北京三號A/B衛(wèi)星熱設計及驗證

劉偉 黃興 李挺豪 范慶梅 高宇純 江海

(北京空間飛行器總體設計部,北京 100094)

北京三號A/B衛(wèi)星是基于三超(超敏捷、超穩(wěn)定、超精度)平臺的光學遙感衛(wèi)星,三超平臺是我國新一代衛(wèi)星平臺,可實現(xiàn)復雜敏捷動中成像,且具備沿任意地面軌跡目標成像能力[1]。北京三號A/B衛(wèi)星攜帶分辨率0.5m的高精度相機,具備凝視成像、任意軌跡成像、立體成像等多種對地觀測能力。

本文針對北京三號A/B衛(wèi)星對地大范圍頻繁姿態(tài)機動,國內(nèi)軟件無法直接計算姿態(tài)機動過程實時瞬態(tài)外熱流的難題,提出軌道空間和地表多個指向位置之間機動及其過程的外熱流仿真分析方法;針對北京三號A/B衛(wèi)星成像期間內(nèi)外熱流劇烈變化且不確定,以及主動指向超靜平臺高精高穩(wěn)定溫度控制需求,提出離散式散熱面優(yōu)化設計方法、抑制高外熱流的多級隔熱技術,主動指向超靜平臺超精超穩(wěn)熱控制及衛(wèi)星結構力熱解耦的熱設計方法,對熱性能的飛行試驗進行了總結和評價。

1 北京三號A/B衛(wèi)星軌道外熱流分析方法

1.1 北京三號A/B衛(wèi)星構型及飛行姿態(tài)

北京三號A/B衛(wèi)星為六棱柱構型,采用3個固定太陽翼,如圖1所示。

圖1 北京三號B衛(wèi)星示意圖

衛(wèi)星運行在太陽同步軌道,典型飛行姿態(tài)如圖2所示。無成像任務圈次,飛行模式為陰影區(qū)三軸穩(wěn)定對地定向,光照區(qū)對日巡航。有成像任務圈次,日下點附近(AB段)轉(zhuǎn)為三軸穩(wěn)定對地定向,并可進行45°錐角范圍內(nèi)頻繁快速機動。成像圈次,每個軌道周期進行4次對日對地姿態(tài)轉(zhuǎn)換,且成像期間最多進行70次姿態(tài)機動。

1.2 衛(wèi)星軌道外熱流分析

傳統(tǒng)的衛(wèi)星外熱流分析是給出衛(wèi)星在軌道上的空間外熱流,但現(xiàn)有的商業(yè)軟件只能支持固定坐標系(例如軌道坐標系)下常規(guī)姿態(tài)分析,無法實現(xiàn)復雜任務模式下隨任務要求變化的實時仿真,本文給出三超平臺任務模式下的精準外熱流分析方法,通過分析獲得任務期間的精準姿態(tài)函數(shù),并生成可提供給商業(yè)軟件的接口數(shù)據(jù),借助商業(yè)軟件實現(xiàn)外熱流求解。姿態(tài)函數(shù)獲取方式如下。

針對三超平臺衛(wèi)星最小路徑機動軌跡控制[2]特點,在航天器機動序列中,采用航天器任意機動模式中繞前一矢量目標與當前目標矢量構成的平面法線機動,保證姿態(tài)機動及過程中航天器三軸指向方位確定,從而實現(xiàn)任意動態(tài)指向函數(shù)機動過程的空間位置計算,具體如下。

航天器上任意單位矢量表達式為

r=a0i+b0j+c0k

(1)

時間、方位角關系如下:

t0時刻,r指向已知矢量為r0(均為軌道坐標系下的矢量,下同);

t1時刻,r指向已知矢量r1;

t2時刻,r指向已知矢量r2;

…

tn時刻,r指向已知矢量rn。

以t1時刻和t2時刻為例,r1與r2的平面法線n為

n=r1·r2/|r1×r2|=a0i+b0j+c0k

(2)

按照自由機動模式,有轉(zhuǎn)動矩陣

(3)

t1時刻和t2時刻之間的機動角速度為

ω12=arccos(r1·r2)/(t2-t1)

(4)

對于t1和t2之間的任意時間點t(t1≤t≤t2)機動角度γ為

(5)

機動調(diào)整過程中任意時間點t的姿態(tài)矩陣為

(6)

根據(jù)式(6),可以得到機動過程姿態(tài)動態(tài)函數(shù),通過標準數(shù)據(jù)接口,嵌入THERMAL DESKTOP外熱流分析軟件軌道姿態(tài)角矩陣,構建包含航天器所有動態(tài)機動信息的軌道外熱流分析模型,實現(xiàn)任意機動過程及機動組合條件下的軌道實時外熱流精確分析。

三超平臺衛(wèi)星的六棱柱構型,每個軌道周期對日對地姿態(tài)轉(zhuǎn)換,以及成像期間大角度頻繁機動,導致外熱流變化規(guī)律和太陽同步軌道傳統(tǒng)立方體構型[3-5]完全不同。

無成像任務圈次,陰影區(qū)對地、光照區(qū)對日巡航,除-Z面光照區(qū)熱流為1個太陽常數(shù)外,其他表面外熱流處于低穩(wěn)熱流狀態(tài),變化曲線見圖3(a)。

圖3 軌道外熱流曲線

光照區(qū)有成像任務時,姿態(tài)調(diào)整為三軸穩(wěn)定對地定向,且隨成像目標變化而進行機動調(diào)整,衛(wèi)星各表面外熱流隨目標指向變化很大,其中-Z面外熱流絕對值大,變化相對小,但-Z面包覆多層隔熱材料,該處外熱流對整星溫度影響很小;陰面?zhèn)劝?±X+Y面)外熱流絕對值較小且變化也不大,是較穩(wěn)定和最有效的散熱面;其他各側面(±X/-Y面、±X面、-X/-Y面、-X面)的外熱流隨觀察目標變化很大,最大到達熱流可達1300W/m2且變化劇烈,但一般僅限于其中一個表面的外熱流變化大,其他表面變化較小,各表面外熱流總和變化較小,考慮到觀察目標的隨機性,±X面、±X/-Y面也是較好的散熱面,熱流曲線示意見圖3(b)。

以成像區(qū)單軌道圈實現(xiàn)3個長江五條帶成像+單軌道圈繞Y軸-45°為例,給出三超平臺衛(wèi)星實時機動條件下的外熱流曲線,如圖4所示。單板外熱流變化異常劇烈,瞬時最大波動在50～1300W/m2;平均熱流最大波動200W/m2以上;各側板外熱流呈蹺蹺板式的變化趨勢,某些側板瞬態(tài)熱流急劇增大,同時其他側板外熱流則顯著減小,除-Z面外,整星外熱流總量變化不大。圖5為360°范圍內(nèi)最大角度45°機動各艙板外熱流分布圖,可以看出,各艙板熱流變化劇烈,但是整星外熱流總和變化不大。

圖4 兩個軌道周期長江5條帶拼接+繞Y軸45°機動外熱流曲線

圖5 最大角度姿態(tài)側板軌道平均外熱流

大角度姿態(tài)機動導致衛(wèi)星各面外熱流波動劇烈且變化不確定性大,加之載荷工作內(nèi)熱源大幅增加,內(nèi)外熱流疊加引起的大范圍溫度波動和三超平臺的超精度、超穩(wěn)定溫度控制要求的矛盾是熱控面臨的挑戰(zhàn)。

2 北京三號A/B衛(wèi)星熱設計方法

針對三超平臺外熱流變化劇烈且不確定,主動指向超靜平臺高精高穩(wěn)的溫度控制要求,以及主動指向超靜平臺和衛(wèi)星結構力熱解耦的特殊需求,熱設計思路是在平均外熱流較小的艙板上離散優(yōu)化布置散熱面,降低姿態(tài)機動導致外熱流變化的不確定性;在外熱流大且變化劇烈的區(qū)域,采用多級隔熱技術抑制熱流波動減小對衛(wèi)星的溫度擾動,為高精高穩(wěn)的主動指向超靜平臺提供良好的溫度邊界;主動指向超靜采用自帶散熱面熱管+比例/開關的高精度閉環(huán)控溫的自適應熱設計,既滿足了高精高穩(wěn)的溫度控制需求,又實現(xiàn)了和衛(wèi)星結構力熱解耦,保證平臺運動不受干涉,避免熱控措施對超靜平臺運動時產(chǎn)生的額外應力。

2.1 散熱面的離散優(yōu)化設計

針對頻繁姿態(tài)切換且大角度姿態(tài)機動帶來的局部熱流波動過大以及受影響的表面隨機動目標變化不確定的難題,北京三號A/B衛(wèi)星打破傳統(tǒng)太陽同步軌道衛(wèi)星主、輔散熱面[6]的設計思路,通過在各側板布置適當面積散熱面的離散設計方法,降低隨機動目標不同導致受影響散熱面外熱流變化不確定的風險,同時兼顧衛(wèi)星設備布局,再通過分析手段優(yōu)化面積比,保證整星熱量迅速有效排散。散熱面結構布局見圖6。在方案論證階段,進行了傳統(tǒng)的散熱面熱管等溫化設計和散熱面離散優(yōu)化設計比對,散熱面等溫化設計主要針對側板上布置大量有源設備有較好的效果,而三超平臺衛(wèi)星的大部分設備安裝在隔板上,設備先輻射到艙板上,再通過二次輻射排散到冷空間。因此,在沒有設備的艙板上采取預埋熱管等溫化設計效率很低,需要的熱管數(shù)量大大增加,會增加很多質(zhì)量?；谏鲜銮闆r,最終選擇散熱面離散優(yōu)化設計,即保證整星的散熱,也節(jié)省了質(zhì)量。

圖6 散熱面示意圖

2.2 高熱流抑制的多級隔熱設計

對于對日巡航表面,由于其長期受太陽直照,外熱流很大,且光照陰影波動很大,故采用多級隔熱強化設計方法抑制外熱流的波動,保證艙內(nèi)設備高穩(wěn)定的溫度環(huán)境和艙外管路溫度滿足指標要求。

平臺底板內(nèi)外表面均包覆多層的雙多層方法;肼瓶支架則采用多層+隔熱屏組件的非接觸式強化輻射隔熱方法,抑制外熱流波動從而減小承力筒艙內(nèi)相機光機主體溫度波動。隔熱屏為半剛性結構,由多層隔熱組件+不銹鋼絲網(wǎng)組件,隔熱屏結構示意如圖7所示。熱分析和在軌飛行數(shù)據(jù)均顯示,平臺底板內(nèi)表面多層和肼瓶支架內(nèi)表面溫度波動在6℃左右,遠小于單層多層的溫度波動。

圖7 隔熱屏示意圖

艙外管路朝天,對日巡航條件下光照區(qū)直照,陰影區(qū)沒有任何外熱流。需要針對艙外管路進行精細化建模,分析多層不同單元數(shù),不同加熱功率、不同面膜對管路溫度的影響;多層溫度及包覆的松緊程度對隔熱性能影響很大,故熱設計時需要在更廣參數(shù)范圍內(nèi)滿足設計指標要求,設計中考慮星外管路多層當量輻射換熱系數(shù)0.03～0.15,并且從材料的力學屬性上選擇小膨脹系數(shù)的聚酰亞胺面膜以保證高低溫條件下的力學屬性。

經(jīng)過多方案分析比較,同時借鑒已發(fā)射型號的在軌飛行經(jīng)驗,艙外管路采用2個10單元多層隔熱組件包覆,外層面膜選擇低溫區(qū)熱膨脹系數(shù)變化小的單面鍍鋁聚酰亞胺,保證多層陰影區(qū)良好的隔熱性能。加熱功率大于典型低軌有地球紅外熱流的艙外管路,應對陰影區(qū)完全沒有外熱流的惡劣環(huán)境;此外,選擇聚酰亞胺面膜的一大優(yōu)勢是利用其吸收率大的特點,通過在光照區(qū)提高管路的溫度水平,從而保證陰影區(qū)管路溫度在跌幅相當?shù)那闆r下溫度能較好地滿足指標要求,節(jié)省整星在陰影區(qū)的加熱功率。選擇雙區(qū)間的控溫方式,當控溫點跌到控溫門限以下時,另外一個加熱回路自動開啟,在控溫策略上保證熱控制有足夠的冗余;測溫點布置在管路溫度最低的區(qū)域,防止陰影區(qū)管路凍結風險。

2.3 主動指向超靜平臺高精高穩(wěn)力熱解耦設計

主動指向超靜平臺由指向隔振機構、相機光機主體、星敏感器、測微敏感器組成。為保證其超精度、超穩(wěn)定功能,需要保證主動指向超靜平臺(20±1)℃溫度指標,并且進行力熱解耦設計,以減少熱變形的影響。下文對主動指向超靜平臺重要部件指向隔振機構、星敏感器的熱控設計進行介紹。

2.3.1 指向隔振機構的熱設計

指向隔振機構頂部支架和相機光機主體連接,因此有高溫度穩(wěn)定的要求;電機和傳感器線路有一定的熱耗,因此有散熱需求,且指向隔振機構結構復雜,與安裝板導熱很差,需要進行針對性熱設計。頂部通過被動熱隔離+比例控溫實現(xiàn)高溫度穩(wěn)定性,底部的電機、傳感器線路通過強化導熱和輻射排散熱量,保證其溫度滿足要求。

頂支架高精度溫控設計:①相機主框架由于安裝精度的要求,必須和頂支架導熱連接,故作動桿選擇低導熱系數(shù)的鈦合金材料,盡量減少作動器線路和電機對頂支架的溫度影響,保證其溫度穩(wěn)定性;②布置比例+開關的高精度閉環(huán)控溫回路,選擇比相機略低的控溫門限,保證頂支架始終處于主動可控狀態(tài),避免額外增加相機主框架散熱需求;③外表面包覆多層隔熱組件,抑制整星溫度波動的影響。

底板散熱通道的設計:①電機通過導熱銅條將熱量傳導至鋁合金導熱面,再通過底板排散到承力筒支撐框上;②傳感器線路導熱安裝在底板,通過降低周圍環(huán)境溫度控制其溫度水平,使其與頂支架的溫差較小,以減少熱變形影響,最終將傳感器線路和作動器溫度維持在10～20℃左右。

2.3.2 星敏感器熱設計

星敏感器熱設計宗旨:以自適應熱設計為主,不依賴整星環(huán)境和星敏感器指向約束,滿足觀察目標變化導致星敏感器指向不確定的溫度控制要求,可實現(xiàn)星敏感器(陽光不進星敏感器主光軸)所有空間指向的溫度控制。星敏感器的溫度控制點選擇(20±0.3)℃,匹配主動指向超靜平臺的溫度水平,以滿足超精度、超穩(wěn)定的要求。

星敏感器熱端通過自帶集熱熱管、轉(zhuǎn)接塊、轉(zhuǎn)接熱管以及體裝草帽式熱輻射器的方式,將熱量接力傳遞到散熱面;光學鏡筒和法蘭等影響定位精度的關鍵部位布置比例+開關的高精度閉環(huán)控溫回路,保證其低溫工況下的溫度穩(wěn)定,減小由于溫度變化造成熱變形繼而引起測量和指向的超高精度。為隔離星敏感器和衛(wèi)星星體之間的輻射換熱,以及抑制外熱流變化造成的溫度波動,除進光口和散熱面外其余表面均包覆多層隔熱組件。為保證主動指向超靜平臺運動不受干涉,星敏感器和衛(wèi)星表面多層采取搭接不固定的設計方式,避免多層固定連接造成對超靜平臺運動時產(chǎn)生的額外應力。星敏感器熱控設計示意見圖8。

圖8 VIPPS和衛(wèi)星結構多層搭接解耦設計示意圖

3 在軌驗證

三超平臺衛(wèi)星首發(fā)星北京三號A衛(wèi)星于2021年6月11日在太原衛(wèi)星發(fā)射中心成功發(fā)射,從發(fā)射入軌到2022年底,衛(wèi)星工作正常,熱控分系統(tǒng)為整星提供了良好的溫度環(huán)境。星內(nèi)長期工作的設備溫度在+4～+36℃,短期工作設備溫度在-1～+20℃,艙外管路溫度在+16.2～+43.5℃之間,指向隔振機構頂支架溫度在+19.12～+20.15℃,星敏法蘭溫度在+19.65～+20.25℃,均滿足指標要求,且處于最佳溫度范圍,飛行溫度與熱分析預示比較接近(ΔT<5℃),頻繁姿態(tài)機動的實時外熱流的精確分析是精準熱分析必不可少的條件。飛行試驗和溫度預示結果見表1和圖9。

表1 北京三號A衛(wèi)星設備在軌數(shù)據(jù)

4 結束語

本文針對三超平臺對日對地姿態(tài)轉(zhuǎn)換及大角度敏捷快速機動,VIPPS和衛(wèi)星結構工作解耦的特點,采用散熱面離散優(yōu)化,高熱流抑制的多級隔熱方法、VIPPS和衛(wèi)星結構熱/力全解耦設計等方法,圓滿完成了整星熱設計任務。創(chuàng)建的多點指向目標(時間函數(shù)目標)頻繁機動外熱流分析算法廣泛應用于后續(xù)敏捷機動型衛(wèi)星及軌道姿態(tài)變化的外熱流分析;高熱流抑制的多級隔熱方法,主動指向超靜平臺熱/力全解耦設計思路方法為后續(xù)敏捷衛(wèi)星的熱設計提供了思路。