劉慶志 黃磊 任紅艷 高宇純 鄭紅陽 楊敏

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

目前，絕大多數衛(wèi)星采用自身結構板表面作為散熱面，因此衛(wèi)星的尺寸包絡是影響散熱能力的重要因素。一般情況下，衛(wèi)星質量越大，尺寸包絡越大。衛(wèi)星在軌工作時，電功率大部分轉化為熱耗。衛(wèi)星熱排散方面的壓力不僅來自于絕對熱耗，熱耗/質量越大，衛(wèi)星熱排散越困難。近年來載荷功能的增強以及任務模式的多樣化使衛(wèi)星熱耗/質量日益增大。我國高分三號衛(wèi)星長期熱耗約2500 W，質量約2.8 t[1]，熱耗/質量為893 W/t；東方紅四號通信衛(wèi)星長期熱耗約5000 W，質量約5.5 t[2]，熱耗/質量為909 W/t；基于東方紅五號平臺的實踐二十號衛(wèi)星長期熱耗約10 000 W，質量約8.0 t[3]，熱耗/質量達到1250 W/t。在衛(wèi)星發(fā)射尺寸包絡增加有限的情況下，可展開輻射器可以大幅增加衛(wèi)星有效散熱面積，提高熱耗/質量，成為大功率衛(wèi)星熱控設計的一個重要發(fā)展方向。

在“國際空間站”建造過程中，為解決空間站散熱難題，美國艙段采用了可展開多段折疊輻射器[4-5]，展開后面積近100 m2。日本宇宙航空研究開發(fā)機構在工程試驗衛(wèi)星(ETS-VIII)的熱控方案研制中，采用了基于環(huán)路熱管的單板可展開輻射器[6-7]，輻射器在軌散熱能力達到400 W。法國Alcatel宇航公司根據不同衛(wèi)星平臺的特點，研制了不同規(guī)格的可展開輻射器[8]，為衛(wèi)星提供了良好的散熱途徑。我國在2000年初開展可展開輻射器的研制工作[9]，直至2019年12月27日，實踐二十號衛(wèi)星發(fā)射升空，可展開輻射器才正式得到在軌工程應用?；跂|方紅五號平臺的實踐二十號衛(wèi)星質量在8 t以上，載荷長期工作，熱耗達到9 kW，南板和北板的有效散熱面積僅為19 m2左右，載荷艙散熱能力明顯不足。為了擴展整星散熱能力，衛(wèi)星增加了2塊可展開輻射器，并利用單相流體回路收集和傳輸部分載荷的熱量，通過可展開輻射器將熱量排散至冷空間。實踐二十號衛(wèi)星輻射器總面積為12 m2，能夠排散載荷艙1/3左右的熱量。

目前在研的某衛(wèi)星質量僅1.7 t，平臺在軌長期工作，載荷在軌短期工作，短期熱耗達到6500 W，軌道周期平均熱耗達到3000 W，不僅絕對熱耗較大，熱耗/質量更是達到了1765 W/t，超出了基于東方紅五號平臺的實踐二十號衛(wèi)星。衛(wèi)星運行于近地軌道，地球紅外熱流進一步降低了衛(wèi)星有效散熱能力。因此，采用可展開輻射器，增大衛(wèi)星有效散熱面積是解決衛(wèi)星散熱能力不足的唯一途徑。

針對衛(wèi)星熱排散問題，本文在衛(wèi)星常規(guī)熱設計的基礎上，設計了3臺可展開式輻射器，同時對單機熱量收集和系統(tǒng)熱量傳輸等環(huán)節(jié)進行了研究，并通過地面整星熱試驗對衛(wèi)星熱排散能力進行了驗證。

1 衛(wèi)星熱設計

衛(wèi)星熱設計除了采用本體散熱面設計、多層隔熱設計、均溫設計以及電加熱設計等常規(guī)熱設計措施外，還采用了基于可展開輻射器的主動單相流體回路熱控技術。其中可展開輻射器是拓展衛(wèi)星散熱能力的關鍵要素，流體回路是實現大功率分布式熱量收集和遠距離熱傳輸的重要手段。

1.1 可展開輻射器設計

衛(wèi)星運行在近地傾斜軌道，軌道周期為100 min，任務期間內太陽光與軌道面夾角變化范圍為-90°～+90°。平臺設備在軌長期工作，總熱耗約1000 W左右；載荷按照第一軌開機40 min，第二軌開機10 min循環(huán)模式工作，熱耗為6500 W左右。根據軌道周期及載荷在軌工作時長分析，衛(wèi)星軌道周期平均熱耗為3000 W左右。衛(wèi)星表面布置大量設備，能夠用于為衛(wèi)星散熱面的有效面積僅為10 m2左右，按照近地軌道外熱流分析結果，衛(wèi)星散熱面的散熱能力不超過1200 W，因此仍有1800 W的熱量需要排散。

受衛(wèi)星布局限制，可用于安裝輻射器的位置僅限于星體的3個側面，由于太陽光與軌道面的夾角變化范圍大，因此無論將輻射器布置在任意一側，在某一時期總會受到嚴重的太陽直接影響。為此，熱控設計采用在衛(wèi)星3個側面各布置1塊可展開輻射器的組合式設計方法，同時在輻射器兩個側面均噴涂熱控涂層，提高了可展開輻射器整體散熱能力，輻射器展開后狀態(tài)見圖1。綜合考慮軌道外熱流和衛(wèi)星平均熱耗等因素，1臺大輻射器尺寸為1.8 m×2 m，2臺小輻射器尺寸為0.7 m×2 m，總散熱面積合計為12.8 m2，為衛(wèi)星總散熱面積的56%。3臺輻射器質量為60 kg，為衛(wèi)星總質量的3.5%。

圖1 輻射器展開狀態(tài)示意圖

衛(wèi)星本體的熱量利用單相流體回路傳輸至可展開輻射器?？烧归_輻射器采用蜂窩板內預埋流體管路的結構形式，大輻射器內管路排布方式如圖2所示。為了適應可展開輻射器與衛(wèi)星本體相對展開運動，輻射器管路與衛(wèi)星本體之間管路采用金屬軟管連接，金屬軟管收攏狀態(tài)如圖3所示。

圖2 輻射器預埋管路結構形式

圖3 輻射器收攏狀態(tài)金屬軟管

1.2 熱收集設計

除了總熱耗較大以外，衛(wèi)星大熱耗單機數量也較多，其中工作熱耗在200 W以上的單機有20余臺，部分單機的熱耗達到600 W，需要采取高效熱收集和熱傳輸措施將大熱耗單機的熱量傳遞至輻射器。

根據單機不同結構形式以及熱源分布特點，熱量收集方式主要有以下幾種。

(1)對于熱耗為400 W以上的單機，采用冷板、支架管路或二者結合的方式收集熱量，冷板和支架管路的結構形式如圖4所示。

圖4 冷板及支架管路熱量收集方式

(2)對于熱耗為100～400 W的單機，采用在蜂窩板內預埋流體回路管路的方式收集熱量，預埋管路結構形式如圖5所示。

圖5 蜂窩板預埋管路熱量收集方式

(3)對于熱耗更小的設備，采用預埋熱管擴熱、結構板導熱以及熱輻射方式收集熱量。

1.3 熱傳輸設計

機械泵驅動單相流體回路技術具有傳熱量大、傳熱效率高以及傳輸距離遠的優(yōu)點，廣泛應用于載人航天器，包括神舟飛船、天宮實驗室和空間站等。因此，衛(wèi)星單機熱源至可展開輻射器之間的熱量傳輸方式采用單相流體回路，流體回路運行原理如圖6所示。

圖6 單相流體回路運行原理圖

可展開輻射器增加了衛(wèi)星的散熱面積，由于載荷設備在軌短期工作，當載荷不工作時，衛(wèi)星熱源大幅減少，面臨溫度偏低的風險，因此在流體回路中使用溫控閥。當溫控閥下游控溫點溫度低于-2 ℃時，控制設備自動調整溫控閥轉動角度，減少流向輻射器的流體流量；當控溫點溫度高于-2 ℃時，溫控閥向相反方向轉動，增加流向輻射器的流體流量。

2 試驗驗證

2.1 試驗狀態(tài)

為了驗證熱控設計的正確性及熱排散能力，在衛(wèi)星研制初樣階段開展了整星熱平衡試驗。具體試驗狀態(tài)如下。

(1)可展開輻射器在真空模擬室中處于展開狀態(tài)，如圖7所示。

圖7 衛(wèi)星在真空模擬室中的狀態(tài)

(2)衛(wèi)星結構、可展開輻射器和流體回路產品均為真實產品，保證熱傳遞路徑的準確性。

(3)衛(wèi)星其余設備結構尺寸、殼體材料和質量等重要特性與真實設備一致，保證與熱邊界的熱傳遞方式和熱容量與真實設備相當。

(4)根據熱源分布及大小，采用多個聚酰亞胺薄膜型電加熱片模擬單機工作熱耗。

(5)為減小紅外背景干擾，可展開輻射器外熱流采用表貼聚酰亞胺薄膜型電加熱片模擬，與輻射器相鄰的衛(wèi)星結構板外熱流也采用電加熱片模擬。其余衛(wèi)星表面采用紅外加熱籠模擬外熱流。

根據對衛(wèi)星軌道外熱流分析以及載荷設備工作模式，熱試驗制定了2個低溫工況和3個高溫工況。3個高溫工況對應的軌道光照角度不同，載荷工作模式均按照第一軌開機40 min，第二軌開機10 min的循環(huán)工作模式，軌道周期為100 min，單個試驗循環(huán)周期為200 min。

由于流體回路采用溫控閥作為調溫手段，低溫工況下通過截止流向輻射器的流體，并采用一定的電加熱補償措施，設備的溫度水平可以得到保障。熱試驗的主要目的是驗證高溫工況下可展開輻射器的熱排散能力以及單相流體回路的工作特性。

2.2 試驗結果分析

熱試驗開展了3個高溫工況，根據試驗結果，當軌道外熱流最大，載荷設備按照第一軌開機40 min，第二軌開機10 min的模式循環(huán)工作時，衛(wèi)星溫度水平最高，圖8為此工況下典型載荷設備的溫度曲線。根據熱試驗標準，載荷設備溫度已經達到動態(tài)平衡。載荷設備具體溫度水平與載荷的熱耗、換熱方式以及熱容量有關。圖8顯示的載荷設備1熱耗為210 W，熱容量為8 kJ/℃，采用蜂窩板內預埋管路集熱方式；載荷設備2熱耗為590 W，熱容量為14 kJ/℃，采用底面冷板集熱方式；載荷設備3熱耗為480 W，熱容量為45 kJ/℃，采用雙側面冷板集熱方式。

圖8 熱平衡試驗典型設備溫度曲線

設備熱耗與熱容量的比值反映了設備溫度在自身熱耗影響下的變化速率，在同樣的外部散熱條件下，熱耗越大，熱容量越小，載荷溫度變化速率越大。載荷設備1的熱耗/熱容量為0.026 ℃/s，載荷設備2的熱耗/熱容量為0.042 ℃/s，載荷設備3的熱耗/熱容量為0.011 ℃/s。從圖8可以看出，載荷設備2的熱耗/熱容量大，但溫度總體上升幅度卻小于載荷設備1，表明采用冷板的集熱效率高于采用蜂窩板內預埋管路的集熱效率。載荷設備3與載荷設備2都采用冷板集熱，由于載荷設備3的熱耗/熱容量小，因此總的溫度變化幅度小于載荷設備2。

根據圖8，載荷設備1采用蜂窩板內預埋管路的集熱方式，設備與流體回路之間的熱阻較大，在每次關機后至下次開機前溫度不能降低至流體回路控溫點(-2 ℃)。載荷設備2和載荷設備3采用冷板集熱方式，設備與流體回路之間的熱阻較小，每個軌道周期工作10 min時，載荷設備溫度上升幅度較小，關機后至下次開機前溫度能夠降低至流體回路控溫點；每個軌道周期工作40 min時，載荷設備溫度上升幅度較大，關機后至下次開機前溫度不能降低至流體回路控溫點。在熱試驗各個工況中，載荷設備1的溫度水平最高，但仍低于40 ℃。載荷設備為電子產品，工作溫度要求范圍為-15～+50 ℃，因此，基于可展開輻射器的衛(wèi)星熱控設計能夠滿足載荷熱排散需求。

3 結束語

受尺寸和質量等設計要素的約束，大功率衛(wèi)星本體熱排散能力嚴重不足。本文將可展開輻射器首次應用于國內質量不足2 t的衛(wèi)星，在此基礎上開展了集熱量收集、傳輸和排散的一體化設計工作，大幅增加了衛(wèi)星有效散熱面積，提升了衛(wèi)星的熱耗質量比。通過整星初樣階段熱平衡試驗，在極端外熱流條件和工作模式下，載荷最高溫度不超過40 ℃，驗證了衛(wèi)星熱設計和可展開輻射器的熱排散能力。本文的設計思路和方法對于解決相似大功率衛(wèi)星的熱排散問題具有一定的借鑒意義。