[发明专利]一种立方星的热设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种立方星的热设计方法，属于航天器热控制技术领域，适用于的立方星(CubeSat)的热设计方法。该方法具有更强预见性、适应性，特别适用于具有集成化、通用化的立方星热控平台。

背景技术

随着微电子和微机械系统(MEMS)技术、轻量化制造产业的迅猛发展，电子封装集成技术、有效载荷微小型化技术以及新材料，新工艺的综合应用带来了卫星届的新产物——立方星。美国加州州立理工大学和斯坦福大学在1999年提出了立方星(CubeSat)规范：即尺寸10cm×10cm×11cm、质量约1.33kg的正六面体卫星为1U立方星，尺寸10cm×10cm×22cm、质量约2.66kg的为2U立方星，尺寸10cm×10cm×34cm、质量约4kg的为3U立方星。立方星的最大优点就是可以批量化生产，在空间大量部署，组成应用体系或协同星座，其低成本、研制周期短和可以阵地组装发射的优势是其他航天器无法比拟的。

作为立方星重要组成系统之一的热控系统担负着维持卫星及其星载设备正常工作所需温度的重要任务，目前立方星的热设计方法是延用了大卫星整星大热阻隔热、热管网络为散热通道、局部开设散热面集中散热的热控设计思想，散热通道，散热面积主动加热功率等基本热设计因素都是根据工程人员的经验预先设定，且设计方法建立在枚举和迭代的基础上缺乏系统的理论体系支持。本方法克服传统热设计方法在计算热控系统动态特性过程中计算参数多，计算迭代过程繁琐的缺点，提出了一种适合于立方星短周期研制流程的系统理论的热设计方法。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种立方星的热设计方法，通过对散热面和主控控温功率的准确计算，使得立方星热控设计有了完整的理论体系支持和准确的计算方法。

本发明的技术解决方案是：

一种立方星的热设计方法包括步骤如下：

(1)外热流计算：计算太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流的周期平均值；

(2)散热方式选择：根据步骤(1)中得到的太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流计算卫星蒙皮卫星+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z各面上对应的空间热沉温度T_c并确定各面的最大空间热沉温度T_cmax和最小空间热沉温度T_cmin，并根据计算得到空间热沉温度T_c选择散热面；

(3)计算步骤(2)中确定的散热面的面积：根据卫星单机设备所要求的最高工作温度和步骤(2)中计算得到的最大空间热沉温度T_cmax，确定散热面的面积；

(4)确定主动控温功率：根据卫星单机设备所要求的最低工作温度、步骤(2)中计算得到的最小空间热沉温度T_cmin以及步骤(3)中得到的散热面面积，确定主动控温功率。

所述步骤(1)中计算太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流的周期平均值的具体方式如下：

(1a)在卫星+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z各面上，太阳辐射热流为：

其中，Se为太阳常数，取1354W/m²，β角为太阳光与轨道面的夹角，β∈[-π/2,π/2]；θ为从会日点到卫星在圆轨道上进入地球阴影的夹角；R_E为地球平均半径，h为卫星运行的轨道高度；β^*为判断卫星是否进入地球阴影的临界角，取

(1b)在卫星+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z各面上，地球反照热流为：

其中，ρ为地球对太阳光的反照系数，β^*为判断卫星是否进入地球阴影的临界角，取

(1c)在卫星+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z各面上，地球红外辐射热流为：

所述步骤(2)中计算卫星蒙皮在卫星+X、-X、+Y、-Y、+Z、-Z各面上对应的空间热沉温度T_c及确定最大空间热沉温度T_cmax、最小空间热沉温度T_cmin的具体步骤如下：

(2a)计算空间热沉温度T_c：