航天器熱設計中的系統(tǒng)性和魯棒性

李國強

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

長期以來，我國航天器的熱設計一般采用以被動熱控為主、電加熱主動熱控為輔的熱控方案。這種傳統(tǒng)的設計方法，比較適合于溫度控制要求不高的熱控系統(tǒng)［1］。隨著技術的發(fā)展，電加熱技術的主要控制及執(zhí)行機構——控溫儀有了長足的進步，已經(jīng)從最初的開關執(zhí)行機構演化為具有CPU 的智能型高精度控溫儀，電加熱對星上能源的消耗可以通過CPU 靈活控制，可靠性也大為提高，因此，電加熱主動熱控技術已被廣泛應用于一些控溫精度要求較高的航天器儀器設備的熱控制。

航天器對熱控系統(tǒng)的主動調(diào)節(jié)能力需求大為增加，除在軌正常設計需求外，這種能力還表現(xiàn)在：熱控系統(tǒng)作為基礎服務系統(tǒng)，必須應對航天器研制過程中各級別可能的技術狀態(tài)更改需求，以及在軌飛行期間突發(fā)的非正常設計狀態(tài)帶來的溫度保障需求。因此，有必要討論傳統(tǒng)熱設計以被動熱控為主、輔以適當主動熱控這一首要原則在航天器是否須要做出調(diào)整，提高目前相對成熟可靠的電加熱主動控制所占的份額，在某種程度上可以提升航天器熱控總體設計水平，實現(xiàn)熱控系統(tǒng)的系統(tǒng)性和魯棒性設計，從而在航天器系統(tǒng)工程研制中起到應有的熱總體作用。

2 熱設計應以系統(tǒng)總體最優(yōu)為前提

2．1 熱設計應從總體的角度來把握

在航天器系統(tǒng)工程中，“熱控”一直作為航天器的一個重要“分系統(tǒng)”進行研制。但是，與“分系統(tǒng)”的定義不同，在航天器實際研制過程中，無論是航天器總體設計人員，還是其他各分系統(tǒng)設計人員，又都普遍認為熱控“分系統(tǒng)”具有“總體性質”。這主要是由熱控分系統(tǒng)在航天器研制中的特殊地位決定的。

（1）航天器熱接口復雜。廣義而言，許多大總體接口，如運載火箭的熱環(huán)境、發(fā)射塔架的熱環(huán)境及航天器在軌熱環(huán)境等，均與熱有關；單就某一航天器而言，熱控在研制中與總體及各分系統(tǒng)間都存在輸入輸出關系，如結構、總裝、數(shù)管、電源、軌道、控制等。同時，熱控要保證航天器所有設備的工作溫度環(huán)境。

（2）熱控分系統(tǒng)研制流程涉及航天器全流程。和一般的以電或結構為主的分系統(tǒng)不同，熱控分系統(tǒng)研制涉及到從航天器最初的單機設備研制、航天器結構部裝到最后的航天器總裝、電性能測試及大型試驗研制的全流程，以及航天器在軌飛行的整個壽命期間，熱控分系統(tǒng)都要提供保障。

綜上，把熱控作為分系統(tǒng)降低了熱控的職責要求，可能會造成航天器總體設計的缺陷。極端時，甚至會造成“分系統(tǒng)最優(yōu)而系統(tǒng)差”的局面。這將與航天器系統(tǒng)工程的設計思想背道而馳。

作為分系統(tǒng)，系統(tǒng)總體會向其下達一系列的技術要求和指標，其中質量和功耗必不可少，這兩個指標也是目前熱控（以及其他）分系統(tǒng)力?！白顑?yōu)”的設計指標，因此一般采取了質量輕、耗能少的被動熱控設計方法。這種設計方法，如果航天器在軌運行處于預先設計條件時，可以很好地滿足設計指標；但當航天器在軌遇到意外故障時，往往由于適應性差，無法采取針對性補救措施。

如果不把質量、功耗作為考核熱控設計的必要條件，允許熱控設計從總體的角度進行全盤規(guī)劃，從形式上解放熱控作為“分系統(tǒng)”的限制和束縛，為航天器預留一定的主動熱控措施，雖然表面上是“熱控分系統(tǒng)”占用了更多的資源，但整個系統(tǒng)卻能實現(xiàn)適應性好的較優(yōu)結果。

2．2 熱設計應對系統(tǒng)資源進行管理

各設備的功耗是航天器分熱控系統(tǒng)和電源分系統(tǒng)最重要的設計輸入條件。多個航天器型號工程研制經(jīng)驗表明，航天器設計初期各研制方提供的功耗參數(shù)，大多數(shù)會比最終產(chǎn)品的實測值大，有些甚至相差非常大。表1是某有較大繼承性設計的遙感衛(wèi)星實例，在設計之初簽定的功耗與最終實測數(shù)據(jù)對比相差了23．4%。這主要是因為傳統(tǒng)觀念鼓勵各分系統(tǒng)在研制過程中節(jié)約星上能源，因此各設備研制方在設計之初，對自己的設備沒有足夠把握時，往往多申請能源需求，避免后續(xù)研制階段出現(xiàn)需求不足的情況。這種思路對電源分系統(tǒng)設計沒有問題：只要航天器能夠滿足最大能源需求，后續(xù)研制過程出現(xiàn)能源富裕時，可將多余的能源采取分流措施。

但熱控設計不同，既要考慮功耗高時的散熱，又要考慮功耗低時的保溫，因此希望功耗輸入條件在研制過程中不出現(xiàn)大的改變，即不是前文提到的“鼓勵節(jié)約能源”。當電源系統(tǒng)把原設計多出來的能源分流時，熱控分系統(tǒng)還要設法修改為大功耗設計的散熱面參數(shù)。

實現(xiàn)航天器廢熱的再利用，一直是航天器熱管理的目標之一。如果熱控分系統(tǒng)在設計之初，就為這些能源提供可供“主動分流”的加熱器，正常情況下這些加熱器關閉，在需要分流或航天器處于非設計狀態(tài)時開啟，則可變能源分流為熱管理，實現(xiàn)熱控和電源分系統(tǒng)聯(lián)合設計的雙贏。

表1 某遙感衛(wèi)星功耗統(tǒng)計Table 1 Power consumption of a remote sensing satellite

3 提高熱設計的魯棒性

魯棒性設計就是回答如下問題：尋找滿足所有限制時的最大可靠性，或者，在一定可靠性99．7%（三個標準偏差）要求前提下，找到最佳性能或最小質量設計［2］。按照這個概念，如果完全從魯棒性設計的定義去考慮熱控分系統(tǒng)設計，即單從熱控自身的角度考慮魯棒性設計，可能會陷入對熱控系統(tǒng)可靠性、質量設計的限制中，從而導致“分系統(tǒng)最優(yōu)而非系統(tǒng)最優(yōu)”的局面。因此，本文所說的提高熱設計“魯棒性”，是借用魯棒性的含義，從提高熱控分系統(tǒng)的適應性角度來說明問題。

3．1 熱設計應具有適應航天器研制問題的最小重構能力

工程經(jīng)驗表明，航天器的研制過程并不會完全按照設計的條件和狀態(tài)開展。在遇到航天器或其分系統(tǒng)發(fā)生技術狀態(tài)更改時，熱控分系統(tǒng)可能會受到較大的影響。尤其是當其他分系統(tǒng)遇到無法解決的熱環(huán)境問題時（往往是在設計約定的溫度范圍內(nèi)，某設備性能下降不能滿足要求，必須在一定的、較狹窄的溫度范圍內(nèi)，設備才能正常工作），航天器總體會從全局考慮更改的影響，從而讓熱控分系統(tǒng)為出現(xiàn)問題的設備予以更精確的溫度保障。這樣，利用散熱手段為其制造熱沉環(huán)境、再通過電加熱進行主動控溫是最方便的處理方式，對航天器的改動會較小。散熱手段一般較易實施，對整星影響較小；而電加熱控制則需要航天器電源、數(shù)管、電纜網(wǎng)等多個接口資源。如果熱控分系統(tǒng)在設計之初只考慮本“分系統(tǒng)”的設計最簡單可靠，未預留出電加熱控制資源，就會陷入接口不足的被動。

例如，某遙感衛(wèi)星平臺采取最簡單可靠的被動熱控為主完成熱設計，整星經(jīng)優(yōu)化后僅保留8路電加熱控溫回路，用于設計之初提出要求的特殊設備［3］。但是，衛(wèi)星研制后期遇到了紅外地球敏感器堵轉難題，敏感器研制單位經(jīng)過大量的分析、試驗論證，無法通過改進敏感器單機設計解決問題，而好的溫度環(huán)境能夠幫助解決問題，于是向總體部門提出了主動控溫要求。總體部門在綜合評價了進度、風險等環(huán)節(jié)后，認為這也是解決問題的唯一辦法，因此要求熱控分系統(tǒng)能夠完成該敏感器的主動控溫。該星由于未預留電加熱資源，只得采取“拆借”、合并其他加熱回路、降低整個系統(tǒng)可靠性的方法來解決。在另一顆遙感衛(wèi)星上也發(fā)生了類似的問題。

3．2 熱設計應為解決在軌意外故障提供溫度保障手段

熱控措施的選擇與整星的設計思想有關，如在軌道上發(fā)生局部溫度過高時，常規(guī)的熱控措施是無法解決的；而溫度過低時，則可以用電加熱的方法解決。因此，應考慮采用偏低溫的設計思路，給高溫端留有更多的設計余量，同時采用增加電加熱功率的方法保證不超過低溫限。這就需要根據(jù)具體條件對星上資源消耗和安全可靠之間進行分析后，合理選擇。我國通信衛(wèi)星熱設計中，在載荷開通前采用替代加熱器的做法［4］，是一種典型應用。

航天器熱設計應參照這些思路，在有條件的情況下設置部分“冬眠”加熱回路，為航天器在軌意外故障提供熱控保障能力：當航天器按預先設計條件正常工作時，這些加熱回路處于“禁止工作”狀態(tài)（休眠），當航天器在軌遇到意外，出現(xiàn)了整體或局部溫度下降，在航天器自身能源許可的條件下，通過智能型控溫儀［5］喚醒這些加熱回路，使航天器溫度能逐漸恢復正常，從而保證航天器的正常工作。

我國一些遙感衛(wèi)星的熱控設計中，已逐漸應用了這一提高熱控設計系統(tǒng)性的思路。如某“晨昏”軌道太陽同步衛(wèi)星有效載荷在軌長期工作，但發(fā)射初期要經(jīng)過約一個月的在軌測試，期間載荷不工作，而載荷工作與否的整星功耗差異約370 W，占總功耗的34%。借鑒通信衛(wèi)星替代加熱器的設計思路，該衛(wèi)星在有效載荷艙設置了6路補償加熱回路，每路60 W，這樣保證在軌測試期間載荷的最低儲存溫度。同時，正常狀態(tài)這些回路將休眠，而其控制溫度的中心值、閾值等可根據(jù)需要在軌注入到星上。這也是電源系統(tǒng)希望的情況：補償加熱功率起到了對能源“削峰填谷”的作用。這個設計后來為衛(wèi)星在軌遇到問題時的應急處理提供了有力保障：衛(wèi)星發(fā)射后遇到了嚴重的姿態(tài)異常，載荷溫度降到-30 ℃；航天器姿態(tài)好轉時，補償加熱器開啟，保證了衛(wèi)星溫度快速回升到正常范圍。

這種設計思路，不僅可用于能源充足的“晨昏”軌道衛(wèi)星熱設計中，對于一般光學成像衛(wèi)星采取的上午或下午降交點地方時的太陽同步軌道也適用。在某10：30AM 降交點地方時太陽同步軌道衛(wèi)星熱設計中，也采取了類似的載荷艙補償加熱的方法［6］。

4 利用電加熱提高熱設計的系統(tǒng)性和魯棒性

隨著熱控技術的發(fā)展，可變發(fā)射率技術、可變熱導熱管、熱開關、自主適應的電加熱控溫等技術都成為具有強適應性熱控技術的概念［7］。但是，目前為止，大部分新型熱控技術在長壽命航天器實際應用中還很少被用到。電加熱的主動控制技術則得到大量應用，尤其是以遙感衛(wèi)星光學相機主動熱控制的應用越來越多，使這項技術已經(jīng)相對簡單。以往這項技術受困于其控制設備的可靠性，通過冗余和備份設計，則可實現(xiàn)加熱回路的高可靠性設計，使其成為實現(xiàn)熱控設計魯棒性的一種簡便途徑。表2是某衛(wèi)星平臺電加熱控制器（控溫儀）的技術參數(shù)發(fā)展歷程。可見，控溫儀目前已經(jīng)發(fā)展的成熟、可靠［8］。

表2 控溫儀參數(shù)比較Table 2 Comparison of thermal controllers

以成熟的散熱＋電加熱設計手段為前提，航天器系統(tǒng)性和魯棒性熱設計方案和流程如下：

（1）在航天器設計初期，各分系統(tǒng)功耗不十分準確的前提下，熱設計以簡單、全面為主，在可以噴涂熱控涂層的外壁板上全部設計為散熱面。如果外壁板上沒有安裝儀器設備，從流程優(yōu)化的角度考慮，在航天器熱平衡試驗前再對這些散熱措施予以實施，這時，可根據(jù)各設備實測熱耗對散熱面進行修改，減小熱設計的不確定性。

（2）在合適的位置盡量多地布置補償電加熱回路，包括航天器散熱面上。部分加熱回路并非熱控正?？刂扑?，而是為研制過程和在軌運行階段預留調(diào)控資源。

（3）使用相對而言路數(shù)更多、性價比更高的控溫儀進行電加熱控制。

（4）根據(jù)研制過程中航天器的技術狀態(tài)變化，為發(fā)生變化的設備提供必要的電加熱控制。

（5）在航天器出廠前，確定根據(jù)出廠狀態(tài)確定的最終加熱回路路數(shù)，并將其他的回路設置為關閉的狀態(tài)，使相應加熱回路“休眠”。

（6）航天器在軌運行時，如遇到意外故障情況，根據(jù)需要喚醒休眠的加熱回路，為航天器溫度提升及控制提供保障。

5 結束語

電加熱的主動控制方式，一直是我國航天器以被動為主的熱控方法里最主要的輔助主動熱控手段。技術發(fā)展到今天，這種方法也越來越成熟。在航天器的研制中，越來越要求熱控以系統(tǒng)總體設計為目標，且要求在盡量采用成熟、繼承性好的技術前提下完成設計，因此，電加熱的主動控制方法應該是以提升設計適應性為主導的航天器熱設計研制思路之一。

用電加熱控制來提升航天器熱控設計的魯棒性，進而提升航天器的魯棒性，其所占用的航天器資源、可靠性提升等問題，不是熱控“分系統(tǒng)”級的問題，而是航天器系統(tǒng)工程設計最優(yōu)的問題，應該從系統(tǒng)總體的角度加以綜合考慮。

（References）

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