組合熱流模擬方法在某型號(hào)載荷真空熱試驗(yàn)中的應(yīng)用

王珊珊，陳 麗，張麗新，裴 佩，代銘秋，蔣 茜

（上海衛(wèi)星裝備研究所，上海 200240）

0 引言

地球軌道上運(yùn)行的航天器主要接受3 部分的熱能輸入：太陽的直射能量、地球及其大氣反射的太陽能和地球紅外輻射能，三者統(tǒng)稱為空間外熱流。為充分驗(yàn)證航天器在軌運(yùn)行情況，需在地面試驗(yàn)中模擬航天器在軌外熱流環(huán)境，主要模擬方法包括入射熱流模擬法及吸收熱流模擬法[1]。當(dāng)前國(guó)內(nèi)多采用吸收熱流模擬法（利用紅外加熱籠、板式加熱器、貼片式電阻加熱器及紅外燈陣等）進(jìn)行地面真空熱試驗(yàn)[2]。隨著航天器構(gòu)形的日趨復(fù)雜和多樣化，例如具有熱光效應(yīng)的光學(xué)載荷衛(wèi)星、具有多次反射效應(yīng)的復(fù)雜星外部件及具有特殊表面性能的衛(wèi)星的出現(xiàn)，傳統(tǒng)的吸收熱流模擬法將無法滿足這些航天器的動(dòng)態(tài)外熱流模擬需求。而太陽模擬器具有較好地模擬太陽輻照環(huán)境及其效應(yīng)的能力，能較真實(shí)地模擬外層空間太陽光譜分布，并有較高的準(zhǔn)直性，其作為可控的室內(nèi)模擬太陽光源得到了廣泛的應(yīng)用[3]。

美國(guó)是最早研制太陽模擬器的國(guó)家，建立了SS15B 太陽模擬器。歐空局在ESTEC 大型空間環(huán)模設(shè)備上建立了大型太陽模擬器，日本筑波空間中心在大型空間環(huán)境模擬器設(shè)備上配置了大型太陽模擬器，俄羅斯建有兩2 套大型太陽模擬器[4-5]。我國(guó)現(xiàn)在擁有KM6 及Y1H 等系列太陽模擬器[6]。未來型號(hào)具有更大視角光學(xué)相機(jī)，需要太陽模擬器在地面熱試驗(yàn)時(shí)提供更大的輻照面尺寸。而太陽模擬器系統(tǒng)建造完成后其輻照面尺寸是一定的。為滿足日益增大的輻照范圍需求，入射熱流模擬法與吸收熱流模擬法相結(jié)合的組合熱流模擬方法應(yīng)運(yùn)而生。

NASA 探索項(xiàng)目火星探測(cè)器巡航階段的試驗(yàn)，要求模擬施加在穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)狀態(tài)航天器上的太陽輻照熱負(fù)荷，此時(shí)航天器偏離太陽入射光的角度在0°到60°之間。在距離太陽相同距離的情況下，不同的角度會(huì)導(dǎo)致最嚴(yán)酷的熱環(huán)境出現(xiàn)在航天器的不同區(qū)域。傳統(tǒng)方法難以滿足這一模擬需求，而采用紅外燈陣與太陽模擬器組合的方法較好地完成了該項(xiàng)試驗(yàn)中對(duì)航天器遠(yuǎn)離太陽的動(dòng)態(tài)熱環(huán)境的模擬。同時(shí)，由于紅外燈陣的加入，使得對(duì)太陽模擬器輻照面直徑的要求由5.7 m 減小到3.1 m[7]。

本文針對(duì)某型號(hào)光學(xué)載荷不同區(qū)域?qū)Ω呔葻崃髂M的需求，采用紅外燈陣配合太陽模擬器的模擬外熱流加載方案進(jìn)行真空熱試驗(yàn)。但2 種熱流同步施加會(huì)形成部分區(qū)域熱流重疊，同時(shí)太陽模擬器輸出為瞬態(tài)熱流，導(dǎo)致熱流重疊區(qū)域隨時(shí)間發(fā)生變化，因此必須采取有效措施解決兩者相互干擾的問題，以提高地面熱試驗(yàn)?zāi)M的準(zhǔn)確度。

1 某載荷組合熱流模擬方案設(shè)計(jì)

選取某型號(hào)載荷為研究對(duì)象，其太陽光受照面直徑為2.5 m，而真空熱試驗(yàn)所用太陽模擬器輻照面直徑為1 m，因此需采用組合熱流模擬方法來降低對(duì)輻照面直徑的要求。遮光罩內(nèi)為光學(xué)系統(tǒng)，在軌受太陽照射影響，其三軸反射鏡易形成光路匯聚及熱量聚焦。傳統(tǒng)熱流模擬方法（紅外燈陣或紅外加熱籠）無法準(zhǔn)確模擬其外熱流，因此采用太陽模擬器進(jìn)行熱流模擬。載荷散熱面在軌受低熱流影響，利用紅外燈陣遮擋系數(shù)小的優(yōu)點(diǎn)可準(zhǔn)確模擬其外熱流。圖1 為某載荷真空熱試驗(yàn)外熱流模擬方案示意圖，照射在遮光罩表面及進(jìn)入光學(xué)系統(tǒng)內(nèi)部的外熱流均通過太陽模擬器來實(shí)現(xiàn)，并通過運(yùn)動(dòng)模擬器的水平轉(zhuǎn)動(dòng)來模擬陽光每日自東向西的入射角度變化，通過調(diào)節(jié)運(yùn)動(dòng)模擬器的俯仰角度來模擬陽光隨季節(jié)發(fā)生的南北傾角變化；同時(shí)在散熱面（北冷板及散熱北板）采用紅外燈陣進(jìn)行外熱流模擬。

圖1 某載荷真空熱試驗(yàn)熱流模擬方案Fig.1 Schematic diagram of satellite payload in thermal test

2 組合熱流模擬干擾分析及抑制

試驗(yàn)中載荷通過運(yùn)動(dòng)模擬器與模擬太陽光之間形成不同夾角以實(shí)現(xiàn)瞬態(tài)熱流模擬，但紅外燈陣隨運(yùn)動(dòng)模擬器一起運(yùn)動(dòng)（參見圖1），其位置相對(duì)載荷固定不動(dòng)，因此需要分析太陽光與紅外燈陣間的熱流重疊及干擾情況。

2.1 熱流重疊分析

本文研究的型號(hào)在軌正常工作時(shí)太陽光與衛(wèi)星載荷之間的夾角在±8.8°區(qū)間為地影區(qū)。熱試驗(yàn)中，運(yùn)動(dòng)模擬器擺動(dòng)角為±60°，可模擬太陽光與載荷間光角在±60°之間的變化。因此，選取+60°、+9°、-9°及-60°共4 個(gè)極限光角研究太陽光與載荷位置關(guān)系，如圖2 所示。

圖2 不同太陽入射角下載荷受照情況Fig.2 Irradiation on the satellite payload atdifferent solar angles

由圖2 可見：太陽光角從+60°變換至+9°的過程中，載荷上的太陽輻照面由遮光罩右側(cè)轉(zhuǎn)至全覆蓋遮光罩，同時(shí)在2 個(gè)散熱面出現(xiàn)與紅外燈陣熱流的輻照重疊區(qū)；太陽光角從-9°變換至-60°的過程中，載荷上的太陽輻照面由全覆蓋遮光罩轉(zhuǎn)至遮光罩左側(cè)，在散熱北板上的輻照重疊區(qū)面積也相應(yīng)改變。

通過簡(jiǎn)化載荷模型及應(yīng)用熱分析軟件，仿真得到在+60°、+9°、-9°及-60°這4 個(gè)極限太陽光角下載荷遮光罩和散熱面的溫度場(chǎng)分布情況（仿真過程不考慮內(nèi)熱源及殼體外熱流），如圖3 和圖4 所示。

圖3 不同太陽入射角下載荷遮光罩溫度分布情況Fig.3 Temperature distributions of satellite payloads at different solar angle

圖4 不同太陽入射角下載荷散熱面溫度分布情況Fig.4 Temperature distributions of satellite payloads at different solar angles

根據(jù)熱分析結(jié)果發(fā)現(xiàn)：由于各表面的相互遮擋及太陽入射角的變化，載荷表面溫度分布極不均勻且變化非常劇烈；隨著光照角度的變化，遮光罩上的最高溫出現(xiàn)在不同位置，散熱面上溫度出現(xiàn)相應(yīng)變化。如表1 所示：隨著太陽入射角從+60°變換至+9°，太陽光的覆蓋區(qū)域增加，2 個(gè)散熱面溫度上升；經(jīng)過+9°至-9°的地影區(qū)后，入射角從-9°變換至-60°時(shí)太陽光的覆蓋區(qū)域減小，2 個(gè)散熱面溫度下降。

表1 不同太陽入射角下的散熱面溫度Table 1 Temperature on radiator surface at different solar angles

2.2 熱流干擾抑制

在軌運(yùn)行時(shí)散熱面的外熱流為低熱流，熱試驗(yàn)時(shí)通過紅外燈陣進(jìn)行相應(yīng)的熱流模擬與施加，表2所示為散熱面上施加的紅外熱流模擬值。

由2.1 節(jié)的重疊熱流分析可知，太陽輻照對(duì)散熱面熱流的影響隨太陽入射角的變化而變化，為抑制其對(duì)散熱面外熱流的干擾，須增加遮光擋板。輻照重疊區(qū)出現(xiàn)在太陽模擬器與紅外燈陣相互作用區(qū)域，為排除兩者干擾，且不影響遮光罩及光學(xué)系統(tǒng)的熱流施加，根據(jù)散熱面上輻照重疊區(qū)的最大尺寸在散熱面的太陽入射光路上設(shè)置遮光擋板，位置參見圖5 中的綠色區(qū)域。遮光擋板為鏡面鋁合金材料，迎光面涂覆吸光涂層，背光面設(shè)置多層隔熱組件，可有效降低遮光擋板反照作用對(duì)遮光罩的影響，減小擋板溫度對(duì)載荷熱影響。由圖5 可以看出，增加遮光擋板后，2 塊散熱面在+60°至-60°的太陽入射角范圍內(nèi)可以免受太陽輻照影響。

表2 散熱面上紅外燈陣外熱流模擬值Table 2 Simulated heat flux on the radiator surface by infrared lamp array

圖5 不同太陽入射角下遮光擋板的遮擋效果Fig.5 Effect of light shield at different solar angles

3 試驗(yàn)驗(yàn)證及分析

應(yīng)用組合熱流模擬方法進(jìn)行載荷熱試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果如圖6 所示。在北冷板、散熱北板和遮光罩典型位置分別粘貼熱電偶，測(cè)量這3 個(gè)區(qū)域在1 個(gè)軌道周期內(nèi)溫度變化情況。

圖6 1 個(gè)周期內(nèi)載荷不同區(qū)域的溫度變化Fig.6 Temperature on the satellite payloads during one orbital period

由圖6 可以看出，在1 個(gè)軌道周期內(nèi)，遮光罩溫度分布極不均勻，且隨著太陽光角的變化，最高溫度出現(xiàn)在不同位置。太陽光角由+60°變換至+9°，遮光罩同一位置的最大溫差達(dá)88.2 ℃。太陽光角由+60°變換至+9°及從-9°變換至-60°時(shí)，北冷板及散熱北板溫度基本保持穩(wěn)定。在+9°～-9°的地影區(qū)，載荷整體溫度下降，出地影后溫度恢復(fù)。太陽光角由+60°變換至+9°，有遮光擋板時(shí)北冷板和散熱北板同一位置的最大溫差分別為0.75 ℃和1.34 ℃，而無遮光擋板仿真結(jié)果中的北冷板與散熱北板同一位置的最大溫差分別為12.63 ℃和13.98 ℃?？梢?，增加遮光擋板后最大溫差明顯縮小，分別為無遮光擋板時(shí)的5.93%和9.58%，說明增加遮光擋板有效抑制了重疊熱流的干擾。

4 結(jié)束語

本文將組合熱流模擬方法應(yīng)用于某載荷熱試驗(yàn)，在光學(xué)系統(tǒng)區(qū)域采用太陽模擬器進(jìn)行入射熱流模擬，在散熱面采用紅外燈陣進(jìn)行吸收熱流模擬，并針對(duì)2 種熱流施加重疊情況，增加遮光擋板進(jìn)行熱流干擾的抑制。試驗(yàn)結(jié)果表明，增加遮光擋板后散熱面同一位置最大溫差為無遮光擋板時(shí)的5.93%及9.58%，干擾抑制措施有效，組合熱流模擬方法可行。

本方法可解決高成像精度衛(wèi)星復(fù)雜光學(xué)載荷、尺寸日益增大的星外部件等對(duì)地面熱試驗(yàn)高精度熱流模擬與有限太陽模擬器輻照面之間的矛盾，通過分析特定載荷在軌熱流情況，充分利用入射熱流模擬法與吸收熱流模擬法特點(diǎn)，在地面熱試驗(yàn)時(shí)通過設(shè)置遮光擋板精確區(qū)分熱流施加區(qū)域并有效減少兩者干擾影響，可保證熱流模擬精度。