被动热控制设计方法常用于解决立方星因尺寸小、质量轻、电量少、 热容量小和热流密度大等特点带来的热设计难题。分析TW-1B立方星热控输入条件，提出被动热控制的具体措施，并建立了热分析模型进行仿真计算。结果表明，立方星各部件温度计算结果均在要求的工作温度范围之内，说明被动热控制设计可以满足立方星对热控系统的要求。并提出应采用地面热环境试验来验证热分析计算的准确性，并根据试验数据对热分析模型进行优化，改进热设计，以确保卫星在轨寿命。

立方星因具有研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势，成为国际航空技术领域的3大热点和发展前沿一，尤其是以编队或星座方式飞行的纳卫星群落更是受到国际宇航界的应用。但因尺寸小和星上电子设备的高度集成，立方星热流密度非常大，很容易导致局部高温；其次，低的热容量和外热流的迅速变化，会使卫星的温度水平快速波动。因此，立方星的热控系统设计难度较大，但热控系统设计的优劣直接关系到卫星的在轨寿命以及卫星使命的完成。国际上对立方星的寿命要求不高也是由于热控系统的设计困难，因此许多立方星都不具备热控系统。

如果没有热控措施或采用的热控措施不合理，卫星上仪器设备的工作温度得不到保证，就会导致构件处于极高或超低的温度环境，造成构件失效或损坏。不均匀的温度分布还会在设备内部引起热应力和热变形，造成设备疲劳损坏、机械性断裂或永久变形，严重影响卫星整体工作任务的完成。比如日本的“大隅号” 实验卫星、加拿大的通讯技术卫星CTS、美国的“陆地卫星－4”和美国的“天空实验室”卫星等，均因热控制系统故障而造成重大损失。

由上海微小卫星工程中心和南京理工大学联合研制三颗立方星(TW- 1A、TW- 1B、TW- 1C) ，实现轨组网，北极航道观测、拍照，检测飞机和船舶位置等目的，其中南京理工大学负责TW- 1B立方星的研制工作。针对立方星的热设计难点，提出了完全被动热控制设计方法。详细分析了TW- 1B立方星热控输入，提出了热控系统的实施方案，建立热分析模型进行仿真计算。各分系统计算温度均在部件正常工作温度范围内，初步说明被动热控设计是行之有效的，但地面热环境试验也是不可缺少的工作。

TW- 1B立方星外形尺寸完全按照国际立方星标准进行设计，为227mm×100mm×100mm的双单元立方星，主承力结构由框架、上下端盖、中间骨架、4根螺杆及4个端螺帽组成，如图1所示，整星质量约为2kg。

TW- 1B立方星星体内部所有分系统PCB板均由4根螺杆固定周向位置，并由隔柱隔开，确定轴向位置。星体设备总体布局如图2所示。各个分系统的正常工作温度范围各不相同，综合各个分系统的电子元器件、材料等的特性以及供应商提出的要求，确定了TW- 1B各分系统的工作温度区间，如表1所示。超出该温度范围，系统或元件就不能正常工作。

拟采用被动热控方法解决TW- 1B卫星的热控问题，以减小星内温度波动范围和冷热冲击，从而延长在轨卫星电子元器件和卫星的寿命，使电池阵基板等温化，减小太阳能电池因受热应力和热变形而被破坏的机率；同时降低电池阵基板温度，提高太阳能电池的效率。因此，依据国内外卫星热控设计经验，拟定总体热控方案包括：电池阵基板采用PCB-AL-PCB夹层板，星内隔柱与结构间加隔热垫，电机与结构间加隔热垫，电池阵内部设置多层隔热组件，电池阵基板上布置有电池片，在电池片间的空隙处贴有镀金膜。具体实施方案由以下的分析计算确定。

热控设计是基于热分析软件I-DEAS TMG完成的。在Solidworks软件中将主结构框架、上端盖、中间骨架、下端盖分别进行简化，包括删除倒角、圆角、连接孔等，将简化模型导入Hypermesh软件中进行网格划分，再将网格模型导入I-DEAS TMG软件中进行修改及细化。

各分系统仿真结果都在所需工作温度范围之内。但太阳能电池阵温度变化范围较大，且高温过高，这将严重影响电池阵的在轨寿命及效率，因此需对电池阵基板进行优化设计。热控涂层是卫星热控设计中较多使用的热控

材料，是专门用来调整固体表面热辐射性质从而达到热控制目的的表面材料。电池阵温度变化范围大，主要是因为基板表面高的吸收率和发射率，电池板对外界热量的吸收多，发射也多，从而导致温度变化范围大。对其表面进行优化，采用镀金的措施，这种涂层具有很低的发射率(ε =0.03)和很高的吸收/发射比(αS/ε=10)，可以减小外表面的温度波动。

镀金前范围为-25～35℃，镀金后为-14～35℃，稳定温度的效果明显。而内部设备温度基本没有变化，说明垫片及多层隔热组件设计对星内温度的稳定作用是可以的。初步说明本文提出的热控制设计方案可以达到卫星热控分系统要求。但由于在热分析数学建模中做了若干基本简化假设，且一些计算参数的选择，如热传导系数、接触热阻、表面辐射参数等，皆有一定误差，因此热分析所得到的温度与实际值之间必然存在偏差，有些甚至相差较大。因此，在卫星的热设计中，地面热模拟试验也是必要的。卫星的地面热模拟试验数据可用来修正热分析模型，提高热分析精度，改进卫星热设计措施。通过修正热计算，还可以更准确地预示整星在轨飞行温度，并且对整星热平衡试验具有指导意义。

针对立方星热设计困难，提出完全被动热设计方法。并通过对TW- 1B立方星热控输入进行详细的分析，提出被动热控设计的具体措施，建立了热分析模型。由稳态及瞬态温度场仿真结果可知，各部件温度计算结果均在部件要求的工作温度范围之内，通过优化设计缩小了电池阵的温度范围。初步说明被动热控措施的设计可以满足立方星对热控系统的要求。热仿真计算具有一定误差，还需后续地面热环境试验来验证热分析计算的准确性，并由试验结果对热分析模型进行优化，改进热设计，以确保卫星在轨寿命。

MEMS/NEMS技术的快速发展带动皮卫星的发展。国际上有多家研究机构从事皮卫星的研究，皮卫星与其他普通卫星相比具有质量小，设计、制造及发射成本低廉等显著优点，在未来的对地观测、空间探测、通讯导航等诸多领域都有着十分广泛的应用前景。但对于皮卫星，由于尺寸小、星上电子系统的高度集成，热流密度将非常大，很容易导致局部高温；其次，由于热容量小，容易受到瞬态热载荷和空间外热流的影响，导致温度水平波动较大。因此，皮卫星的热控系统设计难度较大，但热控系统的设计好坏直接关系到皮卫星的寿命。由于国际上许多皮卫星对寿命要求不高，也鉴于热控系统设计的困难，因此许多皮卫星不具备热控系统。

由浙江大学微小卫星研究中心自主研制的国内首颗皮卫星（ZDPS-1A）于2010年9月22日在酒泉卫星发射基地成功发射。针对皮卫星的热设计难点，提出完全被动热控以及覆盖法的设计方法。通过对皮卫星热控输入的详细分析，提出被动热控的具体措施，建立热控模型进行仿真计算，进行地面试验和在轨试验。试验结果表明，经过长达一年半的在轨运行，在轨温度仍和地面试验时的温度一致，并落在仿真结果之内，说明完全被动热控以及覆盖法的设计方法对皮卫星非常有效。

热设计是借助于热分析软件Sinda/Fluint完成的。整个卫星划分了1335个节点，内部节点764个，外部节点571个。建模过程中作了一些简化，包括：忽略内部线路的影响、忽略天线引线的影响、卫星其他部件以面或体的方式存在角系数模型中。通过不断调整各种热控措施，获得最佳的热设计方案。ZDPS-1A卫星采用完全被动热控的方法，即不占用整星的能源。

PCB板通过角铁安装在U形框上。为增加PCB板和U形框之间的导热，在进行PCB设计时进行多层大面积铺铜、功率较大和功率密度较大的元器件（如测控分系统的功率放大器和低噪放）尽可能布在PCB板的边缘靠近角铁的位置。此外，在PCB和角铁之间及角铁和U形框之间垫导热垫。卫星壳体和U形框之间垫隔热材料玻璃钢进行热隔离。卫星壳体外表面除电池片位置外，其余面积均喷涂白漆。壳体内表面除安装面外，其余面积进行黑色阳极氧化处理，除了一定的散热面外，壳体内表面包多层进行隔热。四连体和两盖板之间垫导热垫，使得两者之间进行充分的导热，降低整星的温差。

根据对ZDPS-1A卫星的理论分析、仿真计算、地面和在轨试验研究，可以得出如下结论：

（1）对于皮卫星来说，完全被动热控制的方法是可行的。地面试验和在轨试验的温度均在仿真计算结果范围内，并且有较大的设计余量，说明覆盖法的设计方法非常有效。为今后皮卫星的热控设计提供借鉴；

（2）皮卫星在轨温度完全落在地面试验温度范围之内，说明地面试验模拟已充分考虑到太空中的各种因素，可信度较高；

（3）皮卫星在轨运行1a多时间后，在轨温度变化很小，说明皮卫星表面热控涂层性能较为稳定，退化并不明显。

依据我国探月工程规划和实施，需要将工程或科学载荷置于月球表面进行探测工作。由于月面温度环境变化幅度较大，这些载荷必须要解决月面温度环境适应性热控问题。在月昼或月夜期间，需要通过被动热控装置有效控制载荷与外部环境的换热量，使其温度维持在工作或储存温度范围内；尤其在月夜期间，在没有同位素热源或电源的条件下，更需要通过被动热控装置使载荷能够在月夜极端温度环境下生存下来。将论述月面载荷被动热控技术与应用，以及月壤低热扩散特性及恒温层等对载荷热控设计。

由于月球表面大气极为稀薄，月壤的热扩散率又很小( 约1.1×10-7m2/s)，因而月面昼夜温差大且持续时间长(月球白昼受阳光照射的月面，温度可高达130～150℃，而夜间和阳光照射不到的阴暗处，温度会下降到-180～ -160℃)，昼夜交接时段的温度变化剧烈。

在获得实际月壤样品以及前苏联Lunokhod1、Lunokhod2无人驾驶月球车和美国阿波罗(Apollo)宇航员月表巡视和实测后，人类对月壤的组成、结构以及物理和机械性质等研究才取得实质突破。依据现已获得的有关月壤的数据和图像资料，地面模拟和数值仿真研究表明，月球表层温度的昼夜变化只能影响到月表之下深度约1m以内地层；在月球表面以下深12cm范围的月壤内才存在明显的温度梯度变化。

用射电观测可以测定月面土壤中的温度。这类测量也表明，月面土壤中较深处的温度很少变化。这正是由于月壤的低热扩散率特性造成。

月面载荷与空间环境之间的换热以热辐射的方式进行；与月面之间的换热以热辐射和导热方式进行；月面载荷组件间换热主要以热辐射和导热方式进行。采用多层隔热材料和组件已成为航天器被动热控的主要手段之一。多层隔热组件一般有辐射、导热和传热三种换热数学模型。按照Q/W 682-96《星用多层隔热材料组件设计规范》，在工程设计时，推荐采用辐射模型来计算。

月面载荷被动热控设计基本思想就是采用低当量发射率的多层隔热结构组件和低当量导热系数的结构组件，尽可能地降低载荷与外部环境之间的换热量，以保证载荷的储存环境温度和工作环境温度。

（1）月面载荷最外表面辐射屏设计

月面载荷外表面一般为热控涂层或薄膜，是满足基尔霍夫定律(Kirchhoff) 和兰贝特(Lambert)余弦定律的漫灰体辐射表面，涂层或薄膜的材料和结构特性基本决定了其热辐射性质。这也就是月面载荷最外表面辐射平衡温度控制的基本依据和方法。月昼期间，月面载荷最外层表面辐射屏所能接受到的热辐射主要来自太阳辐射、月面的红外辐射 、月球反照等；而在月夜期间，辐射屏所接受到的热辐射主要来自着陆器红外辐射和月面红外辐射等。

（2）月面载荷热控多层隔热组件设计

月面载荷热控多层隔热组件主要有：抛光金属铝架(可用于多层包覆)、内多层隔热组件、外多层隔热组件(也可展开)及最外层辐射屏等。可展开外多层隔热组件一般包覆并固定在对称分布的可折叠展开轻质材料(如碳纤维材料等)骨架上；每组骨架可通过微型扭簧等(位于骨架折叠处)实现骨架的折叠与展开动作，而扭簧则可安装在所对应的微型角度限位座上；骨架沿半径方向向内折叠，同一半径折叠处采用轻质绳索依次有序连接。

月面载荷需要通过被动热控装置有效控制其与外部环境的换热量，使其温度维持在工作或储存温度范围内；辐射换热是月面载荷与外部空间环境之间的主要换热方式，低当量发射率多层隔热组件是月面载荷所能采用的主要被动热控装置；通过月面载荷最外表面辐射屏ε和αs特殊设计，就可以基本决定其表面辐射平衡温度，进而确定月面载荷热分析计算的边界条件；利用月壤恒温层及其特性，展开式外多层隔热组件可以在载荷所在月面处形成一个温度相对稳定的月面小环境。其中心区域附近月面平均温度与当地月壤恒温层温度相当。