劉 欣，梁新剛

(1.清華大學(xué)航天航空學(xué)院，北京 100083；2.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引 言

航天器在軌處于真空環(huán)境之中，熱輻射是航天器向空間散熱的唯一途經(jīng)，熱輻射器是航天器熱控系統(tǒng)的重要組成部分[1-3]。傳統(tǒng)的航天器采用結(jié)構(gòu)表面作為熱輻射散熱面，當(dāng)散熱需求增加時，不能提供足夠的面積用以散熱。可展開式輻射器可以有效解決傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)輻射器的不足，輻射器在發(fā)射狀態(tài)收攏，入軌后展開，在不增加航天器發(fā)射尺寸、不影響航天器基本構(gòu)型的基礎(chǔ)上，顯著增加散熱面積，不僅可以解決大功率航天器散熱面積不足的問題；而且可以根據(jù)需要調(diào)節(jié)展開角度，提高航天器的熱適應(yīng)能力。

可展開式輻射器的研究從二十世紀七八十年代開始，主要用于解決空間站這類大型航天器的散熱難題。國際空間站美國段[4-5]設(shè)計了面積為93 m2的可展開式多板折疊輻射器，整個輻射器系統(tǒng)包括8塊1.8 m×3.3 m的可展開式輻射器面板，配有復(fù)雜的展開驅(qū)動機構(gòu)。對于小型航天器，單板可展開式輻射器具有更為廣闊的適用性。日本航天局為ETS-VIII衛(wèi)星研制了基于環(huán)路熱管的單板可展開式輻射器[6-7]，輻射器在軌展開后可為衛(wèi)星提供400 W的散熱能力。Alcatel宇航公司研制了多種不同散熱規(guī)模的可展開式輻射器[7]，在不同的衛(wèi)星平臺上進行了應(yīng)用，取得了很好的散熱效果。在上述這些研究中，輻射器多為一次性展開，不具備展開角度的調(diào)節(jié)功能。

日本航天局的研究人員[9-10]為日本金星探測器設(shè)了兩塊可展開式輻射器。該輻射器的角度可根據(jù)空間熱流的變化結(jié)合散熱的需求進行調(diào)節(jié)。通過研究可以看出，輻射器展開角度的不同可使系統(tǒng)熱控適應(yīng)范圍更廣，但目前對具備角度調(diào)節(jié)的可展開式輻射器的研究還局限于簡單的小尺寸平板輻射器，應(yīng)用于大功率航天器還需要將輻射器與主動熱控系統(tǒng)的傳熱管路進行耦合。

本文對與流體回路耦合的可展開式輻射器進行了研究，對輻射器不同展開角度下流體回路熱控系統(tǒng)散熱的能力進行了分析，通過研究發(fā)現(xiàn)，通過調(diào)節(jié)輻射器的展開角度，不僅可以提高熱控系統(tǒng)的熱控能力，還可以提高系統(tǒng)對艙內(nèi)熱耗變化的適應(yīng)能力。

1 與流體回路耦合的可展開式輻射器熱控方案

設(shè)想一個航天器采用了與流體回路耦合的可展開式輻射器作為熱控方案。航天器艙體結(jié)構(gòu)上半部分為半圓柱形，下半部分為長方柱形。發(fā)射入軌后，通過支撐結(jié)構(gòu)在艙體外側(cè)擴展出一塊可展開式輻射器用于排散艙內(nèi)儀器設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量，輻射器兩面均可向空間散熱，輻射器展開角度θ可在0°～90°度之間變化。航天器在軌的飛行姿態(tài)是對地定向，三軸穩(wěn)定。X軸為飛行方向，Z軸為航天器與地球連線，指向地球方向，X-Z軸在軌道面內(nèi),X-Y-Z為右手坐標系,如圖1所示。

在輻射器內(nèi)布有流體管路，流體回路將輻射器和艙內(nèi)設(shè)備串聯(lián)在一起。流體工質(zhì)在艙內(nèi)收集航天器設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量后流至溫度調(diào)節(jié)閥，溫度調(diào)節(jié)閥根據(jù)溫度控制要求將流體分為兩路，主路流向輻射器，通過輻射器面板把熱量以輻射的方式排散到太空中。旁路直接流向控溫點，在控溫點與輻射器流出的流體進行混合?；旌虾蟮牧黧w再進入航天器艙內(nèi)收集設(shè)備熱量。整個熱控系統(tǒng)如圖2所示。

2 基于可展開式輻射器的熱控方案分析

熱控系統(tǒng)在工作過程中輻射器吸收和排散熱量的大小、回路的流量分配及控制是關(guān)鍵，首先對熱控方案進行分析。

2.1 可展開式輻射器散熱分析

可展開式輻射器在發(fā)射階段處于收攏狀態(tài)，發(fā)射入軌后在航天器外展開，向宇宙背景空間排散熱量。輻射器在空間的散熱過程可用圖3所示的封閉系統(tǒng)表示。圖3中,1表示展開后的輻射器，位于航天器艙體之外；2表示航天器艙體；宇宙背景，可視為溫度為4 K的黑體，其投射給輻射器的熱流可以不計。由于航天器艙體表面是絕熱表面，它對整個系統(tǒng)的輻射換熱在能量上并沒有貢獻，在分析時假設(shè)航天器艙體只反射而不發(fā)射熱流。根據(jù)能量守恒原理，輻射器處于熱平衡時有：

(1)

式中：Qf 1表示輻射器吸收的太陽輻射熱流，Qf 2表示輻射器吸收的地球反照熱流，Qf 3表示輻射器吸收的地球紅外熱流，Qi表示傳遞到輻射器的航天器艙內(nèi)設(shè)備熱耗，Qo為輻射器向空間輻射的總熱量。

需要指出的是，Qf 1,Qf 2,Qf 3每一類熱流中，不僅包含輻射器吸收的直接投入到輻射器表面的熱流，還包含通過艙體反射最終被輻射器吸收的熱流。可利用輻射吸收因子Bi,j對輻射器吸收的環(huán)境熱流進行分析[11]。Bi,j表示i物體發(fā)射的輻射能量被j表面吸收的份額，包括了從i發(fā)出的熱流直接被j吸收的部分以及經(jīng)過其他表面多次反射到j(luò)表面并被吸收的部分。

對于輻射器吸收的太陽輻射熱流可以表示為

Qf 1=SBs,1F1

(2)

式中：S為太陽輻射常數(shù)，Bs,1為輻射器吸收的來自太陽輻射的份額，F(xiàn)1為輻射器面積。

Bs,1=φs,1α1+φs,2(1-α2)B2,1+φs,1(1-α1)B1,1

(3)

式中：φs,1為輻射器接受太陽輻射的角系數(shù),φs,2為航天器艙體接受太陽輻射的角系數(shù),α1為輻射器表面對太陽輻射的吸收率,α2為航天器艙體表面太陽吸收率，由于航天器艙體只反射而不發(fā)射熱流，因此可認為α2=0,B2,1為艙體發(fā)出的能量被輻射器吸收的份額，包括多次反射過程中的吸收,B1,1表示輻射器發(fā)射的能量經(jīng)過反射又被自己吸收的份額。

B2,1=φ2,1α1+φ2,1(1-α1)B1,1

(4)

式中：φ2,1為航天器艙體對輻射器的輻射角系數(shù)。

B1,1=φ1,2B2,1

(5)

式中：φ1,2為輻射器對航天器艙體的輻射角系數(shù)。

對于輻射器和航天器艙體有：

(6)

F2為航天器艙體面積。

將式(3)～(6)聯(lián)立求解Bs,1，代入式(2)可以得到：

(7)

式(7)中等式右邊第一項為輻射器吸收的太陽直接輻射，第二項為輻射器吸收的經(jīng)過反射的太陽輻射。φs,1,φs,2是時間的函數(shù)，取決于輻射器、艙體的形狀，以及航天器在軌道上的位置和姿態(tài)，而φ2,1的大小由輻射器與艙體之間的位置關(guān)系確定。

運用同樣的方法，可以得到輻射器吸收的地球反照熱流Qf 2和地球紅外熱流Qf 3。

(8)

式中：Er為地球反照熱流密度，φer,1，φer,2為地球反照輻射對輻射器和艙體的角系數(shù)。

被輻射器吸收的地球紅外熱流Qf 3為

(9)

式中：Ei為地球紅外熱流密度，φei,1，φei,2為地球紅外輻射對輻射器和艙體的角系數(shù)，ε1為輻射器表面發(fā)射率。

輻射器向外散出的熱量Qo為

(10)

式中：T1為輻射器表面溫度,σ為斯蒂芬玻爾茲曼常數(shù)。

從上面的分析可以看出，輻射器面積一定時，輻射器輻射散熱能力受輻射器吸收的空間熱流大小影響?？烧归_式輻射器在軌吸收的空間熱流不僅會隨著航天器的運行發(fā)生變化，輻射器與艙體之間的幾何位置關(guān)系也會對輻射器吸收空間熱流的大小產(chǎn)生較大影響。

對系統(tǒng)進行分析計算時，如果考慮節(jié)點溫度隨時間的變化的話，可以把系統(tǒng)分為若干個節(jié)點，用軟件進行計算：

(11)

式中：Qs,j為節(jié)點j吸收的空間熱流；Qp,j為節(jié)點j的內(nèi)熱源；Bk,j表示k節(jié)點輻射的能量被j表面吸收的份額，其中包括從k發(fā)射出來的熱流直接被j吸收的部分，以及經(jīng)過其他表面多次反射到j(luò)表面并被吸收的部分。A為節(jié)點面積；ε為節(jié)點的表面發(fā)射率，T為節(jié)點溫度；Dk, j為節(jié)點k與節(jié)點j之間的熱傳導(dǎo)系數(shù)；m為節(jié)點質(zhì)量；cp,j為節(jié)點的比熱,下標k,j代表節(jié)點編號。

2.2 流體回路傳熱及控制分析

流體回路工作時流體工質(zhì)按照設(shè)定的溫度進入航天器艙內(nèi)，通過換熱器收集艙內(nèi)設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量

Qi=cm(To-Ti)

(12)

式中：c為流體工質(zhì)的比熱,m為工質(zhì)流量，To和Ti分別為流體流出和進入航天器艙內(nèi)的溫度。

流出艙內(nèi)的流體在溫控閥調(diào)配下進行流量分配。一部分流向輻射器將攜帶的熱量向空間進行排散：

Qi=cmf(Tro-To)

(13)

式中：f為分配進入輻射器的流體的比例因子,Tro為經(jīng)過輻射器冷卻后流出輻射器的流體溫度。

流出輻射器的流體在控溫點處與從旁路過來的流體進行混合

Ti=(1-f)To+fTro

(14)

可以通過控制溫度控制閥開度，對流過主路和旁路的流體進行分配，使兩者在混合點的溫度Ti達到熱控設(shè)定值。

流體回路的溫度控制可以采用PID控制算法，PID控制的原理如圖4 所示。圖中,r(t)為設(shè)定值，也就是流體回路設(shè)定的控溫點溫度；c(t)為實際輸出值，也就是實際獲得的控溫點溫度；e(t)為實際值與設(shè)定值之間的偏差；u(t)為控制量，就是對溫度控制閥進行調(diào)節(jié)的控制輸入。連續(xù)系統(tǒng)的控制表達式為

(15)

式中：Kp,KI,KD分別為比例系數(shù)、積分系數(shù)和微分系數(shù)。

3 可展開式輻射器熱控特性分析

假設(shè)航天器長6 m,寬1.2 m；航天器輻射器為內(nèi)埋流體管路的蜂窩平板，輻射器尺寸為0.6×2.5 m，距離航天器艙體1 m。輻射器表面散熱涂層的太陽吸收率α為0.39，紅外發(fā)射率ε為0.87。流體管路直徑為10 mm，采用乙二醇水溶液作為工質(zhì)，工質(zhì)物性如表1所示，工質(zhì)工作溫度范圍為-30 ℃～100 ℃，工質(zhì)的流速為0.0445 kg/s。航天器運行在高度為400 km的圓軌道，軌道傾角為50°，軌道周期為5554 s。航天器所受空間熱流的大小主要受航天器軌道面與太陽光入射夾角影響。某一時刻，航天器軌道面與太陽光入射夾角為35°。采用熱分析軟件Thermal-Desktop進行建模，研究輻射器展開角度對熱控系統(tǒng)能力影響。

表1 工質(zhì)物性Table 1 Thermal physics properties of glycol

3.1 輻射器吸收環(huán)境輻射熱流分析

(16)

式中：τ為軌道軌道周期時間。

3.2 輻射器不同展開角度對流體回路的影響

假設(shè)航天器艙內(nèi)儀器設(shè)備的長期功耗為380 W。在采用控溫閥對流體回路進行控制的基礎(chǔ)上，考察輻射器角度變化對流體流量調(diào)節(jié)帶來的影響。圖7是輻射器位于不同展開角度時，控溫點溫度隨時間變化情況，圖8是輻射器不同展開角度時，流過輻射器的流體流量的變化情況。

從圖7可以看出，流體回路具有很好的適應(yīng)性，雖然輻射器不同，展開角度時面臨的空間環(huán)境各不相同，但經(jīng)過調(diào)控后的控溫點實際溫度均能圍繞設(shè)定溫度上下波動，且波動范圍≤±1 ℃，滿足熱控要求。

從圖8可以看出，隨著輻射器展開角度的增大，流過輻射器的流體流量也逐漸增大。這是因為隨著輻射器的展開，輻射器吸收的環(huán)境熱流逐漸增大，工質(zhì)流過輻射器散出相同的熱量，所需的流量也就越多。

(17)

表2 輻射器不同展開角度時主路平均流量Table 2 The average flow of the main loop when the radiator is at different angles

表2為輻射器不同展開角度時，流過輻射器流體的平均流量及其所占總流量比例的比較。從表2可以看出,艙內(nèi)熱耗維持380 W不變，輻射器展開角度在0°～90°之間變化時，流過輻射器的主路流體平均流量在12.1%～37.9%之間變化。當(dāng)主路流量越小時，熱控系統(tǒng)可擴展的余量越大，這也說明，輻射器的展開角度不同時，熱控系統(tǒng)的控溫能力存在較大差異。

3.3 輻射器展開角度對系統(tǒng)熱控能力的影響

流體回路通過對主路、旁路流體的分配，實現(xiàn)對控溫點溫度的控制。其中主路流體工質(zhì)攜帶熱量經(jīng)輻射器散熱后冷卻，冷卻后的流體溫度對決定系統(tǒng)的熱控能力起著關(guān)鍵作用。一方面，為了保證回路的通暢，避免出現(xiàn)結(jié)冰的情況，經(jīng)輻射器散熱冷卻后的工質(zhì)溫度要高于工質(zhì)的最低工作溫度[12]；另一方面，輻射器出口的工質(zhì)溫度又要低于控溫點溫度，否則無法實現(xiàn)對控溫點的溫度控制。

當(dāng)輻射器展開角度為0°，航天器艙內(nèi)不同熱耗時，流出輻射器的流體工質(zhì)溫度隨時間的變化如圖9所示。從圖9可以看出，航天器艙內(nèi)的熱耗不同時，流過輻射器的流體溫度也具有較大差異。一方面，隨著軌道周期時間的變化，輻射器出口處流體溫度也呈現(xiàn)周期性波動。艙內(nèi)熱耗較小時，控溫閥分配流過輻射器的工質(zhì)流量較少，流體溫度受環(huán)境影響較大，溫度的波動較大；艙內(nèi)熱耗較大時，流過輻射器的工質(zhì)流量增大，環(huán)境對流體溫度的影響也隨之減弱，溫度的波動減小。另一方面，隨著艙內(nèi)熱耗的增大，輻射器出口處流體溫度也逐漸增大。當(dāng)熱耗為380 W時，經(jīng)冷卻后的主路流體已接近工質(zhì)工作溫度的下限-30 ℃，回路熱控能力也接近下限；而當(dāng)艙內(nèi)熱耗為470 W時，流過輻射器的流體溫度達到控溫點溫度10 ℃，流體回路熱控能力達到最大。

圖10是輻射器展開角度為0°,不同熱耗時主路流體流量變化。圖11是流過輻射器的流體的平均流量所占總流量的比例隨熱耗的變化。從圖10和圖11可以看出，隨著艙內(nèi)熱耗的增大，流過輻射器的流量呈現(xiàn)出先緩慢后劇烈的增大趨勢。當(dāng)流體回路的熱控能力最小時，僅有約10%的流體從輻射器流過；而當(dāng)流體回路承擔(dān)的熱控能力達到最大時，所有流體都從輻射器流過，流體回路不再具備控溫能力。

運用同樣的方法可以得到輻射器處于不同展開角度時，流體回路的最大熱控能力與最小熱控能力。圖12中的陰影區(qū)域表示了與可展開式輻射器耦合的流體回路的熱控能力。從圖12可以看出，如果輻射器固定某一角度時，流體回路的熱控能力較為有限，最大熱控能力與最小熱控能力之間相差約100 W。在流量調(diào)節(jié)的基礎(chǔ)上進一步通過改變輻射器的展開角度，采用調(diào)節(jié)輻射器角度與調(diào)節(jié)流體流量相結(jié)合的形式，可以有效拓展熱控系統(tǒng)的熱控能力。當(dāng)輻射器處于0°，吸收環(huán)境熱流最小時，熱控系統(tǒng)具有最大的控溫能力；當(dāng)輻射器處于90°，吸收環(huán)境熱流最大時，熱控系統(tǒng)的控溫能力下限達到最小；通過輻射器展開角度的調(diào)節(jié)，可使熱控系統(tǒng)的能力達到300 W～470 W，系統(tǒng)熱控能力的變化范圍約為170 W，相較輻射器位置固定時熱控能力變化范圍擴大了70%。

4 結(jié) 論

本文對不同展開角度下與流體回路耦合的可展開式輻射器的熱控能力進行了研究，結(jié)果表明：

1)輻射器展開角度發(fā)生變化時，輻射器吸收的最大熱流為最小熱流的1.7倍。相對于固定安裝的輻射器，可展開式輻射器的優(yōu)勢在于可以利用角度的改變來優(yōu)化輻射器的輻射散熱環(huán)境。

2)當(dāng)流體回路控溫點溫度保持不變時，改變輻射器展開角度，將對流體回路的流量分配帶來直接影響，當(dāng)流過輻射器的主路流量越小時，熱控系統(tǒng)可擴展的余量越大?？赏ㄟ^改變輻射器展開角度，提高熱控系統(tǒng)的散熱能力。

3)以流體回路為基礎(chǔ)，通過調(diào)節(jié)輻射器角度，可以將熱控系統(tǒng)的能力范圍擴大70%，航天器對環(huán)境的適應(yīng)能力可進一步得到提高。

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