張建波，王 波，徐向陽，張小波，張?bào)泱?，華 岳

(中國空間技術(shù)研究院西安分院，西安 710000)

0 引言

隨著航天器應(yīng)用需求不斷提高，星載空間天線的口徑逐漸增大，但衛(wèi)星受限于運(yùn)載火箭整流罩的尺寸限制，天線多采用可展開結(jié)構(gòu)形式，在地面發(fā)射時(shí)處于收縮狀態(tài)，當(dāng)被發(fā)射到預(yù)定軌道后，由地面指令或者自控程序控制其完成展開動(dòng)作[1]，比如以色列Tec-SAR衛(wèi)星的徑向肋傘狀拋物面天線反射器發(fā)射時(shí)收攏在火箭整流罩內(nèi)，入軌后通過機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)完成展開動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)高收納比[2-3]?？臻g可展開天線具有口徑大、運(yùn)動(dòng)部件多和展開機(jī)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)，尤其是展開機(jī)構(gòu)能否可靠工作成為了航天任務(wù)成敗的關(guān)鍵，伽利略號(hào)木星探測(cè)器的高增益天線就由于機(jī)構(gòu)的二硫化鉬潤滑膜破壞導(dǎo)致展開失敗，科學(xué)探測(cè)數(shù)據(jù)無法傳回地面[4]。目前絕大部分的學(xué)者主要聚焦于天線展開機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真和可靠性增長(zhǎng)并開展相關(guān)研究工作[5-6]，而關(guān)于展開機(jī)構(gòu)熱分析的研究相對(duì)較少。王彥等[7]針對(duì)衛(wèi)星太陽電池陣驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)建立了詳細(xì)熱分析模型，獲得了驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)在軌溫度分布和梯度數(shù)據(jù)。李偉等[8]設(shè)計(jì)不同的熱控涂層方案分析了大型桁架展開機(jī)構(gòu)的瞬態(tài)溫度場(chǎng)和熱變形。李濤等[9]采用有限元方法開展了環(huán)形反射器管件和彈簧展開鉸鏈在軌溫度變化規(guī)律分析，給出了天線最佳展開時(shí)機(jī)的選擇策略。張曉峰等[10]提出了一種采用間接控制目標(biāo)點(diǎn)溫度的熱設(shè)計(jì)方法滿足機(jī)構(gòu)產(chǎn)品的控溫需求。因此，通過合理的熱控措施使展開機(jī)構(gòu)處于適宜的溫度范圍內(nèi)對(duì)于提高天線展開可靠性是非常必要的，而基于天線在軌具體展開時(shí)刻熱環(huán)境下的機(jī)構(gòu)熱控設(shè)計(jì)和精確熱分析有助于實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星熱控資源優(yōu)化配置的目標(biāo)。

某衛(wèi)星徑向肋傘狀天線采用彈簧分布式驅(qū)動(dòng)展開技術(shù)[11]，但這種彈簧機(jī)構(gòu)由于結(jié)構(gòu)熱變形和潤滑特性等原因工作溫度范圍較窄，衛(wèi)星入軌后保證機(jī)構(gòu)處于合適的工作溫度是決定天線展開成敗的決定因素。本文以徑向肋傘狀天線彈簧展開機(jī)構(gòu)為主要研究對(duì)象，建立有限元模型對(duì)展開機(jī)構(gòu)在軌展開時(shí)刻下的溫度水平進(jìn)行了瞬態(tài)熱分析研究，確定了主動(dòng)控溫加熱器的優(yōu)化控制策略并完成在軌驗(yàn)證，為后續(xù)類似彈簧展開機(jī)構(gòu)熱設(shè)計(jì)和分析提供了借鑒。

1 彈簧展開機(jī)構(gòu)熱設(shè)計(jì)

1.1 彈簧展開機(jī)構(gòu)概述

徑向肋傘狀天線在軌展開由18個(gè)以反射器中心為圓心呈輻射狀安裝的彈簧展開機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)，衛(wèi)星入軌后，天線鎖緊釋放裝置火工品起爆，釋放肋組件，在彈簧展開機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)下，天線展開到位，如圖1所示。

圖1 天線展開示意圖Fig.1 Deploying process of the umbrella antenna

彈簧展開機(jī)構(gòu)是驅(qū)動(dòng)天線肋由收攏至展開工作狀態(tài)的關(guān)鍵產(chǎn)品，如圖2所示。

圖2 彈簧展開機(jī)構(gòu)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure of the spring deployment mechanism

由基體結(jié)構(gòu)和轉(zhuǎn)臂結(jié)構(gòu)兩部分形成運(yùn)動(dòng)副，蝸卷彈簧位于基體結(jié)構(gòu)內(nèi)部，轉(zhuǎn)臂結(jié)構(gòu)與天線肋組件相連。整個(gè)機(jī)構(gòu)主要為鋁合金材質(zhì)，表面狀態(tài)為導(dǎo)電氧化。其基本工作原理為：蝸卷彈簧驅(qū)動(dòng)齒輪減速機(jī)構(gòu)，通過齒輪減速器減慢運(yùn)動(dòng)速度的方式增大工作力矩，最終實(shí)現(xiàn)天線肋的展開。

1.2 熱控設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析

傘天線彈簧展開機(jī)構(gòu)內(nèi)部軸系結(jié)構(gòu)緊湊，傳熱路徑復(fù)雜，所處的空間熱環(huán)境復(fù)雜，熱設(shè)計(jì)難度大，主要體現(xiàn)在：

1)整個(gè)傘狀天線布局于衛(wèi)星對(duì)地板，天線與衛(wèi)星載荷艙隔熱安裝。衛(wèi)星運(yùn)行在傾角為30.5°的LEO圓軌道上，β角變化范圍達(dá)±54°，空間外熱流變化劇烈。入軌初期衛(wèi)星姿態(tài)為-Z對(duì)日，彈簧展開機(jī)構(gòu)長(zhǎng)期處于星體的陰影，低溫環(huán)境惡劣。

2)天線彈簧展開機(jī)構(gòu)工作溫度為-25～70℃，推薦的最佳工作溫度區(qū)間為-10～45℃，低溫下限窄對(duì)于機(jī)構(gòu)熱控提出了較高的要求。

3)衛(wèi)星對(duì)能源和重量均有較為嚴(yán)格的限制要求，而彈簧展開機(jī)構(gòu)數(shù)量較多，因此需要盡可能簡(jiǎn)化熱控措施，利用最少的測(cè)溫通道和加熱回路資源實(shí)現(xiàn)彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度滿足要求。

4)彈簧展開機(jī)構(gòu)內(nèi)部傳熱路徑復(fù)雜，內(nèi)部熱阻參數(shù)具有較大的不確定性，對(duì)于實(shí)現(xiàn)精確的熱分析帶來了挑戰(zhàn)。

5)由于展開機(jī)構(gòu)活動(dòng)部件較多，熱控設(shè)計(jì)需要避免熱控材料對(duì)于展開功能的影響。

1.3 熱控方案設(shè)計(jì)

考慮到展開機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)軌跡，簡(jiǎn)化熱控實(shí)施的難度，降低熱控組件重量，展開機(jī)構(gòu)不包覆多層隔熱組件。為了減少反射器支撐和天線安裝板對(duì)于展開機(jī)構(gòu)溫度的影響，機(jī)構(gòu)與反射器支撐和天線安裝板之間分別使用2mm厚玻璃鋼隔熱墊片盡可能降低漏熱。彈簧展開機(jī)構(gòu)完全裸露在空間4K的低溫背景環(huán)境中，在衛(wèi)星對(duì)日巡航的姿態(tài)下，能夠接收到的軌道外熱流非常有限，低溫水平難以滿足要求。因此需要在包含彈簧驅(qū)動(dòng)軸系的基體結(jié)構(gòu)上設(shè)置加熱器進(jìn)行主動(dòng)控溫，確保產(chǎn)品處于合適的溫度范圍之內(nèi)，提高熱控設(shè)計(jì)的控制能力。展開機(jī)構(gòu)與天線其他部件存在導(dǎo)熱和復(fù)雜的輻射換熱關(guān)系，還要同時(shí)考慮瞬態(tài)軌道外熱流邊界條件，因此機(jī)構(gòu)主動(dòng)控溫加熱器功率大小需要利用數(shù)值仿真分析的方法進(jìn)行優(yōu)化。

圖3 展開機(jī)構(gòu)熱控狀態(tài)示意圖Fig.3 A schematic diagram of thermal design for deployment mechanism

2 仿真分析及優(yōu)化

2.1 熱分析建模

彈簧展開機(jī)構(gòu)進(jìn)行仿真分析時(shí)需要建立完整傘天線的熱數(shù)學(xué)模型才能獲得準(zhǔn)確的溫度分布數(shù)據(jù)，整個(gè)天線部件構(gòu)形復(fù)雜，處于空間非穩(wěn)態(tài)熱流環(huán)境中，必須進(jìn)行瞬態(tài)熱分析。熱分析采用有限元熱分析軟件TMG模擬熱傳導(dǎo)和表面輻射，進(jìn)而對(duì)熱模型進(jìn)行求解獲得溫度場(chǎng)。為了準(zhǔn)確模擬天線各部件內(nèi)部和星體之間的復(fù)雜遮擋關(guān)系，建立了詳細(xì)的有限元模型，劃分了11609個(gè)單元網(wǎng)格。TMG使用控制容積法建立熱平衡方程，每個(gè)單元定義一個(gè)控制體，計(jì)算節(jié)點(diǎn)有限差分公式如下[12]：

熱分析模型中所有的部件的材料熱物性參數(shù)如熱導(dǎo)率、比熱容、太陽吸收比和半球發(fā)射率等均采用實(shí)測(cè)值，由于彈簧機(jī)構(gòu)內(nèi)部軸系結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜難以詳細(xì)建模，本文采用等效熱阻來模擬轉(zhuǎn)臂結(jié)構(gòu)和基體結(jié)構(gòu)之間的熱傳導(dǎo)，將其熱容折合到機(jī)構(gòu)表面殼單元中保證總熱容不變。

太陽輻射強(qiáng)度按照衛(wèi)星發(fā)射日期的對(duì)應(yīng)參數(shù)取1323W/m2，地球平均反照率取0.3，地球紅外輻射強(qiáng)度取237W/m2，宇宙冷空背景溫度為4K。天線各部件的軌道外熱流角系數(shù)和部件之間的輻射角系數(shù)由軟件計(jì)算獲得，部件之間接觸傳熱系數(shù)借鑒飛行經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)選取。

2.2 分析及優(yōu)化

根據(jù)衛(wèi)星的飛行程序，天線需要在第二圈可見測(cè)控弧段(星箭分離后約4800s)內(nèi)執(zhí)行展開動(dòng)作，彈簧展開機(jī)構(gòu)的熱控設(shè)計(jì)的核心目標(biāo)是保障展開時(shí)刻的工作溫度滿足要求。雖然加熱器功率余量大可以滿足要求，但是由于展開機(jī)構(gòu)數(shù)量眾多，占用整星的熱控資源過多。因此，本文針對(duì)主動(dòng)加熱器開展了不同功率大小工況下的瞬態(tài)熱分析，單個(gè)展開機(jī)構(gòu)的加熱器的功率分別設(shè)置為0W，2.5W和5W。根據(jù)其他型號(hào)星箭分離后的飛行經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)，所有分析工況的計(jì)算初始溫度取20℃。根據(jù)彈簧展開機(jī)構(gòu)的圓周分布位置劃分為四個(gè)象限，每個(gè)象限選取一個(gè)典型機(jī)構(gòu)來表征溫度變化規(guī)律。

圖4中給出了沒有加熱器的情況下彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度變化曲線，由于位于+Z側(cè)的機(jī)構(gòu)由于衛(wèi)星巡航姿態(tài)載荷艙的遮擋因而長(zhǎng)期基本不受照，溫度持續(xù)下降，衛(wèi)星入軌后第二圈測(cè)控弧段可見時(shí)，即發(fā)射后約4800s，機(jī)構(gòu)溫度接近-10℃，考慮到熱分析不確定度，溫度難以滿足展開要求。

圖4 無加熱器工況下熱分析結(jié)果Fig.4 Temperature result of deployment mechanism(no electrical heater)

圖5中給出了單個(gè)展開機(jī)構(gòu)加熱器功率2.5W的情況下彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度變化曲線，加熱器控溫閾值設(shè)置為[0℃,5℃]，發(fā)射后約4800s，機(jī)構(gòu)溫度處于0℃以上，由于機(jī)構(gòu)處于衛(wèi)星遮擋的陰影區(qū)，加熱器功率并不足以將機(jī)構(gòu)始終控制在0℃以上，但是其降溫速率明顯減小呈緩慢下降趨勢(shì)，即使第三圈是仍然可以維持在-5℃以上，距離最佳工作溫度下限還有5℃的設(shè)計(jì)余量。

圖5 加熱器功率2.5W工況下熱分析結(jié)果Fig.5 Temperature result of deployment mechanism (Electrical heater power 2.5W)

圖6中給出了單個(gè)展開機(jī)構(gòu)加熱器功率5W的情況下彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度變化曲線，加熱器控溫閾值設(shè)置為[-5℃,0℃]，此工況下可以長(zhǎng)期維持彈簧展開機(jī)處于最佳工作溫度范圍內(nèi)。

圖6 加熱器功率5W工況下熱分析結(jié)果Fig.6 Temperature result of deployment mechanism (Electrical heater power 5W)

綜合三種分析工況可以看出，沒有加熱器的情況下展開機(jī)構(gòu)的最佳工作溫度不能保障；單個(gè)機(jī)構(gòu)設(shè)置5W的加熱器可以長(zhǎng)期維持其處于最佳工作溫度范圍內(nèi)，但此時(shí)18個(gè)展開機(jī)構(gòu)需要的加熱總功率達(dá)到90W，占用衛(wèi)星能源功耗太多；當(dāng)加熱器功率為2.5W且設(shè)置較高的控溫閾值時(shí)，可以保證在第二圈可見弧段內(nèi)天線展開時(shí)刻時(shí)的彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度處于較好的溫度水平，占用的功率減小至45W，采取將相同象限內(nèi)的多個(gè)加熱器并聯(lián)形成單回路的方式減少了遙測(cè)和遙控通道數(shù)量，極大的節(jié)省了熱控資源。

由此可見，單個(gè)機(jī)構(gòu)設(shè)置加熱功率選擇2.5W并將閾值設(shè)置在[0,5℃]的主動(dòng)控溫設(shè)計(jì)方案屬于最優(yōu)的控制策略。此外，選擇2.5W的加熱器配置方案時(shí)，對(duì)故障模式下第二圈未能執(zhí)行展開動(dòng)作需要推后進(jìn)行了影響分析，提出了衛(wèi)星+Z對(duì)日的應(yīng)急處理預(yù)案，仿真結(jié)果表明所有展開機(jī)構(gòu)的工作溫度能保證在4.2～17.6℃的范圍內(nèi)。

3 在軌驗(yàn)證

圖7中給出了衛(wèi)星入軌初期彈簧展開機(jī)構(gòu)溫度熱分析曲線與飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)，由于測(cè)控可見弧段限制，只有在初始階段和第二圈弧段內(nèi)獲得了遙測(cè)數(shù)據(jù)，將這些時(shí)段內(nèi)(6800～8000s)的數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，可見仿真分析結(jié)果與在軌遙測(cè)結(jié)果變化趨勢(shì)和升降溫速率一致，溫度的平均偏差范圍基本在3℃以內(nèi)，變化規(guī)律和溫度水平吻合較好，同時(shí)天線在軌成功展開驗(yàn)證了彈簧展開機(jī)構(gòu)熱控設(shè)計(jì)的合理性，展開時(shí)機(jī)選擇正確。

圖7 展開機(jī)構(gòu)熱分析與飛行遙測(cè)溫度數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.7 In-orbit and calculated temperatures of deployment mechanism

4 結(jié)束語

本文根據(jù)徑向肋傘狀天線彈簧展開機(jī)構(gòu)的熱控設(shè)計(jì)要求和所處空間熱環(huán)境特點(diǎn)，通過建立熱分析模型對(duì)展開機(jī)構(gòu)所處展開時(shí)刻熱環(huán)境下的溫度進(jìn)行了瞬態(tài)熱分析研究，提出了合理的熱控方案和加熱器控制策略，利用展開機(jī)構(gòu)熱容和小功率加熱結(jié)合的方法有效減緩了其入軌后的降溫速率，滿足了短期控溫的要求，極大節(jié)省了衛(wèi)星熱控資源。在軌飛行數(shù)據(jù)表明，彈簧展開機(jī)構(gòu)瞬時(shí)溫度變化速率一致，溫度水平吻合較好，平均偏差基本在3℃以內(nèi)。該設(shè)計(jì)方法的成功應(yīng)用有力保障了天線在軌順利展開，獲得相關(guān)數(shù)據(jù)可以為后續(xù)類似彈簧展開機(jī)構(gòu)熱設(shè)計(jì)所借鑒。