基于集成電子設(shè)備的微小飛行器熱控設(shè)計(jì)及分析

王 瑾，劉小旭，陸浩然，李德富，鞏萌萌

(1．北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2．中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076)

基于集成電子設(shè)備的微小飛行器熱控設(shè)計(jì)及分析

王 瑾1，劉小旭1，陸浩然1，李德富1，鞏萌萌2

(1．北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2．中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心，北京 100076)

隨著航天器輕量化以及微型化發(fā)展趨勢(shì)，微小飛行器作為一種高功能性、低成本的航天器得到了廣泛的關(guān)注，同時(shí)微小飛行器電子設(shè)備集成化以及輕量化會(huì)給熱控系統(tǒng)帶來(lái)設(shè)計(jì)難度。針對(duì)某微小飛行器的軌道參數(shù)和結(jié)構(gòu)性能，提出了采取等溫化以及機(jī)-電-熱一體化的熱設(shè)計(jì)方案，并通過(guò)Thermal Desktop軟件建立飛行器在軌狀態(tài)的熱模型，仿真分析飛行器的高溫和低溫極端外熱流工況以及瞬態(tài)溫度分布。仿真結(jié)果表明，采取的熱控方案能夠解決該類微小飛行器的熱設(shè)計(jì)難題。

微小飛行器；熱模型；外熱流；瞬態(tài)溫度分布

0 引言

隨著計(jì)算機(jī)、微電子機(jī)械、新材料、微納米、高密度能源及空間推進(jìn)技術(shù)的迅速發(fā)展，衛(wèi)星的重量和尺寸顯著減小。以微小飛行器為代表的微小型航天器以一種全新的設(shè)計(jì)理念成為航天領(lǐng)域最活躍的研究方向，并廣泛應(yīng)用于數(shù)據(jù)通信與傳輸、地面與空間環(huán)境監(jiān)測(cè)、導(dǎo)航定位及科學(xué)實(shí)驗(yàn)以及數(shù)據(jù)通信與傳輸?shù)戎T多領(lǐng)域[1]。但是微小飛行器重量輕、體積小的同時(shí)會(huì)給電子設(shè)備熱控制帶來(lái)一定的困難，主要是高熱流密度和低熱慣性兩方面[2-4]。

本文以某立方型架構(gòu)的微小飛行器為例，針對(duì)電子設(shè)備散熱問(wèn)題，通過(guò)Thermal Desktop建立其在軌狀態(tài)下的節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)熱模型，進(jìn)行散熱面設(shè)計(jì)以及外熱流分析，采取等溫化以及機(jī)-電-熱一體化的熱設(shè)計(jì)方案，仿真模擬了該方案下的飛行器瞬態(tài)溫度場(chǎng)以及單機(jī)熱環(huán)境。

1 飛行器設(shè)計(jì)狀態(tài)

1.1 飛行器概況

該微小飛行器結(jié)構(gòu)采用分艙式設(shè)計(jì)，主要由電源艙、控制艙和載荷艙等部分組成。電氣系統(tǒng)采用一體化設(shè)計(jì)，其核心為兩塊雙機(jī)冷備份的數(shù)管計(jì)算機(jī)，其他模塊或部件包括姿態(tài)控制、測(cè)控、電源、任務(wù)載荷等都直接連接到數(shù)管計(jì)算機(jī)外部接口上。電子設(shè)備包括反作用飛輪、三軸陀螺、電源系統(tǒng)(DCDC模塊、蓄電池以及電源控制器)、任務(wù)管理組合、相機(jī)、GPS接收機(jī)、測(cè)控設(shè)備等，總重量約30 kg。圖1為某微小飛行器的結(jié)構(gòu)布局圖。

圖1 某微小飛行器的結(jié)構(gòu)布局簡(jiǎn)圖

1.2 設(shè)備工作溫度要求

飛行器電子設(shè)備溫控范圍見(jiàn)表1。

表1 儀器設(shè)備溫控范圍

注：()表示儲(chǔ)存溫度范圍，其余代表工作溫度范圍。

1.3 軌道環(huán)境分析

飛行器運(yùn)行在一個(gè)140 km×400 km的橢圓形低地球軌道上，軌道傾角約為40.7°，近地點(diǎn)輻角為51°，升交點(diǎn)經(jīng)度為19°，分離時(shí)刻真近點(diǎn)角為20°。

1.3.1 軌道外熱流

考慮飛行器在一年中任意時(shí)刻發(fā)射，根據(jù)飛行彈道數(shù)據(jù)可以計(jì)算獲得太陽(yáng)光矢量與軌道之間的夾角，即β角的變化規(guī)律。

圖2(a)為飛行器在一年內(nèi)任意時(shí)刻入軌的β角變化規(guī)律。其中，β角變化范圍為-64.5°～64.5°。圖2(b)為2016年一年不同入軌時(shí)刻下的飛行器在軌地影時(shí)間。表2為飛行器在140 km×400 km橢圓軌道下的軌道周期以及地影時(shí)間。

表2 軌道周期及地影時(shí)間

根據(jù)飛行器一年內(nèi)的在軌地影時(shí)間和β角分析，可知針對(duì)橢圓軌道，其外熱流極端高溫工況為β角最大以及地影時(shí)間最小時(shí)刻，極端低溫工況為β角最小以及地影時(shí)間最大時(shí)刻，表3列出了飛行器在軌極端外熱流工況。

表3 飛行器分離后極端工況條件

圖2 2016年一年飛行器在軌β角及地影時(shí)間變化曲線

1.3.2 散熱面設(shè)計(jì)

表4列出了不同β角下飛行器本體各個(gè)表面所接收到的太陽(yáng)輻射、地球反照輻射以及地球紅外輻射之和，初始設(shè)計(jì)飛行器本體各個(gè)表面的外表面屬性為太陽(yáng)吸收比0.13，紅外發(fā)射率0.13。從表4可以得出：

(1)在β=0°時(shí)到達(dá)-Z面的外熱流最大，最高可達(dá)152.43 W/m2，并且平均外熱流值也較高，外熱流變化幅度較大。其余幾個(gè)面所接受到的外熱流基本相同，都相對(duì)較小，均在18～33 W/m2左右；

(2)β=64.5°工況下，-Y面接受到的外熱流最大，為233.85 W/m2，并且變化幅度較大，平均外熱流達(dá)到167.99 W/m2，到達(dá)-Z面、+X面和+Z面的外熱流比較平均，均在100 W/m2左右，+Y面受太陽(yáng)照射最小，外熱流最大值為25.91W/m2，-X面由于安裝展開(kāi)面，考慮到展開(kāi)面的遮擋效應(yīng)，表面接受的外熱流最??；

表4 不同β角的太陽(yáng)輻射與地球反照輻射之和(對(duì)地定向) (W/m2)

(3)綜上述所，無(wú)論在β=0°還是β=64.5°工況下，+Y面所接受的外熱流為最小，且變化比較平均，+X面次之；-Z面在β=0°時(shí)外熱流達(dá)到最大值，-Y面在β=64.5°時(shí)所接受到的外熱流最大。因此，初步設(shè)計(jì)選取+Y面為散熱面。

2 熱控設(shè)計(jì)方案

2.1 熱控設(shè)計(jì)難點(diǎn)

(1)分離前與箭體在軌時(shí)間長(zhǎng)。在進(jìn)入預(yù)計(jì)軌道之前，搭載上面級(jí)長(zhǎng)時(shí)間飛行。由于長(zhǎng)時(shí)間飛行段電氣設(shè)備不加電，導(dǎo)致電氣設(shè)備面臨低溫環(huán)境。

(2)任務(wù)管理組合一體化設(shè)計(jì)。由于微小飛行器體積小，空間有限，采取任務(wù)管理組合對(duì)飛行器進(jìn)行統(tǒng)一管理。

2.2 熱控措施

為了節(jié)約星上資源以及輕量化設(shè)計(jì)，熱控系統(tǒng)只采用被動(dòng)熱控措施。首先采取表面熱特性控制、熱傳導(dǎo)設(shè)計(jì)以及熱排散的合理布局等實(shí)現(xiàn)飛行器艙內(nèi)的等溫化設(shè)計(jì)；其次，對(duì)大功率電子芯片采取機(jī)-電-熱一體化的設(shè)計(jì)思路。具體采取的熱控措施包括飛行器艙壁包覆多層隔熱組件，外表面采用單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，薄膜面朝外；飛行器艙壁內(nèi)表面噴涂SR107白漆；+Y面為散熱面，散熱面外表面噴涂SR107白漆；載荷安裝面與金屬骨架、橫梁安裝面涂導(dǎo)熱脂；飛行器分離機(jī)構(gòu)與固定裝置上端面固連，安裝面與固定裝置之間墊隔熱墊；分離機(jī)構(gòu)采取包覆多層隔熱組件的方法進(jìn)行隔熱，外表面采用單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，鍍鋁面朝外；對(duì)任務(wù)管理組合進(jìn)行單獨(dú)的熱設(shè)計(jì)，在PCB板進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)考慮鋪銅，將大功率元件布置在靠近邊緣位置利于導(dǎo)熱，并且在PCB板周圍安裝銅條，加強(qiáng)與艙壁的導(dǎo)熱。

2.3 熱控重量統(tǒng)計(jì)

某微小飛行器所用的熱控產(chǎn)品主要有多層隔熱組件和涂層。經(jīng)統(tǒng)計(jì)，熱控重量0.8 kg左右，僅占整星重量的2.7%。

3 熱分析計(jì)算

3.1 熱網(wǎng)絡(luò)模型建立

3.1.1 模型簡(jiǎn)化與處理

在航天器熱分析過(guò)程中，普遍采用的是建立熱網(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型，用有限差分方法進(jìn)行計(jì)算。選用Sinda/Fluint進(jìn)行熱計(jì)算。為了計(jì)算方便，作出以下假設(shè)：對(duì)于星內(nèi)電氣設(shè)備，忽略內(nèi)部結(jié)構(gòu)，視為等溫體；不考慮星內(nèi)儀器電纜設(shè)備以及緊固件，如星內(nèi)電纜線、連接件、電連接器以及螺釘?shù)?；各表面?dāng)作灰體處理，不考慮表面之間的鏡面反射，表面輻射滿足Lambert定律；地球是一個(gè)均勻的球形熱輻射平衡體，各處的紅外輻射相同，太陽(yáng)光為平行光；儀器與安裝板之間的接觸熱阻傳熱系數(shù)取干接觸界面為50 W/(m2·K)，濕接觸界面為400 W/(m2·K)；把多層隔熱材料整體地看成一種結(jié)構(gòu)連續(xù)、性質(zhì)均勻的實(shí)體，其傳熱性能采用常值當(dāng)量導(dǎo)熱模擬。

3.1.2 節(jié)點(diǎn)的劃分與節(jié)點(diǎn)特性

節(jié)點(diǎn)劃分依據(jù)以下原則：

(1)對(duì)各個(gè)艙段側(cè)板采用等分法劃分節(jié)點(diǎn)單元；

(2)一般設(shè)備視為一個(gè)等溫體，作為一個(gè)擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)，節(jié)點(diǎn)溫度代表了等溫控制體的平均溫度；

(3)對(duì)關(guān)鍵的散熱部位或漏熱部位，適當(dāng)細(xì)分節(jié)點(diǎn)。

根據(jù)模型簡(jiǎn)化及節(jié)點(diǎn)劃分原則，對(duì)飛行器進(jìn)行節(jié)點(diǎn)劃分，節(jié)點(diǎn)示意圖如圖3所示。

圖3 熱模型節(jié)點(diǎn)示意圖

3.1.3 材料熱物性參數(shù)

計(jì)算用的熱控材料的物性參數(shù)見(jiàn)表5。

表5 熱控材料物性參數(shù)

注：*表示數(shù)值為多層的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)

3.2 溫度瞬態(tài)分析

表6列出了控溫范圍滿足情況統(tǒng)計(jì)。圖4給出了結(jié)構(gòu)和儀器設(shè)備溫度變化曲線。

表6 總體控溫范圍滿足情況統(tǒng)計(jì)

圖4 不同工況下儀器設(shè)備的溫度變化曲線

根據(jù)計(jì)算結(jié)果分析可以看出：(1)儀器設(shè)備溫度均在要求的范圍之內(nèi)，說(shuō)明熱控設(shè)計(jì)合理有效；(2)相比較其他儀器設(shè)備，DCDC模塊、GPS天線、測(cè)控天線溫度變化較為劇烈，這是由于DCDC模塊直接安裝在+Y面上，+Y面為散熱面，散熱面直接受空間外熱流的影響，溫度變化幅度較大，因此DCDC模塊相較其他設(shè)備溫度變化較大。GPS天線、測(cè)控天線無(wú)遮擋，直接面對(duì)空間環(huán)境，受外熱流影響溫度變化劇烈，說(shuō)明在飛行器外表面包覆多層隔熱組件能夠有效抵擋外部環(huán)境激烈變化帶來(lái)的影響；(3)對(duì)于微小飛行器，采取被動(dòng)熱控措施(多層、涂層以及導(dǎo)熱等)，可以成功解決微小飛行器的高熱流密度、低熱慣性的熱控問(wèn)題。

4 結(jié)論

本文針對(duì)某微小飛行器的熱控輸入，采用被動(dòng)熱控措施對(duì)其進(jìn)行熱控設(shè)計(jì)，建立了飛行器的幾何數(shù)學(xué)模型和熱數(shù)學(xué)模型，得到了在軌外熱流以及瞬態(tài)溫度場(chǎng)分布，模擬了飛行器儀器設(shè)備的熱環(huán)境。仿真結(jié)果表明儀器設(shè)備溫度均滿足溫度指標(biāo)要求，結(jié)果可為其他微小飛行器的熱分析提供借鑒。

[1] 廖文和.立方體衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展及其應(yīng)用[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2015,47(6):792-797.

[2] 劉佳,李運(yùn)澤,常靜,等.微小衛(wèi)星熱控系統(tǒng)的研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢(shì)[J].航天器環(huán)境工程,2011,28(1):77-82.

[3] 丁延衛(wèi),付俊明,尤政.納型衛(wèi)星熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào), 2006,18(1): 169-172.

[4] 潘增富.微小衛(wèi)星熱控關(guān)鍵技術(shù)研究[J].航天器工程,2007,16(2):16-21.

Design and analysis of thermal control for micro spacecraft based on integrated electronic equipment

Wang Jin1，Liu Xiaoxu1, Lu Haoran1,Li Defu1, Gong Mengmeng2

(1.Beijing Institute of Aerospace System Engineering,Beijing 100076，China;2．Research and Development Center,China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China)

With the development trend of lightweight and miniaturization of spacecraft, micro spacecraft as a kind of high functionality and low cost spacecraft has been widely concerned, meanwhile the advantage will bring some difficulties for the design of the thermal control system. Firstly, this paper put forward the thermal control measures according to a micro spacecraft orbit parameters and structure performance to solve the thermal control problems. Then, the in-orbit thermal model of micro spacecraft is established by Thermal Desktop software which can simulate the high and low temperature extreme heat flux conditions and the transient temperature distribute. The simulation results show that the thermal control scheme can solve the problems of thermal design.

micro spacecraft; thermal model; heat flux; transient temperature distribute

V416

A

10.19358/j.issn.1674- 7720.2017.07.027

王瑾，劉小旭，陸浩然，等.基于集成電子設(shè)備的微小飛行器熱控設(shè)計(jì)及分析[J].微型機(jī)與應(yīng)用，2017,36(7)：91-94.

2016-12-13)

王瑾(1988-)，通信作者，女，博士研究生，工程師，主要研究方向：航天器熱控制及熱管理。E-mail:wj820buaa@163.com。

劉小旭(1982-)，男，碩士，工程師，主要研究方向：航天器熱控制及空間環(huán)境設(shè)計(jì)。

陸浩然(1982-)，男，碩士，高級(jí)工程師，主要研究方向：空間飛行器總體設(shè)計(jì)及微小衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)。