CN205404936U - 一种以超薄pcb为基底的微镜单元以及卫星热控机构 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种以超薄PCB为基底的微镜单元，用于卫星的热控制，在超薄PCB上负载有至少一层铝金属层，以形成PCB基底的微镜面，用于反射太阳光线，以达到散热目的。本实用新型还提供一种卫星热控机构，所述卫星热控机构包括数个如上所述的微镜单元间隔排布在金属杆上形成的微镜阵列；所述金属杆的末端垂直固定在窄带上，所述窄带与微电机连接，通过微电机带动窄带产生力矩，以控制所述微镜阵列的偏转。该机构结构简单、功耗低、可靠性高，能够解决传统星上制冷装置高功耗的问题，极大地降低了卫星热控系统的成本。

Description

一种以超薄PCB为基底的微镜单元以及卫星热控机构

技术领域

本实用新型涉及卫星热控系统领域，尤其涉及一种以超薄PCB为基底的微镜单元及卫星热控机构。

背景技术

卫星热控制技术就是控制卫星内部及外部环境热交换过程，使其热平衡温度处于要求范围内的技术，是航天技术的重要组成部分。微纳卫星由于其功率密度高、自身热容小，卫星轨道、姿态以及有效载荷工作状态等各方面的变化都会对整星温度造成较大波动，且极易过冲，迫切需要具有较强主动调节能力的热控技术根据卫星热环境对整星温度进行实时控制。

传统热控百叶窗是目前具有较强调节能力的航天器主动热控技术，然而由于其重达十几公斤的重量、几乎与整星尺寸相当的体积、具有较大延迟且无法与控制系统相集成的记忆合金驱动方式等诸多问题，导致其无法满足微纳卫星主动热控的应用需求。

基于薄膜和微加工技术的微型热控百叶窗具有热控调节范围大、轻小、低功耗、响应速度快、易于热控管理系统集成等诸多优势，非常适合于微纳卫星热控应用，是目前航天器主动热控技术研究的前沿。然而国内外近年来开展的微纳卫星主动热控用微型热控百叶窗的研究都是以传统的硅基MEMS微加工工艺为基础，采用静电梳齿电机驱动的滑移式结构。这种设计和工艺都比较成熟，但是受结构原理性限制，其最大当量发射率调节范围不会超过0.5，一般都在0.3左右。此外，脆硬的硅基材料对于震动等工作环境较为苛刻的微型热控百叶窗空间应用而言，并不是最佳材料。同时导致封装难度大，很容易由于人为操作对其产生破坏。

因此，为了提高卫星热控系统的性能，使其质量轻、功耗低、可靠性高，迫切需要研制一种结构简单、实用性强的新型热控机构。

实用新型内容

为了克服上述现有技术存在的缺点，本实用新型的目的在于提供一种可靠性高、结构简单、质量轻、功耗低的超薄PCB基底的微镜单元及其组成的卫星热控机构。

为实现上述目的，本实用新型采用以下技术方案：

本实用新型的第一个方面是提供一种以超薄PCB为基底的微镜单元，用于卫星的热控制，在超薄PCB上负载有至少一层金属层，以形成PCB基底的微镜面，用于反射太阳光线，以达到散热目的。

进一步优选地，所述超薄PCB基底的厚度为0.1-0.5mm，更优选为0.1-0.3mm，例如0.2mm。

进一步优选地，所述微镜单元面积为(0.5-1.5)cm×(0.5-1.5)cm，例如1cm*1cm。

本实用新型的第二个方面是提供一种卫星热控机构，所述卫星热控机构包括数个如上所述的微镜单元间隔排布在金属杆上形成的微镜阵列；所述金属杆的末端垂直固定在窄带上，所述窄带与微电机连接，通过微电机带动窄带产生力矩，以控制所述微镜阵列的偏转。

进一步优选地，所述金属杆为轻质铝杆。

本实用新型采用以上技术方案，与现有技术相比，具有如下技术效果：

1)本实用新型采用PCB板(印刷电路板)替代硅片做基底的MEMS结构，提高可靠性，也具有MEMS质量轻的优势，而且镜面大小可以解决MEMS扭转净面积小所导致无法覆盖卫星的更多表面积的问题；

2)PCB板可承受200摄氏度以上高温，可解决MEMS扭转镜面在高温下无法工作的问题；

3)PCB板上镀铝工艺难度低、成本低，可解决MEMS扭转镜面上镀铝难度大的问题；

4)用刚性轻质铝杆与PCB扭转镜固连，用微电机驱动可实现大的偏转角度，增强散热效率，可解决MEMS扭转镜扭转角度小、散热效率低的问题；

5)PCB镜片与镜片之间留有空隙，以减小在低轨运行时，镜面扭转所带来的空气阻力。

附图说明

图1为本实用新型所涉及的以超薄PCB为基底的微镜单元的结构示意图；

图2为由图1所示微镜单元组成的微镜阵列的连接示意图；

图3为所述微镜阵列在闭合时的示意图；

图4为所述微镜阵列在打开时的示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型提供的技术方案做进一步的详细说明。

首先结合附图给出本实用新型所示超薄PCB基底的微镜阵列的具体实施方式。

参见图1所示的以超薄PCB为基底的微镜单元的结构示意图，所述微镜单元包括厚度为0.2mm的PCB层10和上层的铝金属层11，镜面尺寸为1cm*1cm。所述金属层11负载在PCB层10上的方式可以是现有的溅射方式或涂覆方式。所述金属层11的材料可以是铝。

图2所示为由图1所示的微镜单元组成的微镜阵列的连接示意图，在卫星星体表面20上，数个微镜单元均匀排布在轻质铝杆22上，形成微镜阵列21；所述轻质铝杆22的末端垂直固定在传送力矩的上窄带绳23上，所述上窄带绳23与微电机24连接，通过微电机24带动上窄带绳23产生力矩，以控制所述微镜阵列的偏转。

图3所示为所述微镜阵列在闭合时的示意图。图中，30为与轻质铝杆22垂直固连的轻质铝杆，31为传送力矩的下窄带绳，与上窄带绳23对应。32和33为用于支撑微镜阵列转动的轻质铝杆。34和35分别为轻质铝杆32和33上固连的套环。

图4所示为所示微镜阵列在打开时的示意图。

通过本实用新型提供的超薄PCB基底的微镜阵列和利用该阵列进行卫星热控的机构具有加工工艺简单、成本低廉、可靠性高和控制程序简单易行的优势，能够提高卫星的热控能力，节省卫星热控功耗。

接下来结合附图给出利用本实用新型所述微镜阵列进行卫星热控的具体实施方式。

采用本实用新型所述微镜阵列进行卫星热控的具体工作过程如下：

(1)当卫星进入光照区时，如图3所示，微电机逆时针转动，通过下窄带绳31产生力矩使得微镜阵列21闭合，微镜阵列上的铝制涂层将太阳光反射，减少卫星体内温度上升。

(2)当卫星进入阴影区时，如图4所示，微电机顺时针转动，通过上窄带绳23产生力矩使得微镜阵列21打开，此时星体上的散热涂层将卫星内过高的热量散出去，降低星体内过高的温度。

(3)除了按照在光照区闭合、阴影区打开的程序控制微镜阵列，还可以当星体内温度过低时，打开微镜阵列来吸热以提高温度的方式来控制微镜阵列。

本实用新型提供了一种利用微镜阵列进行卫星热控的机构，该机构结构简单、功耗低、可靠性高，能够解决传统星上制冷装置高功耗的问题，极大地降低了卫星的成本。

以上对本实用新型的具体实施例进行了详细描述，但其只作为范例，本实用新型并不限制于以上描述的具体实施例。对于本领域技术人员而言，任何对该实用新型进行的等同修改和替代也都在本实用新型的范畴之中。因此，在不脱离本实用新型的精神和范围下所作的均等变换和修改，都应涵盖在本实用新型的范围内。

Claims (6)

1.一种以超薄PCB为基底的微镜单元，用于卫星的热控制，其特征在于，在超薄PCB上负载有至少一层金属层，以形成PCB基底的微镜面，用于反射太阳光线，以达到散热目的。

2.根据权利要求1所述的以超薄PCB为基底的微镜单元，其特征在于，所述超薄PCB基底的厚度为0.1-0.5mm。

3.根据权利要求2所述的以超薄PCB为基底的微镜单元，其特征在于，所述超薄PCB基底的厚度为0.1-0.3mm。

4.根据权利要求1所述的以超薄PCB为基底的微镜单元，其特征在于，所述微镜单元面积为(0.5-1.5)cm×(0.5-1.5)cm。

5.一种卫星热控机构，其特征在于，所述卫星热控机构包括：数个权利要求1所述的微镜单元间隔排布在金属杆上形成的微镜阵列；所述金属杆的末端垂直固定在窄带上，所述窄带与微电机连接，通过微电机带动窄带产生力矩，以控制所述微镜阵列的偏转。

6.根据权利要求5所述的卫星热控机构，其特征在于，所述金属杆为轻质铝杆。