王 磊 文耀普

(錢學(xué)森空間技術(shù)實驗室 北京 100094)

1 引言

固態(tài)發(fā)射機因高可靠性、寬頻帶、低工作電壓、故障概率小、全壽命周期成本低等突出的優(yōu)點而備受青睞。如今，固態(tài)發(fā)射機的發(fā)展水平己成為雷達技術(shù)水平的一個重要標志[1]。

環(huán)境一號C衛(wèi)星(HJ-1-C)是環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測小衛(wèi)星星座中的合成孔徑雷達小衛(wèi)星，衛(wèi)星采用太陽同步圓軌道，對地三軸穩(wěn)定姿態(tài)，有效載荷為S波段合成孔徑雷達。環(huán)境一號C衛(wèi)星SAR載荷具有不受天氣、氣候以及光線的影響，對地表和森林植被有一定的穿透能力，能夠?qū)崿F(xiàn)全天候、全天時的對地觀測[2,3]，為減災(zāi)、防災(zāi)決策系統(tǒng)以及環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)提供重要的數(shù)據(jù)保障，對我國的環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測事業(yè)具有重大意義。

電子設(shè)備對溫度環(huán)境要求苛刻，不允許溫度超過或接近其所能耐受的極限。研究表明：電子設(shè)備的失效有55%是溫度超過規(guī)定值引起的[4]。而對于固態(tài)發(fā)射機，功率晶體管的結(jié)溫每增加10° C，固態(tài)發(fā)射機的可靠性就會下降60%[5]。隨著電子設(shè)備所使用的器件功率容量和數(shù)量的增加，將導(dǎo)致設(shè)備器件發(fā)熱量加大和溫度上升，若設(shè)備工作時熱量不能及時有效地排散出來，會導(dǎo)致設(shè)備內(nèi)外的溫度梯度過大，從而在設(shè)備內(nèi)部形成過熱區(qū)或過熱點，繼而造成器件工作性能下降，嚴重時甚至燒毀設(shè)備器件功率單片，引起整個系統(tǒng)失效。電子設(shè)備的功率密度越來越大，對熱設(shè)計的需求也日益強烈。因此，熱設(shè)計與結(jié)構(gòu)設(shè)計和電性能設(shè)計一樣，是電子設(shè)備系統(tǒng)設(shè)計不可或缺的部分[6,7]。在航天領(lǐng)域，因為熱設(shè)計不當導(dǎo)致設(shè)備失效或性能下降的事例并不鮮見。因此合理的熱設(shè)計就成為電子設(shè)備可靠性成敗的關(guān)鍵[8]。

環(huán)境一號C衛(wèi)星是國內(nèi)首個采用固態(tài)發(fā)射機和網(wǎng)狀SAR天線集中發(fā)射體制的航天器。固態(tài)發(fā)射機是環(huán)境一號C衛(wèi)星有效載荷中的關(guān)鍵設(shè)備，瞬時功耗較大，對溫度指標要求苛刻，技術(shù)難度較大，這些都給熱控設(shè)計帶來很大的挑戰(zhàn)。

2 熱控設(shè)計概況

2.1 衛(wèi)星概況

環(huán)境一號C衛(wèi)星構(gòu)型采用立方體形式，由推進艙、平臺和載荷艙3部分組成。衛(wèi)星運行狀態(tài)尺寸包絡(luò)為8744 mm×2854 mm×5911 mm。太陽電池陣(雙翼)安裝于星體±X兩個側(cè)壁上，每側(cè)4塊。環(huán)境一號C衛(wèi)星飛行狀態(tài)構(gòu)型如圖1所示。

2.2 熱設(shè)計原則

由于環(huán)境一號C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機對溫度指標要求苛刻，且與整星溫度環(huán)境耦合密切，熱控設(shè)計必須適應(yīng)這種特點，為此建立了下述設(shè)計原則：

(1) 采用被動熱控和主動熱控相結(jié)合的方法進行設(shè)計[9]；以保證固態(tài)發(fā)射機工作溫度要求；

(2) 固態(tài)發(fā)射機熱設(shè)計與整星熱設(shè)計統(tǒng)一考慮；

(3) 熱設(shè)計應(yīng)與合理的設(shè)計、結(jié)構(gòu)裝配技術(shù)相結(jié)合，以提高熱設(shè)計的可靠性；

(4) 采用分區(qū)高精度電加熱恒溫控制的技術(shù)確保固態(tài)發(fā)射機的溫度均勻性和穩(wěn)定性；

(5) 合理設(shè)計散熱面，采取有效的隔熱措施和合理的熱傳導(dǎo)路徑。

2.3 熱網(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型

環(huán)境一號C衛(wèi)星運行在低地球軌道，經(jīng)過對環(huán)境一號C衛(wèi)星軌道的分析，衛(wèi)星在一年的運行過程中既存在全日照，又有陰影，在軌道周期中的外熱流變化范圍非常大，衛(wèi)星內(nèi)部設(shè)備熱載荷也隨工作模式的變化而變化。因此，環(huán)境一號C衛(wèi)星熱環(huán)境系統(tǒng)是一個動態(tài)系統(tǒng)，需要采用計算仿真技術(shù)實現(xiàn)。熱分析計算共分3部分，即：外熱流計算、輻射換熱系數(shù)計算和溫度場計算。采用的熱分析軟件為SINDA/G和NEVADA。

根據(jù)節(jié)點網(wǎng)絡(luò)法，每個節(jié)點的能量平衡方程為[10]：

圖1 環(huán)境一號C衛(wèi)星構(gòu)型Fig.1 Configuration of HJ-1-C

式中：Ti為節(jié)點i的溫度，t為時間，cp為節(jié)點i,j間的比熱容，Mi為節(jié)點i的質(zhì)量，Eij為節(jié)點i,j間的熱輻射網(wǎng)絡(luò)傳熱系數(shù)；Dij為節(jié)點i,j間的熱傳導(dǎo)網(wǎng)絡(luò)系數(shù)；qin為節(jié)點i內(nèi)熱源，qorbit為節(jié)點i空間外熱流。

式中：φ1為太陽輻射外熱流因子，φ2為地球反照外熱流因子，φ3為地球紅外外熱流因子，Ai為計算節(jié)點的表面輻射面積，F(xiàn)i為計算節(jié)點的輻射角系數(shù)，S為太陽常數(shù)，ρ為地球反照率，αsi為計算節(jié)點的太陽吸收比，εHi為計算節(jié)點的半球發(fā)射率，σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數(shù)。

熱輻射器是衛(wèi)星向空間散熱的最主要裝置，固態(tài)發(fā)射機產(chǎn)生的廢熱絕大多數(shù)通過熱輻射器排散到冷空間。熱輻射器單位面積的散熱能力可用下式表述：

式中：q為熱輻射器單位面積的實際散熱量，Th為散熱面表面溫度，qe為單位面積吸收的外熱流，η為效率。

2.4 固態(tài)發(fā)射機正樣設(shè)計狀態(tài)

環(huán)境一號 C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機的溫度要求為?1 0° C ～+40° C，同一時刻8個組件之間的溫差最大不超過8° C。固態(tài)發(fā)射機和其它載荷設(shè)備工作模式為每圈工作不超過12 min，每天最多連續(xù)工作8圈。固態(tài)發(fā)射機的峰值熱耗為820 W，熱流密度最大值為34000 W/m2。固態(tài)發(fā)射機熱流分布圖見圖2，固態(tài)發(fā)射機安裝在衛(wèi)星載荷艙的+Y上側(cè)壁板中部，固態(tài)發(fā)射機安裝位置和布局圖見圖3。

固態(tài)發(fā)射機的熱設(shè)計方案是：固態(tài)發(fā)射機底部安裝熱控冷板，熱控冷板通過熱管與星體外部的熱輻射器連接，把熱量直接導(dǎo)到熱輻射器上，然后以輻射的方式排散到冷空間。熱輻射器的外表面采用太陽吸收比較低，而發(fā)射率較高的SR107-ZK熱控白漆，保證熱輻射器所受外部環(huán)境熱流的影響達到最小。

圖2 固態(tài)發(fā)射機熱流分布圖Fig.2 Heat flux distribution of solid-state transmitter

圖3 固態(tài)發(fā)射機布局圖Fig.3 Assembly of solid-state transmitter

熱控冷板由實心板和蜂窩板組成，設(shè)計中根據(jù)熱控冷板的結(jié)構(gòu)尺寸以及熱源的位置，預(yù)埋熱管。對預(yù)埋熱管，為了加大儀器與熱管之間的接觸面積、減輕重量，采用了鋁-氨軸向雙孔槽道熱管。該型熱管己在國內(nèi)、外航天器大量使用，性能穩(wěn)定、工藝性好。

在熱控冷板內(nèi)表面固態(tài)發(fā)射機安裝區(qū)域外的兩側(cè)，布置有電加熱回路，在固態(tài)發(fā)射機不工作時，采取加熱補償?shù)姆绞竭M行溫度補償，以確保固態(tài)發(fā)射機的溫度不會過低。

固態(tài)發(fā)射機表面(安裝面除外)噴 ERB-2黑漆或進行黑色陽極氧化處理。固態(tài)發(fā)射機與安裝面間填充銦箔，以強化固態(tài)發(fā)射機與熱控冷板之間的熱交換。

3 解決的關(guān)鍵問題

針對環(huán)境一號C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機的技術(shù)特點，在研制過程中著重解決了以下幾個關(guān)鍵問題：

(1) 載荷艙溫度水平和固態(tài)發(fā)射機溫度要求的接口匹配問題。由于固態(tài)發(fā)射機安裝在載荷艙內(nèi)，而且對溫度指標要求很高，固態(tài)發(fā)射機不同組件之間的溫度的絕對值和溫度差的要求也很高。環(huán)境一號C衛(wèi)星固態(tài)發(fā)射機溫度范圍為?10° C～+40° C,8個組件之間的溫差最大不超過8° C。如果艙內(nèi)的溫度環(huán)境過高或過低，將無法保證固態(tài)發(fā)射機的溫度水平和溫度差要求，因此在載荷艙熱設(shè)計時必須要考慮艙內(nèi)極端高、低溫工況的溫度環(huán)境對固態(tài)發(fā)射機的影響，進行一體化綜合設(shè)計。在熱模擬艙熱平衡試驗中，該問題的解決得到了良好的驗證，為正樣熱控設(shè)計狀態(tài)的確定提供了有力的數(shù)據(jù)支撐。

(2) 固態(tài)發(fā)射機瞬態(tài)功率變化大導(dǎo)致的艙內(nèi)溫度波動問題。由于有效載荷一天最多可工作8圈，但滿負荷工作模式時載荷艙瞬時功耗較大，需要有效散熱，而其它大部分時間不工作時艙內(nèi)功耗又很小，因此如設(shè)計不周很容易導(dǎo)致載荷艙內(nèi)溫度波動較大，這對固態(tài)發(fā)射機的溫度穩(wěn)定性是不利的。另外，缺乏長期加熱功率也是問題。經(jīng)過分析和論證，采取在+Y板上側(cè)壁板設(shè)置閉環(huán)控制的加熱器，當有效載荷不開機時，打開補償加熱器；有效載荷開機前，關(guān)掉補償加熱器，因此這部分補償功率實際為替代的短期功率，整星電源是能夠保障的。這些措施最終有效解決了載荷艙內(nèi)溫度的波動問題，在正樣熱平衡試驗中得到了很好的驗證。

(3) 固態(tài)發(fā)射機的熱設(shè)計問題。由于固態(tài)發(fā)射機對溫度的絕對值和溫差要求很高，因此固態(tài)發(fā)射機的熱控設(shè)計難度很大。在有效解決載荷艙溫度環(huán)境和固態(tài)發(fā)射機溫度要求的接口匹配問題基礎(chǔ)上，采取在+Y板設(shè)置熱管和艙外熱輻射散熱面，根據(jù)熱分析得到的溫度場分布規(guī)律將部件分為若干控溫區(qū)間，采用多模式自動高精度控溫技術(shù)，將固態(tài)發(fā)射機安裝板溫度控制在5° C以內(nèi)。在熱模擬艙熱平衡試驗中，固態(tài)發(fā)射機鑒定件參加了試驗，熱設(shè)計得到了有效驗證。

4 飛行遙測結(jié)果

環(huán)境一號C衛(wèi)星發(fā)射以來，完成了高質(zhì)量的成像。從遙測數(shù)據(jù)來看，熱控分系統(tǒng)工作正常，整星溫度環(huán)境良好，星上所有設(shè)備溫度均滿足指標要求，測、控溫熱敏電阻和電加熱回路工作正常，熱管等溫性良好。固態(tài)發(fā)射機的溫度水平控制得非常好。

為了監(jiān)測固態(tài)發(fā)射機的溫度水平和溫差，在固態(tài)發(fā)射機每一個組件的+X方向側(cè)壁中心位置粘貼有高精度的MF501型測溫熱敏電阻，共8支。

表1為條帶成像模式固態(tài)發(fā)射機溫度遙測參數(shù)。從表中可以看出，固態(tài)發(fā)射機工作12 min，各組件最高溫度為5.41° C～7.01° C，同一時刻組件間最大溫差為1.94° C，單個組件最大溫升為11.92° C。圖4為條帶成像模式固態(tài)發(fā)射機溫度變化曲線。

表2為3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機溫度遙測參數(shù)。從表中可以看出，SAR固態(tài)發(fā)射機開機工作12 min，各組件最高溫度為5.73° C～7.32° C，同一時刻組件間最大溫差為1.92° C，單個組件最大溫升為11.89° C。圖5為3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機溫度變化曲線。

圖5 3SCAN成像模式固態(tài)發(fā)射機溫度變化曲線Fig.5 Temperature curve of solid-state transmitter during 3SCAN

由以上分析可以看出，在軌期間，固態(tài)發(fā)射機工作溫度在?5° C～+7.5° C之間，同一時刻 8個組件間的最大溫差小于2° C。溫度水平和溫差均優(yōu)于技術(shù)指標要求。

5 結(jié)束語

本文針對環(huán)境一號C衛(wèi)星以及有效載荷關(guān)鍵設(shè)備固態(tài)發(fā)射機的特點，采用將整星熱設(shè)計與固態(tài)發(fā)射機熱設(shè)計進行一體化綜合設(shè)計的思想和方法，成功地完成了整星熱設(shè)計和固態(tài)發(fā)射機熱設(shè)計。飛行遙測結(jié)果表明，熱控分系統(tǒng)方案合理，設(shè)計正確，固態(tài)發(fā)射機溫度很好地滿足了設(shè)計指標要求，并留有足夠的余量，熱控設(shè)計和實施經(jīng)受了在軌飛行的檢驗，為在軌長壽命運行提供了良好的保障條件。

[1]鄭新,李文輝,潘厚忠.雷達發(fā)射機技術(shù)[M].北京: 電子工業(yè)出版社,2006: 5-8.Zheng Xin,Li Wen-hui,and Pan Hou-zhong.Radar Transmitter Technology[M].Beijing: Publishing House of Electronics Industry,2006: 5-8.

[2]鄧云凱,趙鳳軍,王宇.星載SAR技術(shù)的發(fā)展及其應(yīng)用淺析[J].雷達學(xué)報,2012,1(1): 1-10.Deng Yun-kai,Zhao Feng-jun,and Wang Yu.Brief analysis on the development and application of spaceborne SAR[J].Journal of Radars,2012,1(1): 1-10.

[3]魏鐘銓.合成孔徑雷達衛(wèi)星[M].北京: 科學(xué)出版社,2001: 2-5.Wei Zhong-quan.Synthetic Aperture Radar Satellite[M].Beijing: Science Press,2001: 2-5.

[4]邱成悌,趙惇殳,蔣全興.電子設(shè)備結(jié)構(gòu)設(shè)計原理[M].南京:東南大學(xué)出版社,2005: 35-38.Qiu Cheng-ti,Zhao Dun-shu,and Jiang Quan-xing.Principles of Structural Design for Electronic Equipment[M].Nanjing:Press of Southeast University,2005: 35-38.

[5]付桂翠,高澤溪,方志強,等.電子設(shè)備熱分析技術(shù)研究[J].電子機械工程,2004,20(1): 13-16.Fu Gui-cui,Gao Ze-xi,Fang Zhi-qiang,et al..A study on thermal analysis of electronic system[J].Electro-Mechanical Engineering,2004,20(1): 13-16.

[6]Maguire L,Behnia M,and Morrison G.Systematic evaluation of thermal interface materials—a case study in high power amplifier design[J].Microelectronics Reliability,2005,45(3/4): 711-725.

[7]平麗浩,錢吉裕,徐德好.電子裝備熱控新技術(shù)綜述(上)[J].電子機械工程,2008,24(1): 1-10.Ping Li-hao,Qian Ji-yu,and Xu De-hao.A review of the thermal control technologies for electronic systems: Part I[J].Electro-Mechanical Engineering,2008,24(1): 1-10.

[8]Hetsroni G,Mosyak A,Segal Z,et al..A uniform temperature heat sink for cooling of electronic devices[J].International Journal of Heat and Mass Transfer,2002,45(16): 3275-3286.

[9]侯增祺,胡金剛.航天器熱控制技術(shù): 原理及其應(yīng)用[M].北京: 中國科學(xué)技術(shù)出版社,2007: 368-372.Hou Zeng-qi and Hu Jin-gang.Spacecraft Thermal Control Techniques: Principles and Applications[M].Beijing: China Science and Technology Press,2007: 368-372.

[10]閔桂榮,郭舜.航天器熱控制[M].北京: 科學(xué)出版社,1998:282-321.Min Gui-rong and Guo Sun.Satellite Thermal Control Technology[M].Beijing: Science Press,1998: 282-321.