一种立方星的热设计方法
【专利摘要】本发明一种立方星的热设计方法，包括步骤如下：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；散热方式选择：根据太阳辐射热流、地球反照热流和地球辐射热流计算卫星蒙皮卫星各面上对应的空间热沉温度并确定各面的最大空间热沉温度和最小空间热沉温度，并根据计算得到空间热沉温度选择散热面；计算散热面的面积：根据卫星单机设备所要求的最高工作温度和最大空间热沉温度，确定散热面的面积；确定主动控温功率。本发明准确地计算出了散热面积和主控功率等参数，解决了传统热设计分析方法参数多（例如散热面积和主控功率都是根据工程人员经验设定的）、控制方程非线性化、计算迭代复杂问题，大幅度的缩短了研制周期。
【专利说明】一种立方星的热设计方法
【技术领域】
[0001] 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】
[0002] 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l〇cmX 10cmX 11cm、质量约1. 33kg的正六面体卫星为1U立方星，尺寸 10cmX 10cmX 22cm、质量约2. 66kg的为2U立方星，尺寸10cmX 10cmX 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。
[0003] 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】
[0004] 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。
[0005] 本发明的技术解决方案是：
[0006] -种立方星的热设计方法包括步骤如下：
[0007] (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；
[0008] (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。并确定各面 的最大空间热沉温度Τ_ χ和最小空间热沉温度T"in，并根据计算得到空间热沉温度T。选择 散热面；
[0009] (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" ax，确定散热面的面积；
[0010] (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TMin以及步骤（3)中得到的散热面面积，确定主动控温功率。 [0011] 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：
[0012] (la)在卫星+X、-X、+Y、-Υ、+Z、-Z各面上，太阳福射热流为：
【权利要求】
1. 一种立方星的热设计方法，其特征在于步骤如下： (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。并确定各面的最 大空间热沉温度τ_ χ和最小空间热沉温度T"in，并根据计算得到空间热沉温度T。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Τ_ χ，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TMin以及步骤（3)中得到的散热面面积，确定主动控温功率。
2. 根据权利要求1所述的一种立方星的热设计方法，其特征在于在：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： (]^)在卫星+乂、-)(、+￥、-￥、+2、-2各面上，太阳福射热流为：
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 e [-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；
RE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
(lb) 在卫星+Χ、-X、+Υ、-Υ、+Ζ、-Ζ各面上，地球反照热流为：
其中，P为地球对太阳光的反照系数，为判断卫星是否进入地球阴影的临界角，取
(lc) 在卫星+Χ、-X、+Υ、-Υ、+Ζ、-Ζ各面上，地球红外辐射热流为：
3. 根据权利要求1所述的一种立方星的热设计方法，其特征在于在：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。及确定最大空间 热沉温度T_x、最小空间热沉温度T Min的具体步骤如下： (2a)计算空间热沉温度T。：
其中，σ为斯蒂芬-玻尔兹曼常数，取5. 67*1(Γ8 ; α ^和ε ^分别为立 方星热控涂层的吸收率和发射率，
(2b)根据不同β角的取值，计算卫星+Χ、-Χ、+Υ、-Υ、+Ζ、_Ζ各面上对应的多组空间热 沉温度Τ。，然后选择各面上最大的空间热沉温度和最小的空间热沉温度作为最大空间热沉 温度和最小空间热沉温度T"in。
4. 根据权利要求3所述的一种立方星的热设计方法，其特征在于在：所述步骤（2)中 根据计算得到空间热沉温度T。选择散热面的具体方式如下： 在所述步骤（1)中根据β角的不同计算出卫星+乂、4、+￥、4、+2、-2各面上的最大1；_ 和最小Τ_η，依据散热面对可见光和红外辐射的光谱吸收特性，卫星+Χ、-X、+Υ、-Υ、+Ζ、-Ζ 各面上T"in越小越适宜散热的原则，优先选择TMin最小的卫星表面作为整星的主散热面， 除去Τ_ χ最大的卫星表面外，其他面均可作为单机设备的辅助散热面。
5. 根据权利要求1所述的一种立方星的热设计方法，其特征在于在：所述步骤（3)中 计算散热面的面积的步骤如下： (3a)根据设备所要求的最高工作温度Τ_χ计算散热面实际工作最高温度TMax :
其中，为立方星内设备与散热面之间的当量传热系数； (3b)根据步骤（3a)中求出的TMax和步骤（2)中求出卫星各面的最大空间热沉温度 T"ax得到散热面的面积\ :
其中，Qe为卫星上单机设备热耗；L表示立方星热控涂层的发射率；〇表示斯蒂 芬-玻尔兹曼常数，取5. 67*10_8。
6. 根据权利要求1所述的一种立方星的热设计方法，其特征在于在：所述步骤（4)中 确定主动控温功率的具体步骤如下： (4a)根据设备所要求的最低工作温度TMin计算散热面实际工作最低温度TMin :
其中，为立方星内设备与散热面之间的当量传热系数； (4b)根据步骤（4a)中求出的TMin、最小空间热沉温度TMin以及散热面面积计算主动 控温功率：
其中，％表示对单机设备的控温时间；[Tmin，Tmax]表示控温门限；C表示设备热容；~表 示立方星热控涂层的发射率；σ表示斯蒂芬-玻尔兹曼常数，取5. 67*1(T8 ;QS表示单机设 备的标定功率。
【文档编号】G06F17/00GK104216864SQ201410419348
【公开日】2014年12月17日 申请日期:2014年8月22日 优先权日:2014年8月22日
【发明者】刘佳, 黎明, 付伟达, 孙骥, 施思寒 申请人:航天东方红卫星有限公司