張建波，王 波，徐向陽，張小波，張筱筱，華 岳

(中國空間技術研究院西安分院，西安 710000)

0 引言

隨著航天器應用需求不斷提高，星載空間天線的口徑逐漸增大，但衛(wèi)星受限于運載火箭整流罩的尺寸限制，天線多采用可展開結構形式，在地面發(fā)射時處于收縮狀態(tài)，當被發(fā)射到預定軌道后，由地面指令或者自控程序控制其完成展開動作[1]，比如以色列Tec-SAR衛(wèi)星的徑向肋傘狀拋物面天線反射器發(fā)射時收攏在火箭整流罩內，入軌后通過機構運動完成展開動作，實現(xiàn)高收納比[2-3]?？臻g可展開天線具有口徑大、運動部件多和展開機構復雜等特點，尤其是展開機構能否可靠工作成為了航天任務成敗的關鍵，伽利略號木星探測器的高增益天線就由于機構的二硫化鉬潤滑膜破壞導致展開失敗，科學探測數據無法傳回地面[4]。目前絕大部分的學者主要聚焦于天線展開機構的運動學仿真和可靠性增長并開展相關研究工作[5-6]，而關于展開機構熱分析的研究相對較少。王彥等[7]針對衛(wèi)星太陽電池陣驅動機構建立了詳細熱分析模型，獲得了驅動機構在軌溫度分布和梯度數據。李偉等[8]設計不同的熱控涂層方案分析了大型桁架展開機構的瞬態(tài)溫度場和熱變形。李濤等[9]采用有限元方法開展了環(huán)形反射器管件和彈簧展開鉸鏈在軌溫度變化規(guī)律分析，給出了天線最佳展開時機的選擇策略。張曉峰等[10]提出了一種采用間接控制目標點溫度的熱設計方法滿足機構產品的控溫需求。因此，通過合理的熱控措施使展開機構處于適宜的溫度范圍內對于提高天線展開可靠性是非常必要的，而基于天線在軌具體展開時刻熱環(huán)境下的機構熱控設計和精確熱分析有助于實現(xiàn)衛(wèi)星熱控資源優(yōu)化配置的目標。

某衛(wèi)星徑向肋傘狀天線采用彈簧分布式驅動展開技術[11]，但這種彈簧機構由于結構熱變形和潤滑特性等原因工作溫度范圍較窄，衛(wèi)星入軌后保證機構處于合適的工作溫度是決定天線展開成敗的決定因素。本文以徑向肋傘狀天線彈簧展開機構為主要研究對象，建立有限元模型對展開機構在軌展開時刻下的溫度水平進行了瞬態(tài)熱分析研究，確定了主動控溫加熱器的優(yōu)化控制策略并完成在軌驗證，為后續(xù)類似彈簧展開機構熱設計和分析提供了借鑒。

1 彈簧展開機構熱設計

1.1 彈簧展開機構概述

徑向肋傘狀天線在軌展開由18個以反射器中心為圓心呈輻射狀安裝的彈簧展開機構實現(xiàn)，衛(wèi)星入軌后，天線鎖緊釋放裝置火工品起爆，釋放肋組件，在彈簧展開機構的驅動下，天線展開到位，如圖1所示。

圖1 天線展開示意圖Fig.1 Deploying process of the umbrella antenna

彈簧展開機構是驅動天線肋由收攏至展開工作狀態(tài)的關鍵產品，如圖2所示。

圖2 彈簧展開機構結構示意圖Fig.2 Structure of the spring deployment mechanism

由基體結構和轉臂結構兩部分形成運動副，蝸卷彈簧位于基體結構內部，轉臂結構與天線肋組件相連。整個機構主要為鋁合金材質，表面狀態(tài)為導電氧化。其基本工作原理為：蝸卷彈簧驅動齒輪減速機構，通過齒輪減速器減慢運動速度的方式增大工作力矩，最終實現(xiàn)天線肋的展開。

1.2 熱控設計特點分析

傘天線彈簧展開機構內部軸系結構緊湊，傳熱路徑復雜，所處的空間熱環(huán)境復雜，熱設計難度大，主要體現(xiàn)在：

1)整個傘狀天線布局于衛(wèi)星對地板，天線與衛(wèi)星載荷艙隔熱安裝。衛(wèi)星運行在傾角為30.5°的LEO圓軌道上，β角變化范圍達±54°，空間外熱流變化劇烈。入軌初期衛(wèi)星姿態(tài)為-Z對日，彈簧展開機構長期處于星體的陰影，低溫環(huán)境惡劣。

2)天線彈簧展開機構工作溫度為-25～70℃，推薦的最佳工作溫度區(qū)間為-10～45℃，低溫下限窄對于機構熱控提出了較高的要求。

3)衛(wèi)星對能源和重量均有較為嚴格的限制要求，而彈簧展開機構數量較多，因此需要盡可能簡化熱控措施，利用最少的測溫通道和加熱回路資源實現(xiàn)彈簧展開機構溫度滿足要求。

4)彈簧展開機構內部傳熱路徑復雜，內部熱阻參數具有較大的不確定性，對于實現(xiàn)精確的熱分析帶來了挑戰(zhàn)。

5)由于展開機構活動部件較多，熱控設計需要避免熱控材料對于展開功能的影響。

1.3 熱控方案設計

考慮到展開機構的運動軌跡，簡化熱控實施的難度，降低熱控組件重量，展開機構不包覆多層隔熱組件。為了減少反射器支撐和天線安裝板對于展開機構溫度的影響，機構與反射器支撐和天線安裝板之間分別使用2mm厚玻璃鋼隔熱墊片盡可能降低漏熱。彈簧展開機構完全裸露在空間4K的低溫背景環(huán)境中，在衛(wèi)星對日巡航的姿態(tài)下，能夠接收到的軌道外熱流非常有限，低溫水平難以滿足要求。因此需要在包含彈簧驅動軸系的基體結構上設置加熱器進行主動控溫，確保產品處于合適的溫度范圍之內，提高熱控設計的控制能力。展開機構與天線其他部件存在導熱和復雜的輻射換熱關系，還要同時考慮瞬態(tài)軌道外熱流邊界條件，因此機構主動控溫加熱器功率大小需要利用數值仿真分析的方法進行優(yōu)化。

圖3 展開機構熱控狀態(tài)示意圖Fig.3 A schematic diagram of thermal design for deployment mechanism

2 仿真分析及優(yōu)化

2.1 熱分析建模

彈簧展開機構進行仿真分析時需要建立完整傘天線的熱數學模型才能獲得準確的溫度分布數據，整個天線部件構形復雜，處于空間非穩(wěn)態(tài)熱流環(huán)境中，必須進行瞬態(tài)熱分析。熱分析采用有限元熱分析軟件TMG模擬熱傳導和表面輻射，進而對熱模型進行求解獲得溫度場。為了準確模擬天線各部件內部和星體之間的復雜遮擋關系，建立了詳細的有限元模型，劃分了11609個單元網格。TMG使用控制容積法建立熱平衡方程，每個單元定義一個控制體，計算節(jié)點有限差分公式如下[12]：

熱分析模型中所有的部件的材料熱物性參數如熱導率、比熱容、太陽吸收比和半球發(fā)射率等均采用實測值，由于彈簧機構內部軸系結構異常復雜難以詳細建模，本文采用等效熱阻來模擬轉臂結構和基體結構之間的熱傳導，將其熱容折合到機構表面殼單元中保證總熱容不變。

太陽輻射強度按照衛(wèi)星發(fā)射日期的對應參數取1323W/m2，地球平均反照率取0.3，地球紅外輻射強度取237W/m2，宇宙冷空背景溫度為4K。天線各部件的軌道外熱流角系數和部件之間的輻射角系數由軟件計算獲得，部件之間接觸傳熱系數借鑒飛行經驗數據選取。

2.2 分析及優(yōu)化

根據衛(wèi)星的飛行程序，天線需要在第二圈可見測控弧段(星箭分離后約4800s)內執(zhí)行展開動作，彈簧展開機構的熱控設計的核心目標是保障展開時刻的工作溫度滿足要求。雖然加熱器功率余量大可以滿足要求，但是由于展開機構數量眾多，占用整星的熱控資源過多。因此，本文針對主動加熱器開展了不同功率大小工況下的瞬態(tài)熱分析，單個展開機構的加熱器的功率分別設置為0W，2.5W和5W。根據其他型號星箭分離后的飛行經驗數據，所有分析工況的計算初始溫度取20℃。根據彈簧展開機構的圓周分布位置劃分為四個象限，每個象限選取一個典型機構來表征溫度變化規(guī)律。

圖4中給出了沒有加熱器的情況下彈簧展開機構溫度變化曲線，由于位于+Z側的機構由于衛(wèi)星巡航姿態(tài)載荷艙的遮擋因而長期基本不受照，溫度持續(xù)下降，衛(wèi)星入軌后第二圈測控弧段可見時，即發(fā)射后約4800s，機構溫度接近-10℃，考慮到熱分析不確定度，溫度難以滿足展開要求。

圖4 無加熱器工況下熱分析結果Fig.4 Temperature result of deployment mechanism(no electrical heater)

圖5中給出了單個展開機構加熱器功率2.5W的情況下彈簧展開機構溫度變化曲線，加熱器控溫閾值設置為[0℃,5℃]，發(fā)射后約4800s，機構溫度處于0℃以上，由于機構處于衛(wèi)星遮擋的陰影區(qū)，加熱器功率并不足以將機構始終控制在0℃以上，但是其降溫速率明顯減小呈緩慢下降趨勢，即使第三圈是仍然可以維持在-5℃以上，距離最佳工作溫度下限還有5℃的設計余量。

圖5 加熱器功率2.5W工況下熱分析結果Fig.5 Temperature result of deployment mechanism (Electrical heater power 2.5W)

圖6中給出了單個展開機構加熱器功率5W的情況下彈簧展開機構溫度變化曲線，加熱器控溫閾值設置為[-5℃,0℃]，此工況下可以長期維持彈簧展開機處于最佳工作溫度范圍內。

圖6 加熱器功率5W工況下熱分析結果Fig.6 Temperature result of deployment mechanism (Electrical heater power 5W)

綜合三種分析工況可以看出，沒有加熱器的情況下展開機構的最佳工作溫度不能保障；單個機構設置5W的加熱器可以長期維持其處于最佳工作溫度范圍內，但此時18個展開機構需要的加熱總功率達到90W，占用衛(wèi)星能源功耗太多；當加熱器功率為2.5W且設置較高的控溫閾值時，可以保證在第二圈可見弧段內天線展開時刻時的彈簧展開機構溫度處于較好的溫度水平，占用的功率減小至45W，采取將相同象限內的多個加熱器并聯(lián)形成單回路的方式減少了遙測和遙控通道數量，極大的節(jié)省了熱控資源。

由此可見，單個機構設置加熱功率選擇2.5W并將閾值設置在[0,5℃]的主動控溫設計方案屬于最優(yōu)的控制策略。此外，選擇2.5W的加熱器配置方案時，對故障模式下第二圈未能執(zhí)行展開動作需要推后進行了影響分析，提出了衛(wèi)星+Z對日的應急處理預案，仿真結果表明所有展開機構的工作溫度能保證在4.2～17.6℃的范圍內。

3 在軌驗證

圖7中給出了衛(wèi)星入軌初期彈簧展開機構溫度熱分析曲線與飛行遙測數據，由于測控可見弧段限制，只有在初始階段和第二圈弧段內獲得了遙測數據，將這些時段內(6800～8000s)的數據進行比對，可見仿真分析結果與在軌遙測結果變化趨勢和升降溫速率一致，溫度的平均偏差范圍基本在3℃以內，變化規(guī)律和溫度水平吻合較好，同時天線在軌成功展開驗證了彈簧展開機構熱控設計的合理性，展開時機選擇正確。

圖7 展開機構熱分析與飛行遙測溫度數據對比Fig.7 In-orbit and calculated temperatures of deployment mechanism

4 結束語

本文根據徑向肋傘狀天線彈簧展開機構的熱控設計要求和所處空間熱環(huán)境特點，通過建立熱分析模型對展開機構所處展開時刻熱環(huán)境下的溫度進行了瞬態(tài)熱分析研究，提出了合理的熱控方案和加熱器控制策略，利用展開機構熱容和小功率加熱結合的方法有效減緩了其入軌后的降溫速率，滿足了短期控溫的要求，極大節(jié)省了衛(wèi)星熱控資源。在軌飛行數據表明，彈簧展開機構瞬時溫度變化速率一致，溫度水平吻合較好，平均偏差基本在3℃以內。該設計方法的成功應用有力保障了天線在軌順利展開，獲得相關數據可以為后續(xù)類似彈簧展開機構熱設計所借鑒。