大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面熱變形抑制方法

蔣國偉 蘇若斌 俞潔 陸國平 陳祥 陳彬彬

(1 上海衛星工程研究所，上海 201109)(2 上海航天技術研究院， 上海 201109)

大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面熱變形抑制方法

蔣國偉1蘇若斌1俞潔2陸國平1陳祥1陳彬彬1

(1 上海衛星工程研究所，上海 201109)(2 上海航天技術研究院， 上海 201109)

針對大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面在復雜外熱流環境下存在較大熱變形的問題，文章提出了碳纖維結構鋪層優化和柔性連接兩個熱變形抑制的方案，并分析了兩個方案的優缺點。以某大橢圓軌道遙感衛星為例，進行了分析驗證，結果表明：采用柔性連接設計方案優于碳纖維結構鋪層優化方案，可將因熱變形引起的載荷安裝面法向變化從672 μrad減小至185 μrad，更適用于大橢圓軌道衛星不規律多變外熱流下有效載荷安裝面的熱變形抑制。

遙感衛星；有效載荷安裝面；熱變形抑制；柔性連接；鋪層優化；大橢圓軌道

1 引言

大橢圓軌道(High Eccentric Orbit，HEO)衛星近地點高度較低，通常在1000 km左右，遠地點高度在幾萬千米[1]，該軌道上空間環境資源豐富，利于空間物理探測[2]。衛星在遠地點運動速度慢，可見時間長，適合對相應區域的覆蓋，如蘇聯的“閃電”衛星就采用這種軌道[1-2]。軌道傾角為臨界傾角63.4°的大橢圓軌道為大橢圓凍結軌道，軌道的近地點高度、遠地點高度和近地點的星下點緯度受空間攝動影響小、變化特別慢，遠地點位置相對于地球保持相對靜止，適合具有空間逗留要求的航天任務[1,3-4]。大橢圓凍結軌道的軌道周期通常為12 h，地面軌跡2圈后回歸，衛星在1個周期內可見弧段(90%以上)位于北半球上空[5]。

大橢圓軌道的特點使得運行在該軌道上的遙感衛星面臨星體各側面輪流受照、受照無明確規律等復雜的外熱流環境，因而有效載荷安裝面熱變形較大且復雜。為獲取高質量的對地觀測遙感圖像，在要求衛星平臺具有高姿態指向精度/高穩定度、有效載荷成像高分辨率的前提下，還需要降低衛星圖像配準的難度，即盡量減小衛星平臺有效載荷安裝面熱變形對載荷的影響(降低熱變形量級)。目前，國內外尚無明確的文獻揭示大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制方法。本文在參考國內外低軌衛星和地球靜止軌道衛星的熱變形抑制相關研究成果的基礎上，結合大橢圓軌道遙感衛星所受外熱流的特點，對大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制方法進行了研究。以某高精度HEO遙感衛星(簡稱HEO衛星)為例，進行了有效載荷安裝面的熱變形抑制方案設計、分析比較和工程可行性分析，最終得出結論：柔性連接設計方案是適用于大橢圓軌道衛星不規律多變外熱流下有效載荷安裝面熱變形抑制的可行方案。

2 外熱流環境分析

本文所述HEO衛星采用六面柱體構型，由有效載荷安裝面(即有效載荷安裝板)、主承力筒、隔框及外部八面體組成[6-7](見圖1)，其中有效載荷安裝板與承力筒、隔框和外輪廓6塊側板連接，滿足大體積、大質量、高精度有效載荷的安裝需求。在衛星坐標系下，+Z方向的有效載荷安裝板與-Z方向的底板以及±Y側板、±X±Y側板共同組成封閉的八面體，內部承力結構采用相同復合材料的承力筒和隔框。

圖1 HEO衛星構型示意圖Fig.1 Configuration of some HEO satellite

衛星運行軌道面與太陽光的夾角在±90°之間變化，且存在天變化，光照變化周期在衛星壽命期內不明顯；衛星以時變速度在軌道上運動，近地點約為遠地點運動速度的6倍，衛星各面面臨的光照變化速度存在較大差異；壽命期內，衛星將進出地影約一半的軌道圈，最長時間可達1 h。受太陽、衛星軌道面以及衛星運動的影響，衛星在軌各面輪流受照且所受光照環境極為復雜，不利于工程任務的實現。因此，在兼顧有效載荷成像像旋、有效載荷規避角、星敏感器視場以及衛星散熱面布局等因素后，采用姿態規避措施保證有效載荷散熱面盡量不受太陽光照，即保證日-星太陽光線矢量與衛星坐標系+X軸夾角不超過90°。盡管如此，衛星平臺各面依然面臨復雜的光照條件，使得衛星所受外熱流變化情況復雜(見圖2)。

圖2 HEO衛星平臺各面典型外熱流圖Fig.2 Typic heat flux of some HEO satellite

低軌衛星大多采用太陽同步軌道，衛星受照面相對固定，且其它軌道低軌衛星的精度需求較高軌衛星低；而對于同樣在高軌段執行任務的地球靜止軌道衛星而言，其向陽面和背陽面相對固定[8](衛星春秋分繞偏航軸機動180°，則受照面年變化更小)，帶來星體溫差的溫度場也相對固定。與之相比，HEO衛星面臨的外熱流環境將導致星體溫差變化更為復雜，從而使衛星熱變形復雜且無規律，增加衛星在軌熱變形標校的難度和熱變形模型建模的復雜度。

3 熱變形抑制方案及仿真分析

3.1熱變形抑制方案分析

由第2節可知，因軌道及光照特性，HEO衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制方案并不能簡單借鑒地球靜止軌道衛星的方案。參考文獻[7,9-11]的研究成果，梳理出目前常用的4種熱變形抑制思路如下。

(1)“柔性連接”思路[7]：采用柔性連接消除有效載荷安裝板與側板之間的熱變形耦合，保證有效載荷安裝板上載荷的光軸指向精度。

(2)“碳纖維鋪層優化”思路[9]：將構件設計為碳纖維面板蜂窩夾層板/碳纖維桿件，根據溫度場將碳纖維鋪層優化達到近零變形的線膨脹系數(綜合線膨脹系數及強度，采用±45°鋪層線膨脹系數可達1×10-6℃-1)，使得熱變形最小。

(3)“相鄰構件線膨脹系數互異”思路[10]：根據溫度場變化，將相鄰構件間的線膨脹系數進行優化設計，使得相鄰構件間的熱變形可以相互抑制，以達到抑制整星熱變形的目的。

(4)“主動控制”思路[11]：以記憶合金、薄膜壓電材料等為基礎，將衛星關注區域設計為具備自適應熱變形補償結構。

思路(3)在外熱流特性穩定的情況下，可取得良好的效果，但考慮到HEO衛星各側面受外熱流變化復雜的特性，衛星構件及其相互連接關系繁多且復雜的特點，難以有效解決多構件間的熱變形耦合；而思路(4)，則不利于衛星工程可靠性和經濟性的提高。

因此，本文主要按前兩個思路，開展適用于HEO衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制方案的研究，具體如下(見圖3)。

圖3 熱變形抑制設計方案Fig.3 Thermal deformation control projects

方案1：有效載荷安裝板、±X±Y側板設計為碳纖維蜂窩夾層板，并進行碳纖維鋪層優化，使得熱線膨脹系數最小(碳纖維復合材料采用M55J，綜合考慮材料模量和強度，取面板厚度0.4 mm，單層厚度0.1 mm，鋪層角度取[±30°/0°/90°])；±Y側板作為平臺散熱面，鋁合金蒙皮表面粘貼光學太陽反射鏡(Optical Solar Reflector，OSR)。

方案2：有效載荷安裝板、±X±Y側板結構形式及鋪層設計與方案1相同，但平臺6塊側板與有效載荷安裝板之間進行柔性連接，柔性連接主要材料采用具有小變形下柔性大、大變形下剛度高等特性的金屬橡膠材料[12]，為了規避連接剛度過低帶來基頻的下降較大和振幅過大的風險，本文將金屬橡膠元件設計為階梯構型，提高了垂直連接方向剛度。

上述兩個方案中，方案1僅從“碳纖維鋪層優化”思路進行設計，未對衛星結構連接形式更改，是對衛星影響最小的設計方式；方案2是綜合考慮了“柔性連接”和“碳纖維鋪層優化”兩種熱變形抑制思路，改變了衛星結構的傳統連接形式。以下是兩種方案的分析比較。

3.2熱變形仿真分析

利用PATRAN/NASTRAN軟件分別建立上述兩個方案的有限元仿真模型；計算工況根據衛星構型和外熱流特點，考慮±Y側板為平臺散熱面，其熱變形較大且為典型工況，故選取+Y側板平均外熱流最高和最低的兩個工況，分別定義為高溫工況和低溫工況；開展高溫和低溫工況的外熱流仿真計算，獲取衛星體表各側板溫度數據；將側板溫度數據賦值于有限元模型中，進行兩個工況的熱變形仿真計算；計算結果取衛星機械坐標系下有效載荷安裝面+Z向矢量在熱變形前后的變化，該法向矢量變化值越大，說明有效載荷安裝面熱變形越大。

1)方案1

建模仿真結果如圖4所示。

圖4 方案1熱變形仿真分析Fig.4 Analysis of thermal deformation control project one

上述仿真模型建模過程中，在有效載荷安裝板以MPC工具建立兩個有效載荷安裝區域，并以質量點賦予假定的有效載荷質量特性。從分析有效載荷安裝面熱變形角度考慮，若能建立有效載荷的結構底板模型，則能更有效地模擬邊界條件。本文在暫無相關條件下，以MPC工具和質量點進行簡化模擬，重點在于說明平臺結構的熱變形特性；而平臺結構的熱變形仿真模型是參考同結構平臺衛星的熱變形試驗數據進行修正，并保證仿真結果與試驗數據偏差在150 μm內[13]。

由圖4可知，有效載荷安裝板中心區域熱變形較小(即與承力筒和隔框連接區域，有效載荷安裝板被剛性約束，其熱變形數值約0.01 mm)，而有效載荷安裝板與6塊側板連接區域則因受到側板的“推拉”而產生較為明顯的變形(其熱變形數值約0.72 mm)；方案1兩個工況的熱變形仿真結果分別為493 μrad和672 μrad，相較高溫工況，低溫工況有效載荷安裝板熱變形更大。

2)方案2

建模仿真結果如圖5所示。

圖5 方案2熱變形仿真分析Fig.5 Analysis of thermal deformation control project two

從圖5分析結果可知，有效載荷安裝板中心區域熱變形較小(即與承力筒和隔框連接區域，該區域有效載荷安裝板被剛性約束，其熱變形數值約0.01 mm)，而有效載荷安裝板與6塊側板連接區域則因柔性連接，減小了側板的“推拉”對有效載荷安裝板的影響(其熱變形數值約0.3 mm)；同樣因為采用柔性連接，側板在柔性連接形式下在X、Y、Z方向分別最大熱變形位移達1.53 mm、1.48 mm、1.59 mm；方案2兩個工況的熱變形仿真結果分別為157 μrad和185 μrad，相較高溫工況，低溫工況有效載荷安裝板熱變形更大。

對比兩個方案分析結果可知(見表1)，方案2可以更有效地抑制衛星有效載荷安裝板的熱變形，相同的外熱流環境下，方案2較方案1的熱變形減小約487 μrad，抑制效果更為明顯。

此外，上述方案中±X±Y方向4塊側板均為碳纖維面板，若從增加散熱面資源角度考慮，將4塊側板或部分側板的部分區域設計為散熱面，則方案1引起有效載荷安裝面的熱變形將更大；而方案2更具有靈活性，僅需根據外熱流特性更改柔性連接的剛度，受側板是否碳纖維鋪層設計或散熱面資源增加的制約較小。因此，可說明方案2更適合HEO衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制量級。

表1 方案1和方案2熱變形仿真分析結果

盡管如此，上述結論僅為理論分析結果，雖然方案2對HEO衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制效果更優，但工程研制過程中的部分問題尚待進一步細化研究：

(1)熱變形仿真工況的覆蓋性。本文僅取兩個典型工況開展分析，考慮外熱流的變化特性，需要進一步分析識別外熱流變化極端工況，進行熱變形覆蓋性分析，便于綜合評估熱變形抑制方案。

(2)柔性連接剛度設計在工程實施中應考慮的因素。柔性連接剛度依據平臺結構設計形式和外熱流變化進行初步設計，但工程中可能存在跨艙板的外貼熱管、剛性電纜與側板的連接等問題，對柔性連接的剛度存在一定影響，需要綜合考慮。

(3)柔性連接對星上產品的影響。柔性連接將帶來側板相對于平臺主結構更大的變形，最大約1.6 mm。需要在跨艙板電纜的固定方式、表面多層設計等方面考慮余量，在必要時可更改柔性連接剛度減小變形量(同時增加了側板與頂板的熱變形耦合量)。

(4)對整星力學特性的影響。方案2由于采用側板柔性連接而對整星剛度存在一定影響，但由于衛星平臺主結構及其連接形式并未改變，柔性連接設計為梯構型提高了垂直連接方向剛度，且側板僅作為輔助支撐而并未承載單機設備，故而對衛星整星基頻影響在1 Hz內；動力學響應在主傳遞路徑上最大增加不超過0.8gn，側板因存在柔性連接而響應量級反而變小，但需要重點考慮跨艙/板電纜的余量，必要時可更改柔性連接剛度值優先保證動力學響應。綜上，方案2對整星動力學特性影響較小。

4 結論

本文提出并開展大橢圓軌道遙感衛星的有效載荷安裝面的熱變形抑制問題研究。在分析衛星在軌外熱流環境特性的基礎上，以降低衛星結構有效載荷安裝面的熱變形量級為目的，分別從碳纖維結構鋪層優化和柔性連接兩個角度開展設計和分析，結論如下：

(1)柔性連接設計方案可較大地降低有效載荷安裝面熱變形量級，適用于面臨復雜外熱流環境的大橢圓軌道遙感衛星有效載荷安裝面的熱變形抑制；

(2)柔性連接設計方案對衛星構型、結構形式及整星動力學等方面的改變均較小，且對衛星散熱面資源的影響較小，工程可行性、經濟性及擴展應用性能更優。

本文的熱變形抑制研究思路和方法可為各類HEO衛星有效載荷安裝面熱變形抑制設計提供參考。

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Method of Thermal Deformation Control for Payload Mounting Plate of HEO Remote Sensing Satellite

JIANG Guowei1SU Ruobin1YU Jie2LU Guoping1CHEN Xiang1CHEN Binbin1

(1 Shanghai Institute of Satellite Engineering,Shanghai 201109,China) (2 Shanghai Academy of Spaceflight Technology,Shanghai 201109,China)

In order to reduce the large thermal deformation caused by complicated heat flux to the payload mounting plate of HEO remote sensing satellite,two different thermal deformation control projects are bringed up. They are lamination optimum and flexible connection. Taking some HEO remote sensing satellite as an example,the two projects are modeled and analysed. The result indicated that flexible connection could be reduced the thermal deformation of payload mounting structure from 672μrad to 185μrad,which would be better for HEO remote sensing satellite.

remote sensing satellite; payload mounting plate; thermal deformation control; flexible connection; lamination optimum; HEO

V414.5

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.04.005

2017-06-15；

2017-06-26

蔣國偉，男，碩士，高級工程師，主要研究方向為衛星動力學。Email：jgw0203@163.com。

(編輯：李多)