小卫星高精度热控方法研究

小卫星高精度热控方法研究维持航天器在轨正常工作,需要热控系统为它提供良好的工作环境。随着航天技术发展,星载电子技术的进步,对控温精度的要求也越来越高,有些达到了毫K级,甚至更高。近年来,随着小卫星及微纳卫星的快速发展,传统的利用热控技术结合辅助结构的机热一体化设计方法,已经不能适应小卫星及微纳卫星对热控系统高精度、高可靠性、轻重量和低成本的苛刻要求。为了解决当前微纳卫星星上热控资源和小卫星高精度控温所面临的问题,本文对新型低成本高精度测温方法、某星敏感器系统高精度热控方案和高精度热控系统总体分级结构设计方法等三个方面进行了系统的理论、仿真和实验研究,由局部到整体,为小卫星高精度热控方法提供解决思路。首先,为了解决微纳卫星星上测温路数不足问题及减轻测温电缆网重量,本文首先探讨了利用数字温度传感器代替热敏电阻测温的新型低成本测温方案,搭建了空间环境多点测温的适应性实验平台,利用该平台研究了基于1-Wire商用数字测温传感器DS18B20在空间环境下的测温性能及空间适应性,并将DS18B20测温方法应用于XW-2微纳卫星,开展了基于微纳卫星的星载接口、硬件和软件设计,对该测温系统进行了地面和在轨实验验证。研究结果表明,真空条件下,基于1-Wire商用数字测温器件DS18B20在-50℃～100℃温度范围内与热电偶的测温结果一致,测温精度高,稳定性能好;通过地面和在轨实验数据分析表明,该低成本测温技术可以满足星上测温要求;并且相对于传统热敏电阻,该测温方法节省了近32%的测温电缆网重量。本文的研究为星上设备测温提供一种新的测温手段,为数字温度传感器在卫星的精确测温奠定了基础。针对某一具体星敏感器组合体系统,本文通过对所提出的三种热控设计方案分析和比较,得到了基于高热导率结构一体化星敏感器组合体系统热控设计方案为最优热控设计方案。针对最优热控设计方案,从多层隔热材料当量辐射率、高导热结构厚度和高热导率材料热导率大小三方面开展了热控参数影响分析,分析结果表明多层当量辐射率影响较小,而结构厚度和热导率影响较大;进一步分析表明采用4mm厚的C-C石墨材料代替铜条,可使得星敏支架上两点最大温差由3.18℃减少到2.43℃,控温效果得到较大改善的同时使得导热材料重量也由2.5Kg降到0.7Kg。因此,本文提出选择采用4mm厚的C-C石墨材料作为高热导率结构设计材料,仿真结果表明采用该热控设计方案,可实现星敏支架在轨预示温差不大于2.43℃,星敏安装法兰在轨预示温度为7.47℃～8.93℃,能很好地满足星敏感器组合件系统温度指标要求,设计方案合理可行。该热控设计方案可以为同类具有较高控温精度的设备热控设计提供参考。为了满足未来小卫星高精度热控的需求,本文提出了基于分级结构和PID控温算法相结合的高精度热控方法,并通过建立虚拟卫星模型对该方法进行仿真验证研究。该方法的基本原理是将卫星热控区域划分为外围热控区、过渡热控区和核心热控区,根据不同的热控指标要求将设备放置在对应热控区域,将具有高精度指标的设备放置在核心热控区,各热控区采用隔热设计相互独立;在上述分级结构热控基础上结合PID控温算法实现核心区敏感单元的精确控温。基于上述原理建立了虚拟卫星中敏感单元分级结构和PID控温算法相结合的高精度控温局部模型,对其开展了理论和仿真分析,对影响分级热控的关键参数进行了影响分析。研究结果表明采用基于分级结构和PID算法相结合的高精度热控方法可以实现的敏感单元控温精度优于±0.01℃。影响控温精度的关键参数包括过渡热控区内表面发射率εt、核心热控区外表面发射率εc、核心热控区内表面发射率εt、核心热控区内部等效发射率εi/o、设备表面发射率εeq、安装底板发射率εd、设备安装隔热垫热导率λ、设备质量m、设备热耗Pe以及带PID控温算法补偿加热功率u(t)(KP/TI(s)/TD(s))。其中参数εt,εeq和εd越大,温度水平越低,平衡时间越短;参数εi/o越大,平衡时间越长,控温精度越差,温度水平越低,参数εi/o对控温精度影响最大;参数εi和εc越大,温度水平越低;热导率λ越大,控温精度越差,温度水平低;参数Pe越大,温度水平更高,平衡时间越长;参数m越大能,平衡时间越长;带PID控温算法补偿加热功率u(t)(KP/TI(s)/TD(s))仅仅影响控温精度,合理选取其参数可获得更好的控制精度。为了更进一步验证分级结构和PID控温算法相结合的高精度控温方法的有效性,本文研制了高精度温控单元原理样机,并用实验方法对基于分级结构和PID控温算法相结合的高精度控温方法进行研究。研究结果表明采用基于分级结构和PID控温算法相结合的高精度控温方法可实现控温精度优于±0.025℃,高精度温控单元