地球靜止軌道衛(wèi)星SADA熱設(shè)計及高溫工況溫度分布研究

王 彥，徐 濤，胡炳亭，王學(xué)強，經(jīng)貴如，江世臣，董瑤海

（1. 上海衛(wèi)星工程研究所；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所：上海 201109）

地球靜止軌道衛(wèi)星SADA熱設(shè)計及高溫工況溫度分布研究

王 彥1，徐 濤1，胡炳亭1，王學(xué)強2，經(jīng)貴如2，江世臣1，董瑤海1

（1. 上海衛(wèi)星工程研究所；2. 上海宇航系統(tǒng)工程研究所：上海 201109）

針對地球靜止軌道衛(wèi)星SADA軸系周向或軸向溫度梯度過大導(dǎo)致卡死的故障情況，開展某衛(wèi)星SADA熱設(shè)計、熱仿真及太陽模擬器光照試驗研究。采用擋光板及均溫措施等熱設(shè)計減小SADA溫度梯度及外熱流影響。試驗外熱流模擬冬至工況，艙內(nèi)邊界溫度25 ℃，通過在其內(nèi)部和外部布置88個溫度測點，得出SADA內(nèi)部的電纜束、功率盤片及電刷溫度較高。軸系兩端面周向最大溫差分別為1.2 ℃和 8 ℃，軸系兩端面最大溫差 6.8 ℃。在此溫度環(huán)境下，SADA工作正常，證明了其本身及熱控設(shè)計的合理性。熱仿真計算結(jié)果與試驗結(jié)果一致性較好。研究結(jié)果還得到了在軌數(shù)據(jù)的驗證。SADA數(shù)學(xué)模型、試驗方法和結(jié)果可為后續(xù)型號不同工況條件工作的SADA提供熱設(shè)計指導(dǎo)。

地球靜止軌道衛(wèi)星；太陽電池陣驅(qū)動機構(gòu)；熱設(shè)計；太陽模擬器；熱平衡試驗；仿真分析

0 引言

太陽電池陣驅(qū)動機構(gòu)（SADA）又稱為軸承與功率輸送裝置（BAPTA），其功能一方面驅(qū)動太陽電池陣始終指向太陽，另一方面把太陽電池陣產(chǎn)生的電能輸送到航天器本體中。該機構(gòu)主要包括電機、齒輪傳動裝置及其軸承，以及傳遞電功率的電刷滑環(huán)組件[1-2]。

文獻(xiàn)[3]通過比對Sullivan[4]和Tafazoli[5]等人對1980—2005期間衛(wèi)星故障統(tǒng)計的研究得出，衛(wèi)星發(fā)生故障率最高的部組件是太陽電池陣，占故障總數(shù)的 20%左右。故障原因包括陣面展開失敗、SADA短路、卡死、電池片破壞等。SADA短路和卡死的原因主要歸結(jié)為：磨屑及多余物導(dǎo)致短路或卡死，軸系周向及軸向溫度分布不均導(dǎo)致卡死，潤滑失效導(dǎo)致卡死等。本文重點關(guān)注其中的 SADA溫度分布問題。

以往對 SADA進(jìn)行熱試驗及在軌狀態(tài)監(jiān)測，主要通過在其殼體布置溫度測點來監(jiān)測其工作溫度[6]。但一方面由于SADA內(nèi)部組件與殼體的傳熱熱阻較大，所以無法獲取 SADA內(nèi)部軸系及部件的真實溫度水平；另一方面，對 SADA開展的試驗研究[7-8]并沒有采取真實光照條件，而是采用加熱片模擬第一類熱邊界條件，這樣會導(dǎo)致其外露部位的邊界條件與在軌條件不一致，而造成誤差。

為全面獲取 SADA內(nèi)部和外部溫度分布，本文以某地球靜止軌道衛(wèi)星的 SADA為研究對象，采用太陽模擬器模擬在軌光照條件，維持艙內(nèi)定溫邊界條件，通過布置大量測點獲取 SADA內(nèi)部和外部詳細(xì)溫度分布，從而得出溫度最高點位置、軸系兩端周向和軸向溫差水平、滑環(huán)和電刷組件以及殼體溫度水平。同時，建立 SADA詳細(xì)熱分析模型，將仿真結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行比對，以驗證仿真模型的合理性和正確性。

1 SADA介紹

SADA的熱耗主要分布在導(dǎo)線束、電刷滑環(huán)組件及電機上。SADA共有7個盤片，1～5號盤片為功率匯流盤，6號和7號為信號匯流盤，其中5號盤片為備份盤（不通電流）。信號環(huán)和功率環(huán)采用2種不同的匯流盤，在環(huán)芯上分段排列，以減小功率環(huán)對信號環(huán)的干擾。信號匯流盤每盤有12環(huán)，功率匯流盤每盤有8環(huán)，導(dǎo)電環(huán)以同心圓形式均勻分布在匯流盤的正反兩面，反面與正面分布方式相同[9-10]。通過功率盤片傳輸?shù)碾娏鳛?105 A。該SADA用于15年壽命的GEO衛(wèi)星，安裝在衛(wèi)星北板上。SADA電機長期熱耗6 W，滑環(huán)組件及導(dǎo)線（含接插件）熱耗43.8 W。其中導(dǎo)線熱耗不僅包括SADA本身的導(dǎo)線，也包括試驗過程中由SADA引出至真空罐壁、罐壁引出至罐外設(shè)備導(dǎo)線的功耗。

2 SADA熱設(shè)計、試驗與仿真

2.1 熱設(shè)計

考慮到SADA安裝在GEO衛(wèi)星的北板，冬至工況始終處于一半受照一半不受照的狀態(tài)，以及SADA軸系對溫度梯度的要求，開展熱設(shè)計如下：

1）在SADA與太陽電池陣三角架間墊5 mm厚玻璃鋼隔熱墊，以減少因三角架溫度波動對SADA的影響。

2）SADA外露部位噴涂低吸輻比白漆，降低光照不均對外露端蓋內(nèi)軸系部分產(chǎn)生的周向溫度梯度。

3）SADA三角架增設(shè)擋光板，減小太陽直接照射電纜束及接插件引起的溫升，從而降低電纜束引出軸系端面與艙內(nèi)軸系端面的溫度梯度。

4）SADA與星體蜂窩板間增加2 mm厚擴熱板，擴熱板與SADA間墊25 μm聚酰亞胺薄膜，以將 SADA與星體進(jìn)行絕緣處理；薄膜雙面涂覆導(dǎo)熱硅脂，以減少接觸熱阻；與擴熱板相對應(yīng)的蜂窩板內(nèi)預(yù)埋1根熱管，進(jìn)一步提高安裝法蘭面的溫度均勻性。

5）SADA艙內(nèi)部分進(jìn)行黑色陽極化處理，強化輻射換熱，保證殼體的溫度均勻性。

2.2 熱試驗

SADA通過法蘭安裝在模擬艙散熱面上，法蘭與安裝板間墊25 μm聚酰亞胺薄膜，薄膜雙面涂覆導(dǎo)熱硅脂。SADA艙外部分噴涂白漆，艙內(nèi)部分作表面黑色陽極化處理，模擬艙散熱面外表面粘貼OSR，內(nèi)部粘貼加熱片。另外搭建5塊結(jié)構(gòu)板，與散熱面板組成模擬艙，艙內(nèi)表面粘貼加熱片后涂黑漆，外表面包覆15單元多層隔熱組件。SADA的星外三角架參加試驗，外表面噴涂白漆，三角架與SADA連接處墊5 mm玻璃鋼隔熱墊。在模擬艙、SADA內(nèi)外、三角架上布置測溫點以獲得溫度分布數(shù)據(jù)。其中內(nèi)部測點主要布置在匯流盤片、電刷盤片、功率電纜束、滑環(huán)支柱等部位。模擬艙與傾斜23.5°支架之間墊30 mm玻璃鋼隔熱墊。試驗狀態(tài)如圖1所示。

圖1 SADA試驗狀態(tài)示意圖Fig. 1 The experiment state of SADA

SADA外露部分存在多個凸臺，構(gòu)型復(fù)雜，故本次試驗采用太陽模擬器模擬熱流邊界。太陽模擬器能夠較準(zhǔn)確地模擬太陽輻射的準(zhǔn)直性、均勻性和光譜特性，具有較高的空間外熱流模擬精度，特別適用于外形復(fù)雜航天產(chǎn)品的熱設(shè)計驗證[11-12]。試驗選取有效光斑直徑為1 m，模擬GEO冬至工況的熱流密度1412 W/m2，輻照不均勻度不大于±5%，不穩(wěn)定度不大于±2%/h。艙體內(nèi)模擬衛(wèi)星壽命末期25 ℃溫度邊界。

2.3 熱仿真

盡管在SADA內(nèi)部盡可能多地布置了測溫點，但是仍不可能完全反映其內(nèi)部溫度分布情況。需要通過建立 SADA熱數(shù)學(xué)模型進(jìn)行仿真分析，用試驗數(shù)據(jù)修正模型，以得到溫度分布數(shù)據(jù)。

SADA內(nèi)部復(fù)雜結(jié)構(gòu)主要體現(xiàn)在功率盤片組件和電刷組件上，應(yīng)該對這2部分進(jìn)行詳細(xì)建模并明確各部分之間的傳熱關(guān)系。實測功耗分布在匯流盤導(dǎo)電環(huán)及電刷上，主要導(dǎo)熱路徑如圖2所示。采用 I-DEAS/TMG軟件進(jìn)行建模和計算。各部組件功耗參考表1中數(shù)據(jù)。各邊界條件與2.2節(jié)試驗狀態(tài)保持一致。針對三維模型建立的功率盤片組件及電刷組件的熱仿真模型如表1所示。

圖2 功率盤片及電刷組件主要導(dǎo)熱路徑Fig. 2 The heat transfer path of slip rings and electrical brushes

表1 三維模型與仿真模型對比Table 1 The comparison of three-dimensional model and thermal simulation model

3 結(jié)果比對分析

在功率盤片通電電流為105 A的情況下進(jìn)行熱試驗和熱仿真，SADA內(nèi)部關(guān)鍵部組件的溫度結(jié)果列于表2 。

表2 關(guān)鍵部組件的溫度仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比Table 2 The comparison of simulation and experimental results

試驗結(jié)果表明：SADA內(nèi)部最高溫度點位于功率電纜束內(nèi)（60.6 ℃）。艙內(nèi)部分殼體的最高溫度點位于驅(qū)動電機頭部（35.2 ℃），沿驅(qū)動軸方向遞減且殼體周向溫差較小，最低溫度為安裝法蘭處的28.1 ℃。擬在軌布置的熱敏電阻監(jiān)測點溫度為31.5 ℃。SADA軸系兩端分別沿周向布置有6個測點監(jiān)測其周向溫度梯度，艙內(nèi)軸系周向最高溫度為33.2 ℃，最低溫度為32.0 ℃，溫差為1.2 ℃。艙外軸系周向最高溫度為38.8 ℃，最低溫度為30.8 ℃，溫差為8 ℃。軸系兩端面最大溫差為6.8 ℃。

滑環(huán)組件的1～5號匯流盤中，溫度最高的為3號盤片（57.3 ℃），最低的為5號盤片（46.2 ℃）。分析其原因為：1～4號匯流盤有電流經(jīng)過產(chǎn)生熱量，然而1號盤可以與滑環(huán)組件端蓋產(chǎn)生輻射熱交換，4號盤片可以與5號備份盤片產(chǎn)生輻射熱交換，因此1號和4號盤片溫度較低；5號盤無熱耗，且緊鄰溫度環(huán)境較低無熱耗的信號盤，因此其溫度最低；3號盤片熱排散通道最差，因此溫度最高。

根據(jù)布置的測點情況得知，電刷部分溫度最高和最低部位與功率盤片相對應(yīng)，2號電刷溫度最高（52.5 ℃），5號電刷溫度最低（42.5 ℃）。功率盤片與電刷組件的溫度分布如圖3所示。

圖3 功率盤片及電刷組件溫度分布Fig. 3 The temperature distributions of slip rings and electrical brushes

SADA殼體艙內(nèi)部分的最高溫度點位于步進(jìn)電機頭部，最低溫度點位于法蘭面上，整個殼體溫差并不大。雖然滑環(huán)組件端蓋部分與殼體有熱傳導(dǎo)，但是熱耗集中的電刷、滑環(huán)及導(dǎo)線與其幾乎沒有熱傳導(dǎo)?？紤]到盤片工作過程需要轉(zhuǎn)動和電刷部分操作空間較小并有電流通過裸露的電刷等因素，建議在 SADA電纜內(nèi)部布置測溫點以獲取整個驅(qū)動機構(gòu)的溫度最高值。

從 SADA內(nèi)部關(guān)鍵部組件溫度的試驗結(jié)果與仿真分析結(jié)果對比來看，大部分關(guān)鍵測點的仿真與試驗結(jié)果的差值在±3 ℃以內(nèi)，最大偏差不超過4 ℃，說明熱分析模型及計算結(jié)果是有效的。熱平衡試驗除高溫工況外，還包括低溫工況、關(guān)閉太陽模擬器工況、間歇光照工況等，計算結(jié)果皆與試驗結(jié)果吻合較好，本文更關(guān)注高溫工況。

另外，以驅(qū)動軸承內(nèi)的溫度分布為例，通過仿真分析獲得更全面的溫度數(shù)據(jù)。由于試驗測點的布置受限，不能獲得整個軸系的溫度分布。從仿真結(jié)果來看，驅(qū)動軸承內(nèi)測點溫度并不是最高的，而是在距離1～4號功率盤片較近位置有最高值，驅(qū)動軸承一端與對接法蘭相連，另一端與電機部分相連則體現(xiàn)較低溫度。軸系溫度分布云圖如圖4所示。

圖4 驅(qū)動軸系溫度分布圖Fig. 4 Temperature distribution of the bearing

4 在軌測量數(shù)據(jù)

型號發(fā)射后，通過冬至工況 SADA擴熱板、星內(nèi)殼體及電纜束測溫，監(jiān)測 SADA工作情況及溫度水平。圖5為SADA在軌24 h的溫度曲線。通過曲線可以看出，SADA各測點的溫度水平比較穩(wěn)定。通過對冬至工況 24 h的數(shù)據(jù)求平均值可以得出，SADA擴熱板平均溫度為5.5 ℃，星內(nèi)殼體平均溫度為11.5 ℃，電纜束平均溫度為41.6 ℃。試驗結(jié)果與在軌監(jiān)測結(jié)果比對列于表3。

圖5 冬至工況在軌24 h各測點溫度Fig. 5 The 24 h temperature of SADA in winter solstice on-orbit

表3 關(guān)鍵部組件溫度的試驗結(jié)果與在軌數(shù)據(jù)比對Table 3 The comparison of on-orbit data and experiment results

地面光照模擬試驗與在軌光照對應(yīng)的艙內(nèi)邊界環(huán)境條件不一致；去除邊界環(huán)境的影響，通過溫度差值可以看出，試驗結(jié)果能很好地代表在軌的溫度水平。同時，也證明了熱設(shè)計及仿真分析的有效性和合理性。

5 結(jié)論

通過對 SADA試驗研究及熱仿真分析，得出如下主要結(jié)論：

1）采用擋光板、擴熱板及熱管等熱控措施后，SADA軸系兩端周向溫差分別為1.2 ℃（艙內(nèi)）和8 ℃（艙外），軸系兩端面最大溫差為6.8 ℃，SADA工作正常，說明了SADA本身及熱設(shè)計的合理性。

2）在軌SADA溫度監(jiān)測點位于后端蓋上，并增加 SADA電纜內(nèi)部測點，以獲取溫度最高值并監(jiān)測其工作狀態(tài)。去除邊界環(huán)境影響后，在軌數(shù)據(jù)與地面光照試驗數(shù)據(jù)有較好的一致性。

3）滑環(huán)組件多為非金屬材料，熱阻較大，傳導(dǎo)換熱量較小。另外，熱耗較大的功率盤片布置方向為殼體徑向，輻射換熱角系數(shù)較小，輻射換熱量也較小，因此功率盤片溫度較高。溫度最高的3號功率盤片及與其相對應(yīng)的 2號電刷的溫度分別為57.3 ℃和 52.5 ℃。

4）熱仿真分析結(jié)果與試驗結(jié)果對比表明，在功率盤片通電電流為105 A的情況下，大部分關(guān)鍵測點溫度偏差不超過±3℃，最大不超過4℃，說明熱分析模型合理，計算結(jié)果有效，可以為后續(xù)SADA熱設(shè)計提供參考。

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Thermal design of SADA and its detailed temperature distribution in HT condition for geostationary orbit satellite

WANG Yan1, XU Tao1, HU Bingting1, WANG Xueqiang2, JING Guiru2, JIANG Shichen1, DONG Yaohai1
(1. Shanghai Institute of Satellite Engineering; 2. Shanghai Institute of Aerospace System Engineering: Shanghai 201109, China)

The large temperature gradient in the circumferential and axial directions of the bearing can lead to a seizure failure. The thermal design, the thermal simulation and the thermal vacuum experiment based on solar simulator are carried out, and the detailed temperature distribution of the SADA is obtained. The light barrier and the temperature uniformity measures are taken to reduce the temperature gradient and the influence of the external heat flux. In the thermal experiment, the external heat flux is the same as that in the winter solstice. The boundary temperature of the cabin plates is 25℃. Eighty-eight thermal couples are installed to collect the temperature data for the SADA. The bunch of cables, the slip ring assembly an d the electrical brushes are the locations with higher temperature. The maximum temperature differences are 1.2℃ and 8℃ on the head face and the end face of the bearing in the circumferencial direction. The maximum temperature difference is 6.8 ℃ between the head face and the end face of the bearing in the axial direction. The SADA can work well under these temperature conditions. It is shown that the SADA design and the thermal control design are reasonable. The results of the thermal simulation are consistent with the experiment results. The results are also verified by the on-orbit data. The thermal analysis model, the experimental methods and the test results can be used in the subsequent thermal designs and the temperature distribution researches of the SADA under different working conditions.

GEO satellite; solar array drive assembly; thermal design; solar simulator; thermal balance test; simulation analysis

TB115.2; V416.6

A

1673-1379(2017)05-0490-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.05.006

2017-05-05；

2017-09-10

衛(wèi)星型號項目支持

王彥, 徐濤, 胡炳亭, 等. 地球靜止軌道衛(wèi)星SADA熱設(shè)計及高溫工況溫度分布研究[J]. 航天器環(huán)境工程, 2017,34(5): 490-494

WANG Y, XU T, HU B T, et al. Thermal design of SADA and its detailed temperature distribution in HT condition for geostationary orbit satellite[J]. Spacecraft Environment Engineering, 2017, 34(5): 490-494

（編輯：張艷艷）

王 彥（1981—），男，博士學(xué)位，主要研究方向為航天器熱控制技術(shù)。E-mail: sast_2014@163.com。