空間站核心艙艙外大型控制力矩陀螺熱控設計與驗證

豐茂龍 李剛 雷鳴 王巖 韓海鷹 曹劍峰 楊居翰

(1 北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094) (2 北京控制工程研究所,北京 100190) (3 北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

控制力矩陀螺(CMG)承擔著航天器在軌姿態控制的重要功能,其輸出力矩大、響應快、效率高,已成為長壽命大型航天器首選的姿態控制執行機構[1-2],從美國的天空實驗室到“國際空間站”,均采用了CMG做為在軌姿態控制設備,我國神舟飛船、空間實驗室也采用了CMG[3],而天宮空間站核心艙則配備了大型CMG用于整站在軌姿態控制任務。神舟飛船和空間實驗室CMG布局在艙內,不受空間外熱流影響,而核心艙CMG布局在艙外,直接暴露在空間環境中,且其更大,布局復雜,溫度控制難度高。因此熱控設計是核心艙CMG研制需要解決的一個重要問題,必須開展專門熱控設計及驗證。

本文介紹了CMG狀態及熱特性,并結合空間站核心艙CMG熱控設計,分析了設備在空間環境的散熱特性,提出了基于輻射散熱的熱控思路,并將陀螺熱模型與在軌數據進行了對比,實現了CMG溫度的有效控制。

1 CMG狀態概述

CMG內部有高速旋轉部件,對溫度有嚴格要求,溫度過高會加速磨損,溫度過低則影響其轉動性能甚至難以啟動,影響工作性能和壽命。而空間站核心艙CMG尤其復雜,其布局在艙外,共6套大型CMG設備(a～e),繞核心艙大柱段前錐周向布局,如圖1所示(已局部簡化),CMG-b布局在IV偏I象限,其他布局在II象限到IV象限的艙壁外表面,距離較近。

單框架控制力矩陀螺分散安裝,通過艙壁的安裝支架固定,單個CMG設備外形及內部結構見圖2,由框架轉子系統(低速和高速轉子)、框架驅動組件、導電環組件、機座組件及外部保護罩組成。轉子系統位于機座組件內的封閉空間中,在軌工作時繞轉軸做旋轉運動。

CMG熱負荷集中在內部低速及高速轉子軸承部位,轉子外側設置了保護罩(見圖2),轉子保護在外部保護罩內。其中,高速轉子到框架低速轉子的傳熱過程復雜,主要通過熱試驗獲得[3-4],本文主要針對低速轉子到外空間的散熱。

CMG功耗與工作溫度直接相關,在高轉速下最高熱負荷102W,存儲則為0W,為保證在軌姿控精度及長壽命要求,CMG低速轉子及高速轉子各部位均有嚴格的溫度需求。根據地面試驗結果,當低速轉子溫度不超過50℃時,內部高速轉子溫度即滿足要求,因此,CMG外部溫度要求見表1。

圖1 CMG繞艙體布置示意圖Fig.1 Scheme of CMG on the capsule

圖2 CMG布局及結構簡圖Fig.2 CMG layout and structure

2 CMG熱特性分析

熱特性是CMG自身傳熱特性及其所處的環境狀態,包括邊界、外熱流兩方面。CMG傳熱特性是指自身熱負荷通過熱傳導及熱輻射向外傳輸的過程,傳熱特性與設備自身熱負荷及傳熱路徑相關;而邊界及外熱流特性指設備安裝狀態,周圍空間環境以及外熱流狀態。具體以空間站核心艙為例進行分析。

1)傳熱特性分析

CMG熱負荷由內向外傳輸過程,如圖3所示。熱負荷主要經由低速轉子傳輸給保護罩及機座,并最終由導熱及輻射傳輸給艙體或者外部空間[5]。

(1)CMG熱耗集中在高速軸承及驅動,低速軸承及驅動存在少量熱耗。傳熱過程復雜,尤其是高速軸承熱耗向外傳輸須經過潤滑層、滾珠及密封環節,精確量化難度大,主要依靠試驗數據獲得,本文不做論述。

(2)低速轉子向外傳熱主要依靠輻射換熱,少量熱量通過導熱傳給機座,輻射效率低,需要強化。在空間環境影響下,熱負荷由低速轉子向外部空間的排散是本文研究的重點。

2)邊界特性分析

(1)導熱邊界:CMG通過支架與艙體直接接觸,從系統熱控角度出發,艙體溫度指標為0～+40℃,顯著小于CMG溫度范圍,因此CMG需要與艙壁隔熱,熱負荷主要向外太空排散。

(2)輻射邊界:設備受到的核心艙及周圍設備的輻照邊界,距離越近,輻射熱流越大,應通過多層隔熱組件包覆降低輻射邊界影響。

3)外熱流特性分析

CMG受日照熱流、地球紅外、地球反照及航天器紅外等5類外熱流。各CMG外熱流隨布局位置、飛行姿態及太陽入射角的變化,存在顯著變化[5-6]。

(1)日照熱流:太陽輻照,到達熱流大小主要取決于設備與太陽的視角系數,冬至日附近垂直日照熱流1414W/m2。一般情況下,近III象限設備受日照熱流大,其他象限設備受日照熱流小。

(2)地球紅外:設備受地球的紅外輻照,到達熱流大小主要取決于設備與地球的視角系數,近I象限設備受地球紅外熱流較大,其他象限設備紅外熱流減小。

(3)地球反照:設備受到的地球對太陽光的反射熱流,地球反射的能量變化很大。通常陸地的反射比海洋的大,隨太陽高度角減少而變大,隨云層覆蓋程度增大而變大。總體來說,近I象限設備受反照熱流大,其他象限設備受反照熱流小。

如前所述,高速轉子到框架轉子的傳熱過程復雜,傳熱由結構決定[7],難以施加額外熱控措施,該傳熱過程需要通過試驗研究,而本文研究對象為框架轉子到外空間的傳熱過程,通過合理的熱控設計[8],獲得不同的布局位置、外熱流及軌道姿態下設備的控溫狀態,保證框架轉子溫度控制在目標溫度,從而間接控制高速轉子溫度。

3 CMG熱控設計

從整艙熱控設計角度出發開展單機級熱控設計,首先確定與整艙接觸狀態為隔熱,然后制定熱控方案,且為方便實施,6套CMG采用完全一致的熱控方案。

3.1 與整艙隔熱設計

設備支架與艙壁做隔熱設計,降低支架狀態對整艙溫度的影響。

(1)導熱隔熱:在CMG支架與艙體之間設計了鈦合金隔熱墊,墊片厚度3mm,外徑尺寸為Φ20mm,可實現支架與艙體的有效隔熱。

(2)輻射隔熱:在CMG支架內/外表面和支架底部艙壁裸露表面包覆15單元多層隔熱組件,可有效隔絕CMG與艙體的輻射換熱,同時降低空間環境對CMG的影響。

支架隔熱狀態如圖4所示,內側、外側均包覆多層隔熱材料。

圖4 CMG支架內部輻射隔熱設計示意圖Fig.4 Internal thermal insulation design for CMG support frame

3.2 本體熱控設計

根據CMG傳熱特性及與整艙的隔熱狀態,設備熱耗最終由框架轉子系統通過輻射排散至外部空間,本體熱控設計包括高溫熱排散和低溫保溫兩個方面,前者主要是指散熱輻射強化,后者為多層隔熱組件包覆和電加熱,如圖5所示。

圖5 CMG本體熱控設計示意圖Fig.5 Thermal design for CMG itself

1)輻射強化設計

低速轉子:材料為鋁合金,內外表面均進行黑色陽極氧化處理,保證表面發射率不小于0.85,加強其與內部高速轉子及外部框架的輻射換熱。

機座:材料為鋁合金,機座內表面進行黑色陽極氧化處理,保證表面發射率不小于0.85,加強其與內部低速轉子輻射換熱。

保護罩:為對外輻射散熱的主要窗口,材料為鋁合金,其內表面進行黑色陽極氧化,外表面噴涂高發射率,低太陽吸收比熱控涂層,首選無機熱控涂層。

2)多層隔熱組件包覆

CMG機座、框架驅動組件和導電環組件本身熱負荷較小,在存儲狀態下溫度較低,外表面包覆15單元多層隔熱組件。

3)電加熱控溫

框架轉子系統設計2路電加熱(單路40W),機座組件設計2路電加熱(單路20W),用于CMG低溫工況保溫。框架轉子系統控溫點為0℃,其他部位控溫點為-5℃。

4 設計驗證

4.1 建模驗證

1)仿真模型

我國空間站運行在傾角為42°～43°,高度400km左右的圓軌道上,飛行姿態共有3種:慣性飛行、對地三軸穩定飛行和軌道系正向飛行(與對地三軸穩定飛行姿態基本一致)。

采用建模仿真[9]方式,對6套CMG設備進行整體建模,包括周圍布局環境,并設置軌道姿態及邊界條件,實現對所有CMG的高低溫工況的仿真驗證。熱仿真模型如圖6所示,CMG設備整體仿真,且考慮太陽翼等環境影響。

圖6 CMG仿真模型示意圖Fig.6 CMG simulation model

2)工況選取

CMG受空間冷黑背景(4K)、太陽輻照、布局環境、地球直照及反照等外熱流影響,6套CMG具有不同的高低外熱流工況,各CMG高/低溫工況均不相同,制定了6個分析工況,包含3個高溫和3個低溫工況,可覆蓋所有CMG高/低外熱流狀態,具體仿真工況見表2。

表2 仿真工況列表Table 2 Thermal analysing cases

3)仿真結果

各工況仿真分析結果表明:工況1時,CMG-e 高溫工況溫度最惡劣,而工況6時,CMG-f低溫工況最惡劣,所有工況下設備溫度均滿足要求。

圖7展示了工況1某時刻CMG整體及轉子溫度仿真結果。CMG-e受太陽熱流、地球紅外、艙體及其他CMG的紅外和反照,外熱流最大,溫度最高。

圖7 工況1CMG高溫時刻示意圖Fig.7 CMG top temperature of case 1

圖8～圖11給出了工況1狀態下CMG-e各部位瞬態仿真分析溫度曲線,保護罩直接受外熱流影響,溫度波動較大(±15℃),而機座組件熱容稍大,波動相對較小(±8℃),框架轉子位于內部,受環境影響最小,溫度波動很小(±2℃)。仿真過程中對CMG結果進行了簡化,熱容比產品實際熱容要小,因此仿真結果溫度波動比在軌波動要大。

圖8 控制力矩陀螺保護罩溫度曲線Fig.8 Temperature curves of CMG shield

圖9 驅動組件、導電環組件及線路盒溫度曲線Fig.9 Drive module,conductive ring module and wiring box temperature curve

圖10 機座溫度曲線Fig.10 Temperature curves of CMG framework

圖11 框架轉子系統外表面溫度曲線Fig.11 Temperature curves of CMG low speed rotor

表3給出了工況1～工況6仿真結果匯總。

表3 工況1～工況6 CMG仿真結果匯總Table 3 Summary of simulation results for case 1～case 6

(1)所有陀螺溫度滿足要求,但各陀螺高低溫工況不一致,不同工況的溫度及電加熱均存在差異,高溫工況溫度范圍+9.9～+45.2℃,低溫工況最低到達了控溫值(-5℃),因此對于多套布局設備,熱仿真必須整體建模,全面考慮,否則可能遺漏工況,導致溫度及電加熱分析出現較大誤差。

(2)高溫工況下,CMG-e溫度最高,原因在于其位置位于CMG-c和CMG-f之間,受兩者反照及紅外較多。因此,艙外設備熱控設計時除了考慮空間外熱流,還應考慮周圍環境(設備)帶來的紅外及反照等熱流,設計時只考慮陀螺自身因素,則高溫工況分析誤差較大。

(3)低溫工況下電加熱滿足要求,其中CMG-f電加熱需求最高,原因在于日照熱流被其支架及CMG-a遮擋,而地球紅外則被艙體及CMG-e遮擋,導致外熱流最小。所以熱控設計低溫工況中應充分考慮環境遮擋。

(4)CMG高溫和低溫溫度均超出了艙壁溫度范圍要求,表明與整艙的隔熱設計合理有效,為結合總體需求的優化措施。因此,艙外單機熱控設計應從總體角度出發,實現最優化設計。

4.2 在軌飛行數據驗證

2021年4月29日,空間站核心艙成功發射入軌,截至2022年底,獲取了大量在軌數據。其中CMG在軌溫度符合要求,且與仿真數據一致性良好,本節選取CMG典型在軌工況(β=±65°),利用仿真模型進行了計算,對框架轉子在軌數據和仿真數據進行了對比。根據在軌數據,框架轉子溫度波動在±1℃范圍內,為方便對比(在軌時間跨度大),仿真模型采用穩態分析。

(1)對比工況1:高溫工況,2021年12月,β=-65°,慣性飛行,CMG-a～CMG-e全部工作;

(2)對比工況2:低溫工況,2022年6月,β=-65°,三軸對地穩定飛行,CMG-e斷電,其他工作。

模型仿真及在軌轉子溫度如圖12、13所示,結果如下。

(1)在軌溫度波動較小,在±1℃范圍內,與仿真結果對比,瞬時溫度最大偏差1.8℃,平均溫度偏差最大1.5℃,在軌溫度高溫工況時略高,而低溫工況略低,主要原因在于熱控實施狀態與設計狀態有一定偏差,多層存在縫隙,導致多層局部漏熱較大,從而高溫灌熱、低溫漏熱,但整體一致性良好。

(2)仿真分析驗證的溫度曲線波動明顯高于在軌溫度波動,主要是受熱容的影響,因此仿真分析瞬態工況,應保證設備熱容與實際熱容一致或者偏差較小,減小分析波動誤差,保證分析正確性。

圖12 高溫工況1溫度對比Fig.12 Temperature contrast for on-orbit high temperature case 1

圖13 低溫工況2框架轉子溫度對比Fig.13 Temperature contrast for on-orbit low temperature case 2

(3)對比表明:熱控設計須全面考慮所有影響因素,并預留足夠設計余量,一般不低于11℃。

5 結論

本文對我國空間站大型控制力矩陀螺控溫特性進行了分析研究,完成了熱控設計及驗證,結果表明:CMG熱控思路合理可行,所建熱控仿真模型可有效用于CMG在軌溫度預示。對CMG及其它大型艙外設備熱控設計思考或建議如下。

(1)單機級熱控設計應與系統設計相結合,分析系統及單機熱控需求,確定兩者隔熱或導熱接觸面狀態,首選隔熱狀態,降低艙外設備對整艙的影響。

(2)艙外設備熱控設計一般采用被動熱控與主動電加熱相結合的熱控措施,首選被動熱控措施,可靠度高,主要是高溫散熱及低溫隔熱,主動電加熱則用于低溫加熱保溫,需要合理設計,降低功耗需求。

(3)熱控設計狀態與實施狀態、仿真模型與實物狀態均存在差異性,因此熱控設計必須保留足夠余量,用于預防熱控實施及熱容偏差帶來的仿真誤差。

(4)艙外設備外熱流受艙體及周圍設備布局的影響顯著,相同設備布局在不同位置,則熱狀態存在顯著差異,熱控設計時需要充分考慮艙體及周圍環境的影響,做到考慮充分、分析全面。