CN110395411A - 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 - Google Patents
一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110395411A CN110395411A CN201910742382.8A CN201910742382A CN110395411A CN 110395411 A CN110395411 A CN 110395411A CN 201910742382 A CN201910742382 A CN 201910742382A CN 110395411 A CN110395411 A CN 110395411A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- satellite
- design
- thermal
- heat
- primary
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 title claims abstract description 78
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 20
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims abstract description 18
- RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N Copper Chemical compound [Cu] RYGMFSIKBFXOCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 27
- 229910052802 copper Inorganic materials 0.000 claims description 27
- 239000010949 copper Substances 0.000 claims description 27
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 17
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 10
- 239000003973 paint Substances 0.000 claims description 9
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 9
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 8
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims description 6
- 239000000523 sample Substances 0.000 claims description 6
- 230000036760 body temperature Effects 0.000 claims description 5
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 claims description 5
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000007743 anodising Methods 0.000 claims description 3
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 3
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 3
- 239000004519 grease Substances 0.000 claims description 3
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 3
- 238000005507 spraying Methods 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 2
- 238000012216 screening Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 4
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000003384 imaging method Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 238000011160 research Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 108091092878 Microsatellite Proteins 0.000 description 1
- 235000006508 Nelumbo nucifera Nutrition 0.000 description 1
- 240000002853 Nelumbo nucifera Species 0.000 description 1
- 235000006510 Nelumbo pentapetala Nutrition 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 230000010339 dilation Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 235000013399 edible fruits Nutrition 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012634 optical imaging Methods 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 238000010626 work up procedure Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/361—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using star sensors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/366—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using magnetometers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/425—Power storage
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/46—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions
- B64G1/50—Arrangements or adaptations of devices for control of environment or living conditions for temperature control
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
- B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01Q—ANTENNAS, i.e. RADIO AERIALS
- H01Q1/00—Details of, or arrangements associated with, antennas
- H01Q1/27—Adaptation for use in or on movable bodies
- H01Q1/28—Adaptation for use in or on aircraft, missiles, satellites, or balloons
- H01Q1/288—Satellite antennas
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Environmental Sciences (AREA)
- Toxicology (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- Biodiversity & Conservation Biology (AREA)
- Thermal Sciences (AREA)
- Critical Care (AREA)
- Emergency Medicine (AREA)
- Radiation Pyrometers (AREA)
Abstract
本发明提供了一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法。卫星包括卫星平台、体装帆板、光学载荷。热设计方法包括卫星平台热设计和光学载荷热设计；其中，卫星平台热设计进一步包括散热面设计、隔热设计、等温性设计；光学载荷热设计进一步包括调焦环与主次镜、矫正镜热控设计，主次镜支撑筒热控设计，以及，电子学热控设计。本发明的有益效果：通过对该型号低轨遥感卫星的研制，实现了小型微纳卫星在平台与载荷上的一体化热控设计，热控设计合理可行，满足各项指标要求，达到预期热控效果，并留有足够的余量。
Description
技术领域
本发明涉及一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法，属于航天技术领域。
背景技术
热控分系统是卫星的服务保障系统，在总体设计条件下，为卫星在轨运行提供一个良好的热环境，使星上设备以及光学载荷保持在合理的温度水平。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：为低轨遥感微纳卫星在轨运行提供一个良好的热环境。
为了解决上述技术问题，本发明的第一方面，提供了一种低轨遥感微纳卫星，卫星包括卫星平台、体装帆板、光学载荷；
以星箭分离面中心点为原点，将垂直于星箭分离面并且从运载指向卫星方向作为Z轴，Z轴与光学载荷的光轴平行；平行于星箭分离面并且对应卫星在轨飞行方向作为X轴；按右手法则，与X轴及Z轴正交的方向作为Y轴；
体装帆板布置在卫星平台的-X侧，在卫星平台的-X侧的侧板表面布置有电池组；
光学载荷布置在卫星平台的顶部，光学载荷的载荷电子学布置在卫星平台内部；
卫星平台的+Y侧布置星敏感器；卫星平台的+X侧的侧板外表面布置有数传、测控天线；卫星平台的-Z侧的侧板外表面布置GPS天线、磁力矩器、太阳敏感器、星敏感器探头；卫星的内部仪器设备安装在卫星平台的顶板和底板内表面上。
在一些实施例中，光学载荷包括外遮光罩、热调焦组件、次镜组件、主次镜支撑筒组件、主镜组件、载荷安装组件、矫正镜组件；载荷电子学包括焦平面、电控箱组件、电路模块。
本发明的第二方面，提供了上述低轨遥感微纳卫星的热设计方法，包括卫星平台热设计和光学载荷热设计；卫星平台热设计进一步包括散热面设计、隔热设计、等温性设计；光学载荷热设计进一步包括调焦环与主次镜、矫正镜热控设计，主次镜支撑筒热控设计，以及，电子学热控设计。
在一些实施例中，散热面设计包括：
选取卫星平台的±Y侧的侧板作为主散热面，选取卫星平台的+X侧的侧板作为辅助散热面；
在电池组的底部设置扩热板，用于将电池组产生的热量传导至辅助散热面进行散热；
在体装帆板的背阴面喷涂白漆；将舱外底板上以及安装支架喷涂白漆；星箭分离后留在星上的分离结构外表面喷涂白漆后隔热安装。
在一些实施例中，隔热设计包括：
星敏感器的遮光罩、星敏感器探头、磁力矩器、测控天线的支架、GPS天线的支架、分离插头均包覆多层隔热组件；
体装帆板及其支撑杆分别与卫星平台隔热安装，体装帆板所在舱内表面包覆多层隔热组件；
电池组的扩热板、载荷探测器辐射板、载荷安装面、测控天线及其支架、GPS天线及其支架均与卫星平台隔热安装。
在一些实施例中，等温性设计包括：
卫星的内部仪器设备和结构件表面喷涂黑漆或进行黑色阳极氧化处理；
对于需要导热安装的设备，提高设备与结构安装面之间的平面度及接触面积，并在安装面填涂导热硅脂。
在一些实施例中，调焦环与主次镜、矫正镜热控设计包括：
在调焦环主体上对称设置PID控温加热器，并在±X向各设置测温点；
调焦环与其周边结构进行隔热处理，隔热处理方法包括：减小接触面积，增加隔热垫厚度与隔热性能；
在主镜外框、次镜安装支架、矫正镜所在芯轴套环表面设计电加热器；
在主镜框外环±X向与主镜中央芯轴±X向设置测温点，用于同时监测主镜中心与矫正镜温度；
对次镜外部结构进行二次温控，并采用最外层为消光黑膜的多层隔热组件对次镜外部结构主体进行包覆。
在一些实施例中，主次镜支撑筒热控设计包括：
主次镜支撑筒采用碳纤维复合材料，支撑筒在+Z方向与外遮光罩接触，-Z方向与主镜框接触，支撑筒两端温度一低一高，需要分三段进行过渡温控：在上段控制靠近遮光罩的支撑筒温度，在中段控制支撑筒主体温度，在下段控制靠近主镜框的支撑筒温度；同时对每个段位按照±X向进行分区温控；
将外遮光罩与主次镜支撑筒隔热安装，遮光罩与支撑筒、主镜框外表面包覆多层隔热组件。
在一些实施例中，电子学热控设计包括：
电子学两侧布置铜条，铜条由内部铜条与外部铜条连接组成；内部铜条与探测器导热接触，外部铜条与探测器散热面导热接触；在铜条表面缠绕条形多层隔热组件，与铜条相关的散热结构均采用隔热安装方式；
将电子学机壳表面发黑处理，在电子学机壳表面设计导热结构用于将热量导出至卫星平台的顶板。
本发明的有益效果：通过对该型号低轨遥感卫星的研制，实现了小型微纳卫星在平台与载荷上的一体化热控设计，热控设计合理可行，满足各项指标要求，达到预期热控效果，并留有足够的余量。其设计思路对后续型号的微纳卫星整体热控设计具有借鉴意义。
附图说明
通过结合附图对于本发明的实施方式进行描述，可以更好地理解本发明，在附图中：
图1是本发明一个较佳实施例中的卫星整体结构示意图及坐标系定义；
图2是本发明一个较佳实施例中的卫星平台内部结构布局示意图；
图3是图2所示卫星平台内部结构布局示意图(不同视角)；
图4是本发明一个较佳实施例中的卫星指向示意图；
图5是本发明一个较佳实施例中的光学载荷系统内部结构示意图；
图6是本发明一个较佳实施例中的电子学热控设计示意图；
以上各图的附图标记如下：
100 卫星平台
200 分离机构
300 体装帆板
400 光学载荷
410 外遮光罩
420 热调焦组件
430 次镜组件
440 主次镜支撑筒组件
450 主镜组件
460 载荷安装组件
470 矫正镜组件
480 焦平面及电控箱组件
481 焦平面
482 电控箱
483 电子学机壳导热铜条
484 探测器内部导热铜条
485 探测器外部导热铜条
486 探测器散热面
具体实施方式
以下将描述本发明的具体实施方式，需要指出的是，在这些实施方式的具体描述过程中，为了进行简明扼要的描述，本说明书不可能对实际的实施方式的所有特征均作详尽的描述。本说明书用具体实施例来描述本申请，并且可以帮助任何熟悉本发明工艺或系统的人员进行实验操作，但不旨在限制其保护范围。
该低轨遥感微纳卫星是由中科院微小卫星创新研究院研制的一颗高性能、低成本的微纳卫星。整星重量66公斤，轨道高度700公里，采用降交点地方时为1点30分的太阳同步轨道，卫星设计寿命一年。卫星的光学载荷由中科院计算光学成像技术重点实验室抓总研制并由中科院微小卫星创新研究院负责载荷热设计。
1卫星概况
1.1构型布局
卫星本体坐标系定义如图1所示，以星箭分离面中心点为原点，将垂直于星箭分离面并且从运载指向卫星方向作为Z轴，Z轴与载荷光轴平行；平行于星箭分离面并且对应卫星在轨飞行方向作为X轴；按右手法则与X轴、Z轴正交的为Y轴。
如图2、图3所示，卫星选择了板架式箱体结构作为主结构方案。-X侧板表面为体装电池片；星敏感器布置于+Y侧；+X侧板外表面布置有数传、测控天线；-Z板外表面布置GPS天线、磁力矩器、太阳敏感器、星敏感器探头等；卫星内部仪器设备主要安装在卫星的顶板和底板上；光学载荷布置于卫星平台顶部，载荷电子学下沉至卫星平台内部。
1.2卫星指向
如图4所示，根据任务要求，卫星在轨运行期间，需要如下指向：
(1)帆板对日定向：在没有任务时，卫星帆板保持惯性对日定向，即-X轴正对日指向，+Z轴对准天球北极。
(2)载荷对地指向：载荷工作期间，+Z光轴对地面进行成像。
(3)数传对地指向：数传工作期间，+X轴数传天线对准地面站。
1.3温度要求
在平台舱内，电池组设计温度在0～30℃，其余单机设计温度在-20～45℃；舱外星敏感器温度-30～30℃，太阳敏感器温度-20～60℃。
光学载荷要求光机整体(遮光罩除外)在正常模式下的温度控制在21℃，各光学部件测温点单点温度波动控制在3℃以内。
在正常模式下，要求载荷次镜调焦环的周向温差在1℃以内；主镜周向、径向温差分别在2℃以内；主次镜支撑筒主体温差在5℃以内。探测器温度在-5～15℃之间；载荷电子学布置在平台舱内，设计温度为-20～45℃。
1.4卫星环境特点
根据轨道条件输入，计算一年内太阳光照角β的变化情况，β角在16～28度之间，平均21.3度。计算一年中轨道阴影区时长，最长阴影时间为34.4min，最短时间为33min，阴影时间最大变化为1.4min，平均33.8min。从太阳光照角以及轨道阴影时间数据可以看出全年内轨道环境相对稳定。
2卫星设计概述
2.1卫星平台热设计
2.1.1散热面设计
根据轨道环境特点以及卫星姿态，以1点30分为降交点的太阳同步轨道，卫星沿着X方向飞行，由于平台+Z面作为载荷安装面不能有较大温度波动，-Z面分离机构对轨道环境反应敏感，所以选取±Y侧板作为平台主散热面。电源管理器、综合电子等长期工作且热耗较大的设备导热安装在主散热面。+X侧板作为辅助散热面，将间断性工作的大功率设备导热安装在此面。
电池组安装于卫星底板中部，在卫星执行数传、成像等任务时，电池组附近的大功率单机开始工作，使电池组温度升高，因此在电池组底部设置扩热板，将热量传导至+X面进行散热。
卫星-X面为体装帆板，需要长期对日，温度较高，所以在帆板背阴面喷涂白漆，加强帆板对空间的热辐射，降低帆板温度。
舱外底板上，太阳敏感器长期对日，将其以及安装支架喷涂白漆进行散热；星箭分离后，留在星上的分离结构外表面喷涂白漆后隔热安装，以减小对舱体影响。
2.1.2隔热设计
为了减小外热流对星内设备温度的影响，平台结构板上除了散热面外其余外表面包覆多层隔热组件。对于舱外设备，如星敏感器遮光罩及星敏感器探头、磁力矩器、天线支架、分离插头等均包覆多层隔热组件。
为了减小帆板高温对舱内设备的影响，体装帆板、帆板支撑杆分别与平台隔热安装，帆板所在舱内表面包覆多层隔热组件。
为了弱化导热效果，电池组扩热板、载荷探测器辐射板、载荷安装面、天线或天线支架均与平台隔热安装。
2.1.3等温性设计
为了加强舱内设备的辐射热交换，星内设备和结构件表面喷涂高辐射率的黑漆或进行黑色阳极氧化处理；对需要导热安装的设备，提高设备与结构安装面之间的平面度及接触面积，在安装面之间填涂导热硅脂，增强传热效果。
2.2载荷热设计
载荷系统结构如图5所示，主要分为光学结构及电子学两部分。由+Z向-Z方向排序，光学结构包括外遮光罩、次镜与热调焦组件、主次镜支撑筒组件、主镜组件、载荷安装组件、矫正镜组件。电子学包括焦平面、电控箱组件及其他电路模块。
根据轨道环境以及整星姿态分析，载荷光轴+Z方向长期交替指向地球与深空环境；帆板高低温交替，使载荷光机结构与帆板背面产生明显的辐射换热作用；载荷安装于平台顶板，顶板温度波动会对载荷温度产生影响。
基于以上影响因素，载荷结构需与平台顶板隔热安装，光机结构外表面采用多层隔热组件包覆，按照载荷温度要求对光机内部结构进行独立控温，控温对象主要有调焦、主镜与次镜结构、主次镜支撑筒结构、矫正镜结构、焦平面等。
2.2.1调焦环与主次镜、矫正镜热控设计
根据调焦环温度要求，在调焦环主体上对称设置PID控温加热器，并在±X向设置两个测温点，以监测其周向温差。由于次镜是通过调焦环温度变化导致膨胀收缩产生位移来实现调焦作用的，所以调焦环结构需与其他结构进行隔热处理，隔热方法包括减小接触面积，增加隔热垫厚度与隔热性能。在研制过程中，针对热调焦结构开展了仿真分析与地面试验，根据试验结果对调焦结构进行了优化。
主次镜以及矫正镜是光机重要的组成部分，需要根据就近原则在镜组安装结构上开展温控设计。分别在主镜外框、次境安装支架、矫正镜所在芯轴套环表面设计电加热器；由于主镜在径向与周向上均有温度要求，所以在主镜框外环±X向与主镜中央芯轴±X向设置测温点，其中，芯轴测温点同时监测主镜中心与矫正镜温度。
由于次镜与调焦结构热容较小，且与其他结构安装接触，存在导热和辐射漏热，所以对次镜外部结构进行二次温控，并采用最外层为消光黑膜的多层隔热组件对次镜外围结构主体进行包覆，以保证其温度环境相对稳定。
2.2.2主次镜支撑筒热控设计
主次镜支撑筒采用碳纤维复合材料，热容小且温度波动大，需要对其进行温控设计。支撑筒在+Z方向与外遮光罩接触，-Z方向与主镜框接触，两端温度一低一高，需要分三段进行过渡温控，即在上段控制靠近遮光罩的支撑筒温度，在中段控制支撑筒主体温度，在下段控制靠近主镜框的支撑筒温度；同时，考虑到帆板热辐射影响，对每个段位按照±X向进行分区温控。
由于外遮光罩不做温度要求，所以不对其进行温控设计，将外遮光罩与主次镜支撑筒隔热安装，同时遮光罩与支撑筒、主镜框等结构外表面包覆多层隔热组件，保证光机主体温度处于合理区间。
2.2.3电子学热控设计
载荷在观测任务时工作约1分钟，载荷总热耗80W，其中焦平面热耗6W，其余时间载荷不工作。根据电子学布局特点，将电子学热控设计分为焦平面模块与其他电路模块两部分。
如图6所示，在单机内外两侧采用两段导热连接的铜条，内部铜条与探测器良好导热接触，外部铜条与探测器散热面良好导热接触。探测器不工作时，通过对铜条的主动控温使焦平面维持在一定温度；探测器工作时，焦平面产生的热量通过铜条及散热面导出。为了减小其他结构向铜条及散热面漏热，防止探测器温度高于控制目标，需要在铜条表面缠绕条形多层隔热组件，与铜条相关的散热结构均采用隔热安装方式。
电子学位置处于平台舱内部，将电子学机壳表面发黑处理，加强与舱内环境的辐射换热，同时考虑到载荷成像时其他电路模块有瞬时热耗产生，因此在机壳表面设计导热结构将热量导出至平台顶板。
3卫星在轨分析
3.1平台主要设备温度分析
根据在轨温度数据，电池组通过主动控温温度维持在15±1℃；顶板温度维持在4～14℃，底板温度维持在12～25℃，从结构板数据推算安装在顶底板的单机温度应处于合理区间；舱外太阳敏感器支架温度维持在5～25℃；安装于+X侧板上的射频发射机在非工作状态时温度维持在1～6℃，工作时瞬态温度最高达到17℃左右，相对非工作状态有约10℃温升；安装于-Y侧板上的数传发射机在非工作状态时温度维持在0～20℃，工作时瞬态温度最高达到37℃左右，相对非工作状态有约20℃温升。
从以上平台温度数据分析，各主要设备、结构测温点数据均处于合理温度区间，满足设计需求。
3.2载荷温度分析
光机整体在正常模式下的温度控制在21℃，各光学部件测温点单点温度波动在2℃以内；同时，载荷次镜热调焦环的周向温差小于0.2℃；主镜周向温差小于0.2℃，径向温差小于0.5℃；主次镜支撑筒主体温差在2℃以内；探测器温度在1～9℃之间。
根据载荷热控需求，载荷所有测点温度、单点温度波动、温差等指标均在要求范围内，并且温控稳定性良好，为光学成像任务提供良好的温度环境。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。
Claims (9)
1.一种低轨遥感微纳卫星，其特征在于，所述卫星包括卫星平台、体装帆板、光学载荷；
以星箭分离面中心点为原点，将垂直于所述星箭分离面并且从运载指向所述卫星方向作为Z轴，所述Z轴与所述光学载荷的光轴平行；平行于所述星箭分离面并且对应所述卫星在轨飞行方向作为X轴；按右手法则，与所述X轴及所述Z轴正交的方向作为Y轴；
所述体装帆板布置在所述卫星平台的-X侧，在所述卫星平台的-X侧的侧板表面布置有电池组；
所述光学载荷布置在所述卫星平台的顶部，所述光学载荷的载荷电子学布置在所述卫星平台内部；
所述卫星平台的+Y侧布置星敏感器；所述卫星平台的+X侧的侧板外表面布置有数传、测控天线；所述卫星平台的-Z侧的侧板外表面布置GPS天线、磁力矩器、太阳敏感器、星敏感器探头；所述卫星的内部仪器设备安装在所述卫星平台的顶板和底板内表面上。
2.根据权利要求1所述的一种低轨遥感微纳卫星，其特征在于，所述光学载荷包括外遮光罩、热调焦组件、次镜组件、主次镜支撑筒组件、主镜组件、载荷安装组件、矫正镜组件；所述载荷电子学包括焦平面、电控箱组件、电路模块。
3.根据权利要求2所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，包括卫星平台热设计和光学载荷热设计；其中，所述卫星平台热设计进一步包括散热面设计、隔热设计、等温性设计；所述光学载荷热设计进一步包括调焦环与主次镜、矫正镜热控设计，主次镜支撑筒热控设计，以及，电子学热控设计。
4.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，所述散热面设计包括：
选取所述卫星平台的±Y侧的侧板作为主散热面，选取所述卫星平台的+X侧的侧板作为辅助散热面；
在所述电池组的底部设置扩热板，用于将所述电池组产生的热量传导至所述辅助散热面进行散热；
在所述体装帆板的背阴面喷涂白漆；将舱外底板上以及安装支架喷涂白漆；星箭分离后留在星上的分离结构外表面喷涂白漆后隔热安装。
5.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，所述隔热设计包括：
所述星敏感器的遮光罩、所述星敏感器探头、所述磁力矩器、所述测控天线的支架、所述GPS天线的支架、分离插头均包覆多层隔热组件；
所述体装帆板及其支撑杆分别与所述卫星平台隔热安装，所述体装帆板所在舱内表面包覆多层隔热组件；
所述电池组的扩热板、载荷探测器辐射板、载荷安装面、所述测控天线及其支架、所述GPS天线及其支架均与所述卫星平台隔热安装。
6.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，等温性设计包括：
所述卫星的内部仪器设备和结构件表面喷涂黑漆或进行黑色阳极氧化处理；
对于需要导热安装的设备，提高设备与结构安装面之间的平面度及接触面积，并在安装面填涂导热硅脂。
7.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，调焦环与主次镜、矫正镜热控设计包括：
在所述调焦环主体上对称设置PID控温加热器，并在±X向各设置测温点；
所述调焦环与其周边结构进行隔热处理，隔热处理方法包括：减小接触面积，增加隔热垫厚度与隔热性能；
在主镜外框、次镜安装支架、矫正镜所在芯轴套环表面设计电加热器；
在主镜框外环±X向与主镜中央芯轴±X向设置测温点，用于同时监测主镜中心与矫正镜温度；
对次镜外部结构进行二次温控，并采用最外层为消光黑膜的多层隔热组件对次镜外部结构主体进行包覆。
8.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，主次镜支撑筒热控设计包括：
主次镜支撑筒采用碳纤维复合材料，支撑筒在+Z方向与外遮光罩接触，-Z方向与主镜框接触，支撑筒两端温度一低一高，需要分三段进行过渡温控：在上段控制靠近遮光罩的支撑筒温度，在中段控制支撑筒主体温度，在下段控制靠近主镜框的支撑筒温度；同时对每个段位按照±X向进行分区温控；
将外遮光罩与主次镜支撑筒隔热安装，遮光罩与支撑筒、主镜框外表面包覆多层隔热组件。
9.根据权利要求3所述的一种低轨遥感微纳卫星的热设计方法，其特征在于，电子学热控设计包括：
电子学两侧布置铜条，所述铜条由内部铜条与外部铜条连接组成；所述内部铜条与探测器导热接触，所述外部铜条与探测器散热面导热接触；在铜条表面缠绕条形多层隔热组件，与铜条相关的散热结构均采用隔热安装方式；
将电子学机壳表面发黑处理，在电子学机壳表面设计导热结构用于将热量导出至所述卫星平台的顶板。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910742382.8A CN110395411A (zh) | 2019-08-13 | 2019-08-13 | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910742382.8A CN110395411A (zh) | 2019-08-13 | 2019-08-13 | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110395411A true CN110395411A (zh) | 2019-11-01 |
Family
ID=68328061
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910742382.8A Pending CN110395411A (zh) | 2019-08-13 | 2019-08-13 | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110395411A (zh) |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110816889A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-02-21 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 遥感微纳卫星系统 |
| CN111152940A (zh) * | 2020-01-02 | 2020-05-15 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站 |
| CN111498146A (zh) * | 2020-06-03 | 2020-08-07 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法 |
| CN111891390A (zh) * | 2020-08-11 | 2020-11-06 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 卫星接口及其连接方法、卫星系统 |
| CN111959830A (zh) * | 2020-08-24 | 2020-11-20 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 |
| CN111987456A (zh) * | 2020-07-24 | 2020-11-24 | 南京理工大学 | 一种用于微纳卫星的集成式低剖面uv天线 |
| CN113120256A (zh) * | 2019-12-30 | 2021-07-16 | 北京九天微星科技发展有限公司 | 一种具有扁平式结构的低轨卫星 |
| CN113212798A (zh) * | 2021-04-28 | 2021-08-06 | 中国科学院高能物理研究所 | 一种全天监测高能望远镜的载荷热控系统设计方法 |
| CN113581496A (zh) * | 2021-09-10 | 2021-11-02 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种用于量产化小卫星的热控系统 |
| CN114180104A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-03-15 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种空间光学遥感卫星星敏感器高精度控温装置 |
| CN114546002A (zh) * | 2022-01-20 | 2022-05-27 | 上海卫星工程研究所 | 深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置 |
| CN114815128A (zh) * | 2022-05-19 | 2022-07-29 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种微纳遥感相机在轨实时成像调节系统 |
| CN115605007A (zh) * | 2022-11-30 | 2023-01-13 | 航大防务（海南）科技有限公司（Cn） | 一种卫星遥感数据传输处理设备 |
| CN116882216A (zh) * | 2023-09-07 | 2023-10-13 | 苏州吉天星舟空间技术有限公司 | 光学载荷散热面的确定方法、装置、电子设备及存储介质 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101858747A (zh) * | 2010-03-26 | 2010-10-13 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种有效利用地球辐照能的卫星帆板对日定向目标姿态的解析确定方法 |
| CN104570265A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-04-29 | 中国科学院西安光学精密机械研究所 | 轻量化简单化高稳定同轴相机主次镜部件及安装方法 |
| CN105549306A (zh) * | 2015-12-21 | 2016-05-04 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种用于碳纤维主支撑结构相机的轻型鲁棒热控装置 |
| CN108241198A (zh) * | 2018-02-07 | 2018-07-03 | 中国科学院光电研究院 | 同轴空间相机的主次镜支撑结构 |
| CN108254852A (zh) * | 2018-03-23 | 2018-07-06 | 中国科学院光电研究院 | 一种用于空间相机的主镜框结构 |
| CN108423195A (zh) * | 2018-02-28 | 2018-08-21 | 上海航天控制技术研究所 | 火星环绕器及环绕器全姿态无陀螺对地通信链路建立方法 |
| CN109823571A (zh) * | 2019-01-23 | 2019-05-31 | 清华大学 | 一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法 |
-
2019
- 2019-08-13 CN CN201910742382.8A patent/CN110395411A/zh active Pending
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101858747A (zh) * | 2010-03-26 | 2010-10-13 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种有效利用地球辐照能的卫星帆板对日定向目标姿态的解析确定方法 |
| CN104570265A (zh) * | 2014-12-18 | 2015-04-29 | 中国科学院西安光学精密机械研究所 | 轻量化简单化高稳定同轴相机主次镜部件及安装方法 |
| CN105549306A (zh) * | 2015-12-21 | 2016-05-04 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种用于碳纤维主支撑结构相机的轻型鲁棒热控装置 |
| CN108241198A (zh) * | 2018-02-07 | 2018-07-03 | 中国科学院光电研究院 | 同轴空间相机的主次镜支撑结构 |
| CN108423195A (zh) * | 2018-02-28 | 2018-08-21 | 上海航天控制技术研究所 | 火星环绕器及环绕器全姿态无陀螺对地通信链路建立方法 |
| CN108254852A (zh) * | 2018-03-23 | 2018-07-06 | 中国科学院光电研究院 | 一种用于空间相机的主镜框结构 |
| CN109823571A (zh) * | 2019-01-23 | 2019-05-31 | 清华大学 | 一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法 |
Non-Patent Citations (6)
| Title |
|---|
| LIN YANG等: "《Quasi-All-Passive Thermal Control System Design and On-Orbit Validation of Luojia 1-01 Satellite》", 《SENSORS》 * |
| ZHIQIANG SU等: "《High Sensitive Night-time Light Imaging Camera Design and In-orbit Test of Luojia1-01 Satellite》", 《SENSORS》 * |
| 刘湃等: "《大口径长焦距相机主次镜支撑结构方案初步研究》", 《航天返回与遥感》 * |
| 卢晓明等: "《空间望远镜主次镜支撑筒结构优化设计》", 《天津工业大学学报》 * |
| 徐福祥等: "《卫星结构设计与分析 上》", 30 August 2009, 北京：宇航出版社 * |
| 柯善良: "《超轻空间相机朱志成结构优化设计》", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库》 * |
Cited By (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110816889A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-02-21 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 遥感微纳卫星系统 |
| CN110816889B (zh) * | 2019-11-14 | 2021-03-26 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 遥感微纳卫星系统 |
| CN113120256A (zh) * | 2019-12-30 | 2021-07-16 | 北京九天微星科技发展有限公司 | 一种具有扁平式结构的低轨卫星 |
| CN111152940A (zh) * | 2020-01-02 | 2020-05-15 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站 |
| CN111152940B (zh) * | 2020-01-02 | 2021-05-18 | 中国科学院空间应用工程与技术中心 | 一种辅助传热机构、舱外载荷和空间站 |
| CN111498146A (zh) * | 2020-06-03 | 2020-08-07 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 用于近地轨道引力波探测验证卫星的热控系统及方法 |
| CN111987456A (zh) * | 2020-07-24 | 2020-11-24 | 南京理工大学 | 一种用于微纳卫星的集成式低剖面uv天线 |
| CN111987456B (zh) * | 2020-07-24 | 2021-02-12 | 南京理工大学 | 一种用于微纳卫星的集成式低剖面uv天线 |
| CN111891390A (zh) * | 2020-08-11 | 2020-11-06 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 卫星接口及其连接方法、卫星系统 |
| CN111959830A (zh) * | 2020-08-24 | 2020-11-20 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 |
| CN113212798A (zh) * | 2021-04-28 | 2021-08-06 | 中国科学院高能物理研究所 | 一种全天监测高能望远镜的载荷热控系统设计方法 |
| CN113581496A (zh) * | 2021-09-10 | 2021-11-02 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种用于量产化小卫星的热控系统 |
| CN114180104A (zh) * | 2021-12-30 | 2022-03-15 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种空间光学遥感卫星星敏感器高精度控温装置 |
| CN114546002A (zh) * | 2022-01-20 | 2022-05-27 | 上海卫星工程研究所 | 深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置 |
| CN114546002B (zh) * | 2022-01-20 | 2023-08-22 | 上海卫星工程研究所 | 深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置 |
| CN114815128A (zh) * | 2022-05-19 | 2022-07-29 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种微纳遥感相机在轨实时成像调节系统 |
| CN115605007A (zh) * | 2022-11-30 | 2023-01-13 | 航大防务（海南）科技有限公司（Cn） | 一种卫星遥感数据传输处理设备 |
| CN115605007B (zh) * | 2022-11-30 | 2023-03-10 | 航大防务(海南)科技有限公司 | 一种卫星遥感数据传输处理设备 |
| CN116882216A (zh) * | 2023-09-07 | 2023-10-13 | 苏州吉天星舟空间技术有限公司 | 光学载荷散热面的确定方法、装置、电子设备及存储介质 |
| CN116882216B (zh) * | 2023-09-07 | 2023-12-08 | 苏州吉天星舟空间技术有限公司 | 光学载荷散热面的确定方法、装置、电子设备及存储介质 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110395411A (zh) | 一种低轨遥感微纳卫星及其热设计方法 | |
| Miao et al. | Spacecraft thermal control technologies | |
| Arenberg et al. | Status of the JWST sunshield and spacecraft | |
| Eyerman | A systems engineering approach to disturbance minimization for spacecraft utilizing controlled structures technology | |
| Cui et al. | Thermal control system of alpha magnetic spectrometer | |
| CN116674770A (zh) | 一种适应日地拉格朗日点l2飞行器的望远镜热控方法 | |
| Li et al. | Thermal design of detector for the solar X-Ray and extreme ultraviolet imager | |
| Rosales et al. | VERTECS: Thermal modeling and analysis to enhance mission efficiency through temperature control strategies of a 6U CubeSat with visible light telescope | |
| Chen et al. | Thermal environment analysis for TianQin: II. Solar irradiance disparity across constellation | |
| Zhang et al. | Analysis of a heat dissipation scheme for a space manipulator joint | |
| Mason | Long-term performance of the passive thermal control systems of the IRAS spacecraft | |
| CN111959830A (zh) | 卫星高精度光学载荷安装平台热控系统及方法 | |
| Havey Jr et al. | Precision thermal control trades for telescope systems | |
| Peabody et al. | Design and Requirements Creep in a Build-To-Print Mission | |
| Wu et al. | Analysis on the Influence of Heat Dissipation of Radiator on China Space Station | |
| Yu et al. | Guidance, Navigation and Control Technology of Lunar Lander | |
| Peyrou-Lauga et al. | JUICE (JUpiter ICy moons Explorer) Thermal Vacuum Test | |
| Bavdaz et al. | The evolving universe spectroscopy mission (XEUS) | |
| Gottero et al. | The Thermal Balance/Thermal Cycling Test of Euclid | |
| Kissil et al. | Integrated modeling applied to the Terrestrial Planet Finder mission | |
| Ravazzano | Thermal Control System Design of Two Microsatellite Missions With Optical Payloads | |
| CN116714788A (zh) | 用于空间伸缩杆机构的热控装置及星载激光雷达 | |
| Aguilera | Morazán MRZ-SAT CubeSat: Thermal Modelling and Analysis Guide for Academic CubeSat Missions Hipp-Méndez, Jefrey René*; Sánchez-Varela, Valeria b; Galindo-Rosales, Reynel Josué c; Zorto | |
| Bao et al. | Application and prospect of the fluid cooling system of solar arrays for probing the Sun | |
| SPENCER et al. | INTELSAT V thermal design, testing and flight performance |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20191101 |