航天器高穩定結構的熱控設計及驗證

童葉龍 李一凡 趙欣 史海濤 林文竹 肖朋

(北京空間飛行器總體設計部，空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094)

隨著對地、對天觀測航天器成像精度指標要求的日益提高，高圖像定位精度成為高性能遙感航天器的典型特征。而航天器在軌結構的變形會直接影響相機、星敏感器、陀螺等關鍵部件自身空間指向及彼此間的幾何關系，甚至影響相機內部各鏡片間的空間位置關系，是決定圖像定位精度、相機成像質量的重要因素之一[1-2]。

為滿足航天器高分辨率有效載荷設計及安裝要求，航天器必須具備高穩定的結構安裝平臺，安裝平臺既要起到支撐連接作用，又要具備耐受真空、溫變影響的高穩定性[3]。因此，高穩定的結構安裝平臺對溫度場的穩定性、均勻性提出了較高的要求。如何保證高穩定的結構安裝平臺溫度的均勻性和穩定性是未來航天器面臨的重要技術難題。

目前，航天器精密控溫設計主要集中在光學類載荷，比如光學相機、空間光通信載荷、星敏感器等。國外大都采用了以被動熱控為主，電加熱主動熱控為輔的熱控方案，如美國為哈勃望遠鏡鏡片提供高的溫度均勻性和一些高精度相機的溫度均勻性熱控制等[4-6]。但當前缺少對空間大尺寸(2 m以上量級)高穩定結構的熱控制技術相關報道。國內劉百麟等人[7]對星載二維轉臺伺服機構等溫化設計進行研究，采用低熱導率鈦合金結構表面鍍高熱導率金屬鍍層(銅)的方法，提高了結構當量熱導率。但銅密度較大，與非金屬復合材料結合力差。

本文針對大尺寸、高穩定載荷安裝平臺的熱控需求，提出了一種基于高導熱柔性材料的分區控溫設計方法，并以某測繪衛星載荷適配結構為例，在該方法指導下，進行了熱設計，并通過熱試驗及熱分析綜合驗證。

1 高穩定結構的熱控設計

1.1 熱設計特點分析

高穩定的載荷安裝平臺的熱設計存在如下特點。

(1)尺寸大，自身導熱較差。載荷安裝平臺尺寸大，為了減小熱變形，常采用碳纖維復材、鈦合金等熱膨脹系數較小的材料，它們的導熱系數均比較小。

(2)熱邊界條件復雜。載荷安裝平臺一般與衛星平臺、相機、星敏感器等部件存在機械安裝接口，與星內結構、設備存在輻射換熱，因此，換熱關系較為復雜。

(3)所處的熱環境復雜。載荷安裝平臺暴露在冷空間，在空間外熱流驟變影響下，其溫度場分布嚴重不均，溫控難度大增。

1.2 基于高導熱柔性材料的分區控溫設計方法

在繼承常規熱設計方法及傳統的電加熱分區控溫、隔熱設計基礎上進行了改進，提出了一種基于高導熱柔性材料的分區控溫設計方法，具體如下。

(1)基于高導熱柔性材料的等溫化設計。采用機、熱一體化設計思路，以結構熱變形最小為出發點，選擇與載荷安裝平臺(自身熱膨脹系數較小)熱膨脹系數匹配的高導熱石墨材料(約為1×10-6℃)，提高系統結構自持熱穩定性，同時提高結構當量熱導率，改進結構均熱設計基礎。

(2)強化隔熱設計。利用結構設計實現雙重隔熱，提高多層隔熱組件的隔熱效果，大大地降低了空間外熱流以及星內結構溫度波動對載荷安裝平臺溫度場的影響。

1.2.1 等溫化設計

目前，對大型復雜結構航天器進行等溫化設計的主要手段為電鍍或表貼熱控材料，通常是鋁箔、銅箔等金屬材料或熱管，金屬材料密度大、熱膨脹系數大，且常用金屬材料的導熱系數不超過400 W/(m·K)；而熱管應用于復雜結構均溫時，存在熱控實施和地面熱試驗難度大的缺點。

本文采用機、熱一體化設計思路，在滿足功能和性能的前提下，選擇合理的熱材料，使整個結構的熱膨脹系數匹配。高導熱柔性石墨薄膜由于具有導熱系數高、密度低、柔韌性好等優異的性能，同時熱膨脹系數與碳纖維復合材料相近，因此被采用。目前，已研發出不同厚度的高導熱柔性石墨薄膜，其中，0.25 mm厚的高導熱柔性石墨薄膜(見圖1)導熱系數高達750 W/(m·K)，最大尺寸為5 m×0.2 m，其密度約為1.6 g/cm3，均溫效果可等效為2 mm厚的鋁合金，但質量僅為鋁合金的9%，大大地降低了熱控材料的質量。實施時可通過增加石墨材料之間搭接寬度(如大于25 mm)，以提高均溫的效果。

圖1 高導熱石墨材料Fig.1 High thermal conductivity graphite film material

1.2.2 強化隔熱設計

隔熱設計分為2種：一種是基于導熱性質；另一種是基于輻射性質。通常采用在被控對象與其他結構連接處增加隔熱墊片的方法，減小被控對象與其他結構導熱耦合，達到導熱隔熱的目的。

本文在減小隔熱墊面積的同時，采用分層隔熱墊片，以增加隔熱墊片之間的接觸熱阻，在螺釘頭處加裝隔熱墊片，減小螺釘的漏熱，最終達到弱化被控對象與其他結構之間的導熱耦合，見圖2(a)。

工程中通常采用在被控對象上包覆多層隔熱組件的方法，減小空間外熱流或艙內設備對被控對象溫度場的影響，達到輻射隔熱的目的。單位厚度的層數增多，層間接觸就會增加，通過接觸導熱傳遞的熱量也會增加，當層數大于25～30，有效發射率幾乎不變[8]。

為了進一步降低空間外熱流或艙內設備對被控對象溫度穩定性的影響，采用雙層多層強化隔熱，在被控對象上布置若干鋁條，多層隔熱組件1貼體包覆于被控對象上，多層隔熱組件2固定在鋁條上，2個多層之間沒有接觸換熱，增強了隔熱效果，如圖2(b)所示。

圖2 強化隔熱結構示意Fig.2 Design for the enhanced thermal insulation

2 分析與驗證

2.1 某測繪衛星的載荷安裝平臺熱控設計

載荷適配結構作為某測繪衛星的載荷安裝平臺，其結構熱穩定性直接關乎整星成像精度。因此，衛星總體提出了較高的溫度穩定性和均勻性指標，見表1。

表1 熱控要求

載荷適配結構由筒殼、變截面端框、主梁、次梁及輔梁組成，如圖3所示。采用碳纖維復合材料，自身導熱差。載荷適配結構通過筒殼與平臺模塊承力筒對接，通過變截面端框與大型支架、測繪相機連接，熱耦合復雜。載荷適配結構還受到空間外熱流的影響，尤其是+X側，直接暴露在冷空間中。

圖3 載荷適配結構Fig.3 High-stability structure

載荷適配結構熱控設計狀態如下。

(1)等溫化設計：選用厚度為0.25 mm、導熱系數為750 W/(m·K)、尺寸為0.2 m×0.3 m的高導熱柔性石墨薄膜，采用硅橡膠粘貼至載荷適配結構，相互搭接寬度不小于25 mm。

(2)隔熱設計：①載荷適配結構與測繪相機、大型支架、平臺模塊承力筒的連接點處加裝分層聚酰亞胺隔熱墊片，并在螺釘頭處加裝厚度不小于2 mm的聚酰亞胺隔熱墊，最終達到弱化載荷適配結構與這些結構之間的熱耦合。②筒殼、變截面端框內外表面、主梁、次梁外表面均包覆15單元的多層隔熱組件，+X側端框及主、次梁外露在冷空間部分包裹雙層多層，以減小外熱流對載荷適配結構溫度場的影響。

(3)主動控溫設計：將載荷適配結構分為多個等溫加熱器區，在等溫加熱區布置主動控溫回路。經詳細分析確定，端框及主次梁一共布置了主備各16路控溫回路，閾值為(23±0.3)℃，筒殼布置了主備各7路控溫回路，閾值為(19.5±0.3)℃。

2.2 仿真分析與對比

根據載荷適配結構的熱設計狀態，采用Thermal Desktop軟件建立了熱分析模型，根據外熱流條件及整星工作模式，確立了高低溫工況，進行了詳細熱分析，分析工況見表2。

表2 計算工況

載荷適配結構各部件計算溫度結果見表3，均滿足指標要求。圖4、圖5分別給出了高低溫工況下載荷適配結構端框相機安裝點處溫度曲線。

表3 分析結果對比

圖4 高溫工況端框相機安裝點處溫度曲線Fig.4 Temperature curve of camera mounting point in hot case

圖5 低溫工況端框相機安裝點處溫度曲線Fig.5 Temperature curve of camera mounting point in cold case

2.2.1 等溫化設計材料對溫度場的影響分析

采用0.25 mm厚的鋁箔或銅箔作為載荷適配結構的等溫化設計材料，保持其他設計狀態不變。表3給出了低溫工況下載荷適配結構端框溫度場，與鋁箔相比，采用同樣厚度的銅箔可使端框溫度梯度降低約4.5 ℃；與銅箔相比，采用同樣厚度的高導熱柔性石墨可使端框溫度梯度降低約1.3 ℃。因此，高導熱柔性石墨薄膜應用于載荷適配結構的等溫化設計，可有效地降低溫度梯度和質量。

2.2.2 雙層多層對溫度場的影響分析

本節對比了+X側端框外露在冷空間部分多層實施狀態對端框溫度波動的影響，當包覆常規單層多層時，+X側端框低溫工況下的相機安裝點處峰值溫度約為27.0 ℃；包覆雙層多層時，則峰值溫度降至23.57 ℃，如圖6所示。因此，雙層多層可降低端框的溫度波動，約3.4 ℃。

圖6 低溫工況端框+X側相機安裝點處溫度曲線Fig.6 Temperature curve of +X side camera mounting point in cold case

2.3 試驗結果與討論

為驗證載荷適配結構熱設計的正確性，根據載荷適配結構熱邊界條件，進行了熱平衡試驗。試驗采用真空罐模擬空間深冷環境，外熱流采用加熱器模擬，試驗時施加6個臺階外熱流，光照區分為5個臺階，陰影區分為1個臺階。

根據載荷適配結構熱分析情況，試驗對在軌高溫、低溫工況均進行了驗證。試驗中控溫回路功率及布局、控溫閾值設置、外熱流情況均與熱分析模型中的數據一致。載荷適配結構各部件試驗溫度見表4。高溫工況下，載荷適配結構端面及主次梁試驗溫度范圍為20.8～24.5 ℃，最大溫度波動為0.37 ℃，溫度梯度最大為3.1 ℃，滿足溫度指標要求。載荷適配結構筒殼溫度范圍為20.8～24.2 ℃，滿足15～28 ℃溫度指標要求。圖7給出了2016年11月13日高溫工況下載荷適配結構端框相機安裝點處溫度曲線。低溫工況下，載荷適配結構端面及主次梁試驗溫度范圍為20.0～24.1 ℃，最大溫度波動為0.38 ℃，最大溫度梯度4.0 ℃，滿足指標要求。載荷適配結構筒殼溫度范圍為17.6～22.0 ℃，滿足指標要求。圖8給出了2016年11月17日低溫工況下載荷適配結構端框相機安裝點處溫度曲線。

表4 熱分析結果與試驗結果對比

表4對比了熱分析結果與試驗結果，具體如下。

(1)高低溫工況下，載荷適配結構溫度水平計算值與試驗值相近；在低溫工況下，熱分析模型預測的適配結構控溫平均功率為89.7 W，試驗值為76.3 W，偏差為9.5%，表明熱分析模型正確、可信。

(2)載荷適配結構溫度梯度計算值與試驗值相近，并小于試驗值，表明高導熱柔性石墨薄膜與適配結構之間的換熱良好，實施工藝滿足設計要求。

(3)載荷適配結構溫度波動計算值比試驗值約高2.5 ℃，主要原因如下：①試驗過程中，適配結構通過加熱器來模擬其吸收的外熱流，光照區分為5個臺階，無法模擬在軌連續變化的外熱流，導致溫度波動偏小，約0.2～0.4 ℃。②熱分析模型中未考慮結構膠及連接角條等部件的質量(約占總質量的20%)，導致適配結構熱容取值偏小，導致溫度波動偏小，約0.5 ℃。③熱分析模型中多層有效發射率取0.032相對比較保守；當多層有效發射率取0.022時，可使適配結構溫度波動計算值與試驗值一致。

圖7 高溫工況端框相機安裝點處試驗溫度曲線Fig.7 Test temperature curve of camera mounting point in hot case

圖8 低溫工況端框相機安裝點處試驗溫度曲線Fig.8 Test temperature curve of camera mounting point in cold case

3 結論

本文針對大尺寸高穩定載荷安裝平臺高溫度均勻性、穩定性的熱控需求，提出了一種基于高導熱柔性材料的分區控溫設計方法，以某測繪衛星載荷適配結構為例，通過熱分析及熱試驗驗證了該設計方法的合理性與正確性，結論如下。

(1)高導熱柔性石墨薄膜具有導熱系數高、密度小、柔韌性好、熱膨脹系數低等優異的性能，可應用于對溫度均勻性要求高的結構或衛星載荷的等溫化設計，有效地降低溫度梯度和質量。

(2)采用機、熱一體化設計思路，巧妙設計結構，使得雙層多層隔熱組件之間無接觸換熱，提高隔熱效果，大大降低空間外熱流以及星內結構溫度波動對被控對象溫度場的影響。

本文提出的方法可為有高精度控溫需求部件的熱設計提供參考。

參考文獻(References)

[1] Uguen G, Luquet P, Chassat F．Design and development of the 2m resolution camera for Rocsat-2[C]// Proceedings of the 5th International Conference on Space Optics (ICSO 2004)．Paris：ESA,2004:173-180

[2] Lamard J L, Gaudin Delrieu C,Valentini D, et al．Design of the high resolution optical instrument for the Pleiades HR earth observation satellites[C] // Proceedings of the 5th International Conference on Space Optics (ICSO 2004)．Paris：ESA,2004:173-180

[3] 劉國青,阮劍華,羅文波,等.航天器高穩定結構熱變形分析與試驗驗證方法研究[J]. 航天器工程, 2014,23(2)：64-70

Liu Guoqing,Ruan Jianhua,Luo Wenbo,et al． Research on thermal deformation analysis and test verification method for spacecraft high stability structure[J]. Spacecraft Engineering, 2014,23(2)：64-70 (in Chinese)

[4] 侯增祺,胡金剛.航天器熱控制技術——原理及應用[M].北京：中國科學技術出版社，2007：273

Hou Zengqi，Hu Jinggang. Foundation and application of spacecraft thermal control technology[M]. Beijin:China Science and Technology Press,2007:273 (in Chinese)

[5] 訾克明,吳清文,李澤學,等.某空間光學遙感器的熱分析和熱設計[J].光學技術,2008,34(z1):89-90

Zi Keming,Wu Qingwen,Li Zexue,et al. Thermal analysis and design of a space remote-sensor[J]. Optical Technology,2008,34(z1)：89-90 (in Chinese)

[6] 陳榮利,耿利寅,馬臻,等.空間相機的熱分析和熱設計[J].光子學報,2006,35(1)：155

Chen Rongli,Geng Liyin,Ma Zhen, et al．Thermal analysis and design for high resolution space telescope[J]．ACTA Photonica Sinica，2006,35(1):155 (in Chinese)

[7] 劉百麟，劉紹然，周佐新，等. GEO星載激光通信終端二維轉臺伺服機構熱設計[J]. 紅外與激光工程,2016,45(9)：1-6

Liu Bailin, Liu Shaoran, Zhou Zuoxin, et al. Thermal control study of the 2D gimbal servo mechanism of GEO satellite-borne laser communication terminal [J]．Infrared and Laser Engineering,2016,45(9):1-6 (in Chinese)

[8] Gilmore D G. Satellite thermal control handbook[Z]. 2nd ed. El Segundo：The Aerospace Corporation Press,2002