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微型卫星热控制技术研究
微型卫星热控制技术研究
VO1.15NO.2
6
航天器工程
SPACECRAFTENGINEERING
第15卷第2期
2006年7月
微型卫星热控制技术研究
麻慧涛钟奇范含林文耀普
(中国空间技术研究院总体部,北京100094)
摘要对国内外微型卫星技术现状和发展趋势进行了调研,通过详细分析微型卫星的特点及
对热控系统带来的挑战,指出了传统热控设计思想和技术的不足,提出了微型卫星整星级等温化设
计和智能型热控制的新概念,并在此基础上,提出了几项有前途的微型卫星热控新技术,对其技术
途径和应用前景进行了分析和展望.
关键词微型卫星等温化设计智能型热控制
1引言
近年来,小卫星研制取得了飞速发展,随着电子
集成技术和有效载荷小型化技术的进步,比小卫星
还要小的微型卫星也已展露头角,这也是当今科技
领域微电子和微机械系统(MEMS)迅猛发展的必然
产物.微型卫星的重量一般小于100kg,最小至十
几千克,甚至几千克.微型卫星最大的优点是可以
批量化生产,在空间大量部署,组成应用体系或星
座.
微型卫星主要基于MEMS技术,利用超微型加
工技术和集成技术,将卫星的结构,电源,通信,遥
控,数据处理,热控,推进与控制等系统高度集成,实
现卫星的模块化,微型化和超轻量化.
未来的微型卫星为了显着提高有效载荷比,必
然要将星上电子系统和其它分系统进行高度集成,
进行光,机,电,热一体化设计,采用大规模集成电路
(ASIC,FPGA等)技术,使星上电子系统的功能密
度大大提高,打破原来星上光,机,电,热各分系统间
的严格界限,对星上资源进行统一配置和利用.微
型卫星可以将原来近十个设备完成的功能集成到一
个统一的星上电子集成单元中,从而大大降低星上
设备的体积和重量,提高卫星的有效载荷比,微型卫
星的有效载荷比将大于50%.
微型卫星技术将对我国航天器各分系统带来极
大的挑战,其中就包括热控制技术.首先,由于微型
卫星的小尺寸和星上电子系统的高度集成,其热流
密度将非常大,很容易导致局部高温;其次,由于微
型卫星热容量小,容易受到瞬态热载荷和空间外热
流的影响,导致卫星温度水平波动较大;另外,微型
卫星的散热面积极为有限,如何有效解决;如何提高
微型卫星的自主调控能力和自主管理能力;如何采
用更加简单,有效,适合微型卫星特点的热控技术;
热控产品如何小型化,轻量化和智能化都将是热控
分系统有待解决的难题.
像现在工业领域计算机芯片的散热问题制约着
笔记本电脑的发展一样,热控问题也将成为微型卫
星需要解决的首要问题之一.为了对未来我国微型
卫星的实际应用在热控专业领域指明方向,目前迫
切需要对微型卫星热控制技术进行研究.
2国内外技术现状及发展趋势
美国国防部(D0D)和NASA在21世纪规划中
提出要研制和发射大量轻质量,低成本的小型航天
器,以完成一系列科学研究和军事探测任务.目前,
美国等国家执行深空探测任务的航天器重量一般为
500kg~2000kg,NASA计划在未来5至10年将航
天器的重量减小到50kg量级,长期目标使航天器重
量最终达到5kg水平.同时,NASA已制定了"片上
集成系统"(System—OnA—Chip)项目,目标是将
整个航天器的功能集成在一个芯片上.
美国正在加紧研制能在2010年前就能投入使
用的"智能卵石"(BrilliantPebbles).它实际上是一
种集目标探测,跟踪,寻的,拦截等各种功能于一体
的智能化的动能武器.据说每枚"卵石"净重45kg.
据估计,届时将有数以万计的"卵石"将会被部署在
环绕地球的各类轨道上.为了具有一定的潜伏性和
隐蔽性,"卵石"必然要具备高度智能化,实现自主管
第2期麻慧涛等:
微型卫星热控制技术研究7
理和运行,这就对热控系统的自主管理和调节能力
提出了很高的要求;"智能卵石"在功能上将进行光,
机,电,热高度集成,大量采用微型机电技术
(MEMS),而多功能复合结构在其中无疑将起到至
关重要的作用.
美国NASA的ST一5计划由3颗重量为
21.5kg的微型卫星构成.据称将对7项具有革命意
义的空间技术进行飞行试验验证,其中与热控有关
的有3项,一项是基于MEMS技术制造的微型机械
热控百叶窗,一项是电子热开关,一项是电致可变发
射率热控涂层.这三项新的主动热控技术对于对能
源和重量要求非常苛刻的微型卫星来说都是非常有
吸引力的….
目前国内对现代小卫星和微型卫星的发展也很
重视,我院先后成功发射了sJ一5,HY一1小卫星,
形成了CAST968平台;哈工大,清华,中科院都在开
展微小卫星和纳卫星的研究工作,并取得了一些成
果.
目前在微型卫星热控制领域方面尚未开展系统
的,深入的研究,基本上仍然在沿用传统大卫星的设
计思想和技术,并没有形成适合微型卫星特点的热
控技术,迫切需要开展有关微型卫星热控制技术研
究
3微型卫星发展对热控制技术带来的
挑战
3.1小热容量带来的挑战
由于微型卫星的重量很轻,通常在几十千克左
右,因此其热容量比起上吨级的大卫星甚至几百千
克级的小卫星都要小得多,因此容易受到瞬态热载
荷的影响.在卫星受到的瞬态空间外热流变化较
大,卫星进出地球阴影以及星上仪器设备热瞬时功
耗变化较大时,都非常容易引起整星或局部大的温
度水平波动,甚至可能导致仪器超出其正常工作温
度范围.这也是微型卫星特有的给热控系统带来的
新问题.
3.2高热流密度散热带来的挑战
随着电子技术的发展,电子设备集成度越来越
高,如大功率微波集成电路(MMIC),高通量处理
器,激光二极管等设备,其热流密度非常高,国外报
道可达1~lOW/cm2,甚至更高,它们的散热问题极
为严重,靠常规的散热技术已经不能解决问题.由
于航天器内电子集成器件的可靠性对温度十分敏
感,器件温度在70"C~80℃水平上每增加1℃,可靠
性就会下降5%.因此,解决高热流密度的散热问
题已成为微型卫星急需解决的首要问题.
3.3多功能复合结构应用带来的挑战
未来的微型卫星要进行光,机,电,热高度集成,
就不可避免地要大量采用多功能复合结构(Multi—
functionalSturctures).所谓多功能复合结构,就是
把光,电,热和机械结构功能集成到卫星的舱壁板
上,将电子元器件,传感器,执行机构,电缆等组件一
起嵌装到承力结构中去.多功能结构是一种革命性
的设计方法,可大大节约卫星的重量,体积和成本,
非常适合在微型卫星上应用.
但多功能复合结构的集成技术也对热控系统带
来了新的挑战,要求热设计与电路设计和结构设计
进行一体化集成设计,这是以前热控系统所不曾遇
到的,同时也对热设计人员提出了很高的要求,要求
热设计人员在光,机,电,热等专业方面都要具备一
定的知识和了解.现有的热控产品也无法满足微型
化和柔性使用的要求,这是热控系统遇到的新问题.
3.4高智能自主管理带来的挑战
微型卫星必然要具备高度智能化,实现自主管
理和运行,这就对热控系统的自主管理和调节能力
提出了很高的要求.不仅要求热控系统对整个卫星
的热量进行统一管理,分配和利用,而且要求在卫星
遇到意外情况,如机动变轨或姿态发生变化导致外
热流有较大变化,或者卫星工作模式和功耗有较大
变化时,热控系统要有很强的自动调节能力,以保证
热控系统能够正常工作.传统的以被动热控为主,
主动电加热热控为辅的热控设计由于电功率需求过
大,对卫星姿态和工作模式要求苛刻,主动调节能力
不足等原因,难以适应微型卫星的要求,需要对新型
智能型热控制设计方法和技术进行概念研究.
4传统热控制技术与设计方法的不足
4.1热控系统的主动调节能力不足
目前我国卫星热控系统的基本设计思想和原则
是以被动热控为主,以电加热主动热控为辅I2].这
种设计思想的优点是尽可能少用运动部件和少消耗
星上能源,因此可靠性较高,基本上能够满足目前我
国在研的型号需要.但同时其缺点也很明显,就是
8航天器工程15卷
这种设计思想对卫星的轨道保持,运行姿态,仪器和
设备的工作模式以及发热功耗等要求非常严格,在
卫星遇到意外情况,如需要大规模机动变轨,卫星姿
态不正常或空间外热流和仪器的功耗有较大变化
时,热控系统的主动调节能力不足,因此可能导致卫
星设备温度过高或过低,严重时会导致整个热控系
统失效,卫星不能正常工作.由于微型卫星的整星
热容量和功率都很小,整星温度场更容易受到瞬态
热载荷的影响,因此微型卫星必须具有更加有效的
主动调节能力,从热控重量和需要的电加热功耗上
看,传统的热控方法也无法满足对此要求非常苛刻
的微型卫星的要求,需要发展新型的主动热控技术
和方法
4.2热控技术和产品无法满足系统高度集成的要求
传统的热控产品仅仅是具备热控功能而已,不
具备其它功能,但对于微型卫星的多功能结构而言,
要求其必须同时具备机,电,热几种功能,热控产品
与其它系统的产品要紧密地耦合在一起,它们之间
只有功能上的界限,没有物理上的界限,这是以前热
控系统从未遇到的问题.因此,从技术上怎样实现
热控系统与其它系统的无缝衔接和一体化集成,是
个巨大的挑战.
另外,传统的热控产品,如热管,扩热板,多层隔
热材料和电加热器等由于体积,重量和功耗较大,而
且不便于柔性操作,很难直接用在微型卫星上,因
此,需要大量引进和采用MEMS技术,一方面对现
有的产品进行微型化和轻量化研究,另一方面着重
发展适合微型卫星应用的新型热控技术和产品.
4.3热控系统研制流程的缺陷
从研制技术流程上看,原有的各分系统之间基
本上是属于串行的关系,光,电,机各分系统逐个完
成设计后,热控分系统才开始进行设计,这种研制流
程由于具有发现问题晚,容易造成设计更改,研制周
期长等缺点,已经不能适应微型卫星快,好,省和批
量化生产的研制特点和要求.未来微型卫星的高度
集成必将从根本上打破现在的各分系统间的界限和
分工,各分系统的设计将是一种并行和集成的设计.
因此,目前各分系统的技术分工,流程,制造和工艺
都需要重新编排.
总之,微型卫星的小热容量,高热流密度散热,
多功能结构应用,高智能自主管理,高精度热分析和
热控产品的小型化和轻量化,以及微型卫星快,好,
省的研制特点和要求都对热控系统带来了新的挑
战,在这种情况下,传统的热控设计思想和技术显然
已不能跟上时代的步伐和满足新的需求.因此,要
求热控系统必须从根本上对设计思想,方法和技术
进行革命性的创新,才能适应和满足未来微型卫星
的发展需要.
5微型卫星热控制新概念和方法
为了更好地满足未来微型卫星热控的任务要
求,提出以围绕增加热控系统的主动调控能力和适
应能力为核心的两个新的热控设计概念和方法:
一
个是整星级等温化设计,一个是智能型热控制,由此
引申出一系列适合微型卫星特点的有发展前途的热
控技术.
5.1整星级等温化设计
等温化设计对于卫星热控系统来说是至关重要
的.由于卫星各表面吸收的空间外热流和星内某些
设备的发热功耗在运行周期内的瞬时变化,导致卫
星温度也是瞬时变化的,不同设备和部位的温度和
同一设备不同时刻的温度都不一样,如果不进行等
温化设计,很容易引起卫星各部位问的温差或温度
波动过大;距离散热面较远的仪器也可能因为热量
无法散出导致温度超出指标要求.在进行等温化设
计后,卫星各部位问的温度分布要相对均匀很多,温
度随时间的瞬时波动也要小很多,卫星散热面的散
热效率将会大大提高.另外,对于卫星局部区域或
单个设备来说,等温化设计相当于增大了其热容量,
这对于热容量比大卫星小得多的微型卫星来说是非
常重要的.
目前,我国卫星上一般采用的等温化设计方法
是在仪器安装板预埋和外贴热管(热管网络),在星
内仪器设备和舱壁内表面喷涂高发射率涂层,利用
热管的高导热性能和高发射率涂层的强辐射换热性
能来加强卫星各部位之问的热传导和热辐射.这种
方法在一定程度上满足了目前我国卫星的热控需
求.但实际上这种等温化方法只在有热管网络的局
部区域实现了等温化,在卫星不同仪器安装板之问
并没有实现等温化,有时它们之间的温差还是很大
的,像有的卫星的阴面和阳面面板之问的温差甚至
会达到30℃以上,因此这种等温化方法只能称得上
"局部等温化",不是"整星等温化";而且这种等温化
方法从效率质量比来说,并不是很理想,像通信卫星
第2期麻慧涛等:
微型卫星热控制技术研究9
的南,北板内预埋和外贴了很多热管,通过热管网络
实现了在同一面板内的等温化,而在南,北板之间并
没有实现等温化,因此在至点时南,北板中有一面受
太阳直射,一面为阴面时,它们之问的温差还是很大
的lL3』.如果能够通过利用u型热管,环路热管
(LHP)或其它高导热措施将南,北板进行热耦合,即
实现南,北板问的等温化设计,那么不仅整星的温度
场会均匀很多,而且散热效率将大大提高,散热面最
大散热能力将从原来的259W/m提高到329W/
m2l
甚至在整星功率增大很多时,也可以不通过
扩大散热面结构板尺寸就能够达到散热目的,同时
还增强了整星温度变化的稳定性,减小了结构板的
热变形.在ESA研制的通信卫星上,采用LHP将
南北散热面进行了热耦合,从而大大提高了散热效
率,整星的温度场也得到了很大的改善和优化_5J.
对整星重量控制非常严格的微型卫星来说,不
可能采用大量预埋和外贴热管的办法来实现等温
化.而且由于微型卫星内部结构紧凑,也没有太多
安装和实施的空间,因此必须寻找新的,有效的适合
微型卫星特点的等温化设计技术.目前看来,最适
合微型卫星等温化的办法就是采用多功能结构加柔
性热管或LHP的办法.利用多功能结构将电,热,
机械和结构功能集成到卫星的舱壁板上,其结构面
板材料可以采用高导热的c—c复合材料,并在结
构板设计时在大功率器件处通过嵌入微型热管等高
导热器件,从而实现面板的高度等温化;然后通过采
用柔性热管或微小型LHP将卫星不同面板连接起
来,像欧洲已经发射成功的Magion一4(1995年),
Magion一5(1996年)和BIRD(2001年)微型卫星上
就是采用了数个U型热管对称地安装在卫星结构
板上_6J,从而实现了整星的高度等温化.另外,微
型卫星的不同安装板和面板也可以通过一体化铸造
技术加工为一个整体,利用其材料的高导热性来实
现等温化.总之,相对于大卫星来说,尺寸小得多的
微型卫星由于传热距离较短从而实现整星级等温化
设计要相对容易一些.
微型卫星实现整星等温化设计的好处很多,不
仅可以避免局部出现高温或低温,减小个别部件温
度的波动和不同面板和舱段问的温度差异,增加整
星温度的稳定性,而且其最有利的还有两点:
一是等
温化设计后,在进行卫星仪器,设备布局和结构设计
时可以有很大的自由度,这对于内部空间资源非常
宝贵的微型卫星以及增加平台的通用性来说都是非
常重要的;二是等温化设计后,在进行散热面设计
时,可以根据整星吸收的平均外热流和整星发热功
耗由能量平衡方程求出总的散热面面积,然后将整
个面积在卫星的各表面均匀分布,从而使热控系统
对于卫星姿态的严格要求大大降低;同时也减小了
卫星温度场受空问外热流变化的瞬时影响和整星结
构板的热变形,在卫星需要机动变轨,改变卫星姿态
或姿态失去控制的情况下,热控系统仍然具备较强
的适应能力和调节能力,保证能够正常工作.
5.2智能型热控制
微型卫星由于任务的多样性必然要具备高度智
能化,实现自主管理和运行.热控系统在卫星寿命
期间不仅要对整个卫星的热量进行统一管理,分配
和利用,而且要在卫星遇到各种意外和复杂情况,甚
至故障模式下,保证热控系统仍然能够正常工作,这
就要求热控系统要有很强的自动调节能力.在这种
情况下,仅仅依靠被动热控(包括等温化设计)是不
够的,而原有的电加热主动热控技术由于需要的加
热功率和加热回路过多,不可能在微型卫星上大量
使用,因此,迫切需要对适合微型卫星应用的,调控
手段更强的新型主动热控技术加以研究.
目前看来比较适合微型卫星应用的主动热控技
术有智能型热控涂层,热开关和自适应电加热技术
等.这几种技术的共同特点就是可以根据控制点的
温度高低,自动调节其表面特性,导热性能和电性
能,从而通过增大或减小卫星不同部位问的热交换
量来实现对温度的控制,即具备"智能化".另外,从
节省重量和能源的角度出发,这几种技术对于微型
卫星也是非常具有诱惑力的,这些优越性也是现有
的电加热等主动热控技术所不能比拟的.
6微型卫星热控制新技术
有前途的微型卫星热控新技术,包括多功能复
合结构技术,智能型热控涂层技术,高导热复合材料
技术,微型热管技术,微小型毛细泵回路(CPL)和
LHP技术,热开关技术,自主适应的电加热控温技
术,微型记忆合金百叶窗技术和高精度一体化热分
析技术等.本节将对每种技术的概念,原理,技术途
径和现状分别做简要介绍.
6.1多功能复合结构
洛克希德一马丁(LockheedMartin)公司的科
学家在充分研究近年来大规模集成电路封装技术,
10航天器工程15卷
轻质复合材料结构以及高导热率材料的最新技术进
步的基础上,提出了一种具有重要意义的新的设计,
制造与集成技术——称之为多功能结构_7J.多功
能结构(见图1)的概念是将电子设备组件(例如多
芯片组MultichipModules),小型传感器,执行机
构,连同传送功率和信号用的电缆一起嵌装到承力
结构中去,突破了传统卫星结构只起承力和连接作
用的传统概念,使结构兼有支撑,承载,电源分配,数
据传输和热控等多种功能.
形成屏蔽防盗板
具有热控功能的结构板
图1多功能复合结构原理图
美国空军研究实验室(AirForceResearchLabo—
ratory)研制的多功能电缆材料采用聚酰亚胺膜_8J
(见图2),其上并排分布着许多线.它柔软,电绝缘
好,热性能,机械性能和化学性能均很好.它本身很
轻,重量和体积比原来节省75%,不需要笨重的捆
扎件,可以粘贴到卫星的壁面上,不需要复杂的支
架.其它还有用多芯片模块(Multi—ChipModule,
MCM)(见图3)代替现在用的电子设备盒,重量和
体积都会大大减小.使用多功能电缆和多芯片模
块,还可以减少手工操作,也利于对性能进行试验验
证.
图2多功能电缆MFSCable
从广义上来说,多功能结构的含义是很广的.
实际上,如何在充分利用卫星的空间,重量和能源等
资源的前提下,极大地发挥每个部件或器件的功能
的可利用性,才是多功能结构的真正含义.比如,对
于桁架式微型卫星,能否将桁架换成小热管,使其既
能承受一定的力,也能发挥其高导热的优势;据报
道,国外新提出了一种称为LiBaCore技术,或者称
为蜂窝芯中安装锂电池技术,而且已经达到了成熟
阶段,这必将引起空间电源系统的革命性变化.
图3多芯片模块Multi—ChipModule(MCM)
目前在我国卫星上,电路板,机箱壳体,大型插
头等辅助部件的质量可占到卫星总质量的5O%,采
用多功能复合结构的集成技术后,可使电缆和电子
设备封装的质量减少7O%,增加航天器4O%的内部
容积,有效载荷比提高5O%,因此,多功能复合结构
对于功能密度高度集成的微型卫星来说是最理想的
选择.
6.2智能型热控涂层
智能型热控涂层也称为可变发射率涂层.这种
涂层可以根据被控设备的温度高低自动调整自身的
太阳吸收率或红外发射率,从而通过改变与周围环
境的热辐射交换量,保证设备温度在控制范围内,从
而提高卫星自主热控能力.这种涂层可以用到卫星
散热面的外表面和舱壁的内表面.
智能型热控涂层比类似的控制技术——百叶窗
具有重量轻,无移动部件,可靠性高等优点,它也不
像电加热器那样消耗电能,因此这种涂层对于控制
工作模式多变的卫星设备和高度自主运行的卫星的
温度具有重要作用.智能型热控涂层将成为未来卫
星热控涂层的重要选择,非常适合在电功率和重量
受到苛刻限制的微型卫星中应用.据美国NASA
文献报道,智能型热控涂层技术可以节省系统电加
热功率9O%左右,减轻热控重量75%左右,这种技
术可应用于所有航天器,特别是非常适合对功率和
重量要求非常苛刻的微型/纳卫星_9J.NASA计划
2004年将这方面的技术用于ST一5微型卫星上.
从原理上说,智能型热控涂层实现方法有几种:
基于MEM技术制造的微型机械热控百叶窗,电致
变色(Electrochromic),电泳(Electrophoretic),热致
变色(Thermochromic)J.美国于2004年发射的
ST一5微型卫星,对包括基于MEMS技术制造的微
型机械热控百叶窗和电致变热控涂层进行了飞行试
第2期麻慧涛等:
微型卫星热控制技术研究1l
验.
美国EclipseEnergySystems研制了一种全固
态(AlI—Solid—State)电致可变发射率涂层...这
种涂层不但可以控制发射率变化,还可以在柔性基
材上电致改变太阳光谱波长范围的反射率(VS—
RC).VSRC的反射状态和吸收状态见图4和图5.
图4VSRC反射状态
图5VSRC吸收状态
目前,有关单位正在开展电致变色热控涂层的
设计,制备工艺,环境试验等工作,并取得了一些成
果.但在应用前还需要解决一些问题,如涂层工作
电流,电压和航天器电源的匹配问题等[.
6.3高导热复合材料
使用高导热材料作为热沉或散热器件可以大幅
度降低器件的内部或表面温度,同时也可高效,经济
地利用热量,从而具有重要的实际意义.在多功能
结构中,为了保证面板的等温性,以及减轻甚至去掉
附加的热控部件,并且减低结构的复杂性,也要求结
构采用高热导材料.
近30年来,碳纤维及其复合材料由于其密度
低,模量高和参数性能的可设计性等优点发展迅速.
据报道,目前国外的高模量碳纤维的热导率可达到
640W/mY;,有的碳纤维热导率甚至达到l180W/
m℃,是铜的3倍,而比重只有铜的l/4.基于石墨
纤维Kll00的热导率可以达到1100W/m*C,比普
通的铝材高10倍.中科院山西煤炭化学研究所正
在开展这方面的研究,目前实验室研制出的炭纤维
增强铝基复合材料样品,其导热性能达到642w/
m℃,高导热石墨薄膜热导率达到630W/m*C【引.
这些材料经进一步改进力学性能和加工工艺后,可
以应用到微型卫星的多功能复合结构中,实现卫星
的等温化设计和解决高热流密度设备和器件的散热
问题,
6.4微型热管
微型卫星内部往往由于结构紧凑,构造复杂,传
统的热管很难被直接采用,因此需要发展微型的,可
柔性的热管.微型热管(MicroHeatPipe)对高热流
密度器件的散热很有吸引力,比如随着微处理器芯
片的快速发展及相应能耗增加到20W,常规的散热
技术已不能满足要求,这时利用高效微型热管传递
微处理器的热量就显得很有价值.尽管微型热管的
理论是成熟的,但对于在如此小尺度下的制造工艺
要求是很高的,难度也非常大,需要应用微机械制造
技术.
我国目前已经制造出来直径3ram,长度100ram
量级的热管,并进行过试验.目前正在进行直径
2ram微型热管的研究和制造.
6.5微小型
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