彭方漢 耿利寅 王甜甜 李國強

（北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094）

1 引言

快旋部件的主要特點是工作時整個部組件繞轉軸持續(xù)、快速地轉動，目前星外快旋部件主要應用于氣象衛(wèi)星和海洋衛(wèi)星且以微波類載荷居多。國內比較典型的是“風云”系列衛(wèi)星上應用的多通道掃描成像輻射計［1-3］，國外比較典型的有美國諾阿（NOAA）系列氣象衛(wèi)星上應用的高級微波探測器AMSU-A和AMSU-B［4-5］、美國國防氣象衛(wèi)星計劃（DMSP）系列氣象衛(wèi)星上應用的專用遙感器微波成像探測器（SSMIS）［6］、地 球 觀 測 系 統(tǒng)（EOS）的“水”衛(wèi) 星（Aqua）上應用的日本先進微波掃描輻射計（AMSRE）［7］、俄羅斯流星-3（MMETEOR-3）對地觀測衛(wèi)星上應用的微波輻射計MTVZA［8］。根據(jù)已有文獻，上述快旋部件的主要熱控措施相同，包括：①隔熱設計，輻射計本體表面除散熱面之外的區(qū)域包裹多層隔熱材料；②散熱設計，輻射計本體的部分表面設置OSR或白漆散熱面；③等溫設計，通過噴涂黑漆，安裝熱管等方式降低輻射計本體的溫度梯度；④補償加熱設計，根據(jù)外部熱環(huán)境特點以及電子設備溫度要求，在局部區(qū)域安裝加熱回路進行低溫工況的加熱補償。

雖然已應用的星外快旋部件的主要熱控措施相同，但不同類型快旋部件的具體熱控參數(shù)存在差異，已有文獻都只是對某一類快旋部件的具體熱設計方案進行了描述，未對此類快旋部件的熱控特點和熱設計方法作系統(tǒng)性分析和總結。本文通過分析星外快旋部件的熱設計特點和難點，提出了適用于此類快旋部件的熱設計方法，同時結合我國海洋-2（HY-2）衛(wèi)星的兩個典型快旋部件的熱控方案對星外快旋部件熱設計的效果進行了詳細論述，最后根據(jù)HY-2衛(wèi)星在軌溫度效果評估得出合理可行且優(yōu)化的星外快旋部件熱控方案。

2 特點和難點分析

轉動對快旋部件熱設計的影響主要包括四個方面：

1）熱量轉移措施單一

如果在航天器其它區(qū)域為快旋部件設置散熱面，快旋部件與散熱面之間無法通過熱管、銅條、導熱索等方式連接，只能通過效率較低的輻射方式進行熱量交換。當快旋部件的總熱耗或投入外熱流較大時，采用輻射散熱的方式降低整體溫度的效果不明顯，需要通過優(yōu)化航天器構型設計的方式來調節(jié)外部熱環(huán)境。

2）熱管布局要求嚴格

根據(jù)熱管的工作特性［9］，快旋部件上的熱管布局應滿足“如果L2＞L1，則T2＞T1”的要求。見圖1，L表示熱管中心點與轉軸的垂直距離，T表示熱管中心點的溫度。熱流密度較大的局部區(qū)域需采用熱管輔助散熱時，快旋部件的結構設計以及設備布局應進行優(yōu)化，以保證安裝的熱管在轉動情況下能夠正常工作。

圖1 熱管與轉軸相對關系示意圖Fig．1 Relative position of the heat pipe and the shaft

3）表面熱流波動劇烈

快旋部件的所有表面均繞轉軸周期性轉動，外表面投入外熱流周期變化，因此快旋部件上可直接設置高效率散熱面的表面很少，大熱流密度的區(qū)域很難通過設置散熱面的方式解決局部溫度過高的問題。

4）加熱回路數(shù)量受限

快旋部件上的所有功率、信號電纜只能通過轉軸上的滑環(huán)引出，滑環(huán)通道數(shù)量有限，而一個控溫回路至少需要測溫、加熱共4個通道，因此控溫加熱回路數(shù)量受限制。當快旋部件的熱量分布不均勻而導致不同區(qū)域的溫度差異大時，熱控設計很難通過加熱方式來保證所有低溫區(qū)域的溫度滿足要求。

3 熱設計方法

由于快旋部件提升整體散熱能力的空間較小，調節(jié)局部溫度的措施和資源有限，因此合理的熱控方案需要通過優(yōu)化航天器的構型設計、優(yōu)化快旋部件的設備布局和結構設計來配合完成，即采用“機-電-熱”一體化的熱設計思路。

HY-2衛(wèi)星的散射計探測頭部和輻射計探測頭部安裝在星外，工作時轉速均超過了15r／min，為兩個典型的快旋部件。同時散射計探測頭部總功耗為150 W，輻射計探測頭部總功耗為39．4 W，因此兩個頭部分別代表了較大功率和小功率的快旋部件。本節(jié)將結合兩個頭部的熱設計方案，對快旋部件進行“機-電-熱”一體化熱設計的要點進行分析。

3．1 實例

HY-2衛(wèi)星構型見圖2，衛(wèi)星采用降交點地方時為6：00的太陽同步軌道，-Y側長期受照。散射計探測頭部-Y側在軌長期受到陽光直接照射，＋Y側、-X側、-Z側則受到衛(wèi)星表面的遮擋，散熱環(huán)境惡劣；輻射計探測頭部受衛(wèi)星的遮擋，投入的外熱流較小，且只有＋Z側和-X側受衛(wèi)星表面遮擋，散熱環(huán)境較好。

圖2 HY-2衛(wèi)星構型Fig．2 Structure of HY-2satellite

散射計探測頭部的構型見圖3，工作時反射器及高頻箱繞中軸轉動，電子設備安裝在高頻箱的頂部及內部。

輻射計探測頭部的構型見圖4，工作時反射器及高頻箱繞中軸轉動，電子設備安裝在高頻箱的內部。

圖3 散射計探測頭部構型Fig．3 Structure of scattermeter head

圖4 輻射計探測頭部構型Fig．4 Structure of radiometer head

3．2 熱設計要點

1）優(yōu)化航天器的構型設計

根據(jù)航天器的外熱流特點，同時結合快旋部件的總熱耗大小，確定快旋部件在航天器的位置。當快旋部件的總熱耗較小時，快旋部件在航天器上的安裝位置對熱設計的影響較??；當快旋部件的總熱耗較大時，快旋部件在航天器上的安裝位置應滿足投入外熱流小、受航天器表面遮擋少的條件。

2）優(yōu)化快旋部件的設備布局

根據(jù)設備功率調整設備布局，使快旋部件上的熱量分布均勻，同時保證為大熱耗設備安裝的熱管滿足正常工作的條件，從而減少加熱保溫所需的回路數(shù)量，以及避免局部區(qū)域的熱量過度集中。

散射計探測頭部設備布局優(yōu)化的內容主要包括：①熱耗較大的設備1主／備份和設備2主／備份布置在高頻箱外表面，且熱流密度最大的設備1主／備份布置在頂板外部受反射器遮擋最小的＋X側，外設備2主／備份布置在受反射器遮擋較小的±Y側。②根據(jù)熱量均布的原則布置高頻箱內部設備，各個小艙中設備的主備份交叉布置，避免某個小艙的總熱量太小。

輻射計探測頭部設備布局優(yōu)化比較簡單，主要是所有設備在高頻箱內部均勻分布。

3）優(yōu)化快旋部件的結構設計

調整結構開孔以保證熱管正常安裝，改進局部的結構以提高局部的熱傳導能力，從而達到降低局部溫度梯度的目的。

輻射計探測頭部的所有設備熱耗較小，未針對熱設計而進行專門的結構優(yōu)化設計。散射計探測頭部進行了兩項結構設計的優(yōu)化：①通過調整結構開孔，在高頻箱頂板預埋了5根弧形熱管將局部的熱量分散到整個頂板，見圖5；②高頻箱底板增加了3塊1mm 厚的鋁板，減小隔艙內的設備溫差。

圖5 散熱計高頻箱頂板預埋熱管布置Fig．5 Layout of embodded heat pipes

4）從總體角度確定熱設計思路

將快旋部件當作一個整體而不單獨考慮轉動的影響，根據(jù)總功耗以及外熱流特點確定整個快旋部件的熱設計思路以及周圍環(huán)境的熱控措施。

散射計探測頭部的總功耗較大且外熱流環(huán)境惡劣，熱控方案以散熱為主，主要散熱措施包括：高頻箱側面粘貼鈰玻璃鍍銀（OSR）二次表面鏡；高頻箱其它外表面以及反射器外表面均噴涂白漆；降低環(huán)境溫度，具體措施見圖6，P點為散射計探測頭部的安裝位置。

輻射計探測頭部由于需排散的熱量較小且外部環(huán)境良好，采取“適量散熱，注重保溫”的措施來完成熱控設計，主要包括：在側板外表面開設部分白漆散熱面，其它表面包覆多層；在高頻箱的4塊剪切板上安裝2路補償加熱回路；天線反射器背面及周圍艙板表面均覆蓋多層。

圖6 散熱計高頻箱預埋及外貼熱管布置Fig．6 Layout of embedded and outside heat pipes

3．3 熱分析驗證情況

兩個頭部的熱控方案均完成了一次熱平衡試驗驗證，試驗中由于試驗電纜發(fā)熱的影響，熱控方案的正常驗證受到了較大干擾，但根據(jù)試驗狀態(tài)及結果熱分析模型成功完成了修正工作，詳細分析見文獻［10］。

熱分析選擇兩個極端工況：低溫工況，選擇壽命初期、夏至的參數(shù)；高溫工況，選擇壽命末期、冬至的參數(shù)。計算結果見圖7和圖8，其中散射計探測頭部選擇工作熱耗最大的設備1主／備份和設備2主／備份作為分析對象，輻射計探測頭部的溫度分布比較均勻，在4個小隔艙分別選擇一臺設備作為分析對象。

在高低溫工況，散射計探測頭部的設備1和2的溫度范圍為-8．3～＋55．8 ℃，滿足-20～＋65 ℃的指標要求；輻射計探測頭部的設備溫度范圍為15．2～39．2 ℃，滿足-10～＋50 ℃的指標要求；兩個頭部的其它所有設備溫度也均滿足指標要求。計算結果表明，兩個頭部的熱設計思路正確，采取的熱控措施有效，熱控方案合理。

圖7 散射計探測頭部溫度計算結果Fig．7 Temperature results of scattermeter head

圖8 輻射計探測頭部溫度計算結果Fig．8 Temperature results of radiometer head

4 在軌驗證

兩個頭部的部分在軌遙測數(shù)據(jù)及預示溫度統(tǒng)計見圖9和圖10，圖中選擇的設備溫度與計算分析選擇的對象相同。分析在軌遙測數(shù)據(jù)，所有設備的溫度均滿足要求；比較在軌遙測與計算分析的數(shù)據(jù)，所有設備的溫度均包絡在計算分析的高低溫工況溫度范圍內，說明計算分析選擇的極端工況合理；比較在軌遙測溫度與預示溫度，兩個頭部的溫度差異均小于3 ℃，說明計算模型符合實際狀態(tài)。

圖9 散射計探測頭部部分在軌溫度及預示溫度Fig．9 In-orbit and calculated temperatures of scattermeter head

圖10 輻射計探測頭部部分在軌溫度及預示溫度Fig．10 In-orbit and calculated temperatures of radiometer head

兩個頭部的熱控方案及在軌溫度的比較分析表明，散射計探測頭部的熱控方案復雜，在軌整體溫度偏高，后續(xù)改進空間較??；輻射計探測頭部熱控方案比較簡單，在軌溫度適中，后續(xù)改進空間較大。兩個快旋部件的熱控方案復雜程度以及在軌溫度水平存在明顯差異，除了自身總功率不同帶來的影響之外，在衛(wèi)星上的安裝位置不同而導致的外熱流環(huán)境差異是另一個主要影響因素。因此受熱量轉移措施單一的限制，航天器和快旋部件結合進行的“機-電-熱”一體化設計對快旋部件的熱控方案影響非常大。

根據(jù)在軌溫度，散射計探測頭部的溫度滿足要求，主要是一些針對性的熱控措施效果明顯，特別是根據(jù)設備熱功耗進行的布局優(yōu)化設計以及結構優(yōu)化設計對熱控方案的成功起到了重要作用。輻射計探測頭部在設備布局優(yōu)化后，溫度分布均勻，補償加熱回路數(shù)量需求少，通過調整散熱面面積來調節(jié)設備溫度容易實現(xiàn)。因此快旋部件自身的機電熱一體化設計才能解決熱管正常工作的要求，同時適應散熱面外熱流復雜和加熱回路數(shù)量受限制的特點。

根據(jù)散射計探測頭部和輻射計探測頭部的熱設計效果分析，對于各種類型的快旋部件，一個合理可行且優(yōu)化的熱控方案應結合“機-電-熱”一體化設計的方式來完成。

5 結束語

快旋部件熱設計應結合航天器、部件自身進行“機-電-熱”一體化設計，以得到合理可行的熱控方案，要點包括：

（1）根據(jù)快旋部件總功率優(yōu)化航天器構型設計，保證快旋部件的外熱流環(huán)境良好；

（2）根據(jù)設備的熱耗優(yōu)化快旋部件的設備布局，避免局部熱量過度集中，同時保證大熱耗設備安裝的熱管滿足正常工作的條件；

（3）根據(jù)熱量分布優(yōu)化快旋部件的結構設計，減小局部的溫度梯度，同時保證熱管正常安裝。

經(jīng)過地面試驗和在軌飛行驗證，采用上述設計方法和設計方案的HY-2衛(wèi)星散射計和輻射計頭部在軌溫度結果正常，與設計預期結果一致，說明上述方法可應用于星外大型旋轉部件的熱設計。

（References）

［1］徐云東，步炳根，姜建飛．FY-2C 星熱設計的優(yōu)化及其在軌性能［J］．上海航天，2005，474（12）：55-60

Xu Yundong，Bu Binggen，Jiang Jianfei．Optimization of thermal control design for FY-2C meteorological satellite and its on-orbit performance［J］．Aerospace Shanghai，2005，474（12）：55-60（in Chinese）

［2］胡明亮，徐云東，陳建新．某地球靜止軌道衛(wèi)星成像輻射計熱控設計［J］．上海航天，2009，447（6）：54-59

Hu Mingliang，Xu Yundong，Chen Jianxin．Design of thermal control technology of imaging radiometer for GEO satellite［J］．Aerospace Shanghai，2009，447（6）：54-59（in Chinese）

［3］胡炳東，徐濤，江世臣，等．多通道掃描成像輻射計熱設計［J］．紅外技術，2011，31（12）：141-146

Hu Bingdong，Xu Tao，Jiang Shichen，et al．Thermal control design of multi channel scanning imagery radiometer［J］．Infrared Technology，2011，31（12）：141-146（in Chinese）

［4］Patel P K，Mentall J．The advanced sounding unit-A（AMSU-A）［J］．SPIE，1935（13）：130-135

［5］Saunders R W，Hewison T J，Atkinson N C，et al．Radiometric characterization of AMSU-B［J］．SPIE，1935（4）：148-153

［6］Bommarito J．DMSP special sensor microwave imager sounder（SSMIS）［J］．SPIE，1935（7）：230-236

［7］Kavanishi T，Sezai T，Ito Y，et al．The advanced microwave scanning radiometer for the earth observing system（AMSR-E），NASDA’S contribution to the EOS for global energy and water cycle studies［J］．IEEE Transactions on Geoscience and Remote Sensing，2003，41（2）：184-194

［8］Cherny I V，Chernyavsky G M，Gorobetz N N，et al．Spacecraft “Meteor-3M” microwave imager／sounder MTVZA：first results［J］．IEEE Transactions on Geoscience and Remote Sensing，2002，26（6）：60-65

［9］侯增祺，胡金剛．航天器熱控制技術——原理及其應用［M］．北京：中國科學技術出版社，2007

Hou Zengqi，Hu Jingang．Spacecraft thermal control technology—theory and application［M］．Beijing：China Science and Technology Press，2007（in Chinese）

［10］彭方漢，王甜甜，耿利寅，等．試驗電纜發(fā)熱對熱設計驗證的影響分析［J］．航天器工程，2013，22（2）：113-117

Peng Fanghan，Wang Tiantian，Geng Liyin，et al．Analysis on impact of electric cable heat in thermal design test［J］．Spacecraft Engineering，2013，22（2）：113-117（in Chinese）