模塊化熱控技術及其在低軌衛星中的應用

胡幗杰,陳余軍,王 敏,周 江,陶家生,李一帆,劉百麟

(中國空間技術研究院通信與導航衛星總體部,北京 100094)

0 引 言

國外對模塊化衛星的研究由來已久。20世紀70年代初,美國以及法國為使衛星研制盡量標準化,加快研制進度和降低成本,解決一體化衛星各子系統間的物理嵌套,曾研制過“模塊化衛星”。最著名的是1980年由多任務模塊化衛星(Multimission modul spacecraft,MMS)組裝的太陽峰年探測衛星(Solar maximum mission,SMM)[1]。不過,受當時技術水平和應用需求的局限模塊化衛星研制隨后進入了停滯期。在2004年美國總統提出新的空間探索愿景后,NASA所轄的空間飛行中心對MMS技術進行了重新審視。2002年,NASA的戈達德空間飛行中心(Goddard space flight center,GSFC)提出了空間探索的“MARS”(Modular,adaptive,reconfigurable system)概念,并于2004年應用于月球軌道器的設計。2005年9月,美國麻省理工學院Charlotte Mathieu等[2]又提出了發展基于“分離異構”思想的可分離組合型航天器(Fractionated spacecraft)的創新概念,該分離模塊化航天器由一個自由飛行載荷模塊和多個提供動力、能源、通信等功能的自由飛行模塊組成,不同模塊通過編隊飛行和無線傳輸方式協同工作,共同完成特定的飛行任務。在此基礎上,美國國防部高級研究計劃局(Defense advanced research projects agency,DARPA)推出了發展面向未來的快速、靈活、自由飛行、組合型航天器(Future、Fast、Flexible、Free-Flying、Fractionated)的F6項目,并將其作為“快速響應空間計劃”的重點項目。

同一時期,日本東京大學提出了可重構空間系統(Reconfigurable space system,RSS)[3]概念。RSS由細胞衛星(Cellular satellite,CellSat)和在軌服務機器人(Orbital servicing robots,OSR)組成。CellSat實現遙感、通信等功能,由多個類似于積木的細胞單元組成,具有可重構的體系架構。細胞單元比傳統的“模塊”更小,可以是由模塊拆分成的更小功能單元,具有電源控制單元、電池、通信單元等的功能,再組合到一起實現特定的功能。德國柏林工業大學等機構在德國航空航天研究院(German aerospace center,DLR)的支持下,開展了iBOSS項目[4]的研究。該項目的重點在于將傳統衛星平臺分解為多個相同的建造塊(Building block),每個建造塊包含特定功能,采取標準化設計,由空間機械臂完成在軌組裝,集成為所需的空間系統。建造塊具有相同的立方體外形結構,設計中力圖降低單個塊的復雜性、質量和體積,并提供機器人友好型操作接口,可支持在軌組裝與重構。

在上述模塊化衛星設計理念的基礎上,國外模塊化衛星的研制已完成了生產制造和組裝測試。2013年,由諾斯羅普·格魯曼公司領導的團隊完成了首個“模塊化航天器”(MSV)總線的組裝、集成和測試,標志著其功能測試工作已經完成。MSV是首個實現模塊化、快速可重構的航天器。

此外,在軌組裝技術是模塊化衛星實現在軌可重構的重要基礎,國外在在軌服務的框架內開展了大量的技術研究和試驗計劃。2007年,DARPA通過“軌道快車”計劃[5]成功完成在軌飛行試驗驗證了在軌模塊更換和在軌燃料加注技術。2011年底,美國又啟動了名為“鳳凰”的高軌衛星部件拆解與重組計劃[6],通過靈巧機械臂對廢棄衛星上的天線進行拆除,并利用模塊化的衛星組件與拆下的天線在軌組裝,構成新的通信衛星系統。歐空局于1989年提出了地球靜止軌道服務飛行器[7-8](Geostationary service vehicle,GSV)的概念,主要用于對地球靜止軌道衛星的在軌監測和服務功能,可執行視覺監測、在軌加注,模塊更換和廢棄衛星的離軌等功能。不過由于種種原因,GSV并沒有進入實際工程階段,而僅開展了概念設計,該項目于1997～1998年間停止。后續,歐洲先后提出了試驗服務衛星計劃[9-10]、赫耳墨斯計劃[11]、空間系統演示驗證技術衛星計劃[12]等研究項目,開展了在軌組裝關鍵技術研究。

綜上所述,模塊化是衛星技術發展的重要方向之一,國外已經在設計、生產及關鍵技術在軌飛行驗證方面取得了重要進展。模塊化衛星從設計理念到在軌使用模式均不同于傳統衛星,因此傳統的衛星技術也無法適用,需要進行專項技術開發。在熱控技術方面,由于模塊化衛星各模塊結構獨立,熱耗遠距離分散分布于各個模塊內；同時,各模塊之間的熱連接需滿足重復分離的要求,傳統設計傳熱效率較低,而小型化集成設計的模塊空間有限,模塊自身不能滿足大熱耗載荷的散熱需求。因此,實現跨模塊高效協同散熱的熱控制技術是提升模塊化衛星散熱能力的關鍵技術。國外公開發表的熱控設計資料很少。目前僅iBOSS公開了少量熱接口信息,其模塊配置可重復使用的基于熱傳導的熱接口,熱界面材料采用垂直陣列碳納米管復合材料,且已在實驗室條件下成功測試。國內發表的設計技術主要是針對單個衛星系統實現獨立散熱[13-14],僅支持單個模塊獨立熱控,無法建立模塊化衛星可重復分離的高效熱連通從而實現分散式熱耗的協同散熱,嚴重制約模塊化衛星散熱能力和承載能力的提升。

本文提出一種基于可重復分離熱接口、石墨稀涂膜及智能熱控涂層的模塊化熱控技術,通過模塊之間的金屬基底-陣列碳納米管[15]熱接口和模塊內表面的石墨烯涂膜[16-17]設計,建立模塊間可重復分離的熱連通及模塊內部的高效傳熱,實現整個衛星系統為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協同散熱。同時,采用智能熱控涂層[18-19]適應軌道外熱流變化,實現衛星的溫度穩定性控制。文中以低軌衛星為對象通過熱仿真分析驗證提出的模塊化熱控技術。

1 模塊化衛星概述

1.1 基本構成

模塊化衛星基本構成以基本功能為基線,并覆蓋衛星的主要熱控需求。沿+z方向依次配置制導與控制模塊(GNCM)、推進模塊(CPM)、電源模塊(PM)和星務管理模塊(SMM)四個標準模塊,如圖1所示。標準模塊采用小型化設計,外輪廓尺寸0.5 m×0.5 m×0.5 m,模塊±z面均配有高度集成的“機、電、熱、信息”多功能即插即用標準對接接口,如圖2所示。模塊之間通過標準對接接口連接,由空間機器人進行在軌組裝,支持模塊重復安裝和拆除,便于模塊在軌更換和升級。

圖1 模塊化衛星組成示意圖Fig.1 Configuration of the modular satellite

圖2 模塊化衛星標準模塊示意圖Fig.2 Configuration of the standard module

1.2 熱控需求

模塊化衛星的熱耗分散分布于結構獨立的各個模塊內且各模塊熱耗分布不均衡,各模塊熱耗及設備溫度控制指標見表1。衛星的熱控制需要通過跨模塊協同散熱滿足整星各模塊不均衡的散熱需求,適應軌道外熱流變化,為各模塊內的設備提供滿足溫控要求的熱環境。同時,模塊化衛星熱控技術還需支持模塊在軌組裝與更換。因此,針對單個衛星系統實現獨立散熱的傳統衛星熱控技術不能滿足其熱控需求,需要開發模塊化熱控技術。

表1 設備熱耗和溫度控制指標Table 1 Heat dissipation and temperature control requirements of equipments

2 模塊化熱控技術

模塊化衛星是典型的組裝與重構系統,為建立系統的熱連通解決分散式不均衡熱耗的散熱問題,模塊化熱控技術需要實現模塊之間的可重復分離導熱和模塊內部的高效導熱,同時通過合理的散熱面設計適應不穩定的外熱流變化。

2.1 可重復分離熱接口

模塊化衛星的標準模塊上設置可重復分離的標準對接接口,實現機、電、熱及信息的連通,模塊熱耗通過熱接口互相壓緊實現固-固界面高效傳熱,兩個熱接口之間可分離的接觸傳熱成為整個熱傳遞路徑的關鍵。

傳統的固-固界面接觸傳熱強化方法,包括導熱填料、金屬鍍層、低熔點合金釬焊等方法,存在不可分離(低熔點合金釬焊)、破壞性分離(導熱脂、硅橡膠填料)或者熱導率低(硅橡膠導熱墊、金屬導熱墊、石墨導熱墊等)問題,不適合模塊化衛星傳熱使用。

碳納米管具有良好的導熱性能、較高的長徑比和機械強度,且化學性質穩定。在模塊熱接口的金屬基底上生長碳納米管陣列形成金屬基底-陣列碳納米管復合材料,利用陣列碳納米管的微觀結構和獨特性能可實現可分離的固-固界面高效傳熱。在模塊對接時,機械接口鎖緊為熱接口提供接觸壓力,高于熱接口金屬基底的碳納米管在接觸過程中插入另一側熱接口的碳納米管陣列,實現熱接口的微觀變形與大面積貼合,強化接觸傳熱；在模塊分離時,機械接口解鎖釋放熱接口,兩側的碳納米管陣列脫離；由于碳納米化學性質穩定,機械強度高,上述連接分離過程可多次重復,從而實現模塊間的可重復分離高效傳熱。

金屬基底-陣列碳納米管熱接口的傳熱效果受陣列碳納米管性狀、導熱盤構型、壓緊壓力等因素影響,根據目前文獻報道的初步試驗結果,其接觸傳熱系數h可實現800～2000 W/(m2·K)。下面基于導熱接口接觸傳熱性能分析,給出滿足模塊化衛星傳熱需求的熱接口設計參數。

采用有限差分方法仿真分析了PM與CPM組合的三維非穩態導熱過程,其控制方程為：

(1)

熱接口處節點的邊界條件為:

q=hΔT=h(Tw-Tw-contact)

(2)

其中:h為模塊熱接口邊界面與相鄰模塊熱接口邊界面的接觸傳熱系數,Tw為模塊熱接口邊界面上的溫度,Tw-contact為相鄰模塊熱接口邊界面上的溫度。

通過仿真分析得到了模塊金屬基底-陣列碳納米管熱接口處接觸傳熱系數對模塊化衛星溫度響應的影響。PM與CPM熱耗差異最大,因此兩者之間熱接口的溫度差代表整星熱接口接觸傳熱的最惡劣情況。圖3給出了仿真計算得到的PM與CPM熱接口的溫度差ΔT隨熱接口接觸傳熱系數的變化。

圖3 PM與CPM熱接口的溫度差隨接觸傳熱系數的變化Fig.3 Dependence of the temperature difference on the contact heat transfer coefficient of the thermal interfaces of PM and CPM

從圖中可以看到,當接觸傳熱系數較小時,PM與CPM熱接口的溫度差隨接觸傳熱系數的增大而降低,這是由于隨著熱接口接觸傳熱系數的增大,模塊間傳熱增強,PM內熱耗可通過熱接口傳導至相鄰模塊實現協同散熱；當接觸傳熱系數較大時,PM與CPM熱接口的溫度差基本不再隨接觸傳熱系數的增大而變化,這是由于熱接口的傳熱能力滿足模塊間不均衡傳熱需求后,繼續增強導熱盤的傳熱能力不會再增強模塊間協同散熱。因此,通過控制金屬基底-陣列碳納米管熱接口的陣列碳納米管性狀,優化設計熱接口構型和壓緊壓力保證熱接口接觸傳熱系數達到1500 W/(m2·K)即可滿足模塊化衛星加強模塊間傳熱的需求。具體地,在滿足模塊箱體及對接接口幾何約束的前提下,熱接口設計為具有頂部和底部翻邊的構型,并盡量擴大頂面和底面以保證足夠的接觸傳熱面積。模塊之間通過鎖緊釋放裝置為熱接口提供至少約200 N的壓緊壓力。

與此同時,考慮到模塊化衛星任務要求的多樣性,各模塊的工作模式和熱耗可能發生變化,進而需要調節模塊間的傳熱能力。根據目前文獻報道的初步試驗結果,模塊間熱接口的接觸傳熱系數與熱接口的壓緊壓力正相關,可以通過調節熱接口壓緊壓力調節模塊間熱接口的接觸傳熱系數,從而實現模塊間傳熱能力可調,進而滿足模塊化衛星不同的任務需求。

此外,模塊化衛星完成工作任務后的最終狀態為各模塊分離,此時模塊化衛星的熱控需要滿足模塊內設備的存儲溫度要求,這也就要求模塊化衛星的熱接口在分離后具備保溫功能。因此,需要對模塊金屬基底-陣列碳納米管熱接口進行表面處理,保證其紅外發射率小于0.2。

2.2 內部強化傳熱

模塊化衛星的標準模塊采用小型化集成設計,內部空間有限,傳統的內部強化傳熱手段是在內部布置熱管網絡,但熱管網絡需要占用較大的空間不適合在小型化的標準模塊內部使用。

石墨烯是一種新型導熱材料,其理論熱導率高達約5000 W/(m·K)[20-21],在箱體內表面涂覆石墨烯膜可顯著提高箱體面向的導熱性能,實現有限空間模塊內部的高效導熱。

石墨烯涂膜采用涂膜-還原法制備。以天然鱗片石墨為原料采用Hummers法[22]制備氧化石墨烯,然后通過冷凍干燥或噴霧干燥制得氧化石墨烯顆粒。將氧化石墨烯干粉溶于去離子水中,并加超聲分散配置成不同濃度的氧化石墨烯溶液。采用涂覆法將一定濃度的氧化石墨烯溶液涂覆在基板上,干燥后得到氧化石墨烯膜。將氧化石墨烯膜置于一定濃度的還原劑溶液中恒溫處理一定時間即還原處理,還原后再干燥得到石墨烯膜。

為滿足較大的熱通量要求,石墨烯膜厚度要達到微米量級。采用上述方法制備的厚度25 μm的石墨烯涂膜,熱導率約為800 W/(m·K),與常規的艙板內表面鋁蒙皮相比,熱導率提高5.6倍。因此,箱體內表面石墨烯涂膜將有效地強化模塊箱體自身的面向導熱。石墨烯涂膜不額外占用內部空間,可在小型化集成設計的模塊內部大面積使用。

2.3 散熱面設計

散熱面需要根據構型特點及軌道外熱流規律進行設計。模塊化衛星構型與傳統衛星差異顯著,各模塊結構獨立且采用小型化集成設計,模塊外輪廓尺寸較小,對接接口又占用了±z面的大部分面積,因此模塊自身散熱面不能滿足大熱耗載荷的散熱需求,需要通過上述可重復分離熱接口及內部強化傳熱將不均衡分布的熱耗均衡分布在整星各模塊散熱面上實現協同散熱。在軌道外熱流方面,需要根據具體的軌道外熱流分析,在各個模塊上選擇外熱流變化較小的面設計散熱面,同時選擇合理的散熱涂層適應外熱流變化,其它面包覆多層隔熱材料。

傳統的散熱面涂層,包括玻璃二次表面鏡(Optical solar reflector,OSR)和ACR-1防靜電白漆等,具有較低的吸收—輻射比,散熱性能優異。但是,其是典型的被動熱控措施,輻射特性不可變。對于模塊化衛星,由于標準模塊熱慣性較小,使用傳統散熱涂層時軌道外熱流差異導致的溫度差會很明顯,難以滿足衛星的溫度控制要求。因此通過調節衛星的表面輻射實現對衛星溫度的控制具有重要的意義。

基于熱致變色功能材料的智能熱控涂層是一種新型的熱控涂層,它能夠根據自身的溫度高低,自動調節自身的輻射特性,在低溫時表現低發射率,減少向外散熱；在高溫時表現高發射率,向外輻射大量熱量,從而很好地滿足模塊化衛星的要求,實現對衛星溫度的智能控制。本文選用加拿大MPB通信公司開發的Ag/VO2/SiO2/VO2多層膜結構智能熱控涂層[19],在40～60 ℃范圍內發射率變化范圍為0.38～0.74,太陽吸收率僅為0.32。通過采用智能熱控涂層,衛星散熱面具備了對軌道外流變化的自適應能力。

3 低軌衛星應用驗證

本節以近地圓軌道通信衛星星座為應用對象,采用NX/TMG軟件通過熱仿真分析得到采用上述熱控技術的衛星的溫度響應,驗證本文提出的模塊化熱控技術。控制方程為三維非穩態導熱微分方程,即式(1),模塊間熱接口處的邊界條件見式(2),模塊化衛星外表面節點的邊界條件為:

(3)

其中:ε為模塊化衛星外表面的紅外發射率;σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數;Tw為模塊化衛星外表面上的溫度,T環境為冷空間的溫度。

3.1 軌道外熱流分析

衛星工作軌道[23]為軌道高度1100 km、軌道傾角86.4°、升交點赤經不同的一組近地圓軌道。衛星飛行姿態為對地定向,三軸穩定。+z軸對地定向,+x軸為飛行方向,xz軸在軌道面內。z軸為星地連線,指向地球方向,xyz為右手坐標系。太陽位置取夏至日。

軌道外熱流主要包括太陽輻射熱流q1、地球反照熱流q2和地球紅外輻射熱流q3。外熱流的變化規律與β角(軌道面與陽光之間的夾角)密切相關,β角的計算公式如下：

β=arcsin[cosδssinisin(Ω-Ωs)+sinδscosi]

(4)

其中：|β|≤90°；i為軌道傾角,86.4°；δs為太陽赤緯,|δs|≤23.43°,夏至日取23.43°；Ωs為太陽赤經,夏至日取90°；Ω為升交點赤經。

各表面太陽輻射熱流q1的計算公式如下：

q1=Smax(cosβs,0)

(5)

cosβs=sinδsinβ+cosδcosβcosα

(6)

其中：S為太陽常數,夏至日取1322 W/m2；α為該表面法線在衛星球面坐標系中的經度坐標,|α|≤180°；δ為該表面法線在衛星球面坐標系中的緯度坐標,|δ|≤90°。

各表面地球反照熱流q2的計算公式如下：

q2=φ3Sρmax(0,cosθcosβ)

(7)

其中：ρ為地球反照率,ρ取0.3；θ為衛星與會日點的角距；φ3為該表面的地球紅外輻射角系數。

各表面地球紅外輻射熱流q3的計算公式如下：

q3=φ3EIR

(8)

其中：EIR為地球紅外輻射,取246.05 W/m2。

各表面總入射外熱流q的計算公式如下：

q=q1+q2+q3

(9)

根據以上公式可以計算得到各可用散熱面(±x、±y面)軌道周期平均總入射外熱流qmean隨軌道升交點赤經Ω變化的規律,如圖4所示。

圖4 各表面軌道周期平均總入射外熱流隨軌道升交點赤經的變化Fig.4 Dependence of the periodic average incident heat flux on the right ascension of ascending node

從圖4中可以看到,衛星四個可用散熱面均會受到陽光的照射,在升交點赤經各異的一組衛星星座工作軌道上不存在熱流穩定的表面。+x面的軌道周期平均總入射熱流密度的最大變化約216.4 W/m2,-x面的軌道周期平均總入射熱流密度的最大變化約217.7 W/m2,+y面的軌道周期平均總入射熱流密度的最大變化約1192.0 W/m2,-y面的軌道周期平均總入射熱流密度的最大變化約1153.9 W/m2。因此,±x面的外熱流變化比較穩定,可作為散熱面,采用智能熱控涂層。±y面及±z面對接接口以外區域均包覆多層。

3.2 熱仿真模型

為了便于分析計算,在熱仿真建模中進行合理的簡化假設,主要包括：1)所有設備按其等效輻射面積簡化成六面體或圓柱體,等效包絡尺寸為0.29 m×0.15 m×0.08 m；2)所有熱管均簡化為長方體,并忽略熱管頭部的影響；3)除熱容已知的設備外,其它設備和熱管的比熱容均按鋁合金材料考慮。圖5所示為文中建立的整星有限元模型。

圖5 整星有限元模型Fig.5 Finite element model of the modular satellite

在熱分析建模中,模塊間可重復分離熱接口即金屬基底-陣列碳納米管熱接口的接觸傳熱系數取1500 W/(m2·K)。涂覆石墨烯膜的模塊艙板內表面熱導率取800 W/(m·K)。散熱面智能熱控涂層太陽吸收率取0.32,紅外發射率在溫度T<45 ℃時取0.38,T>45 ℃時取0.74。

根據軌道外熱流特點,取衛星星座工作軌道中散熱面(即±x面)軌道周期平均總入射外熱流最大和最小的軌道作為極端高低溫工況,如表2所示,衛星星座的其他在軌工作情況可以認為涵蓋在此兩個極端工況之中。

表2 熱分析計算工況Table 2 Simulation cases

3.3 熱仿真結果

圖6和圖7所示分別為模擬得到的工況1和工況2下衛星各模塊設備溫度隨時間的變化曲線及軌道周期中外熱流最大時刻的衛星溫度云圖。從圖中可以看到,采用文中提出的模塊化熱控技術,衛星各模塊設備溫度在工作溫度范圍內,且軌道周期內溫度變化均小于5 ℃,滿足表1所示的設備溫度控制指標要求。熱耗集中的電源模塊與其他模塊的溫度差小于10 ℃,表明電源模塊的熱耗通過可重復分離的熱接口傳遞至其他模塊實現了散熱,即通過各模塊的協同散熱增強了單個模塊及衛星系統的散熱能力。此外,工況1和工況2的溫度差小于5 ℃,這是由于采用智能熱控涂層削弱了外熱流差異的影響,從而為衛星設備提供了更穩定的溫度環境。

圖6 衛星各模塊設備溫度隨時間的變化Fig.6 Dependence of the temperature of equipments in the modules on the time

圖7 軌道周期中外熱流最大時刻的衛星溫度云圖(剖視)Fig.7 Temperature nephogram of the modular satellite (section view)

上述熱仿真分析結果表明文中提出的模塊化熱控技術可以實現整個衛星系統為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協同散熱,并自適應外熱流的變化,從而滿足模塊化衛星的熱控需求。

4 結 論

本文研究了模塊化衛星的熱控制技術,并以近地圓軌道通信衛星星座為對象進行了仿真驗證。鑒于模塊化衛星各模塊結構獨立的特點及實現跨模塊高效協同散熱的需求,文中基于金屬基底-陣列碳納米管、石墨烯涂膜及智能熱控涂層分別提出了可重復分離熱接口、內部強化傳熱及自適應散熱面設計,建立了組裝與重構系統的熱連通,實現整個衛星系統為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協同散熱,增強了單個模塊及衛星系統的散熱能力。通過整星熱仿真分析,文中模擬了近地圓軌道通信衛星星座極端高、低溫工況設備的溫度響應,模擬結果驗證了本文提出的模塊化熱控技術。