的有效載荷，必須控制熱應力形變。

（二）太空中的輻射現象

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子。

②捕獲輻射（trapped radiation）當帶電粒子被地球的磁場捕獲并在磁場內旋轉時發生（僅發生在地球磁場內）。

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星運行軌道，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太陽系的物體，小物體受到的擾動比較大。因為小物體的慣性比較小，因此發射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，這種涂層也稱為智能型熱控涂層。其太陽吸收比和發射率可以隨著衛星表面溫度的變化或者衛星本身的熱控要求而改變，從而達到自動調節溫度的作用。可變發射率的熱控涂層有兩種：一種是無機材料WO3，另一種是基于導電聚合物的有機材料。其中無機材料WO3非常適合在電功率和質量都受限的小衛星。

為了解決熱傳導的問題，我們可選擇方案有兩種。一種是熱電冷卻器。另外一種是設計專門的PCM系統。PCM是一種相變系統，是對任何具有極具熔點和大熱核聚變的物質的描述。其通過化學鍵在環境持續存在溫差時進行PCM轉換。

其工作原理為電子元件的最大功耗等于所產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熱系數;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，可以看到，當熱管道的長度加長，中心PCM系統溫度會降低。

所以為了設計出合適恰當的中心PCM控制系統，每一個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）聚酰亞胺樹脂和復合物。機械性能優良、介電性能優良、耐高低溫、耐磨耗、耐蠕變、耐輻射、耐燃燒。

（2）當選用鋁合金制作衛星結構時，可以利用等離子噴涂技術將鉭金屬覆蓋到鋁表面，能消除鋁表面的細孔。

鉭金屬特點：熔點高，化學穩定性高，富有延展性，熱膨脹系數很小，表面氧化膜介電常數大。

（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：

[1]王忠強.基于碳纖維復合材料的立方體衛星結構熱控一體化設計.

[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.李運澤.常靜.盛江.微小衛星熱控系統的研究現狀及發展趨勢[J].航天器環境工程，2011，28（1）：77-82.

[12]潘維，趙欣.小衛星全被動熱設計及其驗證技術.

[13]麻慧濤，鐘奇，范含林，文耀普.微型衛星熱控制技術研究.

[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.