靈巧視頻衛星推進系統的熱控制

2021-11-17 06:35:36王殿君

計算機仿真 2021年8期

王殿君，孔林

(長光衛星技術有限公司，吉林長春 130000)

1 引言

推進系統是航天器姿軌控系統的重要組成部分，主要有單組元推進、雙組元推進、電推進、冷氣推進等類型，靈巧視頻衛星采用單組元推進系統，選用液態肼為推進劑，而液態肼的凝固點為2℃，如果低于這個溫度則會造成管路堵塞[1]，從而無法完成航天器的工作任務，因此，保證推進系統的溫度，對其做好熱控工作是非常重要的。

航天器推進系統的熱控包括貯箱和管路的熱控，管路一般選用鈦合金材料，由于鈦合金導熱率較低，因此管路溫度受自身影響較小。主要影響管路溫度分布的因素為主動熱控功耗分布，多層隔熱組件的層數等，另外由于管路一般較細，熱控實施過程中會造成熱參數的不確定度較大。在國際上，從上世紀60年代起，便開展了針對航天器推進系統的熱控制研究[1-6]，文獻[3]對火星探測器推進系統進行了熱控設計，整個系統與星體隔熱安裝，包覆多層隔熱，并在關鍵位置采用了主動加熱回路控溫，最后對推進系統進行了熱分析和試驗，經過試驗后的模型修正后，分析結果與試驗結果溫差小于2℃；在文獻[5]中，采用了與文獻[3]相同的熱設計方案，在熱分析時考慮了熱控實施后多層面積以及漏熱因素，通過調整導熱和輻射參數后，熱分析結果與試驗結果的各測溫點溫差均在3℃范圍內。國內方面，文獻[7]對雙組元推進系統主要部件進行了熱控設計；文獻[8]對管路多層參數確定方法進行了研究，通過建立試驗模型進行修正，并與試驗和在軌溫度進行對比，驗證了多層參數確定方法的有效性。目前國內針對推進系統的熱控研究較少，大都根據工程經驗進行設計，并且沒有對其進行過熱分析。

本文所研究的靈巧視頻衛星推進系統的特點是所處環境溫度低、主動熱控功耗少，如何利用有限的資源保證推進系統正常工作所要求的溫度是熱控設計的難點。本文根據推進系統所處環境及整星結構，采取合理的主動熱控功耗分配以及被動熱控措施，結合熱分析計算，并通過熱試驗加以驗證，完成了推進系統的熱控任務。

2 推進系統的熱設計

2.1 推進系統

圖1為靈巧視頻衛星推進系統的結構示意圖，由囊式貯箱、電磁閥、自鎖閥、過濾器、壓力傳感器、推力器及管路等組成組成。

圖1 推進系統結構示意圖

靈巧視頻衛星推進系統采用技術成熟、應用廣泛的落壓式無水肼催化分解推進系統。從功能上看，推進分系統可以分為主、備份兩個完全相同的半系統，每個半系統具體構成如下：采用1只容積為9.5L的球柱形囊式貯箱貯存推進劑和增壓氣體，單個貯箱推進劑加注量不大于7.5kg；貯箱氣腔和液腔分別連接1個氣加排閥和一個液加排閥；貯箱下游通過液路管網連接1個壓力傳感器、1個自鎖閥、1個系統過濾器和2臺額定推力為1N的推力器。壓力傳感器用于監視系統壓力參數；自鎖閥用于控制液路推進劑輸送的通斷；推力器則是推進系統功能的最終輸出裝置，用于提供滿足總體需求的沖量。

推進分系統工作原理為：當靈巧視頻星需要進行軌道調整時，推進分系統自鎖閥開啟，推力器的電磁閥根據控制指令打開，貯箱內的無水肼推進劑在增壓氣體的擠壓下被液路管網系統輸送至推力室，流經推力室催化床分解反應，產生高溫燃氣，經拉伐爾噴管高速噴出，提供軌道控制所需的沖量。當需要停止工作時，電磁閥斷電，推力器工作即中止。

2.2 熱控指標

由于無水肼冰點較高，為確保推進分系統在飛行環境條件下能正常工作并具有良好的性能，需要對推進分系統的各組件進行控溫。除推力室催化床的熱控由推進分系統負責設計和實施外，其它組件(貯箱、自鎖閥、過濾器、壓力傳感器、電磁閥、管路等)的熱控均由熱控分系統負責，要求溫度控制范圍為5～60℃。

此外，為便利兩個貯箱推進劑排放的平衡控制，熱控分系統應盡量減小主、備份貯箱之間的溫差，具體要求是分別對每個貯箱氣、液口溫度的遙測值取均值，兩個貯箱之間的差異應≤3℃。

2.3 熱設計方案

推進系統隔熱安裝在底板上，并包覆多層隔熱組件。由于推進系統單獨安裝在推進艙內，遠離星上單機，其所處環境溫度偏低，因此需要設置主動加熱區，如表1所示，主動熱控采用薄膜型聚酰亞胺電加熱片加熱，貯箱加熱片采用涂GD414膠粘貼方式，管路受其形狀及長度影響，加熱片采用纏繞式粘貼方法，并對焊點處進行保護，如圖2所示，主動熱控布局如圖3所示。為了保證管路溫度的均勻性，將管路加熱片阻值設計為1.2Ω/mm，保證每毫米管路加熱功耗的一致性。

圖2 推進系統熱控實施

圖3 主動熱控布局

表1 推進系統主動熱控

其中管路加熱器1加熱范圍為電磁閥F1～F4及其管路；管路加熱器2加熱范圍為兩個自鎖閥及管路、液腔管路、過濾器管路；管路加熱器3加熱范圍為-Y側壓力傳感器及其管路、-X管路、-X-Y管路；管路加熱器4加熱范圍為+Y側壓力傳感器及其管路、+X管路、+X-Y管路。

推進兩貯箱外表面整體包覆20單元多層隔熱組件，最外層為雙面鍍鋁聚酯薄膜，為保證兩貯箱之間溫差不大于3℃，多層中夾帶1層導熱膜，導熱膜具有超高的導熱性能，可以使兩貯箱溫度更加均勻；推進管路在加熱片與傳感器粘貼完成后，纏繞式包覆一層導熱膜，增加管路溫度均勻性，外表面包覆10單元多層隔熱組件，最外層為雙面鍍鋁聚酯薄膜，多層采用纏繞式包覆。

受整星資源限制，推進系統主動加熱回路實際功耗不得高于5W，現有的設計方案無法確保推進系統5～60℃的熱控指標，因此需要通過被動熱控來增加熱量來源。受整星結構及內熱源影響，采用熱管方案成本高、效率低，因此決定利用帆板溫度對推進艙進行加熱，衛星體貼帆板安裝在整星+X面上，因此在推進艙+X面開設一定面積的散熱面，如圖4所示，其它位置包覆多層隔熱組件，利用帆板對散熱面輻射加熱，增加推進承力桶的溫度，從而增加推進系統的整體溫度。

圖4 推進艙散熱面示意圖

3 推進系統的熱分析

熱分析一般貫穿于整個航天器的研制過程，準確的熱分析計算可節省大部分的研制周期[10-12]。

3.1 熱分析模型

利用熱分析軟件建立了熱分析有限元模型如圖5所示。根據推進系統貯箱和管路的結構，所以將其劃分為殼單元和梁單元，單元厚度按照體積等效厚度計算；模型共劃分2941個單元；在建模時適當采用了熱耦合方式進行了簡化。

圖5 推進系統熱分析模型

3.2 熱分析參數的確定

推進系統熱分析參數的確定主要是多層隔熱組件等效發射率的確定以及安裝點與安裝底板，電磁閥與推力器間導熱熱阻的確定。

推進系統多層隔熱組件反射屏采用雙面鍍鋁聚酯薄膜，間隔層采用滌綸網。根據以往的經驗，10單元多層的等效發射率一般取0.04，但由于推進系統管路采用的是長條型多層纏繞式包覆，因此其等效發射率應大于整星熱分析時的取值，文獻[9]提出管路多層等效發射率范圍為0.05～0.3；文獻[3]根據不同結構特點的肼管路多層等效發射率取值范圍為0.02～0.2。根據以上分析，決定把推進系統管路多層等效發射率取值為0.1。

推進系統與安裝底板采用聚酰亞胺隔熱墊隔熱安裝，隔熱墊導熱率取0.32W/(m·℃)，接觸熱阻系數K取100 W/(m2·℃)，則推進安裝點與底板間熱阻為0.18(m2·℃)/W，推力器與電磁閥采用酚醛層壓布板墊片，單位面積熱阻為5×10-3℃/W[10]。