陶家生，林驍雄，鐘紅仙，王浩攀

（中國(guó)空間技術(shù)研究院 通信與導(dǎo)航衛(wèi)星總體部，北京 100094）

0 引言

為了盡可能確保GEO 衛(wèi)星的發(fā)射成功，不應(yīng)忽視其在轉(zhuǎn)移軌道段的潛在熱風(fēng)險(xiǎn)。熱控除了應(yīng)保證衛(wèi)星平臺(tái)處于規(guī)定的工作溫度外，也應(yīng)保障衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)精度。對(duì)于高價(jià)值的大型衛(wèi)星，應(yīng)對(duì)潛在的風(fēng)險(xiǎn)因素進(jìn)行必要的分析研究。

本文以大型GEO 通信衛(wèi)星為例，開(kāi)展衛(wèi)星平臺(tái)熱分析。首先對(duì)大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的構(gòu)型進(jìn)行簡(jiǎn)單歸納，將歸納出的一般性構(gòu)型作為研究對(duì)象；然后采用有限元分析方法，研究在假定不利條件下，5 種典型熱狀態(tài)下的平臺(tái)熱分布。

1 大型通信平臺(tái)的共性結(jié)構(gòu)與構(gòu)型

GEO 通信衛(wèi)星作為一類重要衛(wèi)星，主要有歐洲的Astrium 平臺(tái)的通信衛(wèi)星（圖1 為2020 年發(fā)射的Ka 波段W6A 通信衛(wèi)星），美國(guó)的柔性太陽(yáng)翼通信衛(wèi)星，俄羅斯的“快訊”-AM8 通信衛(wèi)星，印度的GSAT-6 通信衛(wèi)星，以及中國(guó)的“亞太九號(hào)”“東方紅四號(hào)”通信衛(wèi)星等。這些大型通信衛(wèi)星平臺(tái)大都采用長(zhǎng)方體構(gòu)型，為了提高結(jié)構(gòu)重量效率，其主要結(jié)構(gòu)普遍采用復(fù)合材料，如鋁合金蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料、碳蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料等。在利用有限元分析方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)熱分析時(shí)，復(fù)合材料的采用增加了衛(wèi)星平臺(tái)熱性能預(yù)示的復(fù)雜度，故為了提高分析效率一般采用殼單元表征艙板結(jié)構(gòu)，但這一方法忽略了艙板厚度方向的熱梯度。為此，本文的有限元分析中采用3D 艙板，能更好地預(yù)示熱分布對(duì)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)精度的影響，為衛(wèi)星機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)順利與否、搭接零部件的可靠與否等提供分析依據(jù)，也作為進(jìn)一步的熱變形分析以及力熱綜合變形分析的基礎(chǔ)條件。

圖1 W6A 通信衛(wèi)星Fig. 1 The Ka-SAT satellite W6A

2 特定研究條件

GEO 通信衛(wèi)星發(fā)射過(guò)程中可能遭遇以下不利情況：

1）發(fā)射時(shí)，發(fā)射場(chǎng)局地上空的大氣環(huán)流和氣象條件出現(xiàn)極端現(xiàn)象，如高空大氣強(qiáng)對(duì)流，導(dǎo)致衛(wèi)星在整流罩內(nèi)遭遇較極端的高溫條件；

2）衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道段出現(xiàn)與設(shè)定工作程序的偏離，如太陽(yáng)電池陣延遲展開(kāi)。

本研究針對(duì)以上不利條件開(kāi)展衛(wèi)星平臺(tái)熱分析。在轉(zhuǎn)移軌道段，衛(wèi)星平臺(tái)有5 個(gè)具有特征意義的熱狀態(tài)節(jié)點(diǎn)——拋整流罩、星箭分離、出地影時(shí)刻、南/北太陽(yáng)電池陣受照時(shí)刻。拋整流罩和星箭分離是運(yùn)載形成的2 個(gè)特征點(diǎn)，有不同的熱邊界條件，拋整流罩前運(yùn)載和有效載荷之間的熱交換將使熱性能研究變得較為復(fù)雜；出地影時(shí)刻是衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道經(jīng)歷的一個(gè)自然熱邊界條件的特征點(diǎn)，它體現(xiàn)了衛(wèi)星熱邊界狀態(tài)的劇烈變化。南/北太陽(yáng)電池陣受照時(shí)刻則是衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道的典型狀態(tài)，在太陽(yáng)電池陣尚未展開(kāi)的條件下，由于太陽(yáng)電池陣沒(méi)有熱控多層，衛(wèi)星受照一側(cè)處于對(duì)陽(yáng)光的最大吸收狀態(tài)，而與之對(duì)應(yīng)的另一側(cè)則處于熱輻射出射最強(qiáng)的狀態(tài)。

NASA 認(rèn)為一般的電子設(shè)備工作環(huán)境溫度應(yīng)保證在-15～50 ℃，整星熱控可按實(shí)際情況留出約5 ℃的調(diào)整裕度。

3 GEO 平臺(tái)熱分析建模

3.1 星箭模型

大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的構(gòu)型普遍采用長(zhǎng)方體形狀，作為主承力構(gòu)件的承力筒采用碳蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料，承力筒下部的對(duì)接框采用鋁合金材料，南北艙板采用鋁合金蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料，東西艙板和水平艙板采用碳蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料。本研究以艙板作為主要關(guān)注對(duì)象，采用3D 艙板建模并進(jìn)行均質(zhì)化處理，以便更全面地反映平臺(tái)結(jié)構(gòu)的溫度分布。

對(duì)長(zhǎng)方體構(gòu)型平臺(tái)進(jìn)行有限元建模如圖2，主要分析對(duì)象為南/北通信艙板、服務(wù)艙電池/儀器板，太陽(yáng)電池陣主要作為熱分析中的一個(gè)熱傳導(dǎo)環(huán)節(jié)，模型表面按實(shí)際衛(wèi)星平臺(tái)的多層包覆熱特性處理。

圖2 通信衛(wèi)星平臺(tái)有限元模型Fig. 2 Finite element model of the communication satellite platform

3.2 熱邊界條件

圖3 所示為整流罩內(nèi)的通信衛(wèi)星平臺(tái)模型，發(fā)射過(guò)程中，衛(wèi)星平臺(tái)與整流罩之間存在熱交換，并將導(dǎo)致通信衛(wèi)星的溫度變化。

圖3 整流罩內(nèi)的通信衛(wèi)星平臺(tái)Fig. 3 Model of the communication satellite platform inside the fairing

由于GEO 衛(wèi)星于入夜發(fā)射，在星箭分離10 min后出地影，衛(wèi)星處于太陽(yáng)輻照、地球反照及4 K 冷空間背景之下，衛(wèi)星姿態(tài)慢旋從北板受照到南板受照用時(shí)25 min。

在GEO 衛(wèi)星平臺(tái)的5 個(gè)典型熱狀態(tài)中，拋整流罩前，衛(wèi)星的熱環(huán)境由運(yùn)載的整流罩提供，圖4所示為主動(dòng)段內(nèi)高空大氣強(qiáng)對(duì)流的情況下，整流罩內(nèi)表面溫度在主動(dòng)段內(nèi)階段性變化情況的歸一化曲線，其橫坐標(biāo)是由發(fā)射時(shí)刻至拋罩時(shí)刻的歸一化時(shí)間。

圖4 整流罩內(nèi)表面溫度變化曲線Fig. 4 Curve of temperature of the inner surface of the fairing

從拋整流罩至星箭分離時(shí)刻軌道段，衛(wèi)星平臺(tái)的熱環(huán)境主要面向冷空間，僅有平臺(tái)的背地面朝向運(yùn)載。此時(shí)軌道較低，有地球的反照作用。

從星箭分離至出地影時(shí)刻，衛(wèi)星平臺(tái)的6 個(gè)面除受地球的反照外，完全朝向冷空間，且隨軌道高度的不斷升高，地球反照的作用也逐漸減小。在軌道建模中，出地影時(shí)刻為衛(wèi)星平臺(tái)的-

y

（北）太陽(yáng)電池陣受照狀態(tài)。從出地影時(shí)刻至+

y

（南）太陽(yáng)電池陣受照前，衛(wèi)星平臺(tái)的邊界條件由冷空間背景、地球反照和太陽(yáng)輻照綜合決定。

從星箭分離時(shí)刻起，衛(wèi)星平臺(tái)處于不斷慢旋的狀態(tài)，平臺(tái)的溫度分布與此因素密切相關(guān)。

4 平臺(tái)的熱分析結(jié)果

4.1 從發(fā)射至拋整流罩階段

在此階段衛(wèi)星平臺(tái)的熱邊界條件由整流罩提供，整流罩內(nèi)表面的溫度如圖4 所示。通過(guò)對(duì)圖3的星箭模型分析，獲得衛(wèi)星平臺(tái)熱分布如圖5 所示。圖5(a)中的粉色南太陽(yáng)電池陣是衛(wèi)星+

y

向，開(kāi)有工藝孔的東側(cè)板是衛(wèi)星的+

x

向，向上的方向是衛(wèi)星的+

z

向。

圖5 拋整流罩時(shí)的平臺(tái)熱分布Fig. 5 Platform temperature distributions of the platform upon jettison of fairing

圖5 顯示：兩側(cè)的太陽(yáng)電池陣溫度較高，南、北太陽(yáng)電池陣的溫度分別約為23 ℃和24 ℃，原因是太陽(yáng)電池陣表面沒(méi)有熱控多層，吸收系數(shù)較大；其次是服務(wù)艙板溫度較高，原因是在此軌道段服務(wù)艙的設(shè)備開(kāi)機(jī)工作的較多，熱耗大于其他艙段。從圖中還可看到服務(wù)艙板的高溫具有小的區(qū)域性，其原因是設(shè)備局部熱耗集中。東、西艙板（+

x

、-

x

向）的局部高溫處是艙板上的工藝孔處，溫度約為22 ℃，其原因是此處材料的熱慣性小。衛(wèi)星平臺(tái)的其余外表面溫度基本約為20 ℃，與發(fā)射時(shí)的溫度較為接近，其原因是這些表面都包覆有熱控多層。

太陽(yáng)電池陣為大型柔性部件，在軌允許溫度波動(dòng)范圍大；考慮本次熱分析的主要對(duì)象是衛(wèi)星平臺(tái)本體溫度的變化，因此，在圖6 中展示了略去太陽(yáng)電池陣后的拋整流罩時(shí)刻的平臺(tái)本體熱分布。圖6顯示：通信艙南、北板的溫度基本保持了發(fā)射時(shí)的溫度，約為20 ℃。其原因在于雖然通信艙南、北板有熱輻射能力，但在發(fā)射至拋整流罩階段，其被太陽(yáng)電池陣遮擋，形成了相當(dāng)于衛(wèi)星平臺(tái)本體的內(nèi)部環(huán)境。圖中為數(shù)不多的局部高溫區(qū)，是因?yàn)樯倭吭O(shè)備在發(fā)射至拋整流罩軌道階段處于開(kāi)機(jī)工作狀態(tài)，同時(shí)又被太陽(yáng)電池陣完全遮擋，處于不易散熱狀態(tài)。比較圖6(b)和圖5(b)的服務(wù)艙板區(qū)域，在圖5(b)的服務(wù)艙板外表面最高溫處，溫度為28.17 ℃，對(duì)應(yīng)區(qū)域的內(nèi)表面溫度為30.68 ℃，內(nèi)外溫差約2.5 ℃。

圖6 拋整流罩時(shí)的平臺(tái)本體熱分布Fig. 6 Temperature distributions on the main part of the platform upon jettison of fairing

4.2 從拋整流罩至星箭分離階段

圖7 是星箭分離時(shí)刻的衛(wèi)星平臺(tái)外表面熱分布情況。從圖7(a)可見(jiàn)，南太陽(yáng)電池陣溫度最低，約為-87.31 ℃。從圖7(b)可見(jiàn)，北太陽(yáng)電池陣溫度最低，約為-51.1 ℃。衛(wèi)星平臺(tái)的其余表面溫度約為16 ℃。該軌道段的衛(wèi)星平臺(tái)外表面溫度低于從發(fā)射至拋整流罩階段，是因?yàn)閺膾佌髡謺r(shí)刻起衛(wèi)星平臺(tái)的外表面即面向冷空間，僅個(gè)別方向（如北太陽(yáng)電池陣方向）受到地球反照的作用。這與拋罩前的平臺(tái)熱邊界條件完全不同。

圖7 星箭分離時(shí)刻的平臺(tái)熱分布Fig. 7 Temperature distributions on the platform upon SC/LV separation

圖8 中展示了略去太陽(yáng)電池陣的星箭分離時(shí)刻平臺(tái)本體的熱分布。圖8 顯示：通信艙南、北板的溫度與拋罩前的狀態(tài)不同，通信艙南板的溫度約為13 ℃，通信艙北板的溫度約為18 ℃，溫度相差5 ℃。通信艙南、北板的上部邊緣都出現(xiàn)了低溫區(qū)域，南艙板上部低溫區(qū)的溫度約為-10 ℃，北艙板上部低溫區(qū)的溫度接近0 ℃，是因?yàn)橥ㄐ排撃稀⒈卑迳喜棵嫦蚶淇臻g所致。其余艙板外表面溫度約為15 ℃。背地板溫度平均約為17 ℃，是由于受運(yùn)載對(duì)接面相互熱輻射的影響。

圖8 星箭分離時(shí)刻的平臺(tái)本體熱分布Fig. 8 Temperature distributions on the main part of the platform upon SC/LV separation

從圖8(a)可見(jiàn)，服務(wù)艙儀器板溫度較高，平均接近30 ℃。其原因是該艙板上的工作設(shè)備多，熱耗較大，又被太陽(yáng)電池陣遮擋，熱量不易輻射出去。

從圖8(b)可見(jiàn)，服務(wù)艙儀器板局部溫度高，外表面溫度達(dá)到48.35 ℃。其原因亦為此處工作設(shè)備熱耗集中，又被太陽(yáng)電池陣遮擋，熱量不易輻射出去。

對(duì)比圖8 和圖6 可見(jiàn)，拋整流罩至星箭分離軌道段較之發(fā)射至拋整流罩軌道段，平臺(tái)本體的溫度分布范圍有了顯著擴(kuò)大，最高溫度50.84 ℃，最低溫度-11.89 ℃，但距第2 章所述整星熱控溫度范圍要求尚有余量。

4.3 轉(zhuǎn)移軌道出地影時(shí)

從星箭分離至轉(zhuǎn)移軌道出地影前，衛(wèi)星環(huán)境一直處于低溫狀態(tài)，出地影后才能受到陽(yáng)光照射。按照當(dāng)前的星箭熱分析模型，在衛(wèi)星出地影時(shí)刻，衛(wèi)星的姿態(tài)是北太陽(yáng)電池陣方向受照。

在出地影時(shí)刻衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布如圖9 所示。由圖9(a)可見(jiàn)，衛(wèi)星的最低溫度出現(xiàn)在南太陽(yáng)電池陣表面，溫度-95.10 ℃，較星箭分離時(shí)刻的-87.31 ℃，明顯降低。這是因?yàn)樘?yáng)電池陣表面既沒(méi)有熱控多層，也未受到陽(yáng)光照射。由圖9(b)可見(jiàn)，衛(wèi)星的北太陽(yáng)電池陣表面溫度約為-36 ℃，因?yàn)樵谵D(zhuǎn)移軌道出地影時(shí)刻，該太陽(yáng)電池陣對(duì)太陽(yáng)可見(jiàn)，故其溫度比另一側(cè)的南太陽(yáng)電池陣溫度高。

圖9 轉(zhuǎn)移軌道出地影時(shí)刻的平臺(tái)熱分布Fig. 9 Temperature distributions on the platform upon exiting from the Earth’s shadow

略去太陽(yáng)電池陣和東西板上的工藝孔后，衛(wèi)星平臺(tái)本體的熱分布如圖10 所示。比較圖10 與圖8可知，通信艙南、北板的溫度均比星箭分離時(shí)有所下降，通信艙南板的溫度約為9 ℃，通信艙北板的溫度約為15 ℃，溫差為6 ℃。通信艙南、北板的上部邊緣都出現(xiàn)低溫區(qū)域，且溫度比星箭分離時(shí)更低，南艙板上部低溫區(qū)溫度約為-14 ℃，北艙板上部低溫區(qū)的溫度接近-1 ℃。其余艙板外表面溫度約為13 ℃。背地板平均溫度也接近13 ℃，此時(shí)背地板已經(jīng)沒(méi)有與運(yùn)載對(duì)接面的輻射換熱。

從圖10(a)可見(jiàn)，服務(wù)艙儀器板溫度有所降低，平均約為20 ℃。這是因?yàn)樵撆摪宄蚶淇臻g，雖有部分被太陽(yáng)電池陣遮擋，但長(zhǎng)時(shí)間的熱輻射出射，使其溫度下降。該服務(wù)艙儀器板-

x

側(cè)邊緣部分在艙板厚度方向上出現(xiàn)5 ℃的溫度梯度，顯示出3D 艙板的采用對(duì)于衛(wèi)星平臺(tái)結(jié)構(gòu)板溫度狀態(tài)具有更加深入的揭示能力。

從圖10(b)可見(jiàn)，服務(wù)艙儀器板仍然保持了局部高溫狀態(tài)，高溫處的艙板外表面溫度為48.29 ℃。這是因?yàn)樵撆摪迳系墓ぷ髟O(shè)備熱耗集中，又被太陽(yáng)電池陣遮擋，熱量不易輻射出去，且在出地影時(shí)刻該艙板為受照狀態(tài)。

對(duì)比圖10 和圖8 可見(jiàn)，出地影時(shí)的平臺(tái)本體溫度較星箭分離時(shí)刻的溫度略有降低。

圖10 轉(zhuǎn)移軌道出地影時(shí)刻的平臺(tái)本體熱分布Fig. 10 Temperature distributions on the main part of the platform when exiting from the Earth’s shadow

4.4 轉(zhuǎn)移軌道南板受照時(shí)

自星箭分離時(shí)刻起，衛(wèi)星建立起姿態(tài)緩變的巡航姿態(tài)；此后，衛(wèi)星將從出地影時(shí)的北板受照狀態(tài)緩變到南板受照狀態(tài)。南板受照時(shí)衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布如圖11 所示。由圖11(a)可見(jiàn)，在衛(wèi)星南板受照時(shí)，由于太陽(yáng)電池陣沒(méi)有熱控多層，南太陽(yáng)電池陣的溫度由出地影時(shí)的-95.10 ℃劇烈升至79.81 ℃，溫度變化達(dá)175 ℃。由圖11(b)可見(jiàn)，北太陽(yáng)電池陣的溫度由其受照時(shí)的約-36 ℃降至-80.79 ℃，也有約45 ℃的較大降幅。

圖11 轉(zhuǎn)移軌道南板受照時(shí)刻的平臺(tái)熱分布Fig. 11 Temperature distributions of the platform when+y board is illuminated

略去太陽(yáng)電池陣和東西板上的工藝開(kāi)孔后，衛(wèi)星平臺(tái)的本體熱分布如圖12 所示。比較圖12 與圖10 可知，在衛(wèi)星姿態(tài)緩變的循環(huán)中以及在衛(wèi)星熱控多層的保護(hù)下，衛(wèi)星平臺(tái)本體的溫度已漸趨穩(wěn)定——出地影北板受照時(shí)衛(wèi)星本體的溫度是50.84～-14.51 ℃，衛(wèi)星南板受照時(shí)衛(wèi)星本體的溫度是48.73～-11.22 ℃，后者較前者的溫度上限和下限分別下降了約2 ℃和3 ℃。

圖12 轉(zhuǎn)移軌道南板受照時(shí)刻的平臺(tái)本體熱分布Fig. 12 Temperature distributions on the main part of the platform when +y board is illuminated

由圖12(a)可見(jiàn)，通信艙南板的溫度約為7.5 ℃，與出地影北板受照時(shí)相比降低了約2 ℃。服務(wù)艙南儀器板的平均溫度約為24 ℃，比出地影北板受照時(shí)升高了約4 ℃。其原因在于服務(wù)艙板是熱控輻射面，且較大部分未受太陽(yáng)電池陣遮擋，此時(shí)是受照狀態(tài)。

由圖12(b)可見(jiàn)，通信艙北板的平均溫度約為11 ℃，與出地影北板受照時(shí)相比降低了約4 ℃。服務(wù)艙北儀器板的局部高溫處的艙板外表面溫度為46 ℃，比出地影北板受照時(shí)降低了約2 ℃，溫度變化較小，原因是該處艙板受太陽(yáng)電池陣遮擋。

圖12 中平臺(tái)本體的其余艙板外表面溫度約為11 ℃，與出地影時(shí)相比降低了2 ℃，溫度變化較小。

4.5 轉(zhuǎn)移軌道北板受照時(shí)

在轉(zhuǎn)移軌道衛(wèi)星從南板受照狀態(tài)緩變到北板受照狀態(tài)時(shí)，衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布如圖13 所示。由圖13(a)可見(jiàn)，在衛(wèi)星北板受照時(shí)，南太陽(yáng)電池陣表面溫度由南板受照時(shí)的約79.81 ℃降至-71.8 ℃，溫度變化達(dá)152 ℃。由圖13(b)可見(jiàn)，北太陽(yáng)電池陣表面溫度由南板受照時(shí)的約-80.79 ℃升至75.73 ℃，溫度變化達(dá)157 ℃。溫度劇烈變化的原因是太陽(yáng)電池陣表面沒(méi)有熱控多層。

圖13 轉(zhuǎn)移軌道北板受照時(shí)刻的平臺(tái)熱分布Fig. 13 Temperature distributions on the platform when-y board is illuminated

略去太陽(yáng)電池陣和東西板上的工藝開(kāi)孔后，衛(wèi)星平臺(tái)本體的熱分布如圖14 所示。比較圖14 與圖12可知，在衛(wèi)星姿態(tài)緩變的循環(huán)中以及在衛(wèi)星熱控多層的保護(hù)下，衛(wèi)星平臺(tái)本體的溫度變化較小——南板受照時(shí)衛(wèi)星本體的溫度是48.73～-11.22 ℃，北板受照時(shí)衛(wèi)星本體的溫度是51.68～-16.35 ℃，后者較前者的溫度上限和下限都擴(kuò)大了約5 ℃。

圖14 轉(zhuǎn)移軌道北板受照時(shí)刻的平臺(tái)本體熱分布Fig. 14 Temperature distributions on the main part of the platform when -y board is illuminated

由圖14(a)可見(jiàn)，通信艙南板的溫度約為8 ℃，與南板受照時(shí)的溫度基本持平；服務(wù)艙南儀器板的平均溫度約為17.4 ℃，比南板受照時(shí)的約24 ℃有所降低，原因在于服務(wù)艙板是熱控輻射面且較大部分未受太陽(yáng)電池陣遮擋，此時(shí)不是受照狀態(tài)。

由圖14(b)可見(jiàn)，通信艙北板的平均溫度約為10 ℃，比南板受照時(shí)降低了約1 ℃，溫度波動(dòng)不大；服務(wù)艙北儀器板的局部高溫處的艙板外表面溫度為49 ℃，比南板受照時(shí)升高了3 ℃，溫度變化較小，原因是該處受到太陽(yáng)電池陣遮擋。

圖14 中平臺(tái)主體的其余艙板外表面溫度約為8 ℃，與南板受照時(shí)相比降低了3 ℃，溫度變化較小。

5 熱分析與熱試驗(yàn)的結(jié)果比較

有限元模型在北板受照時(shí)的熱分析結(jié)果和衛(wèi)星在轉(zhuǎn)移軌道熱平衡工況下的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如表1所示，其中熱分析結(jié)果為平均值。

表1 熱試驗(yàn)與熱分析結(jié)果比較Table 1 Comparison between thermal test result and the analysis result

從表1 可見(jiàn)，與熱試驗(yàn)結(jié)果相比，北板受照時(shí)，服務(wù)艙板溫度的分析結(jié)果偏高，通信艙溫度的分析結(jié)果偏低。這是由于衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道的熱平衡試驗(yàn)工況是在衛(wèi)星處于正常運(yùn)行情況下的熱試驗(yàn)結(jié)果，有主動(dòng)熱控功能，太陽(yáng)電池陣正常展開(kāi)，而熱分析中的衛(wèi)星平臺(tái)是在發(fā)射中整流罩內(nèi)溫度條件偏高和太陽(yáng)電池陣延遲展開(kāi)的情況下得出的分析結(jié)果。熱分析關(guān)心的是平臺(tái)本體在各典型熱狀態(tài)下的熱性能保持情況，僅反映了各單機(jī)設(shè)備的熱耗及其產(chǎn)生的時(shí)間，未對(duì)其詳細(xì)一一建模。

6 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)于高價(jià)值的大型GEO 通信衛(wèi)星，為了確保其發(fā)射成功，分析了轉(zhuǎn)移軌道段熱因素誘導(dǎo)的潛在風(fēng)險(xiǎn)。對(duì)拋整流罩、星箭分離、出地影時(shí)刻和南/北太陽(yáng)電池陣受照時(shí)刻的衛(wèi)星平臺(tái)熱分布進(jìn)行了分析，涵蓋了衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道的各種典型熱狀態(tài)，并與衛(wèi)星總體熱試驗(yàn)的結(jié)果進(jìn)行了比較印證，為抑制工程衛(wèi)星的潛在風(fēng)險(xiǎn)提供參考。從分析的結(jié)果看，在自然環(huán)境導(dǎo)致整流罩內(nèi)溫度偏高、太陽(yáng)電池陣展開(kāi)延遲的條件下，衛(wèi)星平臺(tái)本體最高溫度出現(xiàn)在北板受照時(shí)，服務(wù)艙板溫度達(dá)51.68 ℃；衛(wèi)星平臺(tái)本體最低溫度出現(xiàn)在通信艙南板上部，為-16.35 ℃。這表明大型通信衛(wèi)星平臺(tái)對(duì)于較極端的熱環(huán)境有一定的溫度保持能力，本體溫度未超出一般熱控要求的范圍。由于本研究主要目的是考察平臺(tái)性能，儀器設(shè)備單機(jī)未一一建模。

本研究中還揭示出一些值得關(guān)注的問(wèn)題：

1）平臺(tái)本體溫度距熱控要求溫度裕度不大，高溫裕度僅3.3 ℃，低溫裕度僅3.6 ℃。

2）在采用3D 艙板的熱分析中，在衛(wèi)星出地影時(shí)刻，服務(wù)艙板厚度方向存在5 ℃的溫度梯度。

3）從轉(zhuǎn)移軌道的整個(gè)軌道的時(shí)間維度考慮，南北面的輪流受照循環(huán)狀態(tài)遠(yuǎn)未結(jié)束，分析至此是與工程實(shí)際狀態(tài)相吻合的。后續(xù)狀態(tài)分析的必要性可參考文獻(xiàn)[11]并結(jié)合具體工程實(shí)際特點(diǎn)決定取舍。鑒于分析工作繁復(fù)，此處不再贅述。