高軌星載GNSS天線與平臺結構一體化熱耦合設計方法

李新 趙劍鋒 趙啟偉 韓崇巍

(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)

全球導航衛星系統(GNSS)通過衛星為用戶提供實時、高精度的位置和時間信息等服務[1]，各種軍事運載體的定位導航都需要衛星定位導航系統的支持[2]。天線作為衛星導航系統的載體，其性能的好壞對導航精度有直接的影響，具有相當重要的實際意義[3]。

高軌GNSS系統具有實時性高、自主性強、精度較高的特點，可以為高軌航天器提供穩定可靠的位置、速度信息。目前GNSS天線已廣泛裝備在各種地球軌道衛星上[4]，但在高軌衛星上裝備GNSS天線，目前已知的作為高軌飛行器中軌道最高的一類，也是較為特殊的一類，僅在對探月軌道上的飛行器利用GNSS定位進行了初步的探索與研究[5-6]。

星載天線由于受到空間外熱流的影響，溫度變化劇烈，但天線的溫度要求范圍一般比整星的溫度要求寬，因此星載天線的熱控一般采取與整星隔熱的方式單獨考慮。雖然這種設計接口及界面清晰，但隨著天線技術的發展，特別是伴隨著天線性能的不斷提高，對天線工作溫度的要求越來越嚴苛。對于溫度范圍要求較窄的天線，單獨進行熱控就需要較多的資源(包括質量、能源等)，而此時整星產生的廢熱和其本身的大熱容蓄熱功能卻不能被有效利用，從而整星設計不夠優化。

本文以更好保證天線最佳工作溫度、縮短天線在軌高低溫差、更節省整星資源為設計優化方向，提出了一種高軌星載GNSS天線與整星平臺一體化熱耦合的設計方法，并采用熱分析仿真和在軌實測的手段對熱控設計的有效性進行了驗證。

1 熱設計需求分析

目前，高軌衛星主要以通信衛星為主，但隨著天線技術的不斷發展以及衛星本身的功能需求，在高軌衛星上配置GNSS天線以實現穩定可靠的位置、速度信息已成為衛星發展的趨勢。然而地球同步軌道空間熱環境較惡劣，外熱流變化劇烈，需要對星外GNSS天線進行單獨的熱設計。

1.1 GNSS天線的組成及溫控要求

GNSS天線是衛星有效載荷的組成系統之一，包括12個天線陣元、圓形框架、蓋板及SMA型插座組成，安裝在衛星的+Z對地面。12個小單元陣列可分為輻射單元、輻射腔體、饋電網絡板等幾個模塊，結構如圖1所示。

天線本身沒有熱耗，工作溫度可適應-35～+110 ℃。雖然天線可適應的工作溫度范圍較寬，但適宜的工作溫度、更窄的溫區無疑對天線本身性能及熱變形的影響都會更小，因此本文重點研究如何采取更優化的熱控方案使GNSS天線盡可能工作在適宜的溫度范圍。

1.2 需求分析

GNSS天線是應用于高軌衛星中的地球同步軌道衛星上的，從衛星發射起，天線隨衛星一同經歷以下幾個不同的熱環境階段：發射前準備階段、主動段、轉移軌道、準地球同步軌道及同步軌道。

發射前和主動段，天線均位于整流罩內，且時間很短，可保證天線處于適宜的溫度范圍內。

轉移軌道衛星軌道高度36 000 km，-Z軸指向太陽，天線所在的+Z面沒有太陽熱流，同時地球紅外輻射和地球反照的影響可以忽略不計，因此為低溫工況，此時主要靠主動控溫來保證天線不超工作溫度下限。

衛星定點后，運行在36 000 km高度的地球同步軌道上，衛星受到的地球輻射和地球反照加熱均可忽略不計，影響衛星溫度變化的外熱源是太陽輻射。天線安裝在星體外表面，直接受空間外熱流的影響，空間外熱流的變化很大[7]。天線所在的對地面外熱流在分點和至點一天內的變化曲線如圖2、圖3所示。

圖2 分點對地面太陽直接入射外熱流變化曲線

圖3 至點對地面太陽直接入射外熱流變化曲線Fig.3 Direct incident flux curve of the solstices on earth deck panel

由于天線自身的外形結構較復雜，加上星體及星外部件之間的相互遮擋，導致天線的外熱流復雜，變化劇烈，這也將導致天線的溫度變化劇烈。因此，必須采取措施減小天線的溫度變化幅度和梯度，控制在其能承受的范圍內。

2 熱設計方法與原理分析

2.1 熱設計方法

星外天線一般采取與整星隔熱的方式單獨考慮熱控措施。這種設計優點是界面清晰，星外部件不會影響整星溫度水平，但對某些星外載荷，會導致在軌溫度變化范圍大，為縮減高低溫差，就需要更多的資源保障。

基于GNSS天線本身構型、尺寸大小和安裝位置，本文提出一種GNSS天線與整星一體化熱耦合設計方法，將天線與整星協同熱設計，形成封閉腔輻射換熱系統，從而進一步縮減天線在軌高低溫差，為整星節約能源，具體措施如下。

(1)一體化設計。在對地板天線安裝位置開出與天線同等大小的圓洞，將天線“鑲嵌”在對地板，與對地板成為一個整體，天線正面面對冷空間，背面面對整星載荷艙內部，天線背面與整星內部形成一個封閉腔輻射換熱系統。

(2)熱控涂層設計。在天線正面噴涂高發射低吸收的ACR-1白漆，用以削弱太陽外熱流的影響，降低高溫工況溫度；背面黑色陽極氧化，強化與載荷艙內部的熱交換。

(3)主動控溫設計。為避免天線溫度過低及對天線周邊推進管路的影響，設計了兩主兩備共4路補償加熱回路，每路功率15 W，總計60 W。

2.2 原理分析

在任一時刻t，天線的能量收支平衡方程為

Q0+Qh+Qs+Qrad-in=Qrad-out

(1)

式中：Q0為天線本身熱耗，Qh為加熱器熱量，Qs為吸收的太陽外熱流，Qrad-in為天線吸收的整星內部的輻射熱量，Qrad-out為天線向外輻射的熱量，包括向整星內部和冷空間輻射。

如果從封閉腔輻射換熱系統角度考慮，式(1)又可以表達為

Q0+Qh+Qs+Φ1=Qrad-space

(2)

式中：Φ1為天線背面在所處的封閉腔內的凈輻射換熱量，屬于多表面系統輻射換熱的計算，Qrad-space為天線正面向冷空間輻射的熱量。將式(2)展開[8]，即

(3)

式中：T為天線溫度，S為太陽常數，α為天線正面白漆的太陽吸收率，A為天線的表面積，θ為陽光與對地面的夾角，Eb1為天線背面的黑體輻射力，J1為天線背面的有效輻射，ε1為天線背面黑色陽極氧化的發射率，ε2為天線正面白漆的發射率。

有效輻射可計算得

(4)

式中：X1,j為天線背面對封閉腔內各面的角系數。

由于整星艙內溫度相較于星外天線一般變化范圍較小，溫度適中，通過此設計，由式(2)、(3)、(4)可知：高溫工況某一時刻，Q0與Qh均為0，Qs為定值，Φ1為負值，即天線可通過與艙內設備的輻射熱交換將熱量傳至艙內；另一方面可利用高發射低吸收的ACR-1白漆涂層將熱量輻射至冷空間，從而進一步降低天線溫度；低溫工況某一時刻，Q0為0，Qh與Qs為定值，Φ1為正值，即天線與艙內設備通過輻射熱交換，將艙內熱量傳遞給天線，在Qrad-space一定的情況下，減少星上主動控溫所消耗的能源。

3 熱分析及在軌驗證

3.1 熱分析驗證

為驗證熱設計的合理性和有效性，對一體化耦合設計和隔熱設計兩種設計方法分別進行了熱仿真分析。根據天線構型、材料、表面參數，按照幾何等效和熱等效原則進行了適當簡化；作為對設計方法的驗證，模型只考慮艙板溫度對天線的影響，忽略艙內設備的影響。使用I-DEAS/TMG軟件建立了GNSS天線熱分析仿真模型，如圖4所示，共劃分3317個網格單元。

本節共分析了3個工況，包含在軌的低溫工況和高溫工況，同時結合衛星實際在軌狀態分析了在軌初期冬至的情況，作為驗證工況。分析結果見表1，圖5為驗證工況下2個軌道周期內的天線溫度變化曲線。

圖4 GNSS天線熱分析仿真模型

表1 GNSS天線熱仿真分析結果

注：η為熱機效率。

圖5 驗證工況下GNSS天線溫度周期變化曲線Fig.5 Temperature variation curves of verification condition

由表1仿真分析結果可見：

(1)各工況下的天線最高溫度，耦合設計均低于隔熱設計，壽命末期冬至最高溫降低6.7 ℃。由于兩種設計方法的低溫均由主動控溫保證，控溫閾值相同，因此耦合設計方法達到了縮減高低溫差的目的。

(2)隨著末期艙溫的升高，耦合設計艙溫對天線的輻射熱影響越來越大，加之末期白漆吸收率的退化，天線吸收更多的太陽外熱流，綜合因素下，加熱器的占空比不斷減小，每個軌道周期內耦合設計對于能源的消耗顯著小于隔熱設計。末期冬至加熱器占空比減小35.8%，每個軌道周期能源消耗減小928 kJ。因此越到末期耦合設計對于能源消耗的優勢相較隔熱設計愈發明顯。

3.2 在軌驗證

圖6為采用一體化耦合設計、天線實際在軌初期冬至點附近、兩個軌道周期的溫度變化曲線，與熱分析結果一致性較好。從圖6中可以得到，天線最高溫度為45.460 ℃，高于驗證工況5.2 ℃，可見，艙內設備對天線溫度的熱影響較為明顯。

圖6 GNSS天線在軌初期冬至溫度曲線Fig.6 Temperature variation curves of winter solstice bol on orbit

4 結束語

本文針對高軌衛星星載GNSS天線，提出了一種高軌星載GNSS天線與整星平臺一體化熱耦合的設計方法，將天線與整星協同熱設計，形成封閉腔輻射換熱系統。通過與傳統隔熱設計方法進行分析比較，各工況下的天線最高溫度，耦合設計均低于隔熱設計，即耦合設計方法也達到了縮減高低溫差的目的；隨著末期艙溫的升高，耦合設計加熱器的占空比不斷減小，每個軌道周期內耦合設計對于能源的消耗顯著小于隔熱設計，即耦合設計方法達到了節省整星資源的目的。設計結果通過在軌實測進行了驗證，所提出的GNSS天線熱控設計方法也同樣適用于高軌同類型天線。隨著星外載荷對溫度的要求越來越高，一體化設計的思路可以更好的做到總體最優，但對于大熱耗或尺寸較大的星外載荷，也應評估對整星艙內設備的熱影響。