小衛星高精度熱控方法研究維持航天器在軌正常工作,需要熱控系統為它提供良好的工作環境。隨著航天技術發展,星載電子技術的進步,對控溫精度的要求也越來越高,有些達到了毫K級,甚至更高。近年來,隨著小衛星及微納衛星的快速發展,傳統的利用熱控技術結合輔助結構的機熱一體化設計方法,已經不能適應小衛星及微納衛星對熱控系統高精度、高可靠性、輕重量和低成本的苛刻要求。為了解決當前微納衛星星上熱控資源和小衛星高精度控溫所面臨的問題,本文對新型低成本高精度測溫方法、某星敏感器系統高精度熱控方案和高精度熱控系統總體分級結構設計方法等三個方面進行了系統的理論、仿真和實驗研究,由局部到整體,為小衛星高精度熱控方法提供解決思路。首先,為了解決微納衛星星上測溫路數不足問題及減輕測溫電纜網重量,本文首先探討了利用數字溫度傳感器代替熱敏電阻測溫的新型低成本測溫方案,搭建了空間環境多點測溫的適應性實驗平臺,利用該平臺研究了基于1-Wire商用數字測溫傳感器DS18B20在空間環境下的測溫性能及空間適應性,并將DS18B20測溫方法應用于XW-2微納衛星,開展了基于微納衛星的星載接口、硬件和軟件設計,對該測溫系統進行了地面和在軌實驗驗證。研究結果表明,真空條件下,基于1-Wire商用數字測溫器件DS18B20在-50℃～100℃溫度范圍內與熱電偶的測溫結果一致,測溫精度高,穩定性能好;通過地面和在軌實驗數據分析表明,該低成本測溫技術可以滿足星上測溫要求;并且相對于傳統熱敏電阻,該測溫方法節省了近32%的測溫電纜網重量。本文的研究為星上設備測溫提供一種新的測溫手段,為數字溫度傳感器在衛星的精確測溫奠定了基礎。針對某一具體星敏感器組合體系統,本文通過對所提出的三種熱控設計方案分析和比較,得到了基于高熱導率結構一體化星敏感器組合體系統熱控設計方案為最優熱控設計方案。針對最優熱控設計方案,從多層隔熱材料當量輻射率、高導熱結構厚度和高熱導率材料熱導率大小三方面開展了熱控參數影響分析,分析結果表明多層當量輻射率影響較小,而結構厚度和熱導率影響較大;進一步分析表明采用4mm厚的C-C石墨材料代替銅條,可使得星敏支架上兩點最大溫差由3.18℃減少到2.43℃,控溫效果得到較大改善的同時使得導熱材料重量也由2.5Kg降到0.7Kg。因此,本文提出選擇采用4mm厚的C-C石墨材料作為高熱導率結構設計材料,仿真結果表明采用該熱控設計方案,可實現星敏支架在軌預示溫差不大于2.43℃,星敏安裝法蘭在軌預示溫度為7.47℃～8.93℃,能很好地滿足星敏感器組合件系統溫度指標要求,設計方案合理可行。該熱控設計方案可以為同類具有較高控溫精度的設備熱控設計提供參考。為了滿足未來小衛星高精度熱控的需求,本文提出了基于分級結構和PID控溫算法相結合的高精度熱控方法,并通過建立虛擬衛星模型對該方法進行仿真驗證研究。該方法的基本原理是將衛星熱控區域劃分為外圍熱控區、過渡熱控區和核心熱控區,根據不同的熱控指標要求將設備放置在對應熱控區域,將具有高精度指標的設備放置在核心熱控區,各熱控區采用隔熱設計相互獨立;在上述分級結構熱控基礎上結合PID控溫算法實現核心區敏感單元的精確控溫。基于上述原理建立了虛擬衛星中敏感單元分級結構和PID控溫算法相結合的高精度控溫局部模型,對其開展了理論和仿真分析,對影響分級熱控的關鍵參數進行了影響分析。研究結果表明采用基于分級結構和PID算法相結合的高精度熱控方法可以實現的敏感單元控溫精度優于±0.01℃。影響控溫精度的關鍵參數包括過渡熱控區內表面發射率εt、核心熱控區外表面發射率εc、核心熱控區內表面發射率εt、核心熱控區內部等效發射率εi/o、設備表面發射率εeq、安裝底板發射率εd、設備安裝隔熱墊熱導率λ、設備質量m、設備熱耗Pe以及帶PID控溫算法補償加熱功率u(t)(KP/TI(s)/TD(s))。其中參數εt,εeq和εd越大,溫度水平越低,平衡時間越短;參數εi/o越大,平衡時間越長,控溫精度越差,溫度水平越低,參數εi/o對控溫精度影響最大;參數εi和εc越大,溫度水平越低;熱導率λ越大,控溫精度越差,溫度水平低;參數Pe越大,溫度水平更高,平衡時間越長;參數m越大能,平衡時間越長;帶PID控溫算法補償加熱功率u(t)(KP/TI(s)/TD(s))僅僅影響控溫精度,合理選取其參數可獲得更好的控制精度。為了更進一步驗證分級結構和PID控溫算法相結合的高精度控溫方法的有效性,本文研制了高精度溫控單元原理樣機,并用實驗方法對基于分級結構和PID控溫算法相結合的高精度控溫方法進行研究。研究結果表明采用基于分級結構和PID控溫算法相結合的高精度控溫方法可實現控溫精度優于±0.025℃,高精度溫控單元