GEO衛星熱控能源優化設計方法研究及實踐

朱麗瑤 徐天瀟 阮世庭 董麗寧 韓小晨 陳鋼 王江

(上海衛星工程研究所,上海 201109)

一方面,隨著衛星的功能日益復雜化、多樣化,所配置的單機和載荷的數量及功耗均大大增加,對整星的能源供給提出了更高的要求;另一方面,衛星受質量及尺寸等限制,能夠提供的能源總量有限,對各分系統提出了更為嚴苛的能源資源額度限定。因此,各分系統需要優化能源資源配置,以精準實現整星的能源平衡。

衛星熱控制分系統作為衛星一個重要的服務系統,任務是控制衛星設備和結構的溫度在要求的范圍內[1]。為保證衛星在全壽命期內既能滿足高溫工況下的散熱需求,同時也能在低溫工況下保持各單機滿足溫度指標,熱控制分系統通常采用偏低溫設計理念,對能源需求較高。

現代航天器設計對傳統主、被動熱控系統的控制品質和適用范圍都提出了新的要求:能夠提高星載能源的利用系數,減少質量體積和飛行代償,滿足節能降耗[2]。當前針對衛星加熱器控制技術的研究方向主要集中于高精度的智能控制策略[3]以及優化占空比以減小峰值功耗等,系統的開展熱控制能源優化的工作鮮見報道。

本文針對地球同步軌道衛星對減少熱控制系統能源消耗、減輕整星能源負擔的迫切需求,提出了熱控制系統的優化設計方案及實踐措施。

1 熱控制系統能源優化措施

目前,我國衛星普遍存在工作軌道段熱控功率占比偏高的問題,以通信衛星為例,地球同步軌道衛星熱控功率預算占平臺設備總功率的50%～72%[4]。熱控功率幾乎全部用于電加熱器的供電,因此加熱器功率優化是提升衛星平臺功率承載能力的重要措施[5]。

熱控初步方案通常是在總體方案和其他分系統要求的基礎上同步完成的,在整星總體初步方案階段總體方案有局部變化的可能性,為熱控系統的優化提供了條件[6]。因此在總體初步設計階段就需要統籌考慮能源優化方案,在滿足溫度要求的前提下,提高熱補償效率,降低功耗需求,為整星節約寶貴的功耗、質量等資源,提升衛星熱控設計的經濟性。據此可將平臺加熱器功率需求的主要優化措施劃分為兩個階段。

第一階段為衛星構型布局確定前,熱控分系統參與單機布局設計,通過合理選擇散熱面、布置熱管,優化不同熱耗、不同熱容的單機相對位置,以使得衛星單機布局整體處于熱量相對均衡的狀態為總體設計原則,可為后續熱控方案詳細設計過程中加熱器的功耗設計奠定良好的基礎。第二階段為衛星構型布局確定后,對局部加熱器的設計方案進行優化。

本文主要針對以上兩個階段設計過程,從精準熱補償、錯峰熱補償、精細化熱設計、整星資源統籌等幾個角度提出了熱控能源優化設計實踐方案。

2 精準熱補償

某地球同步軌道衛星采用流體回路技術實現了大熱耗排散。衛星平臺配備了共享的流體回路輻射器,用于大功耗載荷工作時的散熱。當載荷不工作時則需要進行熱補償以防止管路內流體工質凍結。輻射器主體為30mm厚蜂窩板,蜂窩板內側面向衛星艙內,表面噴涂黑漆;外側面面向冷空間,表面粘貼鈰玻璃鍍銀二次表面鏡熱控涂層。流體管道為工字形鋁合金管路,預埋在蜂窩板內,管路安裝面與蜂窩板外蒙皮膠接,輻射器進出口管路垂直于蜂窩板伸出,與外回路連接,形成回路。

由于散熱面外蒙皮表面采用鈰玻璃鍍銀二次表面鏡熱控涂層,無法粘貼加熱器。若采用常規熱控補償方式,則需要將加熱器實施在輻射器內蒙皮表面。因輻射器內埋管路與蜂窩板不等高,加熱器與需要被加熱的流體管路之間有20mm厚的鋁蜂窩,熱阻較大,且橫向漏熱模式復雜不易定量控制,需要大面積加熱并留有足夠的溫度余量才能夠保證流體工質不凍結。因此,常規熱補償效率較低,需要較大的補償功耗。為節約整星能源,減少熱補償功耗,將加熱器直接粘貼至流體管路翅片表面,實現精準加熱,如圖1所示。

圖1 熱補償方式示意圖Fig.1 Schematic diagram of thermal compensation method

經過多輪工藝方案論證及工藝試驗,多次優化并調整工藝工裝,最終成功實現了該設計方案,加熱器實施后的預埋管路工藝件如圖2所示。

圖2 工藝件實物圖Fig.2 Physical drawing of process parts

實際使用中,輻射器內預埋流體管路長約4.5m,由于該管路長度較長,為保證管路溫度均勻性,進行分段控溫。熱平衡試驗中,輻射器上加熱器按照閾值[-5,-4]℃控溫。單個測溫點的溫度波動約2℃,整根管路溫度最大溫差約6℃,控溫精度及均勻性較好。

為比較常規熱補償方式與精準熱補償方式所需的功率差別,試驗中先僅開預埋管路加熱器,控溫閾值設置為[-5,-4]℃,溫度平衡后計算得到平均加熱功率約為260W。再打開輻射器內表面加熱器,加熱功率設置為260W,發現內表面加熱器打開后,預埋管路加熱功率減小,但仍需施加平均加熱功率約60W,才能保證預埋管路溫度維持在控溫閾值范圍內,補償功率變化曲線如圖3所示。

圖3 輻射器補償功率曲線Fig 3 Radiator compensation power curve

試驗結果表明,直接通過預埋管路加熱器進行加熱的效率高于輻射器內表面區域加熱,該精準溫控的設計方案能夠滿足溫度要求,保證流體工質不凍結,同時也減小了補償功耗,提高了熱補償的收益率。經試驗驗證,該設計方案可節能約23%。

3 錯峰熱補償

根據GEO衛星故障統計結果,衛星在軌故障多是由于能源系統出現異常所導致的[7]。特別是在星蝕期,在太陽帆板無法提供能源的條件下蓄電池組開始對整星供電,如果在該時間段出現異常或故障,將會對衛星造成災難性后果[8]。

當整星處于光照期時,電力較為充足,而當衛星進入陰影期,則只能依靠蓄電池為整星供電,對于地球同步軌道的衛星,春秋分工況最長陰影期約72min。在此期間需要維持衛星各分系統的正常工作狀態,同時需要進行熱補償以保持各單機及各部件溫度滿足指標要求,整星能源較為緊張,因此需要熱控分系統盡量減少用電。

為降低陰影期的熱補償功耗,實行“光照期對衛星提前加熱升溫、陰影期利用其自身熱容維持低溫限”的方案。即光照期時將部分熱容較大的單機及部件設置較高的控溫閾值,使其溫度達到較高水平,當整星進入陰影期時,再將其設置為較低的控溫閾值,利用單機熱容延遲熱補償開啟時間,以減小陰影期熱補償功耗。光照期控溫閾值可通過仿真分析初步得出,設定原則:不能超過單機、部件的最高允許溫度范圍;設定目標:在陰影期不需要開啟溫度補償加熱器。

部分典型單機及部件光照區、地影區控溫閾值如表1所示。

表1 控溫閾值表Table 1 Temperature control threshold table ℃

經仿真分析,春秋分低溫工況下整星平臺平均加熱功耗約1170W,峰值功耗最大值約1650W;陰影期平均功耗約685W,陰影期峰值功耗約為800W,如圖4所示。該控溫方案下,陰影期熱補償功耗可降低至光照期一半的功耗,有利于保證整星陰影期的能源安全。

圖4 加熱功率變化曲線Fig.4 Heating power variation curve

4 精細化熱設計

4.1 熱耗分布與單機布局耦合設計

整星單機主要分布在南板、北板、貯箱板和載荷板上,各單機熱耗差異較大,且工作模式、工作時長差異較大。綜合考慮高溫工況下單機散熱需求以及低溫工況下減小熱補償功耗的需求,經過與總體布局迭代設計,將長期工作的較大熱耗單機安裝在南北散熱面上,熱耗較小的單機安裝在貯箱板和載荷板上,并使得南北板上單機熱耗盡量均勻分配。此外,各安裝板上的單機使用熱管網絡連接,以利于大熱耗單機散熱,同時能夠減小短期工作單機或小熱耗單機所需的熱補償功耗。

4.2 優化加熱器雙母線供電配置

整星加熱器供電單機共兩臺,分別為總體電路控制器及總體電路擴展單元,總體電路擴展單元供電模塊又分為調節母線和非調節母線,兩臺供電單機的供電能力不相同。考慮到以上因素,熱控加熱器在設計時就需要進行精細化配置,才能實現熱補償效率最大化。

為保證星上各分系統供電安全,供電單機限制了加熱器總功耗,當所需加熱功率大于設定值,則部分加熱器無法開啟。因此熱控制系統根據各路加熱器的重要性、溫度裕度等因素給所有加熱器排列了優先級,降低能源資源占用的同時確保各單機的溫度水平。

由于非調節母線為鋰電池供電,而鋰電池作為整星陰影期唯一能量來源,需要控制光照期盡量不消耗電能,才能保證陰影期有足夠的電能給整星供電。因此加熱器分配的基本原則是將備份加熱器分配至非調節母線,主份加熱器分配至調節母線,同時在陰影期時將主備份加熱器控溫閾值調換,使得備份加熱器優先啟動。根據整星能源狀態,通過對加熱器路數優化組合分配及控溫閾值的精細化設計,不同時段使用不同控溫策略,以適應控溫需求及能源限制。主備份加熱器資源分配見圖5。

圖5 加熱器資源配置圖Fig.5 Heater resource allocation diagram

5 整星資源統籌

艙外載荷常規設計方案,一般為獨立熱設計,需要將其與整星隔熱安裝,以弱化平臺與載荷的耦合關系,減小兩者之間的相互影響。考慮到衛星的部分艙外載荷僅短期工作,為保證其能夠適應衛星壽命期內各種高低溫工況,工作時的溫度水平滿足指標要求,通常會按照最惡劣高溫工況設計載荷散熱通道,那么載荷在低溫工況下存儲狀態時往往需要較多熱補償資源,以維持其存儲溫度。

由于整星能源緊缺,從整星資源統籌角度出發,通過仿真分析在保證載荷滿足高溫工況散熱需求的條件下,將部分艙外載荷與衛星平臺導熱安裝,以減小非工作模式下熱補償功耗,但載荷工作時必不可少會對平臺溫度產生一定的影響,因此載荷布局時需要選擇距離平臺重要單機較遠的位置,以減小對艙內單機的影響。這種導熱安裝方式可以利用平臺的大熱容,減少艙外載荷的補償功耗,以實現整星資源統籌,提高資源使用效率。

整星頂板外側安裝有多個艙外載荷,部分載荷工作模式復雜,熱耗較大且溫度要求較高,需要進行獨立熱設計。其中也有部分載荷,如測角儀、某小型相機等熱耗較小,結構相對簡單,經過仿真分析,與整星導熱安裝可滿足載荷溫度指標要求,同時可減少熱控資源需求。

以測角儀為例,單機熱耗18W,安裝在載荷板外側,若采取獨立熱控則需要在本體上開散熱面,冬至工況下,光照期工作最高溫度達到50℃,由于受主載荷遮擋的影響,測角儀受遮擋時又需要加熱補償,平均補償功耗約15W。若采用與平臺導熱安裝的方式,載荷不需要開獨立散熱面,可借助于載荷板的大熱容,降低光照期的峰值溫度至39℃,受遮擋時也可以不需要額外的加熱補償,就能維持在其工作溫度范圍內。

兩種不同熱控方案下,測角儀溫度變化曲線如圖6所示。

圖6 測角儀溫度變化曲線Fig.6 Temperature variation curve of goniometer

綜上所述,測角儀與平臺導熱安裝,不僅有利于降低其高溫工況下的峰值溫度,也可減少整星的能源消耗,有利于產品安全性及整星能源平衡。

6 結束語

能源優化設計不僅要從熱控自身角度通過精準熱補償,錯峰熱補償等方式進行一定的優化設計,還需要與總體布局,總體電路等分系統進行反復迭代設計,找出更優化的解決路徑,同時需要考慮整星的資源統籌,必要時甚至需要跨系統聯合設計。因此,熱控制系統需要從衛星設計初期開始就參與整星的設計,有利于從源頭上為整星的能源優化提供解決方案。

熱控制系統作為服務型系統,需要保證衛星在不同工況下溫度水平滿足指標要求,同時占用盡量少的資源,因此熱控設計在滿足溫度要求的基礎上進行了多輪優化設計。經仿真分析及試驗驗證,本文列舉的措施能夠有效提高整星資源利用率,可為后續衛星熱控制系統能源優化設計提供參考。