可展開式輻射器熱控對航天器軌道調(diào)整的適應(yīng)性分析

劉 欣，梁新剛

(1.清華大學(xué)航天航空學(xué)院熱科學(xué)與動力工程教育部重點實驗室，北京 100084；2.中國運載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引 言

近年來，隨著應(yīng)用需求的不斷擴大與增多，航天器在飛行過程中，往往可能需要進(jìn)行軌道調(diào)整。航天器軌道的變化，可以增強航天器的機動性、靈活性，以適應(yīng)更多的任務(wù)需求。但對航天器熱控系統(tǒng)而言，軌道的變化就意味著空間熱環(huán)境的變化，這也對航天器熱控系統(tǒng)的適應(yīng)能力提出了更高的要求。傳統(tǒng)的航天器采用結(jié)構(gòu)表面作為熱輻射散熱面[1-2]，當(dāng)航天器運行軌道發(fā)生變化時，只能被動地接受空間環(huán)境變化帶來的影響，其散熱能力無法主動調(diào)節(jié)。與流體回路耦合的可展開式輻射器熱控系統(tǒng)，可以有效解決傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)輻射器的不足，通過調(diào)節(jié)輻射器的展開角度，改變輻射器所受空間熱環(huán)境的影響，從而提高熱控系統(tǒng)對航天器軌道調(diào)整的適應(yīng)能力。

20世紀(jì)80年代末在國際空間站的建造過程中，為了解決空間站的散熱難題，國外對可展開式輻射器開展了深入的研究，國際空間站的美國段[3-4]采用了可展開式多板折疊輻射器，面積接近100 m2。日本航天局在ETS-VIII衛(wèi)星的熱控方案研制中，采用了基于環(huán)路熱管的單板可展開式輻射器[5-6]，在軌展開后的輻射器具有400 W的散熱能力。Alcatel宇航公司根據(jù)不同衛(wèi)星平臺的特點，研制了不同的可展開式輻射器[7]，為這些衛(wèi)星的熱控提供了良好的散熱途徑。日本的金星探測器[8-9]設(shè)計了兩塊角度可調(diào)節(jié)的展開式輻射器，通過輻射器角度的調(diào)節(jié)改變輻射器散熱能力的大小，從而擴大探測器熱控系統(tǒng)的適應(yīng)范圍，但該方案散熱能力較小，應(yīng)用于大功率航天器還存在一定局限。劉欣和梁新剛[10]的研究中將流體回路與可展開式輻射器進(jìn)行耦合設(shè)計，通過對輻射器展開角度的調(diào)節(jié)，不僅可以提高熱控系統(tǒng)的散熱能力，還可以提高熱控系統(tǒng)對艙內(nèi)熱耗變化的適應(yīng)能力。

目前關(guān)于可展開式輻射器的研究，多集中在輻射器散熱能力的提升以及輻射器與單相、兩相回路的耦合傳熱，利用輻射器展開角度的改變來調(diào)節(jié)熱控能力的研究還不多見。本文將可展開式輻射器的優(yōu)勢與航天器軌道調(diào)整應(yīng)用背景相結(jié)合，分析了軌道調(diào)整對熱控系統(tǒng)的影響，在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步對采用可展開式輻射器航天器的熱控特性進(jìn)行了研究。

1 與流體回路耦合的可展開式輻射器熱控方案

假設(shè)某一航天器的熱控系統(tǒng)方案采用了與流體回路耦合的可展開式輻射器。航天器的結(jié)構(gòu)外形如圖1所示。

圖1 可展開式輻射器示意圖Fig.1 The schematic of the deployable radiator

在航天器艙體兩側(cè)設(shè)計有兩塊可展開式輻射器，通過支撐結(jié)構(gòu)固定在航天器上，輻射器與流體回路耦合，通過流體回路將艙內(nèi)儀器設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量傳輸至輻射器向外排散。輻射器的展開角度θ可圍繞轉(zhuǎn)軸在0°～90°之間進(jìn)行調(diào)節(jié)。

當(dāng)航天器在軌飛行時，采用三軸穩(wěn)定、對地定向的姿態(tài)。飛行方向為X軸，航天器與地球的連線，且指向地球的方向為Z軸，X-Z軸在航天器飛行軌道面內(nèi)。X-Y-Z構(gòu)成右手坐標(biāo)系。

在整個熱控系統(tǒng)方案中，流體回路依次將艙內(nèi)的設(shè)備和輻射器串聯(lián)在一起，實現(xiàn)熱量的收集、傳輸和排散，熱控系統(tǒng)如圖2所示。

圖2 航天器熱控示意圖Fig.2 Schematic of thermal control loop

輻射器在空間散熱處于熱平衡時有：

Qf 1+Qf 2+Qf 3+Qo=Qi

(1)

式中：Qf 1，Qf 2，Qf 3分別為輻射器吸收的太陽輻射熱流、地球反照熱流和地球紅外熱流，Qo表示輻射器排散的艙內(nèi)設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱耗，Qi為輻射器向空間輻射的總熱量。

對熱控系統(tǒng)進(jìn)行仿真分析計算時，采用網(wǎng)絡(luò)節(jié)點法將航天器劃分為若干個單元體。單元體的中心作為計算的節(jié)點，節(jié)點的溫度和熱物性參數(shù)代表整個單元體的溫度和平均物性參數(shù)值。如果考慮節(jié)點溫度隨時間的變化的話，可以建立節(jié)點網(wǎng)絡(luò)方程[1]：

(2)

式中：Qs,j和Qp,j分別為節(jié)點j吸收的空間熱流和節(jié)點j的內(nèi)熱源；Bk,j是節(jié)點k輻射出來的能量被節(jié)點j表面吸收的份額，這其中包含兩個部分:一部分為從k發(fā)射出來的熱流直接被j吸收的部分，另一部分為經(jīng)過其他表面多次反射到j(luò)表面并被吸收的部分。A表示節(jié)點的面積；ε是節(jié)點的發(fā)射率，T是節(jié)點的溫度；Dk,j是節(jié)點k與節(jié)點j之間的熱傳導(dǎo)系數(shù)；m為節(jié)點的質(zhì)量；cp是節(jié)點的比熱,下標(biāo)k，j表示節(jié)點的編號。

熱控系統(tǒng)工作時，流體工質(zhì)經(jīng)過溫度調(diào)節(jié)后，按照設(shè)定的溫度進(jìn)入航天器艙內(nèi)收集艙內(nèi)設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量

Qo=cmf(To-Ti)

(3)

式中：c為流體工質(zhì)的比熱，mf為管路中工質(zhì)的流量，To為流體吸熱后的溫度，Ti為流體進(jìn)入航天器艙內(nèi)的溫度。

流出艙內(nèi)的工質(zhì)通過溫控閥的調(diào)配分為兩股流體。一部分從旁路流走，一部分經(jīng)輻射器將攜帶的熱量排散到空間：

Qo=cmff(Tro-To)

(4)

式中：f為比例因子，表示分配進(jìn)入輻射器的流體的比例；Tro為經(jīng)過輻射器冷卻后的流體溫度。

經(jīng)輻射器散熱冷卻后的流體在控溫點處與旁路的流體進(jìn)行混合

Ti=(1-f)To+fTro

(5)

當(dāng)溫度控制閥的開度不同時，流過輻射器和流過旁路的流體各不相同，通過對流體的分配比例進(jìn)行調(diào)節(jié)，可以使混合點的溫度Ti達(dá)到熱控設(shè)定值?；旌虾蟮牧黧w再進(jìn)入航天器艙內(nèi)收集設(shè)備熱量。

2 軌道調(diào)整對熱控的影響

如果航天器從半徑為r1的初始軌道通過霍曼轉(zhuǎn)移到半徑為r2的目標(biāo)軌道，初始軌道和目標(biāo)軌道處于一個軌道面內(nèi)，如圖3所示。軌道高度的變化將導(dǎo)致航天器的軌道運行周期、受曬因子等參數(shù)發(fā)生變化。這些變化都會對航天器運行的熱環(huán)境帶來直接影響。

圖3 航天器在軌道面內(nèi)調(diào)整示意圖Fig.3 Schematic of spacecraft maneuvering in orbital plane

太陽是一個巨大的熱輻射體，太陽輻射Q1也是航天器受到的最大輻射熱源。在地球軌道上，太陽光被認(rèn)為是均勻的平行光束，其輻射強度為一個太陽常數(shù)S，地球軌道的太陽輻射強度平均值為1367 W/m2。入射到輻射器表面上任一微元dA上的太陽輻射為[1]

dQ1=Sφ1dA

(6)

其中，φ1為太陽輻射角系數(shù)，太陽距離地球的距離約為1.5×108km，航天器圍繞地球運行的軌道高度比起太陽與地球的距離來說很小，可認(rèn)為太陽輻射熱流Q1不隨軌道高度的改變發(fā)生變化。

對于地球反照輻射熱流而言，航天器微元表面dA受到的地球反照輻射熱流Q2可以用地球紅外輻射角系數(shù)φ3的形式來表示[1]

dQ2=ρSφ3cosψdA

(7)

式中：ρ為地球平均反照率，S為太陽輻射常數(shù)，ψ為航天器—地球之間連線與太陽光之間夾角。

對于地球紅外輻射熱流Q3而言，航天器微元表面dA上受到的地球紅外熱流為[1]

(8)

地球紅外輻射角系數(shù)φ3是關(guān)于ke的函數(shù)[1]，且

(9)

其中，re為地球半徑，H為航天器飛行高度。因此，軌道高度的變化將會引起地球紅外輻射角系數(shù)φ3的變化，而φ3的變化又會使得地球反照熱流和地球紅外熱流發(fā)生變化。

航天器在軌運行過程中，除了空間輻射熱流對航天器的影響外，受照時間的長短也是影響其散熱環(huán)境的一個關(guān)鍵因素，可以用受曬因子τs對受照情況進(jìn)行評估。τs表示航天器在一個運行周期內(nèi)受到的太陽照射的時間與運行周期[1]的比值

(10)

其中，θi為自會日點算起的航天器進(jìn)入地球陰影的角度，θo為航天器出陰影的角度。θi與θo的大小為方程(11)的兩個解：

(11)

其中，βs為太陽光與航天器運行軌道面的夾角。由式(11)可知，受曬因子τs與航天器飛行高度有著密切的關(guān)系。隨著軌道高度的增加，受曬因子τs逐漸增大，航天器受太陽照射的時間也逐漸增長。

3 軌道機動時可展開式輻射器熱控特性分析

假設(shè)航天器艙體結(jié)構(gòu)為圓柱形。航天器輻射器采用蜂窩平板，蜂窩板內(nèi)埋置流體管路，單側(cè)輻射器的大小為0.6 m×2.5 m。輻射器表面熱控涂層的太陽吸收/發(fā)射比α/ε為0.39/0.87。流體回路管路的直徑為10 mm，流體工質(zhì)為乙二醇水溶液，工質(zhì)物性如表1所示，流體工質(zhì)的工作溫度范圍為243 K～373 K，工質(zhì)流量為0.0445 kg/s。航天器運行軌道為圓軌道，根據(jù)任務(wù)需要高度可在300 km～1000 km內(nèi)變化。分析時按太陽光與航天器運行軌道面的夾角βs為70°考慮。采用熱分析軟件Thermal-Desktop進(jìn)行建模，對軌道調(diào)整時可展開輻射器的熱控特性進(jìn)行研究。航天器表面安裝多層隔熱組件，多層隔熱材料具有很好的隔熱性能，在分析艙體與輻射器之間的輻射換熱關(guān)系時，近似將航天器艙體視為絕熱表面。

表1 乙二醇水溶液物性Table 1 Thermal physics properties of glycol solution

3.1 軌道運行周期及受曬因子變化

當(dāng)航天器軌道高度發(fā)生變化時，航天器繞地球運行的軌道周期將發(fā)生變化，航天器受太陽照射的時間也將發(fā)生變化。不同軌道高度時，航天器運行的軌道周期如圖4所示。從圖4可以看出，航天器在軌運行周期隨著軌道高度的提高而逐漸延長，軌道高度從300 km上升到1000 km，軌道周期從90.52 min增加到105.12 min。

圖4 不同軌道高度下的運行周期Fig.4 Orbit period of spacecraft at different orbit altitudes

當(dāng)太陽光與航天器運行軌道面的夾角βs為70°時，不同軌道高度航天器的受曬因子如圖5所示。當(dāng)運行軌道小于410 km時，航天器每個軌道周期內(nèi)會進(jìn)入陰影區(qū)域，其受曬因子小于1；當(dāng)運行軌道大于410 km后，航天器運行的軌道全部處于太陽光照射之下，其軌道周期的受曬因子為1。受照時間越長，航天器吸收的空間熱流越多。

圖5 不同軌道高度受曬因子Fig.5 Exposure factor of spacecraft at different orbit altitudes

3.2 不同軌道高度時空間熱流分析

當(dāng)軌道高度發(fā)生變化時，輻射器吸收總的空間輻射熱流將發(fā)生變化。圖6～圖9是輻射器展開角度分別為0°，30°，60°，90°，航天器運行于不同軌道高度時，輻射器吸收總的空間熱流隨時間的變化。

從圖6～圖9可以看出，輻射器吸收的空間輻射熱流大小，隨航天器軌道運行過程周期波動。當(dāng)航天器運行高度發(fā)生變化后，輻射器吸收空間熱流的波動周期和波動范圍也將發(fā)生變化。

而當(dāng)輻射器角度可調(diào)節(jié)時，通過調(diào)節(jié)輻射器的展開角度，雖然不能改變其吸收空間熱流的波動周期，但卻能有效改變輻射器吸收熱流的波動范圍，從而改變輻射器的輻射散熱環(huán)境，進(jìn)一步對輻射器的熱控性能帶來影響。

圖6 不同軌道高度輻射器吸收輻射熱流總和(輻射器展開角度=0°)Fig.6 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes (Radiator deployment angle=0°)

圖7 不同軌道高度輻射器吸收輻射熱流總和(輻射器展開角度=30°)Fig.7 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=30°)

圖8 不同軌道高度輻射器吸收輻射熱流總和(輻射器展開角度=60°)Fig.8 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=60°)

圖9 不同軌道高度輻射器吸收輻射熱流總和(輻射器展開角度=90°)Fig.9 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=90°)

3.3 不同軌道高度時固定輻射器的熱控能力分析

當(dāng)輻射器展開角度固定不變時，熱控系統(tǒng)散熱能力的調(diào)節(jié)主要通過流體回路的流量調(diào)節(jié)實現(xiàn)。假設(shè)輻射器處于初始位置，展開角度為0°，控溫點溫度設(shè)置為283 K。當(dāng)航天器艙內(nèi)散熱量或是艙外熱環(huán)境發(fā)生變化時，流體回路會對流過輻射器的工質(zhì)流量進(jìn)行相應(yīng)的調(diào)整，以滿足控溫點溫度的要求。流體回路系統(tǒng)的熱控能力由流過輻射器的流體工質(zhì)溫度決定，一方面流過輻射器的流體工質(zhì)溫度不能低于工質(zhì)最低工作溫度[11]；另一方面又不能完全高于控溫點溫度，否則無法實現(xiàn)對控溫點的溫度控制。

圖10 展開角度為0°時輻射器出口工質(zhì)溫度(H=400 km)Fig.10 Working fluid temperature at the radiator outlet with the deployment angle of 0°(H=400 km)

圖10為輻射器展開角度為0°，航天器軌道高度為400 km時，流體回路工質(zhì)流過輻射器的溫度變化。從圖10可以看出，當(dāng)熱控系統(tǒng)散熱量為640 W時，經(jīng)過輻射器散熱冷卻后的工質(zhì)溫度達(dá)到工作溫度下限，熱控系統(tǒng)散熱能力達(dá)到最?。划?dāng)熱控系統(tǒng)散熱量為870 W時，輻射器出口工質(zhì)溫度圍繞控溫溫度上下波動，熱控系統(tǒng)散熱能力達(dá)到最大。輻射器的熱控能力范圍為640 W～870 W。

當(dāng)航天器運行高度發(fā)生變化時，空間熱環(huán)境也會發(fā)生變化，為了達(dá)到控溫點溫度控制要求，熱控系統(tǒng)會對流經(jīng)輻射器的流體工質(zhì)流量進(jìn)行調(diào)節(jié)，從而使得熱控系統(tǒng)的散熱能力隨之改變，同樣可以通過計算得到航天器運行在其他軌道時熱控系統(tǒng)的散熱能力，如圖11所示。

圖11 展開角度為0°時不同高度下輻射器散熱能力Fig.11 Heat dissipation capability of the radiator at different orbit altitudes with the deployment angle of 0°

從圖11可以看出，由于輻射器在不同軌道上吸收的空間熱流在發(fā)生變化，航天器熱控系統(tǒng)的最小散熱能力在640 W～680 W之間變化，最大散熱能力在870 W～900 W之間變化。

3.4 不同軌道高度下輻射器展開角度對散熱能力的影響

熱控系統(tǒng)僅通過流體回路的流量調(diào)節(jié)來滿足系統(tǒng)控溫的要求，流量的調(diào)節(jié)十分有限。在此基礎(chǔ)上可進(jìn)一步通過對輻射器的角度進(jìn)行調(diào)節(jié)，改變輻射器吸收空間熱流的大小，使熱控系統(tǒng)的能力得到擴展與提升，使航天器對空間環(huán)境的適應(yīng)能力進(jìn)一步得到提高。

在第3.3節(jié)的基礎(chǔ)上進(jìn)一步調(diào)節(jié)輻射器的展開角度，對不同高度時熱控系統(tǒng)的散熱能力進(jìn)行分析計算，可以得到不同軌道高度時可展開式輻射器的最小、最大熱控能力，如圖12和圖13所示。從圖12和圖13可以看出，航天器飛行高度相同時，調(diào)節(jié)輻射器的展開角度，熱控系統(tǒng)的散熱能力也會隨之改變。

圖12 不同軌道高度可展開式輻射器最小熱控能力比較Fig.12 Comparison of minimum thermal control capabilities of deployable radiator at different orbit altitudes

圖13 不同軌道高度可展開式輻射器最大熱控能力比較Fig.13 Comparison of maximum thermal control capability of deployable radiator at different orbit altitudes

當(dāng)航天器飛行高度為300 km時，將輻射器展開角度調(diào)節(jié)到90°，熱控系統(tǒng)具有最小散熱能力；當(dāng)航天器飛行高度超過400 km后，將輻射器展開角度調(diào)節(jié)到60°，熱控系統(tǒng)具有最小散熱能力。不同飛行高度時熱控系統(tǒng)最小散熱能力在560 W～610 W之間變化。而當(dāng)航天器運行高度在300 km～1000 km之間變化時，相對于輻射器其它展開角度，將輻射器展開角度設(shè)置在90°，熱控系統(tǒng)具有最大散熱能力。不同高度時，熱控系統(tǒng)最大散熱能力在900 W～945 W之間變化。

圖14中陰影區(qū)域表示航天器在300 km～1000 km軌道高度之間進(jìn)行軌道機動時，采用可展開式輻射器流體回路后，熱控系統(tǒng)控溫能力的范圍與輻射器展開角度為0°時熱控系統(tǒng)散熱能力的比較。從圖14可以看出，采用可展開式輻射器后，熱控系統(tǒng)的散熱能力調(diào)節(jié)范圍可以得到有效擴展，在不同高度通過對輻射器展開角度進(jìn)行調(diào)節(jié)，熱控系統(tǒng)散熱能力范圍最小可擴大100 W，最大可擴大115 W，散熱能力的調(diào)節(jié)范圍可擴大43.5%～52.3%。

4 結(jié) 論

本文對與流體回路耦合的可展開式輻射器在不同軌道高度下的適應(yīng)能力進(jìn)行了研究，結(jié)果表明：

1)航天器進(jìn)行軌道面內(nèi)高度調(diào)整時，航天器吸收太陽輻射熱流密度不變，但其運行周期、受曬因子以及吸收的地球反照輻射熱流密度和地球紅外輻射熱流密度將發(fā)生變化。空間熱環(huán)境的變化對航天器熱控系統(tǒng)的設(shè)計提出了更寬、更強適應(yīng)能力的要求。

2)不同軌道高度環(huán)境下，可以通過調(diào)節(jié)輻射器展開角度，改變輻射器吸收空間熱流的大小，進(jìn)一步改變輻射器的散熱環(huán)境，從而提高或降低熱控系統(tǒng)熱量排散能力，抵消因軌道變化對熱控系統(tǒng)帶來的不利影響。

3)航天器在300 km～1000 km軌道高度之間進(jìn)行軌道調(diào)整時，相比固定位置輻射器，通過調(diào)節(jié)可展開式輻射器的展開角度，可使熱控系統(tǒng)散熱能力調(diào)節(jié)范圍增大43.5%～52.3%，飛行器對環(huán)境的適應(yīng)能力得到有效增強。