固態(tài)發(fā)射機(jī)熱設(shè)計(jì)與飛行驗(yàn)證

王 磊 文耀普

(錢(qián)學(xué)森空間技術(shù)實(shí)驗(yàn)室 北京 100094)

1 引言

固態(tài)發(fā)射機(jī)因高可靠性、寬頻帶、低工作電壓、故障概率小、全壽命周期成本低等突出的優(yōu)點(diǎn)而備受青睞。如今，固態(tài)發(fā)射機(jī)的發(fā)展水平己成為雷達(dá)技術(shù)水平的一個(gè)重要標(biāo)志[1]。

環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星(HJ-1-C)是環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測(cè)小衛(wèi)星星座中的合成孔徑雷達(dá)小衛(wèi)星，衛(wèi)星采用太陽(yáng)同步圓軌道，對(duì)地三軸穩(wěn)定姿態(tài)，有效載荷為S波段合成孔徑雷達(dá)。環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星SAR載荷具有不受天氣、氣候以及光線(xiàn)的影響，對(duì)地表和森林植被有一定的穿透能力，能夠?qū)崿F(xiàn)全天候、全天時(shí)的對(duì)地觀(guān)測(cè)[2,3]，為減災(zāi)、防災(zāi)決策系統(tǒng)以及環(huán)境監(jiān)測(cè)系統(tǒng)提供重要的數(shù)據(jù)保障，對(duì)我國(guó)的環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測(cè)事業(yè)具有重大意義。

電子設(shè)備對(duì)溫度環(huán)境要求苛刻，不允許溫度超過(guò)或接近其所能耐受的極限。研究表明：電子設(shè)備的失效有55%是溫度超過(guò)規(guī)定值引起的[4]。而對(duì)于固態(tài)發(fā)射機(jī)，功率晶體管的結(jié)溫每增加10° C，固態(tài)發(fā)射機(jī)的可靠性就會(huì)下降60%[5]。隨著電子設(shè)備所使用的器件功率容量和數(shù)量的增加，將導(dǎo)致設(shè)備器件發(fā)熱量加大和溫度上升，若設(shè)備工作時(shí)熱量不能及時(shí)有效地排散出來(lái)，會(huì)導(dǎo)致設(shè)備內(nèi)外的溫度梯度過(guò)大，從而在設(shè)備內(nèi)部形成過(guò)熱區(qū)或過(guò)熱點(diǎn)，繼而造成器件工作性能下降，嚴(yán)重時(shí)甚至燒毀設(shè)備器件功率單片，引起整個(gè)系統(tǒng)失效。電子設(shè)備的功率密度越來(lái)越大，對(duì)熱設(shè)計(jì)的需求也日益強(qiáng)烈。因此，熱設(shè)計(jì)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和電性能設(shè)計(jì)一樣，是電子設(shè)備系統(tǒng)設(shè)計(jì)不可或缺的部分[6,7]。在航天領(lǐng)域，因?yàn)闊嵩O(shè)計(jì)不當(dāng)導(dǎo)致設(shè)備失效或性能下降的事例并不鮮見(jiàn)。因此合理的熱設(shè)計(jì)就成為電子設(shè)備可靠性成敗的關(guān)鍵[8]。

環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星是國(guó)內(nèi)首個(gè)采用固態(tài)發(fā)射機(jī)和網(wǎng)狀SAR天線(xiàn)集中發(fā)射體制的航天器。固態(tài)發(fā)射機(jī)是環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星有效載荷中的關(guān)鍵設(shè)備，瞬時(shí)功耗較大，對(duì)溫度指標(biāo)要求苛刻，技術(shù)難度較大，這些都給熱控設(shè)計(jì)帶來(lái)很大的挑戰(zhàn)。

2 熱控設(shè)計(jì)概況

2.1 衛(wèi)星概況

環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星構(gòu)型采用立方體形式，由推進(jìn)艙、平臺(tái)和載荷艙3部分組成。衛(wèi)星運(yùn)行狀態(tài)尺寸包絡(luò)為8744 mm×2854 mm×5911 mm。太陽(yáng)電池陣(雙翼)安裝于星體±X兩個(gè)側(cè)壁上，每側(cè)4塊。環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星飛行狀態(tài)構(gòu)型如圖1所示。

2.2 熱設(shè)計(jì)原則

由于環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機(jī)對(duì)溫度指標(biāo)要求苛刻，且與整星溫度環(huán)境耦合密切，熱控設(shè)計(jì)必須適應(yīng)這種特點(diǎn)，為此建立了下述設(shè)計(jì)原則：

(1) 采用被動(dòng)熱控和主動(dòng)熱控相結(jié)合的方法進(jìn)行設(shè)計(jì)[9]；以保證固態(tài)發(fā)射機(jī)工作溫度要求；

(2) 固態(tài)發(fā)射機(jī)熱設(shè)計(jì)與整星熱設(shè)計(jì)統(tǒng)一考慮；

(3) 熱設(shè)計(jì)應(yīng)與合理的設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)裝配技術(shù)相結(jié)合，以提高熱設(shè)計(jì)的可靠性；

(4) 采用分區(qū)高精度電加熱恒溫控制的技術(shù)確保固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度均勻性和穩(wěn)定性；

(5) 合理設(shè)計(jì)散熱面，采取有效的隔熱措施和合理的熱傳導(dǎo)路徑。

2.3 熱網(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型

環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星運(yùn)行在低地球軌道，經(jīng)過(guò)對(duì)環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星軌道的分析，衛(wèi)星在一年的運(yùn)行過(guò)程中既存在全日照，又有陰影，在軌道周期中的外熱流變化范圍非常大，衛(wèi)星內(nèi)部設(shè)備熱載荷也隨工作模式的變化而變化。因此，環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星熱環(huán)境系統(tǒng)是一個(gè)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)，需要采用計(jì)算仿真技術(shù)實(shí)現(xiàn)。熱分析計(jì)算共分3部分，即：外熱流計(jì)算、輻射換熱系數(shù)計(jì)算和溫度場(chǎng)計(jì)算。采用的熱分析軟件為SINDA/G和NEVADA。

根據(jù)節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)法，每個(gè)節(jié)點(diǎn)的能量平衡方程為[10]：

圖1 環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星構(gòu)型Fig.1 Configuration of HJ-1-C

式中：Ti為節(jié)點(diǎn)i的溫度，t為時(shí)間，cp為節(jié)點(diǎn)i,j間的比熱容，Mi為節(jié)點(diǎn)i的質(zhì)量，Eij為節(jié)點(diǎn)i,j間的熱輻射網(wǎng)絡(luò)傳熱系數(shù)；Dij為節(jié)點(diǎn)i,j間的熱傳導(dǎo)網(wǎng)絡(luò)系數(shù)；qin為節(jié)點(diǎn)i內(nèi)熱源，qorbit為節(jié)點(diǎn)i空間外熱流。

式中：φ1為太陽(yáng)輻射外熱流因子，φ2為地球反照外熱流因子，φ3為地球紅外外熱流因子，Ai為計(jì)算節(jié)點(diǎn)的表面輻射面積，F(xiàn)i為計(jì)算節(jié)點(diǎn)的輻射角系數(shù)，S為太陽(yáng)常數(shù)，ρ為地球反照率，αsi為計(jì)算節(jié)點(diǎn)的太陽(yáng)吸收比，εHi為計(jì)算節(jié)點(diǎn)的半球發(fā)射率，σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數(shù)。

熱輻射器是衛(wèi)星向空間散熱的最主要裝置，固態(tài)發(fā)射機(jī)產(chǎn)生的廢熱絕大多數(shù)通過(guò)熱輻射器排散到冷空間。熱輻射器單位面積的散熱能力可用下式表述：

式中：q為熱輻射器單位面積的實(shí)際散熱量，Th為散熱面表面溫度，qe為單位面積吸收的外熱流，η為效率。

2.4 固態(tài)發(fā)射機(jī)正樣設(shè)計(jì)狀態(tài)

環(huán)境一號(hào) C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度要求為?1 0° C ～+40° C，同一時(shí)刻8個(gè)組件之間的溫差最大不超過(guò)8° C。固態(tài)發(fā)射機(jī)和其它載荷設(shè)備工作模式為每圈工作不超過(guò)12 min，每天最多連續(xù)工作8圈。固態(tài)發(fā)射機(jī)的峰值熱耗為820 W，熱流密度最大值為34000 W/m2。固態(tài)發(fā)射機(jī)熱流分布圖見(jiàn)圖2，固態(tài)發(fā)射機(jī)安裝在衛(wèi)星載荷艙的+Y上側(cè)壁板中部，固態(tài)發(fā)射機(jī)安裝位置和布局圖見(jiàn)圖3。

固態(tài)發(fā)射機(jī)的熱設(shè)計(jì)方案是：固態(tài)發(fā)射機(jī)底部安裝熱控冷板，熱控冷板通過(guò)熱管與星體外部的熱輻射器連接，把熱量直接導(dǎo)到熱輻射器上，然后以輻射的方式排散到冷空間。熱輻射器的外表面采用太陽(yáng)吸收比較低，而發(fā)射率較高的SR107-ZK熱控白漆，保證熱輻射器所受外部環(huán)境熱流的影響達(dá)到最小。

圖2 固態(tài)發(fā)射機(jī)熱流分布圖Fig.2 Heat flux distribution of solid-state transmitter

圖3 固態(tài)發(fā)射機(jī)布局圖Fig.3 Assembly of solid-state transmitter

熱控冷板由實(shí)心板和蜂窩板組成，設(shè)計(jì)中根據(jù)熱控冷板的結(jié)構(gòu)尺寸以及熱源的位置，預(yù)埋熱管。對(duì)預(yù)埋熱管，為了加大儀器與熱管之間的接觸面積、減輕重量，采用了鋁-氨軸向雙孔槽道熱管。該型熱管己在國(guó)內(nèi)、外航天器大量使用，性能穩(wěn)定、工藝性好。

在熱控冷板內(nèi)表面固態(tài)發(fā)射機(jī)安裝區(qū)域外的兩側(cè)，布置有電加熱回路，在固態(tài)發(fā)射機(jī)不工作時(shí)，采取加熱補(bǔ)償?shù)姆绞竭M(jìn)行溫度補(bǔ)償，以確保固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度不會(huì)過(guò)低。

固態(tài)發(fā)射機(jī)表面(安裝面除外)噴 ERB-2黑漆或進(jìn)行黑色陽(yáng)極氧化處理。固態(tài)發(fā)射機(jī)與安裝面間填充銦箔，以強(qiáng)化固態(tài)發(fā)射機(jī)與熱控冷板之間的熱交換。

3 解決的關(guān)鍵問(wèn)題

針對(duì)環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)，在研制過(guò)程中著重解決了以下幾個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題：

(1) 載荷艙溫度水平和固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度要求的接口匹配問(wèn)題。由于固態(tài)發(fā)射機(jī)安裝在載荷艙內(nèi)，而且對(duì)溫度指標(biāo)要求很高，固態(tài)發(fā)射機(jī)不同組件之間的溫度的絕對(duì)值和溫度差的要求也很高。環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度范圍為?10° C～+40° C,8個(gè)組件之間的溫差最大不超過(guò)8° C。如果艙內(nèi)的溫度環(huán)境過(guò)高或過(guò)低，將無(wú)法保證固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度水平和溫度差要求，因此在載荷艙熱設(shè)計(jì)時(shí)必須要考慮艙內(nèi)極端高、低溫工況的溫度環(huán)境對(duì)固態(tài)發(fā)射機(jī)的影響，進(jìn)行一體化綜合設(shè)計(jì)。在熱模擬艙熱平衡試驗(yàn)中，該問(wèn)題的解決得到了良好的驗(yàn)證，為正樣熱控設(shè)計(jì)狀態(tài)的確定提供了有力的數(shù)據(jù)支撐。

(2) 固態(tài)發(fā)射機(jī)瞬態(tài)功率變化大導(dǎo)致的艙內(nèi)溫度波動(dòng)問(wèn)題。由于有效載荷一天最多可工作8圈，但滿(mǎn)負(fù)荷工作模式時(shí)載荷艙瞬時(shí)功耗較大，需要有效散熱，而其它大部分時(shí)間不工作時(shí)艙內(nèi)功耗又很小，因此如設(shè)計(jì)不周很容易導(dǎo)致載荷艙內(nèi)溫度波動(dòng)較大，這對(duì)固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度穩(wěn)定性是不利的。另外，缺乏長(zhǎng)期加熱功率也是問(wèn)題。經(jīng)過(guò)分析和論證，采取在+Y板上側(cè)壁板設(shè)置閉環(huán)控制的加熱器，當(dāng)有效載荷不開(kāi)機(jī)時(shí)，打開(kāi)補(bǔ)償加熱器；有效載荷開(kāi)機(jī)前，關(guān)掉補(bǔ)償加熱器，因此這部分補(bǔ)償功率實(shí)際為替代的短期功率，整星電源是能夠保障的。這些措施最終有效解決了載荷艙內(nèi)溫度的波動(dòng)問(wèn)題，在正樣熱平衡試驗(yàn)中得到了很好的驗(yàn)證。

(3) 固態(tài)發(fā)射機(jī)的熱設(shè)計(jì)問(wèn)題。由于固態(tài)發(fā)射機(jī)對(duì)溫度的絕對(duì)值和溫差要求很高，因此固態(tài)發(fā)射機(jī)的熱控設(shè)計(jì)難度很大。在有效解決載荷艙溫度環(huán)境和固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度要求的接口匹配問(wèn)題基礎(chǔ)上，采取在+Y板設(shè)置熱管和艙外熱輻射散熱面，根據(jù)熱分析得到的溫度場(chǎng)分布規(guī)律將部件分為若干控溫區(qū)間，采用多模式自動(dòng)高精度控溫技術(shù)，將固態(tài)發(fā)射機(jī)安裝板溫度控制在5° C以?xún)?nèi)。在熱模擬艙熱平衡試驗(yàn)中，固態(tài)發(fā)射機(jī)鑒定件參加了試驗(yàn)，熱設(shè)計(jì)得到了有效驗(yàn)證。

4 飛行遙測(cè)結(jié)果

環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星發(fā)射以來(lái)，完成了高質(zhì)量的成像。從遙測(cè)數(shù)據(jù)來(lái)看，熱控分系統(tǒng)工作正常，整星溫度環(huán)境良好，星上所有設(shè)備溫度均滿(mǎn)足指標(biāo)要求，測(cè)、控溫?zé)崦綦娮韬碗娂訜峄芈饭ぷ髡?，熱管等溫性良好。固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度水平控制得非常好。

為了監(jiān)測(cè)固態(tài)發(fā)射機(jī)的溫度水平和溫差，在固態(tài)發(fā)射機(jī)每一個(gè)組件的+X方向側(cè)壁中心位置粘貼有高精度的MF501型測(cè)溫?zé)崦綦娮?，?支。

表1為條帶成像模式固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度遙測(cè)參數(shù)。從表中可以看出，固態(tài)發(fā)射機(jī)工作12 min，各組件最高溫度為5.41° C～7.01° C，同一時(shí)刻組件間最大溫差為1.94° C，單個(gè)組件最大溫升為11.92° C。圖4為條帶成像模式固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度變化曲線(xiàn)。

表2為3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度遙測(cè)參數(shù)。從表中可以看出，SAR固態(tài)發(fā)射機(jī)開(kāi)機(jī)工作12 min，各組件最高溫度為5.73° C～7.32° C，同一時(shí)刻組件間最大溫差為1.92° C，單個(gè)組件最大溫升為11.89° C。圖5為3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度變化曲線(xiàn)。

圖5 3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度變化曲線(xiàn)Fig.5 Temperature curve of solid-state transmitter during 3SCAN

由以上分析可以看出，在軌期間，固態(tài)發(fā)射機(jī)工作溫度在?5° C～+7.5° C之間，同一時(shí)刻 8個(gè)組件間的最大溫差小于2° C。溫度水平和溫差均優(yōu)于技術(shù)指標(biāo)要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)環(huán)境一號(hào)C衛(wèi)星以及有效載荷關(guān)鍵設(shè)備固態(tài)發(fā)射機(jī)的特點(diǎn)，采用將整星熱設(shè)計(jì)與固態(tài)發(fā)射機(jī)熱設(shè)計(jì)進(jìn)行一體化綜合設(shè)計(jì)的思想和方法，成功地完成了整星熱設(shè)計(jì)和固態(tài)發(fā)射機(jī)熱設(shè)計(jì)。飛行遙測(cè)結(jié)果表明，熱控分系統(tǒng)方案合理，設(shè)計(jì)正確，固態(tài)發(fā)射機(jī)溫度很好地滿(mǎn)足了設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，并留有足夠的余量，熱控設(shè)計(jì)和實(shí)施經(jīng)受了在軌飛行的檢驗(yàn)，為在軌長(zhǎng)壽命運(yùn)行提供了良好的保障條件。

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