上科大二號(hào)立方星A星非保守?zé)嵩O(shè)計(jì)與在軌驗(yàn)證

摘" 要：近些年，以立方星為代表的納衛(wèi)星發(fā)展迅速，數(shù)年來立方星發(fā)射總數(shù)已達(dá)上千顆。立方星集成度高，空間和能源有限，立方星熱設(shè)計(jì)變得尤為重要。該文針對(duì)上科大二號(hào)A星，闡述立方星任務(wù)典型的非保守式熱控設(shè)計(jì)。在軌遙測(cè)數(shù)據(jù)分析表明該星熱控設(shè)計(jì)合理，星上環(huán)境溫度滿足星上單機(jī)要求，為立方星的熱控設(shè)計(jì)提供技術(shù)借鑒。

關(guān)鍵詞：立方星；熱設(shè)計(jì)；設(shè)計(jì)原則；在軌驗(yàn)證；在軌數(shù)據(jù)

中圖分類號(hào)：V474.2" " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號(hào)：2095-2945（2023）11-0001-05

Abstract： Recent years， nanosatellite represented by CubeSat develops rapidly. For many years， over 1 000 CubeSats were launched into the space successfully. Due to high-integrated feature as well as the dimension and power constrains， thermal design for CubeSat is one of key technologies. Thus， in the present paper， a non-conservative thermal design was given to serve to STU-2A CubeSat. Telemetry data analysis in orbit indicated that the non-conservative thermal design is reasonable， the temperature environment could meet the thermal requirements for the satellite components， it is a valuable technology reference for CubeSat thermal design.

Keywords： CubeSat; thermal design; design principles; in-orbit verification; in-orbit data

隨著微電子、微機(jī)械系統(tǒng)和集成電路的快速發(fā)展，衛(wèi)星小型化技術(shù)得到大幅進(jìn)步。在此背景下，立方星于1999年由斯坦福大學(xué)的Bob Twiggs提出，吸引了世界范圍內(nèi)的注意。立方星形狀如名，是邊長(zhǎng)10 cm的立方體，輸出功率相當(dāng)于手機(jī)，在幾瓦范圍內(nèi)，重量不足1.3 kg[1-2]。立方星大量采用貨架產(chǎn)品，具有成本低、研制周期短、擴(kuò)展性強(qiáng)等特定，一般應(yīng)用于小型試驗(yàn)、對(duì)地觀測(cè)和業(yè)余無線電通信等。2014年，被科學(xué)雜志評(píng)選為10大科學(xué)發(fā)現(xiàn)突破之一。

統(tǒng)計(jì)顯示，2013到2021年，超過1 700顆立方星已成功發(fā)射，如圖1所示。隨著載荷技術(shù)的提升，立方星空間應(yīng)用得到拓展，已經(jīng)開始由“試驗(yàn)應(yīng)用型”向“業(yè)務(wù)服務(wù)型”轉(zhuǎn)變[3-4]。

和傳統(tǒng)衛(wèi)星一樣，立方星同樣包括結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)，熱控分系統(tǒng)，姿控分系統(tǒng)，電源分系統(tǒng)，星務(wù)分系統(tǒng)和載荷分系統(tǒng)[5]。熱控分系統(tǒng)在衛(wèi)星任務(wù)中通過一系列熱控措施，保證星上單機(jī)在軌工作在合理溫度范圍內(nèi)，不因低溫或高溫出現(xiàn)故障。熱控措施主要分為以下2種。

被動(dòng)熱控：航天器熱控的基礎(chǔ)，使用最廣泛，主要包括熱控涂層、多層隔熱材料（MLI）、導(dǎo)熱硅脂和隔熱墊等。

主動(dòng)熱控：根據(jù)被控制部分溫度自主調(diào)節(jié)熱控參數(shù)、狀態(tài)，更為復(fù)雜，通常消耗一定的電量，且占用空間較大。主要包括加熱片、百葉窗和熱開關(guān)等。

由于立方星體積小，設(shè)備集成度高，能源有限，多層隔熱材料應(yīng)用最為廣泛，可有效隔絕外部熱流[6-7]，外形如圖2所示。

1" STU-2A任務(wù)回顧

上科大二號(hào)任務(wù)由1顆三單元（3U）立方星（STU-2A）和2顆二單元（2U）立方星（STU-2B，STU-2C）組成，于2015年9月25日9點(diǎn)52分發(fā)射入軌，在軌正常運(yùn)行一年多，已超出設(shè)計(jì)壽命[4，8]。STU-2A主要任務(wù)是利用小型光學(xué)相機(jī)對(duì)極地區(qū)域進(jìn)行觀測(cè)，獲取極地浮冰圖像數(shù)據(jù)。當(dāng)前衛(wèi)星已針對(duì)南極地區(qū)開展了數(shù)十次觀測(cè)任務(wù)，成功獲得了大量南極浮冰觀測(cè)數(shù)據(jù)，開啟了立方星由“試驗(yàn)應(yīng)用型”向“業(yè)務(wù)服務(wù)型”轉(zhuǎn)變的新篇章，任務(wù)取得圓滿成功。

3顆衛(wèi)星中STU-2A立方星對(duì)熱控要求相對(duì)更加嚴(yán)格，是典型的立方星熱控需求案例。對(duì)此，本文主要以STU-2A熱設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，分析討論立方星熱控設(shè)計(jì)策略。

立方星體積和質(zhì)量都比普通衛(wèi)星小，這也意味著更小的時(shí)間常數(shù)，在軌溫度變化范圍更大[8]。STU-2A 運(yùn)行于太陽同步軌道，軌道高度481 km，降交點(diǎn)地方時(shí)早八點(diǎn)，設(shè)計(jì)壽命半年，軌道周期約94 min，光照時(shí)間64 min。星上產(chǎn)品90%為貨架產(chǎn)品，整星布局如圖3所示。星外由體裝太陽能電池板和鋁板覆蓋。

星上單機(jī)溫度設(shè)計(jì)指標(biāo)見表1。需要特別聲明的是蓄電池充電時(shí)要求溫度高于-5 ℃，微推噴氣時(shí)貯箱溫度要求高于-5 ℃。

2" 熱設(shè)計(jì)

2.1" 立方星熱設(shè)計(jì)原則

對(duì)比傳統(tǒng)大衛(wèi)星，立方星體積小，星上單機(jī)集成化程度高，熱流密度相對(duì)較高，更加容易形成局部熱點(diǎn)。而且，熱動(dòng)態(tài)響應(yīng)明顯，整星溫度水平易受到微小熱流變化影響。這些特點(diǎn)促使在進(jìn)行立方星熱控設(shè)計(jì)時(shí)，需要遵循以下原則。

1）立方星本身功耗低，熱控設(shè)計(jì)采用局部熱控處理方式，同時(shí)熱措施是以被動(dòng)設(shè)計(jì)為主，主動(dòng)設(shè)計(jì)為輔的設(shè)計(jì)思路。

2）立方星空間狹小，能源有限，在滿足熱控需求的前提下，要求盡量降低工程代價(jià)。

3）星上載荷需與整星熱設(shè)計(jì)統(tǒng)一考慮，不存在分艙溫度控制。

4）對(duì)溫度有特殊要求的單機(jī)，例如電池、微推等，需進(jìn)行專門的熱設(shè)計(jì)。

5）用于立方星單機(jī)固定和連接的隔柱需選擇導(dǎo)熱系統(tǒng)低的材料，減少外部熱流對(duì)單機(jī)的影響。

2.2" 發(fā)射狀態(tài)熱控措施

由于立方星尺寸較小，STU-2A內(nèi)部單機(jī)較多，另外立方星每個(gè)側(cè)面與分離機(jī)構(gòu)只有8 mm的間隙，故熱控分系統(tǒng)可用空間很小[9]。衛(wèi)星太陽電池片采用體裝式，星上能源受限，衛(wèi)星系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求熱控分系統(tǒng)盡量節(jié)約能源。

與傳統(tǒng)衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)不同，STU-2A打破傳統(tǒng)熱設(shè)計(jì)模式，由方案設(shè)計(jì)直接進(jìn)入正樣階段。基于熱仿真分析和熱試驗(yàn)相互校正的設(shè)計(jì)思路，最終固化了衛(wèi)星發(fā)射狀態(tài)熱設(shè)計(jì)措施。

2.2.1" 多層隔熱材料（MLI）

多層隔熱材料可減少對(duì)外熱輻射，提高整星溫度，保證星內(nèi)單機(jī)在合理溫度范圍[10]。針對(duì)立方星，簡(jiǎn)單的熱控方案是在所有側(cè)面板背面安裝10單元多層組件，配合散熱面的設(shè)計(jì)可滿足內(nèi)部單機(jī)溫度要求。但是對(duì)于STU-2A立方星，在體裝太陽能電池板的背面粘貼多層組件存在以下幾點(diǎn)風(fēng)險(xiǎn)。

1）該措施會(huì)導(dǎo)致太陽能電池板的溫度波動(dòng)變大。數(shù)值分析表明，未加多層情況下，太陽能電池板每軌承受20～60 ℃的溫差，加裝10單元多層組件后，溫差增大約20 ℃。較大的溫差將引起較大的電池片應(yīng)力，造成電池片損壞。

2）一定程度上會(huì)降低電池片轉(zhuǎn)換效率。電池片溫度每升高18 ℃電池片轉(zhuǎn)換效率大約降低1%。

3）內(nèi)部單機(jī)PCB板及線纜與太陽能電池板間隙極小，多層隔熱材料易受擠壓，導(dǎo)致隔熱性能發(fā)生變化，并增加了熱分析和熱設(shè)計(jì)的不確定性。

另一方面，太陽能電池板基板材料為玻璃增強(qiáng)纖維，垂直于面內(nèi)的導(dǎo)熱率很低，約為0.4 W·m-1·k-1，這一定程度上起到了隔熱的作用。進(jìn)而，綜合考慮，結(jié)合數(shù)值仿真分析和熱試驗(yàn)結(jié)果，STU-2進(jìn)行了非保守式熱設(shè)計(jì)方式。整星選擇在對(duì)地鋁板背面粘貼安裝10單元的多層隔熱材料，其余鋁板作為散熱面，多層當(dāng)量發(fā)射率0.1。多層組件間隔層為滌綸網(wǎng)巾和聚酯膜，內(nèi)包覆層為聚酰亞胺膜。接地方法為在內(nèi)包覆層剪開一個(gè)小口使鍍鋁膜與結(jié)構(gòu)鋁板接觸。同時(shí)，為了避免雜散光對(duì)對(duì)地相機(jī)造成影響[11-12]，面向星內(nèi)的外包覆層選擇黑色聚酰亞胺薄膜（圖4）。

2.2.2" 蓄電池

STU-2A電源分系統(tǒng)采用4節(jié)18650電池組。衛(wèi)星從陰影區(qū)進(jìn)入光照區(qū)時(shí)，蓄電池開始充電，而此時(shí)整星溫度在一軌中為最低，此時(shí)如果蓄電池溫度低于-5 ℃，蓄電池容量將永久性受損，影響衛(wèi)星壽命。進(jìn)而，為提高安全系數(shù)，設(shè)計(jì)2片功率各為5.5 W的加熱片，安裝于蓄電池PCB板上。星上自主控制加熱片開關(guān)，蓄電池低于0 ℃時(shí)，啟動(dòng)加熱，高于5 ℃時(shí)，則停止加熱。

2.2.3" 微推貯箱

STU-2A任務(wù)之一是基于MEMS冷氣微推進(jìn)器，在軌演示驗(yàn)證立方星編隊(duì)繞飛和近距離逼近技術(shù)。MEMS冷氣微推進(jìn)器推進(jìn)介質(zhì)采用丁烷，其熔點(diǎn)為-138.3 ℃，沸點(diǎn)為-0.5 ℃。噴氣時(shí)，丁烷溫度越高，微推所獲得的推力越大，工作時(shí)貯箱溫度設(shè)計(jì)指標(biāo)在18～50 ℃。為此，在貯箱上端面粘貼一張1.35 W加熱片，并在貯箱外表面包裹5單元多層隔熱組件，以減少輻射出去的熱量，提高加熱片的效率。

2.2.4" 結(jié)構(gòu)涂層

為提高星內(nèi)熱交換，減少內(nèi)部溫差，在結(jié)構(gòu)件內(nèi)表面施加黑色陽極氧化涂層，發(fā)射率0.88。

非保守?zé)嵩O(shè)計(jì)采用少量的多層隔熱材料，通過加熱片保證關(guān)鍵單機(jī)溫度，避免了對(duì)太陽能電池板的影響，同時(shí)提供了更多的星內(nèi)空間，適用于體裝太陽能電池板為主的空間緊湊型立方星。

3" 在軌數(shù)據(jù)

STU-2A在軌運(yùn)行壽命期間各分系統(tǒng)均工作正常。衛(wèi)星共有22路測(cè)溫點(diǎn)，星務(wù)計(jì)算機(jī)每512 s（約8.5 min）采集一組平臺(tái)單機(jī)溫度數(shù)據(jù)。遙測(cè)數(shù)據(jù)表明蓄電池在軌溫度10～21 ℃，加熱器無需開啟，相對(duì)于-5～45 ℃的設(shè)計(jì)范圍仍有較多余量。平臺(tái)其余單機(jī)溫度在0.7～27 ℃，見表2，均滿足指標(biāo)設(shè)計(jì)要求，為衛(wèi)星任務(wù)的順利執(zhí)行提供了保障。

圖5給出了在軌運(yùn)行期間典型兩軌的平臺(tái)單機(jī)溫度測(cè)點(diǎn)的變化曲線，測(cè)點(diǎn)變化數(shù)據(jù)表明衛(wèi)星內(nèi)部溫度在3.9 ～23.7 ℃，星上平均功耗約為2.8 W。

新技術(shù)驗(yàn)證載荷MEMS冷氣微推有2路測(cè)溫點(diǎn)，遙測(cè)顯示微推進(jìn)器在安全模式下（加熱片關(guān)），貯箱在軌溫度在8～11 ℃。在工作模式下，推進(jìn)貯箱需加熱至20±2 ℃，微推可執(zhí)行噴氣動(dòng)作。遙測(cè)數(shù)據(jù)表明加熱片加熱16 min，貯箱溫度由11 ℃上升至18 ℃，滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)。圖6給出了在加熱片加熱過程中貯箱溫度變化情況。

數(shù)傳單機(jī)主要任務(wù)是配合極地觀測(cè)相機(jī)進(jìn)行圖像數(shù)據(jù)下傳，進(jìn)而數(shù)據(jù)單機(jī)僅在過境期間開機(jī)，其測(cè)溫點(diǎn)有3路。在軌期間數(shù)傳發(fā)射機(jī)溫度在19 ～40 ℃，滿足-25 ～61 ℃的設(shè)計(jì)指標(biāo)，典型溫度變化曲線如圖7所示。

極地觀測(cè)相機(jī)由于電路布局約束沒有設(shè)計(jì)測(cè)溫點(diǎn)，但前期的數(shù)值分析和熱試驗(yàn)結(jié)果表明星內(nèi)溫度可以滿足極地觀測(cè)相機(jī)正常成像。目前為止極地相機(jī)已針對(duì)南極地區(qū)執(zhí)行數(shù)十次觀測(cè)任務(wù)，獲得大量有效極地浮冰觀測(cè)數(shù)據(jù)，典型觀測(cè)圖像如圖8所示。極地相機(jī)有效工作溫度范圍為-10～35 ℃，觀測(cè)任務(wù)的順利開展間接表明相機(jī)在軌星溫度適宜，滿足極地相機(jī)熱控需求。

4" 結(jié)束語

立方星發(fā)展迅速，已開始由“試驗(yàn)應(yīng)用型向”業(yè)務(wù)服務(wù)型轉(zhuǎn)變。在此背景下，本文針對(duì)立方星任務(wù)上科大二號(hào)A星，論述分析了其非保守?zé)嵩O(shè)計(jì)方案。該熱控措施采用局部熱控處理設(shè)計(jì)思路，基于衛(wèi)星自身特征，用最小的工程代價(jià)完成了典型立方星非保守?zé)嵩O(shè)計(jì)。適用于體裝太陽能電池板為主的空間緊湊型立方星。在軌遙測(cè)數(shù)據(jù)以及載荷有效數(shù)據(jù)表明熱設(shè)計(jì)合理有效，滿足星上所有單機(jī)熱控需求，為立方星熱設(shè)計(jì)提供了技術(shù)借鑒。

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