大型高軌通信平臺主動段熱變形分析

陶家生，林驍雄，王浩攀，鐘紅仙

(中國空間技術研究院通信衛星事業部，北京 100094)

0 引 言

大型高軌通信衛星的熱分析和熱試驗主要是圍繞衛星平臺為星上設備提供合適的工作溫度環境而展開的。或者是針對星上重要設備或溫度敏感設備進行的熱分析和熱試驗[1-2]。一般情況下認為大型通信衛星發射的主動段熱環境是適宜的，但對于大型航天發射任務，應該盡可能發掘各種不確定因素，研究其風險誘導可能，以提高任務可靠性。

在某些極端環境條件下，發射主動段大型通信衛星平臺的熱分布和熱變形是關系衛星順利入軌與否的一個重要因素。為了探究這方面的問題，開展了大型通信衛星平臺的熱變形研究工作。

大型高軌通信衛星平臺的結構構成較為復雜，為了輕量化，大量采用復合材料，復合材料的采用增加了熱變形分析工作的復雜度。為了提高熱分析工作的效率，一般采用殼單元[3-4]，這一方法難于反映結構的熱翹曲。這里的熱變形分析采用了3D艙板建模的方法，以求盡可能深入、全面地反映衛星結構熱變形的真實情況。

研究大型高軌通信衛星平臺主動段的熱變形問題時，涉及到運載和有效載荷之間的熱交換問題，使問題的研究變得更為復雜。僅是衛星的外熱流分析計算已是很復雜的了[5]，再進行星箭耦合的整星的溫度場分析，在熱分析的基礎上完成整星的結構變形分析是復雜和困難的[6-7]。

本文的研究結果為該類平臺的熱特性研究和平臺應用提供借鑒。

1 大型通信平臺的結構與構型

大型高軌通信衛星平臺是一大類重要航天器，在歐洲主要有Astrium平臺，如為2012年發射任務研制的W5A通信衛星[8]，美國的MUOS軍用靜止軌道移動通信衛星，俄羅斯快訊-AM8通信衛星如圖1所示[9]，印度2013年發射的GSAT-6地球同步軌道通信衛星，尺寸2.1 m×2.5 m×4.1 m，中國的通信衛星亞太-9如圖2所示，DFH-4衛星平臺本體長2.63 m、寬2.1 m、高3.6 m，太陽翼展開后跨度為26 m，東方紅-4增強平臺采用多層通信艙，平臺加高0.6 m，這些大型通信衛星平臺都是長方體構型。

圖1 俄羅斯快訊-AM8通信衛星

圖2 中國的通信衛星亞太-9

大型通信衛星平臺為了提高結構重量效率，主要結構普遍采用復合材料[10]，如鋁合金蒙皮鋁蜂窩復合材料的南北艙板，碳蒙皮鋁蜂窩復合材料的承力筒及東西艙板和水平艙板。

2 大型通信平臺的熱分析建模

通過前述的分析和歸納，大型通信衛星平臺的熱分析建模采用長方體構型，南北艙板采用鋁合金蒙皮鋁蜂窩復合材料，承力筒及東西艙板和水平艙板采用碳蒙皮鋁蜂窩復合材料，對接框采用鋁合金材料。復合材料的分析建模較為復雜，為了提高工作效率一般采用殼單元，但如此簡化也會帶來分析結果的偏差。這里的分析對復合材料的艙板采用3D艙板建模并進行均質化處理，以便更全面深入地體現平臺結構本身的熱變形情況。艙板的3D建模采用文獻[2]的3層蜂窩夾層結構，對3層材料分別賦以相應的材料屬性。為了使熱分析和結構變形分析建模相一致，熱分析和結構變形分析中，均采用這種3層夾層結構。熱分析中的材料線脹系數見表1。

表1 主要結構材料的線脹系數

大型通用衛星平臺的有限元模型如圖3所示，圖中a為太陽翼、b為南艙板、c為服務艙電池板、d為服務艙儀器板。分析中主要關注對象是南北艙板、服務艙板，太陽翼主要是在熱分析中作為熱傳導的一個環節。模型表面按實際熱特性建有多層隔熱組件。

圖3 通信平臺有限元模型

3 主動段的熱邊界條件

俄羅斯的質子-M運載火箭，歐洲的阿里安-5運載火箭，印度的“地球同步軌道衛星運載火箭”，中國的長征-3B運載火箭，日本的H-2A運載火箭，美國的獵鷹-9運載火箭和宇宙神-5火箭都是地球靜止軌道大型通信衛星的運載工具。中國采用CZ-3B或CZ-5運載火箭發射地球靜止軌道大型通信衛星。如圖4是整流罩內的通信衛星，在主動段內衛星與整流罩會有熱交換發生，并導致通信衛星溫度的變化。在主動段內的大氣中間層內有高空大氣對流[11]，在某些極端情況下會導致發射過程中整流罩溫度升高。當發射過程產生程序偏離等情況時，如太陽翼延遲展開等也會導致通信衛星發射主動段的熱邊界條件波動。圖5是一個整流罩內表面溫度變化情況的簡化曲線，圖中歸一化地表達了主動段的溫度階段性變化情況，縱坐標單位℃。

圖4 整流罩內的通信平臺

圖5 整流罩內溫度簡化曲線

4 平臺主動段熱分析

4.1 拋罩前軌道段

4.1.1拋罩前平臺熱分布分析

按照前述的大型通信衛星平臺的建模和熱邊界條件，通過有限元分析，獲得衛星平臺的熱分布情況如圖6所示。

圖6 拋罩時的平臺熱分布

在運載火箭拋整流罩時刻，衛星平臺的熱分布見圖6(a)，是衛星平臺含太陽翼的熱分布狀態，其溫度分布取決于衛星表面的熱吸收大小和衛星內部熱源分布。由于太陽翼外露表面沒有熱控多層，因此其溫度較其它平臺外露表面溫度略高，約為23 ℃。太陽翼為柔性較高部件，其在軌溫度波動范圍可達百余度，因此這里的溫度分析重點不在太陽翼。為了表示平臺的本體溫度分布在圖6(b)中，略去了太陽翼，展示了衛星平臺主體部分在拋整流罩時刻的溫度分布情況，儀器板上的高溫斑外表面溫度為28.166 ℃，該區域的內表面溫度最高為30.683 ℃。內外溫差2.5 ℃。圖中顯示南艙板的溫度水平與其它星表基本相同，圖中西艙板上的6處工藝開孔處的溫度比其它艙板外表面的溫度高，約為22 ℃，原因在于其熱慣性小。

4.1.2拋罩前平臺熱變形

利用前述通信衛星平臺的熱分析結果，采用有限元建模分析方法，進一步開展平臺的熱變形分析，其分析結果如圖7所示。

圖7 拋罩時的平臺熱變形

從熱變形的狀態可知，衛星平臺的最大變形發生在服務艙儀器板上，這與拋整流罩時刻的平臺熱分布相符，見圖6(b)。在拋整流罩時刻平臺的該處溫度最高，導致的熱變形也最大，變形量0.185 mm。

從圖7的衛星平臺熱變形圖中明顯看到服務艙儀器板產生了顯著的翹曲，這正是3D艙板建模的效果。

4.2 星箭分離前軌道段

4.2.1星箭分離前平臺熱分布分析

星箭分離時刻的熱分布如圖8所示，圖8(a)展示的是衛星平臺含太陽翼的溫度分布，可見最高溫度發生在服務艙儀器板上，溫度50.8 ℃。最低溫度發生在太陽翼上，溫度-87.3 ℃。

同樣是由于太陽翼為柔性較高部件，其在軌溫度波動范圍可達百余度，因此這里的溫度分析重點不在太陽翼。為了表示平臺的本體溫度分布，在圖8(b)中，略去了太陽翼，展示了衛星平臺主體部分在星箭分離時刻的溫度分布情況，顯示南板艙的溫度水平與其它星表基本相同，圖中西艙板上的6處工藝開孔處的溫度也予以略去。圖8(b)中，略去太陽翼后的衛星平臺主體部分最高溫度仍在服務艙儀器板，溫度50.8 ℃。最低溫度發生在平臺南板上部，溫度-11.9 ℃。因為這一部分衛星表面朝向4 K冷空間。

圖8 星箭分離時刻的平臺熱分布

4.2.2星箭分離前平臺熱變形

利用前述通信衛星平臺的熱分析結果，采用有限元建模分析方法，進一步開展平臺的熱變形分析，其分析結果如圖9所示。

圖9 星箭分離時刻的平臺熱變形

由圖9可知，衛星平臺的最大變形發生在服務艙儀器板上，這與星箭分離時刻平臺的熱分布相符，見圖8(b)。在星箭分離時刻平臺在該處溫度最高，導致的熱變形也最大，變形量0.506 mm。

從圖9的衛星平臺熱變形圖中明顯看到服務艙板產生了顯著的翹曲，這正是3D艙板建模的效果。

5 熱分析與熱試驗的結果比較

將衛星轉移軌道熱平衡試驗結果和本文較極端的熱邊界條件的星箭分離時刻熱分析結果列入表2。

表2 熱試驗與熱分析的溫度比較

衛星轉移軌道熱平衡試驗結果是在正常衛星運行條件下獲得的熱試驗結果，有主動熱控功能，太陽翼正常展開。本分析則是在發射中整流罩內溫度條件偏高，太陽翼延遲展開情況下的結果。從表2的分析結果可知，通信艙的溫度分析結果偏低，原因是在轉移軌道通信艙的設備處于工作狀態的少，分析中未開主動溫控。服務艙的分析結果溫度偏高，主要是因為在拋整流罩到星箭分離階段服務艙的工作設備較多，熱耗較大，但散熱面被太陽翼遮擋，溫度比試驗結果偏高。

6 結 論

本文的研究是在發射的自然條件導致整流罩的內表面溫度出現較為極端的溫度和衛星發射工作程序有偏離的情況下，衛星平臺的力熱性能保持情況。通過研究發現衛星可能存在的較薄弱環節，以便對這些環節有所認識，進而有所預防，同時也為衛星技術狀態的不斷演進提供改進方向。

1)從對衛星主動段的力熱研究結果看，在較常態工作程序有一定偏離時，衛星平臺的溫度條件尚能夠保持在要求的溫度范圍內。分析得到的最高溫度50.8 ℃，最低溫度-11.89 ℃，未超出衛星的極限溫度要求，表明衛星的熱性能有一定保持能力。

2)從對衛星主動段的形狀精度的研究結果看，在邊界條件較常態有一定偏離時，衛星平臺的溫度會偏離試驗中所獲得的結果，這些變化會反映到平臺結構精度的變化上。從結構精度保持情況看，艙板的最大變形在拋罩時刻為0.185 mm。在星箭分離時刻結構的最大變形量為0.506 mm，已經接近結構局部精度的要求量級，應該給予關注。

3)從本文的衛星平臺力熱性能的分析方法看，采用3D艙板模型進行衛星平臺結構熱變形分析，其結果達到了盡可能深入、全面地反映衛星結構熱變形的目的，揭示出艙板厚度方向溫差的存在，這一溫差的存在將導致艙板的翹曲，可能導致結構局部平面度超差，并且翹曲的形式在拋罩和星箭分離時在儀器板上完全相反，這也意味著它將是潛在的熱振動的振源。