星载一体化高分辨率微小卫星精密热控制
摘要
星载一体化卫星集成度高，精密控温面临挑战，为了确保卫星成像质量，要实现相机结构温度稳定性全周期≤±0.1 ℃，焦面传感器温度在成像期间温升≤1 °C/min。首先分析卫星布局、飞行轨道热流环境特点及热设计难点，对单机进行均温化设计，针对相机不同组件的温度变化特性，采取辐射加热和相变储能的热设计方法实现高精度温度控制。然后建立数值分析模型并完成了仿真计算。最后开展整星热平衡试验，完成在轨飞行验证。试验与在轨温度结果显示，单机组件温度处于0~35 ℃，相机组件温度处于19.5~20.5 ℃，温度波动<±0.05 ℃，焦面传感器温度为15~20 ℃，工作时温升速率<0.5 ℃/min，满足卫星的控温指标与成像需求，验证了热设计方法合理可行。
引用本文（GB/T 7714）
柏添 BAI Tian, 姜峰 JIANG Feng, 孔林 Kong Lin, 等. 星载一体化高分辨率微小卫星精密热控制[J]. ACTA PHOTONICA SINICA, 2024.
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