航天器熱平衡試驗用大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)設(shè)計及應(yīng)用驗證

韓繼廣，陶晶亮，蓋照亮，周國鋒，陳 麗，彭光東

（上海衛(wèi)星裝備研究所，上海 200240）

0 引言

為保證航天器能在高真空、冷黑和熱輻射的環(huán)境中正常、可靠地工作和完成各項預(yù)定任務(wù)，須在空間環(huán)境模擬器內(nèi)進(jìn)行熱平衡試驗，以獲取航天器表面的溫度分布數(shù)據(jù)，驗證航天器熱設(shè)計的正確性，考核航天器熱控分系統(tǒng)維持航天器組件和分系統(tǒng)在規(guī)定工作溫度范圍內(nèi)的能力[1]。

航天器熱平衡試驗時，空間外熱流模擬一般采用紅外加熱籠（紅外籠）、紅外燈陣、加熱片以及太陽模擬器等手段。紅外籠是一種以電阻片作為輻射源的紅外模擬器，具有結(jié)構(gòu)簡單、加工容易和造價低等優(yōu)點(diǎn)，在航天器熱平衡試驗中應(yīng)用較多[2]。

傳統(tǒng)的紅外籠都是固定且平行地安裝在真空容器內(nèi)，與航天器外表面保持100～300 mm 的距離。但是，由于紅外籠加熱帶和工裝等的遮擋以及其他加熱回路的輻射熱耦合，固定式紅外籠模擬的熱流一般最低為50 W/m2，無法滿足更低熱流模擬的需求。而對于高軌道衛(wèi)星，進(jìn)出地影時間較長（約為72 min），在地影區(qū)內(nèi)接收的地球反照和地球紅外輻射熱流非常低，近似為0。航天器熱平衡試驗時，如果實(shí)際施加熱流與目標(biāo)值相差較大，則不能達(dá)到熱平衡試驗的目的，影響對航天器組件和分系統(tǒng)的考核。因此，航天器熱平衡試驗過程中能精確模擬超低熱流意義重大[3]。

實(shí)現(xiàn)航天器熱平衡試驗中的超低熱流模擬有2 種方法。一種方法是先不在真空容器內(nèi)安裝紅外籠，待低溫工況試驗完成后再打開真空容器安裝固定式紅外籠，然后重新關(guān)閉真空容器進(jìn)行高溫工況試驗。這種方式簡單、可靠，但會大幅延長試驗時間，耗費(fèi)試驗資源。另一種方法是試驗開始前即在真空容器內(nèi)安裝紅外籠，但紅外籠與航天器之間的相對位置可在不打開真空容器的條件下動態(tài)改變：在高溫工況時使紅外籠靠近航天器，施加外熱流滿足高熱流模擬要求；在低溫工況時使紅外籠遠(yuǎn)離航天器，減少對真空容器熱沉的遮擋，滿足超低熱流模擬要求。后者相對于前者，能夠有效節(jié)省試驗的成本和時間。

本文采用第二種方法，設(shè)計大面積陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)，并進(jìn)行應(yīng)用驗證。

1 可行性仿真分析

在真空容器內(nèi)動態(tài)改變紅外籠與航天器之間的相對位置主要采用將紅外籠平移（包括水平移動和垂直移動）的方式，使其靠近/遠(yuǎn)離航天器表面或改變對真空容器熱沉的遮擋面積[4-5]。但以此方式必須在紅外加熱籠的上下均安裝導(dǎo)軌才能使其平穩(wěn)移動，空間占用較大。本文設(shè)計了一種可以轉(zhuǎn)動的大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)，其結(jié)構(gòu)類似于一扇可開關(guān)的門，通過電機(jī)驅(qū)動門軸轉(zhuǎn)動來改變紅外籠與航天器表面間的角度（0°～90°無級可調(diào)），以達(dá)到調(diào)節(jié)高、低熱流的目的。

如圖1 所示，當(dāng)紅外加熱籠與航天器表面平行時模擬高熱流，垂直時模擬低熱流。下面對紅外籠采用轉(zhuǎn)動方式模擬超低熱流進(jìn)行熱仿真分析，分析條件為：紅外籠和航天器表面尺寸均為2000 mm×2200 mm，紅外籠加熱帶覆蓋系數(shù)為0.4，表面發(fā)射率為0.9；航天器表面初始溫度為0 ℃，發(fā)射率為0.8，單機(jī)等效熱流取222 W/m2；環(huán)境溫度為100 K；分析時間取12 h。

圖 1 大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)示意Fig. 1 Model of the large-area heat flow dynamic simulation system

紅外加熱籠與航天器表面平行和垂直2 種狀態(tài)下，航天器表面接收的外熱流在12 h 內(nèi)變化曲線分別如圖2(a)、(b)所示，降溫12 h 后航天器表面溫度分別如圖3(a)、(b)所示。

圖 2 航天器表面接收外熱流變化曲線（12 h 內(nèi)）Fig. 2 Variations of accepted heat flow onto spacecraft surface with 12 h

圖 3 降溫12 h 后航天器表面溫度分布Fig. 3 Temperature distribution on spacecraft surface right after cooling for 12 h

從圖2 可以看出：當(dāng)紅外籠與航天器表面平行時，航天器表面接收的外熱流為473.79 W；而當(dāng)紅外籠與航天器表面垂直時，航天器表面接收的外熱流降低到80.36 W，降幅達(dá)到83%。

從圖3 可以看出：降溫12 h 后航天器表面接收的外熱流趨于穩(wěn)定，當(dāng)紅外籠與航天器表面平行時，航天器表面平均溫度只降低到約-2 ℃；當(dāng)紅外籠與航天器表面垂直時，航天器表面平均溫度降低到約-11 ℃。這是因為紅外加熱籠與航天器表面平行時，對熱沉形成了遮擋，使得航天器表面溫度升高了大約10 ℃左右[6]?？梢姡捎眯D(zhuǎn)的方式將紅外籠與航天器的位置關(guān)系由平行轉(zhuǎn)變?yōu)榇怪?，可顯著降低航天器表面接收的熱流和表面溫度。

2 系統(tǒng)組成與各分系統(tǒng)設(shè)計

大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)主要由機(jī)械子系統(tǒng)、熱控子系統(tǒng)和控制子系統(tǒng)組成（見圖4）：機(jī)械子系統(tǒng)中的紅外加熱籠、機(jī)構(gòu)框架、傳動元件（軸承、減速器等）和動力元件（電機(jī)）以及熱控子系統(tǒng)中的電加熱器、控溫盒、多層和溫度傳感器等位于真空容器內(nèi)；熱控子系統(tǒng)的其他元件和全部控制子系統(tǒng)位于真空容器外。

圖 4 大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)組成示意Fig. 4 Configuration of the large-area heat flow dynamic simulation system

2.1 機(jī)械子系統(tǒng)設(shè)計

機(jī)械子系統(tǒng)主要由紅外籠、動力元件、傳動元件以及機(jī)架等組成。

本文研制的紅外籠尺寸較大，其框架采用不銹鋼角鋼，加熱帶采用鎳鉻合金，加熱帶覆蓋系數(shù)可在0.4～1.0 之間任意選取，高熱流模擬能力較強(qiáng)。

動力元件即電機(jī)，選用德國進(jìn)口真空步進(jìn)電機(jī)，可在溫度-20～200 ℃、真空度達(dá)10-7Pa 的環(huán)境下正常工作。為了使真空步進(jìn)電機(jī)正常工作，其內(nèi)部一般都添加潤滑油，而潤滑油容易污染航天器光學(xué)部件，因此需要對真空步進(jìn)電機(jī)進(jìn)行無油化處理，并添加難以揮發(fā)的真空專用潤滑脂[7]。

傳動元件主要由蝸輪蝸桿減速器、萬向聯(lián)軸器、球軸承及聚四氟乙烯軸套等組成（見圖5）。傳動元件在轉(zhuǎn)軸高處采用聚四氟乙烯軸套定位，在低處采用調(diào)心球軸承和推力球軸承定位并支撐軸系。聚四氟乙烯在低溫下具有良好的潤滑性，且其熱膨脹系數(shù)是不銹鋼的10 倍左右，低溫下軸套外圈與孔位的間隙變大，內(nèi)圈與軸的間隙變小，可適應(yīng)低溫下轉(zhuǎn)軸的伸縮、偏心和旋轉(zhuǎn)。調(diào)心球軸承和推力球軸承的組合有利于承力，并能適應(yīng)軸系偏心。旋轉(zhuǎn)軸末端通過萬向聯(lián)軸器與蝸輪蝸桿減速器輸出端轉(zhuǎn)接法蘭連接，可大范圍伸縮，兩端關(guān)節(jié)可大角度偏轉(zhuǎn)，能夠保證動力有效地傳遞到軸系上，并避免產(chǎn)生額外力矩。

圖 5 傳動元件組成示意Fig. 5 Schematic diagram of the transmission system

機(jī)架由旋轉(zhuǎn)軸和支撐框架等組成：旋轉(zhuǎn)軸為1 根?50 mm×14 mm 的不銹鋼圓管，通過上下固定板中的1 對接觸球軸承安裝；主體框架由120 mm×150 mm×10 mm 的不銹鋼工字鋼螺接或焊接而成。紅外籠可通過專門設(shè)計的固定爪安裝到旋轉(zhuǎn)軸上，同時在主體框架上設(shè)計歐姆龍機(jī)械式限位開關(guān)，以保證試驗中航天器的安全。

整個機(jī)械子系統(tǒng)的設(shè)計轉(zhuǎn)速為9～30 (°)/min，對應(yīng)每一次開門和關(guān)門的時間為3～10 min，即高、低熱流工況間的轉(zhuǎn)換時間最短為3 min；而傳統(tǒng)外熱流模擬裝置由于紅外加熱籠的遮擋，無法實(shí)現(xiàn)從高熱流到超低熱流工況的快速轉(zhuǎn)換，如果采用打開真空容器的方式，則轉(zhuǎn)換的時間不少于5 天?？梢姡鞠到y(tǒng)更能滿足航天器外熱流快速變化的要求。

2.2 熱控子系統(tǒng)設(shè)計

航天器熱平衡試驗時，其環(huán)境溫度低于100 K，為了保證大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)在低溫環(huán)境下正常可靠使用，需要對電機(jī)及減速器等關(guān)鍵元件采取相應(yīng)的熱控措施。本文設(shè)計了如圖6 所示的熱控子系統(tǒng)，將電機(jī)和渦輪減速器安裝在一個控溫盒內(nèi)，并采用聚四氟乙烯進(jìn)行隔熱安裝；控溫盒外表面粘貼電加熱器和溫度傳感器，并包覆15 層多層隔熱組件，內(nèi)表面噴涂高發(fā)射率的黑漆。通過計算機(jī)中的控溫軟件設(shè)定合適的溫度，結(jié)合溫度傳感器的溫度反饋，對電機(jī)及減速器進(jìn)行溫度控制，以保證其能夠工作在正常溫度范圍內(nèi)[8]。同時，在機(jī)架外表面包覆15 層多層隔熱組件，以減小試驗時由機(jī)架溫差帶來的熱變形。

圖 6 熱控子系統(tǒng)組成示意Fig. 6 Schematic diagram of the thermal control system

2.3 控制子系統(tǒng)設(shè)計

大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)設(shè)計最大的難點(diǎn)在于如何實(shí)現(xiàn)真空低溫環(huán)境下紅外籠轉(zhuǎn)動的高精度控制。本文中的控制子系統(tǒng)采用兩級分布式控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行本地控制和遠(yuǎn)程控制，利用步進(jìn)電機(jī)的步進(jìn)特性，通過DMC-B140-M 獨(dú)立式四軸運(yùn)動控制器精確控制紅外籠與航天器之間的角度，控制精度優(yōu)于0.5°。該控制器提供四軸電機(jī)控制接口、通用I/O 信號接口以及用戶程序、數(shù)據(jù)的存儲空間。用戶可通過指令實(shí)現(xiàn)參數(shù)設(shè)置、狀態(tài)查詢、數(shù)學(xué)和邏輯運(yùn)算、運(yùn)動控制、I/O 控制等功能，同時通過限位開關(guān)和真空容器內(nèi)攝像頭進(jìn)行安全保護(hù)和監(jiān)控?？刂谱酉到y(tǒng)的運(yùn)動控制軟件主操作界面如圖7 所示。

圖 7 運(yùn)動控制軟件主操作界面Fig. 7 Interface of the motion control software

3 熱耦合仿真分析

本系統(tǒng)研制的機(jī)械框架尺寸達(dá)到2000 mm×2200 mm，且該框架工作環(huán)境為低于100 K 的低溫環(huán)境，如果設(shè)計不充分，會產(chǎn)生較大的熱變形，導(dǎo)致發(fā)生過應(yīng)力或卡死，因此需進(jìn)行冗余設(shè)計，并進(jìn)行熱應(yīng)力耦合仿真分析。下面選取100 K 環(huán)境下降溫48 h 的機(jī)械框架進(jìn)行熱耦合仿真分析，此時系統(tǒng)呈現(xiàn)低溫、大溫差的狀態(tài)；此后紅外籠將轉(zhuǎn)動至與航天器表面平行狀態(tài)，對航天器施加外熱流。

3.1 溫度場分析

進(jìn)行溫度場分析時，邊界條件如下：機(jī)架外覆多層，發(fā)射率為0.1，熱沉發(fā)射率為0.9；紅外籠安裝框架為不銹鋼，發(fā)射率為0.3；環(huán)境溫度100 K；系統(tǒng)初始溫度19.2 ℃。

降溫48 h 后機(jī)械框架溫度分布和降溫48 h 內(nèi)的溫度變化仿真結(jié)果分別如圖8 和圖9所示。

圖 8 降溫48 h 后的機(jī)械框架溫度分布Fig. 8 Temperature distributions on the mechanical frame right after cooling for 48 h

圖 9 降溫48 h 內(nèi)機(jī)械框架最高與最低溫度變化Fig. 9 Variations of maximum and minimum temperature of the mechanical frame within 48 h cooling

從仿真結(jié)果可以看出，在100 K 的低溫環(huán)境下降溫48 h 后，機(jī)械框架達(dá)到了低溫的狀態(tài)，最低溫度出現(xiàn)在紅外籠安裝框架右上角和底部框架，約-114.5 ℃；最高溫度出現(xiàn)在轉(zhuǎn)軸末端，約-75.4 ℃，溫差約39 ℃。另外，最高溫與最低溫間的差值在48 h內(nèi)先逐漸增大再出現(xiàn)緩慢減小的趨勢，這主要是由于轉(zhuǎn)軸的降溫速度低于框架的降溫速度。

3.2 變形與應(yīng)力場分析

在圖8 所示的溫度場條件下進(jìn)行機(jī)械框架熱應(yīng)力耦合仿真，邊界條件為：紅外籠重約25 kg，機(jī)架自身的重力以及機(jī)架底部無摩擦約束，仿真結(jié)果如圖10 和圖11 所示。

圖 10 降溫48 h 后機(jī)械框架變形分布Fig. 10 The deformation distribution of mechanical frame right after cooling for 48 h

圖 11 降溫48 h 后機(jī)械框架應(yīng)力分布Fig. 11 The stress distribution of mechanical frame right after cooling for 48 h

從圖10 可知，機(jī)械框架在100 K 的環(huán)境下降溫48 h 后，在豎直方向（y方向）轉(zhuǎn)軸的下端發(fā)生了-0.64 mm 的變形，小于萬向聯(lián)軸器容許的伸縮范圍；在xy平面上，轉(zhuǎn)軸上端的變形為(-0.55 mm,1.33 mm)，轉(zhuǎn)軸下端的變形為(0.65 mm, -0.1 mm)，此時轉(zhuǎn)軸上、下端的偏心距離為

即轉(zhuǎn)軸上、下端發(fā)生了1.90 mm 的偏心，意味著2300 mm 長的轉(zhuǎn)軸發(fā)生了大約2.5′的偏心。這個偏心值遠(yuǎn)小于萬向聯(lián)軸器容許的偏心范圍，且對于所采用的聚四氟乙烯和軸承組而言，這個偏心是可以承受的。

從圖11 可知，機(jī)械框架的最大應(yīng)力為164 MPa，發(fā)生在軸承支撐座位置，小于不銹鋼的屈服應(yīng)力（205 MPa），滿足強(qiáng)度要求。

從上面的分析可以看出，本文設(shè)計的機(jī)械框架能夠滿足變形和強(qiáng)度要求，從而確保了大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)在真空低溫環(huán)境下能夠連續(xù)可靠工作。

4 試驗驗證

大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)的驗證試驗在真空低溫環(huán)境下進(jìn)行，真空容器真空度優(yōu)于1.33×10-3Pa，熱沉溫度小于100 K。試驗時，航天器在地影工況前、后各進(jìn)行1 次春分平衡試驗工況，2 次工況時航天器的工作狀態(tài)相同，且紅外籠均不加電，區(qū)別是地影工況之前的春分平衡工況中紅外籠與航天器表面垂直，地影工況之后的春分平衡工況中紅外加熱籠轉(zhuǎn)動至與航天器表面平行。選取安裝在該航天器表面且工作狀態(tài)不變的幾個單機(jī)進(jìn)行溫度跟蹤，溫度變化曲線如圖12 所示。

由圖12 可見，紅外籠與航天器表面平行時，航天器表面溫度及內(nèi)部單機(jī)溫度呈現(xiàn)較高水平，這主要是由于紅外籠加熱帶正對航天器表面，其對航天器表面的反射輻射較大，使航天器表面接收的外熱流較高，達(dá)到50 W/m2以上。紅外籠與航天器表面垂直時，航天器表面溫度及內(nèi)部單機(jī)溫度降低約3.5～10 ℃，這是因為紅外加熱籠轉(zhuǎn)動至與航天器表面垂直時，航天器正面沒有遮擋，其接收的熱流只有來自真空容器熱沉的背景輻射熱流（環(huán)境溫度＜100 K）和側(cè)面紅外籠工裝的反射熱流，其數(shù)值≤20 W/m2，可見采用轉(zhuǎn)動方式使紅外籠與航天器表面垂直，能夠使航天器表面接收的外熱流達(dá)到非常低的水平，并顯著降低航天器表面溫度及內(nèi)部單機(jī)溫度。個別單機(jī)實(shí)際結(jié)果比仿真結(jié)果略小，主要是由于仿真分析忽略了來自其他表面紅外籠和航天器表面的輻射熱。

圖 12 驗證試驗不同單機(jī)溫度變化Fig. 12 Temperature variation of different instruments in the verification test

將大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)與傳統(tǒng)外熱流模擬裝置進(jìn)行對比（見表1）可見，大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)能夠同時實(shí)現(xiàn)航天器熱平衡試驗高溫工況時的高熱流模擬和低溫工況時的超低熱流模擬，有效縮短了試驗時間，節(jié)省了試驗成本。

表 1 大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)與傳統(tǒng)外熱流模擬裝置對比Table 1 Comparison between large-area heat flow dynamic simulation system and traditional heat flow simulation device

5 結(jié)束語

自研的大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)攻克了真空低溫環(huán)境下大尺寸機(jī)構(gòu)驅(qū)動技術(shù)和高精度控制技術(shù)，將靜態(tài)模擬轉(zhuǎn)變?yōu)閯討B(tài)模擬，高、低熱流轉(zhuǎn)換時間最短可3 min，最低熱流模擬不大于20 W/m2，更接近于在軌真實(shí)狀況，解決了航天器熱平衡試驗低溫工況采用固定式紅外加熱籠無法模擬超低熱流的問題，成功應(yīng)用于某航天器熱平衡試驗。

該大面陣外熱流動態(tài)模擬系統(tǒng)研究也為部分型號在真空容器內(nèi)展開、動態(tài)測量等提供了技術(shù)支撐。在后續(xù)研究中，可進(jìn)一步結(jié)合動態(tài)非接觸測量技術(shù)，增加熱流實(shí)時檢測、力矩動態(tài)測量和絕對角度測量等能力，進(jìn)一步提高系統(tǒng)可靠性和控制精度。