被動熱控制

被動熱控制設計方法常用於解決立方星因尺寸小、質量輕、電量少、 熱容量小和熱流密度大等特點帶來的熱設計難題。分析TW-1B立方星熱控輸入條件，提出被動熱控制的具體措施，並建立了熱分析模型進行仿真計算。結果表明，立方星各部件溫度計算結果均在要求的工作溫度範圍之內，說明被動熱控制設計可以滿足立方星對熱控系統的要求。並提出應採用地面熱環境試驗來驗證熱分析計算的準確性，並根據試驗數據對熱分析模型進行最佳化，改進熱設計，以確保衛星在軌壽命。

基本介紹

• 中文名：被動熱控制
• 外文名：Passive thermal control
• 描述：熱控系統實施方式
• 套用：解決熱容量小、熱流密度大的問題
• 學科：熱力學

概念

立方星因具有研製周期短、成本低、發射方式靈活等優勢，成為國際航空技術領域的3大熱點和發展前沿一，尤其是以編隊或星座方式飛行的納衛星群落更是受到國際宇航界的套用。但因尺寸小和星上電子設備的高度集成，立方星熱流密度非常大，很容易導致局部高溫；其次，低的熱容量和外熱流的迅速變化，會使衛星的溫度水平快速波動。因此，立方星的熱控系統設計難度較大，但熱控系統設計的優劣直接關係到衛星的在軌壽命以及衛星使命的完成。國際上對立方星的壽命要求不高也是由於熱控系統的設計困難，因此許多立方星都不具備熱控系統。

TW-1B立方星被動熱控制技術

如果沒有熱控措施或採用的熱控措施不合理，衛星上儀器設備的工作溫度得不到保證，就會導致構件處於極高或超低的溫度環境，造成構件失效或損壞。不均勻的溫度分布還會在設備內部引起熱應力和熱變形，造成設備疲勞損壞、機械性斷裂或永久變形，嚴重影響衛星整體工作任務的完成。比如日本的“大隅號” 實驗衛星、加拿大的通訊技術衛星CTS、美國的“陸地衛星－4”和美國的“天空實驗室”衛星等，均因熱控制系統故障而造成重大損失。

圖 1 TW- 1B 立方星主承力結構示意圖

由上海微小衛星工程中心和南京理工大學聯合研製三顆立方星(TW- 1A、TW- 1B、TW- 1C) ，實現軌組網，北極航道觀測、拍照，檢測飛機和船舶位置等目的，其中南京理工大學負責TW- 1B立方星的研製工作。針對立方星的熱設計難點，提出了完全被動熱控制設計方法。詳細分析了TW- 1B立方星熱控輸入，提出了熱控系統的實施方案，建立熱分析模型進行仿真計算。各分系統計算溫度均在部件正常工作溫度範圍內，初步說明被動熱控設計是行之有效的，但地面熱環境試驗也是不可缺少的工作。

TW- 1B 立方星熱分析輸入條件

TW- 1B立方星外形尺寸完全按照國際立方星標準進行設計，為227mm×100mm×100mm的雙單元立方星，主承力結構由框架、上下端蓋、中間骨架、4根螺桿及4個端螺帽組成，如圖1所示，整星質量約為2kg。

圖 2 TW- 1B 立方星星體設備總體布局

TW- 1B立方星星體內部所有分系統PCB板均由4根螺桿固定周向位置，並由隔柱隔開，確定軸向位置。星體設備總體布局如圖2所示。各個分系統的正常工作溫度範圍各不相同，綜合各個分系統的電子元器件、材料等的特性以及供應商提出的要求，確定了TW- 1B各分系統的工作溫度區間，如表1所示。超出該溫度範圍，系統或元件就不能正常工作。

TW- 1B立方星熱控設計與仿真

擬採用被動熱控方法解決TW- 1B衛星的熱控問題，以減小星內溫度波動範圍和冷熱衝擊，從而延長在軌衛星電子元器件和衛星的壽命，使電池陣基板等溫化，減小太陽能電池因受熱應力和熱變形而被破壞的機率；同時降低電池陣基板溫度，提高太陽能電池的效率。因此，依據國內外衛星熱控設計經驗，擬定總體熱控方案包括：電池陣基板採用PCB-AL-PCB夾層板，星內隔柱與結構間加隔熱墊，電機與結構間加隔熱墊，電池陣內部設定多層隔熱組件，電池陣基板上布置有電池片，在電池片間的空隙處貼有鍍金膜。具體實施方案由以下的分析計算確定。

表 1 各分系統工作溫度範圍

熱控設計是基於熱分析軟體I-DEAS TMG完成的。在Solidworks軟體中將主結構框架、上端蓋、中間骨架、下端蓋分別進行簡化，包括刪除倒角、圓角、連線孔等，將簡化模型導入Hypermesh軟體中進行格線劃分，再將格線模型導入I-DEAS TMG軟體中進行修改及細化。

仿真結果討論及最佳化設計

各分系統仿真結果都在所需工作溫度範圍之內。但太陽能電池陣溫度變化範圍較大，且高溫過高，這將嚴重影響電池陣的在軌壽命及效率，因此需對電池陣基板進行最佳化設計。熱控塗層是衛星熱控設計中較多使用的熱控
材料，是專門用來調整固體表面熱輻射性質從而達到熱控制目的的表面材料。電池陣溫度變化範圍大，主要是因為基板表面高的吸收率和發射率，電池板對外界熱量的吸收多，發射也多，從而導致溫度變化範圍大。對其表面進行最佳化，採用鍍金的措施，這種塗層具有很低的發射率(ε =0.03)和很高的吸收/發射比(α_S/ε=10)，可以減小外表面的溫度波動。

鍍金前範圍為-25～35℃，鍍金後為-14～35℃，穩定溫度的效果明顯。而內部設備溫度基本沒有變化，說明墊片及多層隔熱組件設計對星內溫度的穩定作用是可以的。初步說明本文提出的熱控制設計方案可以達到衛星熱控分系統要求。但由於在熱分析數學建模中做了若干基本簡化假設，且一些計算參數的選擇，如熱傳導係數、接觸熱阻、表面輻射參數等，皆有一定誤差，因此熱分析所得到的溫度與實際值之間必然存在偏差，有些甚至相差較大。因此，在衛星的熱設計中，地面熱模擬試驗也是必要的。衛星的地面熱模擬試驗數據可用來修正熱分析模型，提高熱分析精度，改進衛星熱設計措施。通過修正熱計算，還可以更準確地預示整星在軌飛行溫度，並且對整星熱平衡試驗具有指導意義。

研究結論

針對立方星熱設計困難，提出完全被動熱設計方法。並通過對TW- 1B立方星熱控輸入進行詳細的分析，提出被動熱控設計的具體措施，建立了熱分析模型。由穩態及瞬態溫度場仿真結果可知，各部件溫度計算結果均在部件要求的工作溫度範圍之內，通過最佳化設計縮小了電池陣的溫度範圍。初步說明被動熱控措施的設計可以滿足立方星對熱控系統的要求。熱仿真計算具有一定誤差，還需後續地面熱環境試驗來驗證熱分析計算的準確性，並由試驗結果對熱分析模型進行最佳化，改進熱設計，以確保衛星在軌壽命。

皮星1號A衛星被動熱控制技術

研究進展

MEMS/NEMS技術的快速發展帶動皮衛星的發展。國際上有多家研究機構從事皮衛星的研究，皮衛星與其他普通衛星相比具有質量小，設計、製造及發射成本低廉等顯著優點，在未來的對地觀測、空間探測、通訊導航等諸多領域都有著十分廣泛的套用前景。但對於皮衛星，由於尺寸小、星上電子系統的高度集成，熱流密度將非常大，很容易導致局部高溫；其次，由於熱容量小，容易受到瞬態熱載荷和空間外熱流的影響，導致溫度水平波動較大。因此，皮衛星的熱控系統設計難度較大，但熱控系統的設計好壞直接關係到皮衛星的壽命。由於國際上許多皮衛星對壽命要求不高，也鑒於熱控系統設計的困難，因此許多皮衛星不具備熱控系統。

圖1 ZDPS －1A 衛星結構示意圖

由浙江大學微小衛星研究中心自主研製的國內首顆皮衛星（ZDPS-1A）於2010年9月22日在酒泉衛星發射基地成功發射。針對皮衛星的熱設計難點，提出完全被動熱控以及覆蓋法的設計方法。通過對皮衛星熱控輸入的詳細分析，提出被動熱控的具體措施，建立熱控模型進行仿真計算，進行地面試驗和在軌試驗。試驗結果表明，經過長達一年半的在軌運行，在軌溫度仍和地面試驗時的溫度一致，並落在仿真結果之內，說明完全被動熱控以及覆蓋法的設計方法對皮衛星非常有效。

ZDPS-1A衛星熱控設計

熱設計是藉助於熱分析軟體Sinda/Fluint完成的。整個衛星劃分了1335個節點，內部節點764個，外部節點571個。建模過程中作了一些簡化，包括：忽略內部線路的影響、忽略天線引線的影響、衛星其他部件以面或體的方式存在角係數模型中。通過不斷調整各種熱控措施，獲得最佳的熱設計方案。ZDPS-1A衛星採用完全被動熱控的方法，即不占用整星的能源。

PCB板通過角鐵安裝在U形框上。為增加PCB板和U形框之間的導熱，在進行PCB設計時進行多層大面積鋪銅、功率較大和功率密度較大的元器件（如測控分系統的功率放大器和低噪放）儘可能布在PCB板的邊緣靠近角鐵的位置。此外，在PCB和角鐵之間及角鐵和U形框之間墊導熱墊。衛星殼體和U形框之間墊隔熱材料玻璃鋼進行熱隔離。衛星殼體外表面除電池片位置外，其餘面積均噴塗白漆。殼體內表面除安裝面外，其餘面積進行黑色陽極氧化處理，除了一定的散熱面外，殼體內表面包多層進行隔熱。四連體和兩蓋板之間墊導熱墊，使得兩者之間進行充分的導熱，降低整星的溫差。

結果與討論

根據對ZDPS-1A衛星的理論分析、仿真計算、地面和在軌試驗研究，可以得出如下結論：

（1）對於皮衛星來說，完全被動熱控制的方法是可行的。地面試驗和在軌試驗的溫度均在仿真計算結果範圍內，並且有較大的設計餘量，說明覆蓋法的設計方法非常有效。為今後皮衛星的熱控設計提供借鑑；

（2）皮衛星在軌溫度完全落在地面試驗溫度範圍之內，說明地面試驗模擬已充分考慮到太空中的各種因素，可信度較高；

（3）皮衛星在軌運行1a多時間後，在軌溫度變化很小，說明皮衛星表面熱控塗層性能較為穩定，退化並不明顯。

月面載荷被動熱控技術

依據我國探月工程規劃和實施，需要將工程或科學載荷置於月球表面進行探測工作。由於月面溫度環境變化幅度較大，這些載荷必須要解決月面溫度環境適應性熱控問題。在月晝或月夜期間，需要通過被動熱控裝置有效控制載荷與外部環境的換熱量，使其溫度維持在工作或儲存溫度範圍內；尤其在月夜期間，在沒有同位素熱源或電源的條件下，更需要通過被動熱控裝置使載荷能夠在月夜極端溫度環境下生存下來。將論述月面載荷被動熱控技術與套用，以及月壤低熱擴散特性及恆溫層等對載荷熱控設計。

月面與月壤溫度環境

由於月球表面大氣極為稀薄，月壤的熱擴散率又很小( 約1.1×10^-7m²/s)，因而月面晝夜溫差大且持續時間長(月球白晝受陽光照射的月面，溫度可高達130～150℃，而夜間和陽光照射不到的陰暗處，溫度會下降到-180～ -160℃)，晝夜交接時段的溫度變化劇烈。

在獲得實際月壤樣品以及前蘇聯Lunokhod1、Lunokhod2無人駕駛月球車和美國阿波羅(Apollo)太空人月表巡視和實測後，人類對月壤的組成、結構以及物理和機械性質等研究才取得實質突破。依據現已獲得的有關月壤的數據和圖像資料，地面模擬和數值仿真研究表明，月球表層溫度的晝夜變化只能影響到月表之下深度約1m以內地層；在月球表面以下深12cm範圍的月壤內才存在明顯的溫度梯度變化。

用射電觀測可以測定月面土壤中的溫度。這類測量也表明，月面土壤中較深處的溫度很少變化。這正是由於月壤的低熱擴散率特性造成。

月面載荷被動熱控設計與分析

月面載荷與空間環境之間的換熱以熱輻射的方式進行；與月面之間的換熱以熱輻射和導熱方式進行；月面載荷組件間換熱主要以熱輻射和導熱方式進行。採用多層隔熱材料和組件已成為太空飛行器被動熱控的主要手段之一。多層隔熱組件一般有輻射、導熱和傳熱三種換熱數學模型。按照Q/W 682-96《星用多層隔熱材料組件設計規範》，在工程設計時，推薦採用輻射模型來計算。

月面載荷被動熱控設計基本思想就是採用低當量發射率的多層隔熱結構組件和低當量導熱係數的結構組件，儘可能地降低載荷與外部環境之間的換熱量，以保證載荷的儲存環境溫度和工作環境溫度。

（1）月面載荷最外表面輻射屏設計

月面載荷外表面一般為熱控塗層或薄膜，是滿足基爾霍夫定律(Kirchhoff) 和蘭貝特(Lambert)餘弦定律的漫灰體輻射表面，塗層或薄膜的材料和結構特性基本決定了其熱輻射性質。這也就是月面載荷最外表面輻射平衡溫度控制的基本依據和方法。月晝期間，月面載荷最外層表面輻射屏所能接受到的熱輻射主要來自太陽輻射、月面的紅外輻射 、月球反照等；而在月夜期間，輻射屏所接受到的熱輻射主要來自著陸器紅外輻射和月面紅外輻射等。

（2）月面載荷熱控多層隔熱組件設計

月面載荷熱控多層隔熱組件主要有：拋光金屬鋁架(可用於多層包覆)、內多層隔熱組件、外多層隔熱組件(也可展開)及最外層輻射屏等。可展開外多層隔熱組件一般包覆並固定在對稱分布的可摺疊展開輕質材料(如碳纖維材料等)骨架上；每組骨架可通過微型扭簧等(位於骨架摺疊處)實現骨架的摺疊與展開動作，而扭簧則可安裝在所對應的微型角度限位座上；骨架沿半徑方向向內摺疊，同一半徑摺疊處採用輕質繩索依次有序連線。

研究結論

月面載荷需要通過被動熱控裝置有效控制其與外部環境的換熱量，使其溫度維持在工作或儲存溫度範圍內；輻射換熱是月面載荷與外部空間環境之間的主要換熱方式，低當量發射率多層隔熱組件是月面載荷所能採用的主要被動熱控裝置；通過月面載荷最外表面輻射屏ε和α_s特殊設計，就可以基本決定其表面輻射平衡溫度，進而確定月面載荷熱分析計算的邊界條件；利用月壤恆溫層及其特性，展開式外多層隔熱組件可以在載荷所在月面處形成一個溫度相對穩定的月面小環境。其中心區域附近月面平均溫度與當地月壤恆溫層溫度相當。