飞卫星热控结构以及处理方法与流程

本发明涉及飞卫星的热控技术，用于质量小于0.1kg的卫星系统的热控设计，保证飞卫星在空间稳定工作。

背景技术：

卫星的分类方式有很多种，其中一种是按重量来分。1吨以上的卫星称为大卫星，100kg～1000kg的卫星称为小卫星，10kg～100kg的卫星称为微卫星，1kg～10kg的卫星称为纳卫星，100g～1000g的卫星称为皮卫星，100g以下的卫星称为飞卫星。飞卫星是质量小于0.1kg的卫星系统，应用领域包括空间通信、导航、科学/探索、遥测感知、对地成像、军事侦察等。随着人类探索空间进程的推进，新的应用需求不断出现，在需要空间多点、同步测量的应用场合(如大范围空间辐射立体探测)，需要数量众多的、具有协同工作能力的空间测量平台，使用传统大卫星在成本上无法承受。由于这些空间探测任务功能上相对单一，使用微小平台也能完成。飞卫星是完成此类空间应用的理想平台。飞卫星一般成批使用，采用布撒方式使其分散于需要探测的空间环境。

热控设计是卫星设计的重要内容，直接关系到卫星能否在空间稳定工作。传统大卫星的热控通常由加热器、散热器、热控控制器、多层隔热材料等组成。微纳卫星通常采用被动热控，由多层隔热材料或星体外壳完成星体内外的隔热。飞卫星由于体积功耗限制，不能采用主动热控，甚至微纳卫星使用的被动热控方式也不能使用，星体直接暴露在太空，工作环境更为恶劣。

技术实现要素：

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种飞卫星热控结构以及处理方法，使得飞卫星在轨保持适宜的温度内，稳定工作。

为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：

本发明提供一种飞卫星热控结构，其特征在于：飞卫星的综合电子系统设置在基板上，所述基板采用酚醛环氧玻璃布板，布设有综合电子系统的基板上、下侧面均覆盖有一层绝缘硅胶层，上、下侧的绝缘硅胶层的外侧面上均铺设有太阳电池片；飞卫星受晒时，将受晒面作为加热面，将阴影面作为散热面，将多余的热量通过辐射发散至空间，从而实现热平衡。

进一步地，本发明中飞卫星采用soc(systemonchip)(片上系统)器件和mems(micro-electromechanicalsyatem，微机电系统)器件建立综合电子系统，提高综合电子系统的集成度和减轻系统的重量。

本发明的基板采用酚醛环氧玻璃布板，其机械强度高，高温下化学性质稳定。基板内部同时用于星载综合电子系统的布线。

所述绝缘硅胶层所采用的绝缘硅胶选择对金属无腐蚀性，具有高强度、高断裂伸长率、良好耐紫外线特性的硫化硅橡胶。考虑到空间工作环境，所选择的硫化硅橡胶应满足以下条件，温度范围覆盖-60～200℃，拉伸强度≥4.0mpa，断裂伸长率≥300％，硬度≥20ha，电气强度≥15mv/m。

本发明中绝缘硅胶层的覆盖区域应大于布设有综合电子系统的区域，即绝缘硅胶层能够将整个布设有综合电子系统的区域完全覆盖，且绝缘硅胶层的覆盖区域的外边缘与布设有综合电子系统的区域的外边缘的距离大于等于5mm。

一种飞卫星热控处理方法，包括以下步骤：

(1)将飞卫星的综合电子系统布设在基板上侧面，基板采用酚醛环氧玻璃布板；

(2)在温度20～35℃，湿度≥50％的环境下，在布设有综合电子系统的基板上侧面上均涂覆一层绝缘硅胶层；首先用无水乙醇将要涂覆绝缘硅胶层的区域清洗干净，静置，直至乙醇完全挥发；然后将绝缘硅胶均匀涂抹在布设有综合电子系统的基板上侧面上，注意不能有留有气泡，防止真空放气破坏涂层；绝缘硅胶的涂覆厚度不超过3mm；最后将太阳电池片铺设在基板上侧的绝缘硅胶层上；

(4)静置不少于24小时后，再在基板的下侧面上均涂覆一层绝缘硅胶层；同样的先用无水乙醇将要涂覆绝缘硅胶层的区域清洗干净，静置，直至乙醇完全挥发，然后将绝缘硅胶均匀涂抹在基板的下侧面上，注意不能有留有气泡，防止真空放气破坏涂层；绝缘硅胶的涂覆厚度不超过1mm；最后将太阳电池片铺设在基板下侧的绝缘硅胶层上，静置不少于24小时，即可。

铺设太阳电池片时，先将太阳电池片倾斜，一侧置于绝缘硅胶层之上，然后缓慢放平，放置过程中注意使绝缘硅胶层与太阳电池片充分接触，不能留有气泡。

如果单侧太阳电池片的铺设面积大于基板上布设有综合电子系统的区域面积，且单侧太阳电池片的铺设面其边缘超出基板上布设有综合电子系统的区域边缘5mm以上，则用塑料刮板将超出太阳电池片其铺设面外的绝缘硅胶刮除。否则，保留超出太阳电池片其铺设面的绝缘硅胶。

绝缘硅胶层的覆盖区域应大于布设有综合电子系统的区域，即绝缘硅胶层能够将整个布设有综合电子系统的区域完全覆盖，且绝缘硅胶层的覆盖区域的外边缘与布设有综合电子系统的区域的外边缘的距离大于等于5mm。

本发明的有益效果如下：

本发明飞卫星整体采用单板结构，综合电子系统的基板同时作为整星结构支撑，采用soc器件和mems器件以提高系统的集成度同时减轻系统重量、降低整星发热量，利用电池片粘贴的硅胶层提高防隔热能力，利用飞卫星结构特点进行热控设计，将多余的热量通过阴影面辐射至空间，从而实现飞卫星在空间环境的热平衡。

附图说明

图1是本发明飞卫星的结构示意图；

图中：1、基板；2、绝缘硅胶层；3、综合电子系统；4、太阳电池板。

具体实施方式

为了使本发明的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用于解释本发明，并不用于限定本发明。

飞卫星又可称为板上卫星，星体为扁平状。自身产生的热量小，热容也很小。太阳光照是主要热源。将受晒面作为加热面，受晒时，由于传导作用卫星星体很容易热透。将阴影面作为散热面，将多余的热量通过辐射发散至空间，从而实现热平衡。

本发明提供一种飞卫星热控结构，其飞卫星采用soc(systemonchip)(片上系统)器件和mems(micro-electromechanicalsyatem，微机电系统)器件建立综合电子系统3，提高综合电子系统的集成度和减轻系统的重量。

飞卫星的综合电子系统3设置在基板1上，所述基板1采用酚醛环氧玻璃布板，其机械强度高，高温下化学性质稳定。基板1内部同时用于星载综合电子系统3的布线。

布设有综合电子系统3的基板上、下侧面均覆盖有一层绝缘硅胶层2，上、下侧的绝缘硅胶层2的外侧面上均铺设有太阳电池4片；飞卫星受晒时，将受晒面作为加热面，将阴影面作为散热面，将多余的热量通过辐射发散至空间，从而实现热平衡。

所述绝缘硅胶层2所采用的绝缘硅胶选择对金属无腐蚀性，具有高强度、高断裂伸长率、良好耐紫外线特性的硫化硅橡胶。考虑到空间工作环境，所选择的硫化硅橡胶应满足以下条件，温度范围覆盖-60～200℃，拉伸强度≥4.0mpa，断裂伸长率≥300％，硬度≥20ha，电气强度≥15mv/m。

本发明中绝缘硅胶层2的覆盖区域应大于布设有综合电子系统3的区域，即绝缘硅胶层2能够将整个布设有综合电子系统3的区域完全覆盖，且绝缘硅胶层2的覆盖区域的外边缘与布设有综合电子系统3的区域的外边缘的距离大于等于5mm。

一种飞卫星热控处理方法，包括以下步骤：

(1)将飞卫星的综合电子系统布设在基板上侧面，基板采用酚醛环氧玻璃布板；

(2)在温度20～35℃，湿度≥50％的环境下，在布设有综合电子系统的基板上侧面上均涂覆一层绝缘硅胶层；首先用无水乙醇将要涂覆绝缘硅胶层的区域清洗干净，静置，直至乙醇完全挥发；然后将绝缘硅胶均匀涂抹在布设有综合电子系统的基板上侧面上，注意不能有留有气泡，防止真空放气破坏涂层；绝缘硅胶的涂覆厚度不超过3mm；最后将太阳电池片铺设在基板上侧的绝缘硅胶层上；

(4)静置不少于24小时后，再在基板的下侧面上均涂覆一层绝缘硅胶层；同样的先用无水乙醇将要涂覆绝缘硅胶层的区域清洗干净，静置，直至乙醇完全挥发，然后将绝缘硅胶均匀涂抹在基板的下侧面上，注意不能有留有气泡，防止真空放气破坏涂层；绝缘硅胶的涂覆厚度不超过1mm；最后将太阳电池片铺设在基板下侧的绝缘硅胶层上，静置不少于24小时，即可。

铺设太阳电池片时，先将太阳电池片倾斜，一侧置于绝缘硅胶层之上，然后缓慢放平，放置过程中注意使绝缘硅胶层与太阳电池片充分接触，不能留有气泡。

如果单侧太阳电池片的铺设面积大于基板上布设有综合电子系统的区域面积，且单侧太阳电池片的铺设面其边缘超出基板上布设有综合电子系统的区域边缘5mm以上，则用塑料刮板将超出太阳电池片其铺设面外的绝缘硅胶刮除。否则，保留超出太阳电池片其铺设面的绝缘硅胶。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。