航天器展開機構間接式主動熱控設計方法

(1 上海微小衛星工程中心，上海 201210)(2 哈爾濱工業大學,哈爾濱 150001)

航天器上暴露在空間環境下的活動機構部件(如展開、分離、解鎖機構等)因其需要實現的重要功能，往往定義為航天器上的關鍵部件，但其在軌工作時多處于艙外，熱空間環境變化劇烈，部件本身承受的溫差甚至可達±100 ℃以上。這些艙外關鍵部件和裝置，通常在這樣嚴酷的空間環境下難以正常工作。為了適應在軌的這種極端熱環境下的正常工作要求，通常要采取相應的熱控措施保證這些機構的在軌溫度要求，以提高機構產品的可靠性。

從目前來看，對航天器上電子學儀器熱控設計的研究很多，基本均采用傳統直接熱控的方法，即在電子學儀器本體或周圍采用被動或主動熱控設計，達到其控制要求。而針對機構及附屬設備熱設計的研究，國內外相關資料較少，且研究重點大都在機械的熱彈變形方面[1-8]，或是通過熱控涂層等簡易控制在一個較寬范圍內[9-10]。航天器直接熱控設計方法簡便、高效，控溫直接，溫度穩定性也較好。但對于展開機構、解鎖機構等運動部件，因其溫度敏感的鉸鏈、軸承、電纜等部位因其功能、可靠性和可測試性的要求，直接在這些部位進行熱控會導致機構本身的功能受限，工藝上也有較大困難，甚至不可行。如在展開機構上直接實施的熱控產品柔性狀態會帶來鉤掛的風險，張緊狀態主動加熱帶等熱控產品在地面多次展開試驗過程中，大角度的運動也會帶來疲勞損傷和斷裂的風險。此外，測溫元器件布置在運動部件上也會存在損傷的風險。再比如，解鎖機構火工品表面出于安全性故障規避的要求，也不能直接進行主動熱控實施處理。受限于這些約束，直接熱控方法在展開機構熱設計中的適用性與通用性就較低，對展開機構的活動部位的周圍安全區域開展新型間接熱控方法的研究就顯得尤為重要。

本文旨在摸索應用于航天器艙外機構活動部件的新型間接熱控設計方法，為機構產品活動部件的熱控設計提供一種新的思路。

1 展開與解鎖機構間接熱控設計原理及方法

展開與解鎖機構一般可簡單分為固定部分、運動部分和關節部分，其中關節和運動部分是實現其功能的執行部分，因此溫度要求一般較高。關節部分一般為彈簧、軸承、鉸鏈等，這些部件的表面由于潤滑、運動等功能要求，不可直接進行熱控包覆和設置測溫傳感器，直接熱控設計受限。而運動部分如采用熱控包覆、測溫、加熱等設計，其工藝上如處于張緊狀態，將降低測試過程中的可靠性；如工藝上處于柔性松開狀態，又會帶來鉤掛和干擾對系統造成安全性風險。因此，對于展開與解鎖機構的運動部分和關節需要采用間接熱控設計的方法。

1.1 設計原理

間接熱控設計方法的設計原則是在滿足溫度控制要求的情況下，確保高可靠性，而且要有良好的工藝性和較高的適應性。因此熱設計時盡量避開展開機構的運動部分，而選擇在其安全可靠的非運動部位進行熱控設計和實施。

如圖1所示，當熱控的目標點為展開機構的彈簧、軸承、鉸鏈等活動部件時，這些部件上因其運動功能無法直接進行熱控實施，而如果在機構運動部件上進行熱控設計又容易帶來運動過程中的熱控產品鉤掛和地面測試疲勞的風險。因此，選擇在機構上固定區域或相對安全的部位進行熱設計和熱實施，并在此設計一個間接控制點，通過展開機構各部位間的傳熱關系計算出間接控制點處與目標點處的溫差，由間接控制點溫度的調節間接控制目標區域的溫度，從而解決展開機構的關節、活動部位等關鍵部件熱控問題。

圖1 間接熱控設計原理圖

1.2 間接熱控設計方法

間接熱控設計采用如圖2所示流程。在確定機構熱控指標要求后，要仔細分析熱控設計約束，在其關注部位是否可以進行相應的熱控設計和實施，如無法直接設計則要考慮間接熱控設計的方法。在確定選用間接熱控方式后，首先要分析可設計的安全部位，然后在該部位進行間接熱控方案設計，并選擇間接控制點，接著進行傳熱分析確定間接控制點與目標點間的傳熱關系。按此傳熱關系就可進行相關的數值分析和試驗驗證，最終確定間接控制點與目標點的溫差，并將結果與指標要求進行比對，如滿足指標要求即可確定最終的實施方案。如果不滿足指標要求，需要重新進行間接方案設計，并進行分析與驗證直到滿足指標要求。

圖2 間接熱控設計流程

1.3 間接控制點與目標點的溫差確定方法

間接控制點與目標的的溫差確定是間接熱控設計的關鍵?？紤]到機構部件所處的空間熱環境，間接控制點與目標點的傳熱關系只存在輻射、導熱以及運動部件間的接觸熱阻。接觸熱阻由于表面狀態、裝配預緊力、熱流量等眾多影響因素，一般采用經驗數據或試驗測試結果。在接觸熱阻直接采用經驗值后，根據傳熱學原理，目標點與間接控制點間的導熱和輻射傳熱量計算如式(1)、(2)所示。

fcond(ΔT)=K1ΔT

(1)

(TH+TC)ΔT

(2)

式中：σ為波爾茲曼常量，δ為導熱方向的厚度，qcond、qrad為導熱量、輻射熱量，λeq為當量導熱系數λeq，εeq為當量輻射率，TH、TC為高溫和低溫對象溫度，ΔT為兩端溫差。

(3)

qrad=σεeqT3ΔT=frad(ΔT)=K2ΔT

(4)

qsum=qcond+qrad=fs(ΔT)=(K1+K2)ΔT

(5)

式中：qcond、qrad、qsum為導熱量、輻射熱量和總傳熱量，T為特征常值溫度，TH和TC分別表示高溫和低溫對象，此處指代其中的間接對象和目標對象，ΔT表示兩者溫差，K1和K2定義為相關恒定比例系數值，此處可分別表征為導熱熱阻和輻射熱阻的倒數。

通過理論分析，在一定溫區范圍下，部件間的溫差與連續的總傳熱量對應存在著線性函數關系，再結合目標點的能量平衡方程式(6)，即可通過計算分析及地面試驗確定在機構工作的溫區內間接控溫對象與目標控溫對象的傳熱溫差關系。

qsi+qpj-qsum=0

(6)

式中：qsi位目標點的吸收外熱流、qpj為目標點的內熱源(含主動功耗)。

展開機構在軌工作時，熱控可按此溫差來控制間接控制點的相應溫度，實現目標對象溫度的間接控制，從而在解決展開機構、解鎖機構等運動部件關鍵部位的熱控要求的同時還不會帶來功能上的損失和工藝上的風險。

2 間接熱控設計實例

利用結構部件間傳熱溫差的間接控溫方法旨在為針對有特殊控溫需求的活動機構部件熱控設計提供新思路，使衛星機構熱控設計不再依賴于目標對象本體表面，提高熱設計的可控性、普適性、獨立性，達到預期可調的控溫要求和效果。某衛星的展開與解鎖機構的控溫區無法進行熱實施，因此熱設計采用了間接熱控的方法，并針對該間接熱控設計進行了驗證。

2.1 展開與解鎖機構設計要求與約束

某衛星上配置有多套機構產品，其中的展開機構(含兩組高頻電纜)、鎖緊釋放機構均有較高的熱控要求。展開機構及其附屬高頻電纜的溫度對機構的穩定展開影響很大，溫度過高或過低都會導致穩定度差或展不開的故障，以至于任務失敗。這些機構產品在綜合考慮到其特性要求及地面測試的可行性提出了表1的要求,并要求熱控方案在滿足溫度要求的同時避免安全性的風險和高可靠性的要求。

表1 機構產品熱控要求表

2.2 展開機構間接熱控設計

針對展開機構及高頻電纜控溫的需求及上述設計要求以及展開時的運動約束，經仿真分析，若采用簡單熱控方案，電纜在軌的溫度將會達到-60 ℃以下，無法滿足任務要求。如在活動部位直接設計，熱控產品會導致機構驅動力矩無法保障，而且熱控產品在運動過程中的可靠性不高,綜合考慮后選用了間接主動熱控設計的方法。如圖3所示，圖3中折彎區域為運動部分，即需要保證溫度的目標區，其余部分為固定區。

展開機構的間接熱控設計是在機構上的高頻電纜的固定端設計主動加熱帶，同時設置間接控制點，然后外部包覆多層隔熱組件(不干涉機構展開)。而目標區域的活動部分僅包覆熱控多層。利用間接熱控方法，通過計算與地面試驗確定間接控制點與目標點活動部分的傳熱溫差關系，然后通過控制間接控制點來間接控制活動部分的溫度。展開機構的結構部分均包覆多層隔熱組件，為高頻電纜提供相對穩定的溫度邊界。

2.3 鎖緊釋放間接機構熱控設計

解鎖機構的溫度指標要求保障火工品的溫度，而且安全性的原因不允許在火工品上直接熱控設計，因此也采用了間接主動熱控設計的方法。如圖4所示，在鎖緊裝置支架處設計一路主動加熱帶間接控制火工品處的目標點溫度，同時外部包覆多層隔熱材料隔離外熱流。圖5為熱實施后的效果圖。

圖4 鎖緊機構間接控溫原理圖

圖5 鎖緊機構熱裝實施狀態

考慮到該機構鈦合金支架的導熱性以及多層包覆后機構整體溫度差異性較小，通過近似計算比較式(1)、(2)結果的數量級大小，支架與火工品間的輻射傳熱量遠小于導熱的傳熱量可忽略不計，因此將該機構內部傳熱的計算可將其視為一個三維非穩態無內熱源的導熱問題，通過其能量平衡方程和傳熱方程即可得出在穩態條件下支架部分溫度和火工品的傳熱溫差關系，同時可計算出兩者間的溫差，從而可通過控制支架溫度間接控制火工品溫度。

3 數值仿真分析與在軌驗證

3.1 展開與解鎖機構數值仿真

根據間接熱控方法設計的熱控展開機構熱控方案，利用熱分析軟件建立了仿真分析模型進行數值分析，以驗證該設計方法的有效性。仿真建模時，星上布局均按照產品的實際狀態進行建模；電纜固定部分簡化為直線型，電纜折彎部分簡化為規則圓弧，鎖緊裝置不規則楔形簡化為表面積大小相等的規則六面體。

分析工況按照飛行程序設置，發射初期展開裝置及鎖緊/釋放裝置均處于鎖定狀態,數值計算出電纜和鎖緊裝置處于閉環加熱回路作用下的溫度，圖6為兩個機構在穩態工況下的間接控制點與目標點的溫度分布。

展開機構的電纜數值結果穩態工況表明,由于電纜材料本身導熱性能較差，整體軸向會有較大的溫度梯度，溫度均勻性偏低，電纜折彎處目標點與間接控制點的溫差穩定在15～20 ℃。鎖緊裝置閉環控溫效果相對較好，整體溫度場分布相對均勻，火工品目標點與間接支架處熱敏控制點的溫差穩定在4～10 ℃。

圖6 電纜和鎖緊裝置溫度

圖7～圖8為展開機構電纜和鎖緊裝置的間接控制點與目標溫度的瞬態溫度曲線(按任務飛行6圈)。展開機構電纜上、下目標拐角處溫度接近，且達到穩定后最高溫度約為6 ℃，最低溫度約為-5 ℃；鎖緊裝置火工品處的最高溫度約為14 ℃，最低溫度約為8 ℃，均滿足設計指標要求。

圖7 電纜拐彎處溫度分布曲線(目標點和間接控制點)Fig.7 Temperature results of the cable (target temperature and indirect measurement point)

圖8 鎖緊機構溫度分布曲線(目標點和間接控制點)Fig.8 Temperature results of locking mechanism (target temperature and indirect measurement point)

3.2 地面溫差測試

為了進一步驗證間接控制點與目標點的溫差關系，整星熱試驗中在展開機構的目標點處設置了測試溫度傳感器測溫，間接測點(即間接控制點的溫度測量)則由星上熱敏采集并閉環控溫。圖9試驗結果顯示：電纜折彎處溫度平衡后目標點與間接控制點溫差穩定在15～20 ℃。與之前仿真的溫差結果比對的一致性良好，從而驗證了在電纜折彎兩側間接控溫可以滿足目標折彎處0 ℃左右的折彎力矩的溫度要求。同樣解鎖機構也采用相應的控溫措施，圖10試驗結果顯示：支架間接控制點與目標點溫差溫度在5～10 ℃。也與仿真的溫差結果吻合，從而也驗證了通過間接控制支架溫度能夠滿足目標火工品處起爆溫度要求。

熱試驗結果表明：熱設計合理有效，滿足熱控指標要求，測試出的溫差可作為在軌控溫目標設置的依據。

圖9 熱真空期間電纜溫度對比(目標點和間接控制點)Fig.9 Temperature comparison of high frequency cables during thermal vacuum

圖10 熱真空解鎖機構溫度比對(目標點和間接控制點)Fig.10 Temperature comparison of locking mechanism during thermal vacuum

3.3 在軌飛行驗證

按仿真及試驗結果，展開機構的間接控制點溫度設置為30 ℃，鎖緊釋放機構間接控制點溫度設置為15 ℃，衛星入軌運行后，根據飛行程序，展開機構按要求在軌順利展開。圖11所示為在軌飛行時展開時刻前后的展開機構高頻電纜溫度控制情況，在軌溫度與試驗及仿真結果吻合較好。圖12所示為鎖緊釋放機構順利解鎖時的間接控制點溫度。衛星及各活動機構部件在軌遙測溫度數據結果表明：各部件工作溫度范圍均滿足熱控的指標要求，展開及解鎖過程均滿足任務需求，進而證明了間接熱控方法的正確性及機構熱控設計的有效性與可靠性。

圖11 電纜主動段及在軌展開過程溫度控制情況Fig.11 Thermal control of high frequency cables during active orbit and deployment process

圖12 解鎖機構主動段及在軌展開過程溫度控制情況Fig.12 Thermal control of locking mechanism during active orbit and deployment process

4 結束語

本文針對展開機構上關節、運動部位直接熱控的功能局限性和安全性問題，設計了一種間接熱控制的方法。經數值分析及地面試驗，結果均表明間接熱控方法能滿足機構產品熱控指標要求。在軌遙測結果顯示間接控制能滿足機構產品的溫度指標要求，展開機構的多次順利展開和釋放也驗證了熱設計的有效性與可靠性。在本文熱控設計基礎上，可通過改進熱控多層、加熱帶的包覆工藝以及間接控制點位置優化來進一步提高間接控制方法的目標點溫度精度。但需注意的是設計間接控制點與目標點溫差時，要考慮具體工作的溫區。本文的熱控設計思路及方法可為各類衛星上展開機構或者活動部件的熱控設計提供參考，使衛星機構熱控設計不再依賴于目標對象本體，提高熱設計的可控性、普適性、獨立性，達到預期可調的控溫要求和效果。