高精度星敏感器熱設計研究及仿真驗證

吳永康，胡雄超，毛曉楠，閆曉軍，王燕清

(1.上海市空間智能控制技術重點實驗室，上海 201109； 2.上海航天控制技術研究所，上海 201109)

0 引言

作為衛星姿態測量的重要單機，星敏感器通過其光學系統對星空進行成像，測量恒星矢量在星敏感器坐標系下的分量，與導航星庫中的恒星信息進行匹配，得到光學系統視場內恒星在慣性坐標系下的方位；并由姿態確定算法得到星敏感器在慣性坐標系下的姿態信息，從而實現“星光入，姿態出”。星敏感器通常安裝在衛星艙體之外，因其受軌道周期熱流和冷黑空間背景的影響，溫度容易波動，不利于光學系統的長期穩定測量[1-2]；同時，溫度過高會導致探測器的暗電流噪聲增大，影響星敏感器測量精度[3-4]，因此需重點關注星敏感器的熱控實施。從便于監測控制的角度，一般要求星敏感器與衛星艙體之間的安裝接口溫度處于合適范圍。為此，國內學者針對不同星敏感器的任務特點，開展了相應設計，如：韓崇巍等[5]提出一種輻射小艙式星敏感器的熱控設計方案，以小艙遮擋外熱流，同時將小艙作為星敏感器熱沉，該方法可使星敏感器在軌溫度控制在-26.2～22.2 ℃；楊昌鵬等[6]提出了一種傾斜軌道星敏感器熱設計方案，在星敏感器法蘭面粘貼電加熱片，支架上粘貼OSR(強化超薄型二次表面鏡)膜片，在軌實測溫度為-19.8～-5.1 ℃；江帆等[7]通過仿真分析與試驗，對星敏感器組件進行熱設計，采取包覆多層隔熱組件、設置加熱區等措施，使3臺星敏感器及其支架的溫度控制在16～19 ℃。

以上方法需考慮星敏感器、衛星平臺和空間環境的因素?？傮w而言，熱設計以保證星敏感器在軌溫度穩定適宜為原則，以減小外熱流和加熱補償為設計思路，采取被動熱控和主動熱控相結合的方式。具體措施包括：選用熱控涂層、多層隔熱組件、薄膜電加熱片、熱管、紅外加熱籠等；同時結合熱設計與結構裝配技術，進行合理的散熱設計，并采取有效的隔熱措施。

目前，國產星敏感器由針對衛星型號定制生產，逐步向貨架式產品方向轉變。同一款星敏感器，根據不同的任務需求，需要制定相應的熱控解決方案。本文以某國產高精度星敏感器為例，分析研究其熱設計方案，并重點討論了典型工況下該產品的溫度水平，為整星熱控實施提供參考。

1 星敏感器的熱設計概述

星敏感器熱設計的目的是為星敏感器內部元器件、光學系統提供良好的熱環境，保證其可靠工作。對于應用而言，結合在軌工況，采用合理的熱控措施，減小空間復雜熱環境的影響，可使星敏感器安裝面溫度處于合理區間，滿足產品正常工作的需求。

本文所述的高精度星敏感器的熱設計方案為：

1)器件級。功率器件安裝在金屬框架上，并在接觸面涂覆導熱硅脂；為探測器配置熱電制冷器，以實現主動控溫。

2)組件級。電路板采用四周布局的方式，使熱耗分布均勻；產品內部采用內遮光罩隔離電子學組件和光學系統。

3)整機。選配隔熱墊圈，使外遮光罩與產品盒體之間具備導熱和隔熱2種配置狀態，適應不同熱控需求。

該星敏感器的爆炸圖如圖1所示。當制冷器關閉時，星敏感器功耗為8.4 W；當制冷器工作時，星敏感器最大功耗為14.4 W。從抑制探測器噪聲的角度，該星敏感器安裝面溫度控制在-40～0 ℃為宜；考慮到熱控實施的難度，以及熱變形對測量精度的影響，安裝面溫度控制在-15～0 ℃為宜。本文借鑒已有型號對各類星敏感器熱控實施的經驗，采取包覆多層隔熱組件、噴涂熱控白漆、設置電加熱片等措施，討論該星敏感器與衛星艙體導熱、隔熱2種安裝方式下的熱控措施，評估星敏感器的溫度水平。

圖1 星敏感器爆炸圖Fig.1 Exploded view of star sensor

2 熱網絡計算分析

建立星敏感器熱網絡模型，以表征零部件級的熱特性，評估星敏感器在不同工況下的溫度。熱網絡法將研究對象的物理模型劃分為多個單元，將單元之間的換熱關系用節點之間的傳導、對流和輻射熱阻來表示，形成熱網絡圖[8-9]，在建模和分析時進行如下假設：

1)星敏感器外部包覆多層隔熱組件，忽略機殼外側與外界熱量交換；分析時僅考慮遮光罩內表面與外界的輻射換熱。

2)忽略星敏感器內部組件之間的輻射換熱，事實上，星敏感器內表面采用的涂層發射率較小，熱傳導仍是決定熱平衡狀態的主要因素。

3)模型中僅納入主要的結構零部件，合并同類零件；外遮光罩與盒體之間默認為導熱安裝狀態。

4)內部制冷器默認為關閉狀態，忽略產品熱功耗分布的差異，分析時將總功耗納入模型。

星敏感器的熱網絡模型如圖2所示。圖中各熱阻的定義見表1、2。表中，零件的熱阻與材料、形狀相關，由仿真軟件計算所得。為盡可能準確地定義接觸熱阻，在外遮光罩頂端粘貼加熱片，以恒定功耗加熱星敏感器，在星敏感器機殼上粘貼熱敏電阻，測量遮光罩、頂蓋、蓋板等零件的溫度，并按圖2中的熱網絡，等效估算出接觸熱阻。

圖2 星敏感器熱網絡模型Fig.2 Thermal network model of star sensor

節點序號零件熱阻/(K·W-1)R1外遮光罩3.600R2頂蓋0.028R3蓋板0.460R4印制板固定框7.250R5內遮光罩3.447R6底座0.100

表2 接觸熱阻定義

星敏感器受空間外熱流影響，溫度升高?？臻g外熱流以太陽輻射、地球反照、地球紅外輻射3種方式為主[10]，確定高溫工況僅考慮太陽輻射。星敏感器的強光保護角指標為30°，這意味著當太陽光入射角小于30°時，星敏感器將無法正常輸出姿態；在整星布局時通常會提前計算，避免出現該情況。因此將高溫工況設置為：太陽光入射角為30°，星敏感器正常工作。同時，將星敏感器工作在陰影區(無外熱流)作為低溫工況。

2.1 星敏感器導熱安裝分析

在條件允許的情況下，將星敏感器與衛星艙體導熱安裝，在艙板下方采用鋪設熱管等方式，將星敏感器安裝面溫度控制在合適范圍內。假設星敏感器安裝面溫度控制在-15～0 ℃，計算產品的高溫工況和低溫工況。

2.1.1 高溫工況

當太陽光入射角為30°，星敏感器正常工作，且安裝面溫度為0 ℃時，星敏感器處于高溫工況。該工況下的星敏感器熱網絡如圖3所示。

圖3 星敏感器導熱安裝熱網絡Fig.3 Thermal network of star sensor with thermal coupling installation

當星敏感器溫度達到平衡時，根據能量守恒定律，有

Φin1+Φin2=Φout1+Φout2

(1)

空間背景溫度為3 K，為便于計算，忽略該值影響，則

αAaqcosθ+Φin2=σεArT1a4+Φout2

(2)

式中：Φin1為星敏感器吸收的外熱流能量；Φin2為星敏感器的功耗，當致冷器關閉時，Φin2=8.4 W；Φout1為星敏感器對外輻射的熱量；Φout2為星敏感器與衛星艙體的換熱量；α為遮光罩表面涂層的吸收率，α=0.95；ε為遮光罩表面涂層的發射率，ε=0.8；σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)；Aa為太陽照射面積(不含包覆多層隔熱組件區域)；Ar為有效輻射面積；θ為太陽光入射角；q為太陽熱流，q=1.4 kW/m2。

同時，根據導熱定律，星敏感器與衛星艙體的換熱量為

Φout2=(T1a-T6b)/Rt

(3)

式中：T1a為外遮光罩熱端溫度；T6b為安裝面溫度；Rt為從外遮光罩到安裝面的總熱阻。

由式(2)、(3)計算可得，外遮光罩的頂端溫度為375 K，即102 ℃，由安裝面流向艙體的熱量約為9.5 W。通過熱網絡可進一步求得各點溫度，高溫工況下的溫度分布見表3。

2.1.2 低溫工況

當星敏感器工作在陰影區，安裝面溫度為-15 ℃時，星敏感器處于低溫工況。由于無外熱流(q=0)，按式(1)、(2)計算可得：外遮光罩頂端溫度為3 ℃，由安裝面流出的熱量為1.71 W。

2.1.3 小結

當導熱安裝時，星敏感器外殼包覆多層隔熱組件，由熱控保證星敏感器安裝面溫度在-15～0 ℃，安裝面最大換熱量為9.5 W；外遮光罩頂端溫度在3～102 ℃之間波動，該溫度在遮光罩涂層的允許范圍內。同時，安裝面溫度適宜，不需要使用制冷器對探測器主動控溫。

2.2 星敏感器隔熱安裝分析

若熱控實施條件有限，無法將星敏感器安裝處的衛星艙板溫度控制在較低水平，則可選擇對星敏感器隔熱安裝。

2.2.1 高溫工況

當太陽光入射角為30°，星敏感器正常工作時，星敏感器處于高溫工況。由于星敏感器隔熱安裝，故假設星敏感器與衛星艙體之間無熱量交換，即Φout2=0，此時可認為星敏感器本身的熱耗一路經印制板固定框流向頂蓋；另一路經固定框與底座的接觸面后，再經蓋板和內遮光罩流向頂蓋。兩路按并聯形式計算，并假設每一路中各串聯印制板固定框一半的熱阻。星敏感器隔熱安裝的熱網絡如圖4所示，此時求得遮光罩頂端溫度為136 ℃，安裝面溫度為51 ℃。

圖4 星敏感器隔熱安裝熱網絡Fig.4 Thermal network of star sensor with thermal insulation installation

2.2.2 低溫工況

當星敏感器工作在陰影區時，處于低溫工況，此時式(2)進一步簡化為

(4)

由式(4)可得：遮光罩頂端溫度為19 ℃，安裝面溫度為-66 ℃。

2.2.3 小結

當星敏感器隔熱安裝時，在高溫工況下，安裝面溫度過高；同時可預見，此時若開啟致冷器，由于星敏感器功耗增加，因此安裝面溫度會進一步上升。由試驗數據表明，該星敏感器在制冷器開啟后，可探測器與安裝面的最大溫差為30 ℃，所以當制冷器開啟后，探測器的溫度依然偏高，并不能有效解決問題。在低溫工況下，星敏感器安裝面溫度較低。

表3 高溫工況下的溫度分布

因此，在高溫工況下，當星敏感器外殼包覆多層隔熱組件且與衛星艙體之間隔熱安裝時，僅靠遮光罩內表面輻射，不能滿足星敏感器的散熱需求，此時可在遮光罩與星敏感器盒體之間也采用隔熱安裝。按照試驗估計，在隔熱安裝條件下，當遮光罩與星敏感器盒體之間的熱阻大于160 K/W時，可有效阻止外部熱流向下傳導；同時在盒體外表面噴涂用于散熱的熱控白漆，取代多層隔熱組件。

3 有限元仿真分析

使用有限元分析軟件ANSYS Workbench對星敏感器進行穩態熱仿真分析。在建立仿真模型時，為控制有限元網格數量和質量，對圓角、螺釘、小孔等模型的細節特征進行簡化處理；為保證模型的準確性，檢查不同零部件之間接觸單元的生成情況，避免出現不真實的熱傳導路徑[11-12]。在分析階段，計算星敏感器導熱安裝時的高溫工況，與熱網絡法計算結果進行對比，驗證星敏感器隔熱安裝時的熱設計方案。

3.1 星敏感器導熱安裝的高溫工況分析

對星敏感器導熱安裝時的高溫工況進行計算分析，簡化星敏感器模型，將外熱流及輻射均等效設置在星敏感器的第1片擋光環上。分析結果如圖5所示。

圖5 整機和零部件溫度云圖(導熱安裝高溫工況)Fig.5 Temperature distribution in hot case and thermal coupling installation

零部件仿真溫度與基于熱網絡模型的溫度計算結果對比見表4。由表可見，兩者在同一位置的最大溫差在8.2 ℃以內，考慮到2種分析方法在模型簡化上的差異，可認為兩者互相印證。

3.2 星敏感器隔熱安裝的熱控設計分析

當星敏感器與衛星艙體之間隔熱安裝時，擬采取的熱控措施為：遮光罩外表面包覆多層隔熱組件，與盒體之間隔熱安裝；盒體蓋板和頂蓋外表面噴涂熱控白漆，發射率ε=0.87，吸收率α=0.15。忽略遮光罩與盒體之間的換熱，當太陽光平行于星敏感器安裝面、與蓋板成45°入射時，盒體吸收的外熱流最大，以此作為高溫工況。分析結果如圖6所示。此時，星敏感器安裝面的最低溫度約為-30 ℃。

當星敏感器工作在陰影區，無外熱流時，處于低溫工況。整機和零部件溫度分析結果如圖7所示。此時，星敏感器安裝面的最低溫度約為-60 ℃。

由以上分析可知，星敏感器安裝面的溫度為-60～-30 ℃，表明蓋板具有較好的散熱作用。同時，為避免星敏感器在陰影區溫度過低，可在星敏感器蓋板上設置用于溫度補償的加熱片。為滿足具體的控溫需求，應結合軌道環境及星敏感器在衛星上的布局，進行更詳細的設計。

4 結束語

本文使用熱網絡模型及有限元仿真手段，對某高精度星敏感器在不同熱控設計狀態下的溫度進行討論分析。結果表明：當整星熱控分系統保證星敏感器安裝面溫度適宜時，通過星敏感器導熱安裝，在外殼包覆多層隔熱組件，可使整機溫度適宜；當星敏感器隔熱安裝時，可通過選配隔熱安裝的遮光罩，在盒體四周噴涂熱控白漆，并粘貼用于溫度補償的電加熱片，以保證星敏感器安裝面的溫度適宜。所提方法為該星敏感器的衛星型號應用提供了熱控設計參考。由于熱設計并不局限于溫度場的分析，因此今后需從應用角度出發，研究熱變形對星敏感器測量精度的影響，根據具體任務需求，進行更為詳細的設計，并結合試驗數據修正、細化仿真模型。

圖7 整機和零部件溫度云圖(隔熱安裝低溫工況)Fig.7 Temperature distribution in cold case and thermal insulation installation

零部件節點仿真分析溫度/℃數值計算溫度/℃ΔT/℃外遮光罩頂蓋蓋板固定框內遮光罩底座T1a99.2102.002.80T1b59.667.808.20T2a32.836.453.65T2b30.836.185.38T3a18.820.051.25T3b14.317.062.76T4a29.627.78-1.82T4b13.09.32-3.68T5a15.011.05-3.95T5b12.39.32-2.98T6a1.00.95-0.05T6b000