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        星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部熱設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

        2021-10-15 01:38:32劉瑞李寧杰葛如飛龍澄王光輝欒英宏
        航天器工程 2021年5期

        劉瑞 李寧杰 葛如飛 龍澄 王光輝 欒英宏

        (上海航天電子技術(shù)研究所,上海 201109)

        土壤水含量、地表水體動(dòng)態(tài)變化等陸地水資源遙感數(shù)據(jù)的精確探測(cè),可為我國(guó)水旱災(zāi)害預(yù)警、水資源宏觀調(diào)控提供重要的數(shù)據(jù)支撐。采用星載主動(dòng)和被動(dòng)一體化遙感探測(cè)的方法,可提高土壤水含量探測(cè)的空間分辨率和精度。在軌工作時(shí),星載主被動(dòng)一體化微波探測(cè)儀的系統(tǒng)性能對(duì)溫度的影響很敏感[1-2]。特別地,主動(dòng)探測(cè)中陣面發(fā)送/接收(T/R)組件的溫度水平及溫度梯度會(huì)影響到組件間的幅相一致性,進(jìn)而影響到系統(tǒng)的后向散射系數(shù),最后反應(yīng)到主動(dòng)探測(cè)精度上;被動(dòng)探測(cè)中接收機(jī)的溫度水平及每軌溫度波動(dòng),會(huì)影響到系統(tǒng)的噪聲系數(shù)和增益變化,進(jìn)而影響到系統(tǒng)的靈敏度和亮溫精度,最后反應(yīng)到被動(dòng)探測(cè)精度上。

        國(guó)內(nèi)外現(xiàn)有的熱控設(shè)計(jì)多是針對(duì)主動(dòng)式探測(cè)載荷中大功率組件的散熱和溫度一致性保持問(wèn)題[3-4],或者被動(dòng)式光學(xué)成像載荷中接收機(jī)的溫度穩(wěn)定度問(wèn)題等進(jìn)行研究[5-7],而對(duì)主動(dòng)和被動(dòng)聯(lián)合探測(cè)的微波輻射計(jì)類載荷的熱控問(wèn)題還較少涉及。

        本文針對(duì)土壤水探測(cè)衛(wèi)星的主載荷主被動(dòng)一體化微波探測(cè)儀的探測(cè)頭部熱控難點(diǎn),開展了詳細(xì)的熱設(shè)計(jì),包括軌道外熱流分析、散熱面和傳熱路徑的設(shè)計(jì)、熱管網(wǎng)絡(luò)布局,關(guān)鍵單機(jī)的精細(xì)化控溫等。通過(guò)熱仿真分析和地面熱平衡試驗(yàn)對(duì)熱設(shè)計(jì)方案的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。

        1 熱設(shè)計(jì)要求

        1.1 產(chǎn)品構(gòu)型

        在衛(wèi)星星體坐標(biāo)系中,原點(diǎn)O位于衛(wèi)星質(zhì)心處,OX指向衛(wèi)星飛行方向,OZ指向衛(wèi)星對(duì)地方向,OY方向按右手法則,為太陽(yáng)光照方向,如圖1所示。星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部位于衛(wèi)星星體頂部的+X方向,在軌沿Y向展開后長(zhǎng)達(dá)7 m,主要包括主動(dòng)部分、被動(dòng)部分和展開機(jī)構(gòu),被動(dòng)部分通過(guò)結(jié)構(gòu)框架安裝于主動(dòng)部分的+X向,展開機(jī)構(gòu)用于探測(cè)頭部的在軌展開鎖定。其中,主動(dòng)部分包括主動(dòng)饋源單元,T/R組件,功分器、激勵(lì)器等單機(jī);被動(dòng)部分包括被動(dòng)饋源單元、濾波器、被動(dòng)接收機(jī)、噪聲源、功分器、預(yù)處理器等單機(jī)。具體構(gòu)型如圖1所示。

        圖1 星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部構(gòu)型圖Fig.1 Configuration of microwave sounder probe head

        1.2 外熱流分析及散熱面選擇

        衛(wèi)星運(yùn)行在升交點(diǎn)地方時(shí)為14:00的太陽(yáng)同步軌道,載荷在軌工作時(shí)衛(wèi)星保持穩(wěn)定姿態(tài)。如圖1所示,+X軸指向衛(wèi)星飛行方向,+Z軸指向地球,-Y側(cè)為向陽(yáng)面。由于探測(cè)頭部表面構(gòu)型較復(fù)雜,同時(shí)大功耗單機(jī)布局集中,需要選取合適的散熱面,及時(shí)將大功耗單機(jī)的熱量排走。散熱面選取的原則一般是表面外熱流小,且外熱流波動(dòng)較小。下面給出了假定各散熱表面采用光學(xué)太陽(yáng)反射鏡(OSR)二次表面鏡作為熱控涂層,探測(cè)頭部在冬至一軌內(nèi)各表面的吸收外熱流統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù),如表1所示。

        探測(cè)頭部在冬至一軌內(nèi)各表面的吸收外熱流變化曲線,如圖2所示。

        根據(jù)表1和圖2外熱流計(jì)算結(jié)果,并綜合探測(cè)儀平臺(tái)實(shí)際布局分析可知:

        圖2 探測(cè)頭部各面吸收外熱流變化圖Fig.2 Heat flux absorbed of probe head

        表1 探測(cè)頭部各面吸收外熱流Table 1 Heat flux absorbed of probe head W/m2

        (1)探測(cè)頭部+Y面外熱流波動(dòng)最小,平均值最小,但考慮到探測(cè)頭部構(gòu)型為長(zhǎng)條形,面積有限,+Y和-Y面區(qū)域無(wú)法進(jìn)行有效散熱設(shè)計(jì),不適宜作為探測(cè)儀散熱面。同時(shí)探測(cè)頭部-X面大部分區(qū)域被整星平臺(tái)遮擋,故也不考慮將該面作為散熱面。

        (2)根據(jù)產(chǎn)品構(gòu)型及軌道外熱流數(shù)據(jù),被動(dòng)部分+Z面在光照3 min后,外熱流達(dá)到峰值,在衛(wèi)星運(yùn)行的時(shí)間段內(nèi),外熱流在131 W/m2范圍變化,數(shù)值波動(dòng)很小,可將此+Z面作為主散熱面,同時(shí)可將+X面作為輔助散熱面。而主動(dòng)部分可將+X面作為主散熱面。

        (3)該衛(wèi)星軌道為太陽(yáng)同步軌道,由圖中曲線對(duì)比可知,在衛(wèi)星運(yùn)行周期范圍內(nèi),太陽(yáng)常數(shù)的變化對(duì)外熱流變化的影響較大,在夏至衛(wèi)星表面所受外熱流最小,冬至達(dá)到最大。

        1.3 工作模式及單機(jī)熱耗

        衛(wèi)星每軌運(yùn)行時(shí)間為90 min,探測(cè)頭部T/R組件每軌連續(xù)開機(jī)40 min,被動(dòng)單機(jī)常開機(jī),探測(cè)頭部各單機(jī)熱耗如表2所示,可知探測(cè)頭部總熱耗為672.4 W,其中T/R組件總熱耗達(dá)512 W。

        表2 探測(cè)頭部熱耗Table 2 Heat dissipation of probe head

        1.4 溫控要求

        為保證星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部工作性能,各單機(jī)需要控制在合適的溫度范圍內(nèi),并有溫度波動(dòng)和梯度要求。各單機(jī)具體溫控要求如表3所示。

        表3 各單機(jī)溫控要求Table 3 Temperature requirement of probe head

        1.5 熱設(shè)計(jì)的問(wèn)題與難點(diǎn)

        探測(cè)儀探測(cè)頭部為長(zhǎng)條形構(gòu)型,且橫跨在衛(wèi)星外熱流最大(-Y)和最小(+Y)的兩個(gè)方向,陣面長(zhǎng)達(dá)7 m,外熱流差異較大。主動(dòng)部分32臺(tái)高熱耗的T/R組件均勻分布于陣面上,被動(dòng)單機(jī)通過(guò)支撐結(jié)構(gòu)安裝于主動(dòng)單機(jī)的+X向。因有被動(dòng)單機(jī)的遮擋,高熱耗的T/R組件散熱路徑不暢,勢(shì)必會(huì)造成其溫度的進(jìn)一步升高。同時(shí),T/R組件之間自身熱耗的偏差以及組件安裝過(guò)程中的熱阻偏差都將增加T/R組件溫度梯度的控制難度,而且在探測(cè)頭部關(guān)機(jī)時(shí)要避免單機(jī)溫度過(guò)低。

        根據(jù)外熱流分析,可利用的散熱面為+X和+Z面,但這些面的外熱流波動(dòng)都較大。同時(shí),主動(dòng)單機(jī)對(duì)被動(dòng)接收機(jī)的熱耦合影響,都增加了被動(dòng)接收機(jī)溫度穩(wěn)定度的控制難度。

        由以上分析可知,探測(cè)頭部熱設(shè)計(jì)的首要任務(wù)是降低主動(dòng)部分T/R組件溫度水平及保證被動(dòng)接收機(jī)溫度穩(wěn)定性,主要難點(diǎn)包括:①T/R組件熱耗的排散和溫度梯度≤12 ℃的控制;②被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)±1 ℃/軌的控制;③主動(dòng)單機(jī)與被動(dòng)單機(jī)熱耦合的控制。

        2 熱設(shè)計(jì)方案

        2.1 方案特點(diǎn)

        探測(cè)頭部的熱設(shè)計(jì)方案采用被動(dòng)熱控為主,主動(dòng)熱控為輔的溫度偏低設(shè)計(jì)方法。采用的熱控產(chǎn)品主要有熱管、熱控涂層、多層隔熱組件、電加熱器、熱敏電阻和隔熱墊片等,具體方法如下。

        (1)等溫化設(shè)計(jì):針對(duì)各單機(jī)溫度一致性控溫要求和電加熱器加熱需要,在探測(cè)頭部的主動(dòng)蜂窩板和被動(dòng)蜂窩板分別預(yù)埋熱管,選取20.0 mm×19.1 mm工字型雙孔鋁氨熱管,每臺(tái)T/R組件下設(shè)計(jì)預(yù)埋1根橫熱管和2根豎熱管,探測(cè)頭部熱管布局如圖3所示。同時(shí),在單機(jī)底面實(shí)施導(dǎo)熱填料,減少與安裝板內(nèi)熱管間的接觸熱阻,導(dǎo)熱填料選取銦箔,銦箔厚度根據(jù)實(shí)際安裝間隙選取。

        圖3 探測(cè)頭部預(yù)埋熱管布局Table 3 Embedded heat pipes layout of probe head

        (2)隔熱設(shè)計(jì):①探測(cè)頭部主動(dòng)部分和被動(dòng)部分除散熱面外,其余各面包覆15層多層隔熱組件。②被動(dòng)部分和主動(dòng)部分,主動(dòng)部分和星體之間進(jìn)行隔熱安裝,加墊5 mm厚的玻璃鋼墊片。

        (3)主動(dòng)控溫設(shè)計(jì):探測(cè)頭部不開機(jī)時(shí)布置主動(dòng)控溫回路,通過(guò)控溫使單機(jī)滿足高溫度穩(wěn)定度和溫度一致性的要求,經(jīng)分析確定,被動(dòng)接收機(jī)和T/R組件分別布置主、備份共4路控溫回路。

        (4)輻射增強(qiáng)設(shè)計(jì):主動(dòng)饋源和被動(dòng)饋源裸露在外,表面均噴涂S781白漆。主動(dòng)部分和被動(dòng)部分的散熱面表面粘貼OSR二次表面鏡。探測(cè)頭部?jī)?nèi)的其余單機(jī)和結(jié)構(gòu)件表面均做發(fā)黑處理,紅外發(fā)射率≥0.86。

        2.2 散熱路徑設(shè)計(jì)

        探測(cè)頭部詳細(xì)散熱路徑見圖4所示,根據(jù)探測(cè)頭部熱控要求,主動(dòng)單機(jī)的散熱路徑是:T/R組件→熱管網(wǎng)絡(luò)→主動(dòng)安裝板→主動(dòng)散熱罩。探測(cè)頭部預(yù)埋熱管布局如圖3所示,并采取優(yōu)化措施:將T/R組件安裝面的熱管布置成正交熱管網(wǎng)絡(luò),增大T/R組件安裝面與熱管的接觸面積;同時(shí)盡量增加熱管的長(zhǎng)度,增大與主動(dòng)安裝板的接觸面積;將主動(dòng)安裝板表面噴涂溫控黑漆,加強(qiáng)主動(dòng)安裝板與主動(dòng)散熱罩之間的換熱效果。

        圖4 探測(cè)頭部散熱路徑示意圖Fig.4 Heat dissipation paths of probe head

        被動(dòng)單機(jī)的散熱路徑是:被動(dòng)接收機(jī)→熱管→被動(dòng)豎板→被動(dòng)散熱罩。為避免T/R組件的周期性開關(guān)機(jī)造成被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)。因此在被動(dòng)部分與主動(dòng)部分和主被動(dòng)饋源之間均包覆多層以隔絕接收機(jī)與外界之間的熱耦合。此外主被動(dòng)散熱罩外表面均粘貼OSR二次表面鏡,罩內(nèi)表面噴黑漆。

        2.3 熱阻分析

        為簡(jiǎn)化數(shù)值模擬可將熱管等效為具有高導(dǎo)熱系數(shù)實(shí)體,因此需要求出熱管等效導(dǎo)熱系數(shù)[8-9]。Rct、Rcd為熱載荷和熱管之間的導(dǎo)熱熱阻,Rce為蒸發(fā)段換熱熱阻,Rcc為冷凝段換熱熱阻,熱管總熱阻R為

        (1)

        式中:do和di為熱管外徑和內(nèi)徑;lC和lE為熱管蒸發(fā)段和冷凝段長(zhǎng)度;aE為熱管蒸發(fā)段換熱系數(shù);aC為熱管冷凝段換熱系數(shù);k為熱管等效導(dǎo)熱系數(shù)。

        熱阻定義式為

        R=Δθ/Q

        (2)

        式中:Δθ為蒸發(fā)段與冷凝段的溫差;Q為導(dǎo)熱量。

        導(dǎo)熱公式為

        Q=kAΔθ/l

        (3)

        式中:l為材料在熱量傳遞方向的長(zhǎng)度;A為截面積。

        根據(jù)式(1)、(2)和(3)求熱管的等效導(dǎo)熱系數(shù)為

        (4)

        同時(shí),在散熱路徑上,熱量的傳輸會(huì)經(jīng)過(guò)多個(gè)接觸環(huán)節(jié),為準(zhǔn)確模擬熱量傳遞還需要考慮兩種材料接觸面的接觸熱阻。根據(jù)接觸熱阻公式

        Rt=1/(hAt)

        (5)

        式中:h為接觸換熱系數(shù);At為名義接觸面積。

        根據(jù)以上公式計(jì)算得到各傳熱路徑上的熱阻,表4為匯總計(jì)算結(jié)果。

        表4 探測(cè)頭部傳熱路徑上傳熱熱阻計(jì)算結(jié)果匯總Table 4 Thermal resistance on heat transfer path of probe head ℃·W-1

        3 熱仿真分析

        根據(jù)上述熱控方案和熱控措施,綜合考慮空間外熱流和星體的影響,本文采用UG-NX仿真軟件對(duì)星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部建立幾何模型,并進(jìn)行在軌溫度水平仿真,其中對(duì)饋源陣結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。仿真模型采用以下假設(shè):①太陽(yáng)為平行光;②在連續(xù)軌道周期內(nèi)外空間熱流變化一致;③多層隔熱材料只考慮縱向?qū)?;④忽略電纜網(wǎng)、緊固件等影響。

        低溫工況涂層選取初期參數(shù)[10],探測(cè)頭部均不開機(jī)工作,設(shè)置補(bǔ)償加熱器進(jìn)行程控,T/R組件加熱器控溫點(diǎn)設(shè)為-10 ℃,其余單機(jī)加熱器控溫點(diǎn)為0 ℃。高溫工況涂層選取末期參數(shù),探測(cè)頭部T/R組件每軌連續(xù)開機(jī)40 min,其余單機(jī)為常開狀態(tài),設(shè)置補(bǔ)償加熱器進(jìn)行程控,被動(dòng)單機(jī)補(bǔ)償加熱器控溫點(diǎn)設(shè)為0 ℃。在軌工作模型下低溫工況和高溫工況仿真計(jì)算結(jié)果見表5。

        表5 探測(cè)頭部熱仿真分析結(jié)果Table 5 Thermal analysis results of probe head ℃

        由仿真分析結(jié)果可知:

        (1)在低溫工況下,探測(cè)頭部單機(jī)均不開機(jī),通過(guò)主動(dòng)控溫,各單機(jī)均能維持在指標(biāo)溫度內(nèi)。

        (2)在高溫工況下,通過(guò)主動(dòng)控溫,探測(cè)頭部各單機(jī)溫度水平均滿足指標(biāo)要求。由于探測(cè)頭部單機(jī)開機(jī),自身熱功耗較大原因,T/R組件溫度梯度達(dá)7.0 ℃,在高溫工況下最高溫度達(dá)到31.5 ℃,被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)為0.75 ℃/軌,均滿足指標(biāo)要求。

        (3)與入軌初期相比,在高溫工況下除單機(jī)自身功耗較大導(dǎo)致的最高溫度變化較大外,其他各單機(jī)溫升相對(duì)較小,在0~10 ℃范圍以內(nèi)。

        4 熱試驗(yàn)驗(yàn)證

        為了驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)的合理性和有效性,考核載荷熱控組件的工作能力,采用熱平衡試驗(yàn)對(duì)高低溫工況進(jìn)行驗(yàn)證[11],試驗(yàn)采用電加熱器模擬各散熱面的外熱流[12]。兩個(gè)極端工況:①低溫工況:探測(cè)頭部不開機(jī),設(shè)置補(bǔ)償加熱器進(jìn)行程控,T/R組件加熱器控溫點(diǎn)設(shè)為-10 ℃,其余單機(jī)加熱器控溫點(diǎn)為0 ℃;②高溫工況:選擇冬至末期,涂層熱物性參數(shù)取末期值,T/R組件按每軌40 min開機(jī),其余單機(jī)為常開狀態(tài)。補(bǔ)償加熱器設(shè)置程控狀態(tài)。被動(dòng)單機(jī)補(bǔ)償加熱器控溫點(diǎn)設(shè)為0 ℃。

        試驗(yàn)中探測(cè)頭部各單機(jī)試驗(yàn)溫度見表6,高溫工況下全陣面T/R組件溫度范圍為0.5~11.6 ℃,溫度梯度為5.8 ℃,被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)為0.14 ℃/軌,均符合溫控指標(biāo)要求。低溫工況下T/R組件溫度范圍為-11.1~-8.3 ℃,溫度梯度為2.48 ℃,被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)為0.36 ℃/軌,均符合溫控指標(biāo)要求。

        表6 探測(cè)頭部熱平衡試驗(yàn)結(jié)果Table 6 TBT results of probe head ℃

        圖5所示為高低溫工況下各單機(jī)試驗(yàn)溫度結(jié)果,圖中可看出由于高溫工況下T/R組件階段性開關(guān)機(jī)造成溫度存在波動(dòng),其他各單機(jī)溫度水平均符合溫控指標(biāo)要求,并有一定余量。

        圖5 探測(cè)頭部熱平衡試驗(yàn)溫度Fig.5 TBT results of probe head

        將熱仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,具體如下:

        (1)高低溫工況下,單機(jī)溫度水平計(jì)算值與試驗(yàn)值相近;高溫工況下,熱分析模型的T/R組件溫度梯度計(jì)算值為7.0,試驗(yàn)值為5.8,偏差很小,可驗(yàn)證熱分析模型正確。

        (2)被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)熱分析結(jié)果為0.75,比試驗(yàn)值略高,主要原因:試驗(yàn)中加熱器模擬外熱流不同于在軌情況,外熱流不連續(xù)且波動(dòng)較??;試驗(yàn)中連接處結(jié)構(gòu)膠和連接機(jī)構(gòu)導(dǎo)熱性能強(qiáng),減小了溫度波動(dòng)。相比于熱平衡試驗(yàn),熱分析模型中涂層末期參數(shù)會(huì)設(shè)置依賴于經(jīng)驗(yàn),設(shè)置留有余量。

        5 結(jié)論

        按照星載微波探測(cè)儀探測(cè)頭部的熱控需要,針對(duì)探測(cè)頭部熱設(shè)計(jì)的難點(diǎn)與要求,開展了詳細(xì)的熱控方案設(shè)計(jì),包含軌道外熱流分析、散熱面和傳熱路徑的設(shè)計(jì)、熱管網(wǎng)絡(luò)布局,關(guān)鍵單機(jī)的精細(xì)化控溫等,并進(jìn)行了仿真分析和熱平衡試驗(yàn),結(jié)果表明:

        (1)在低溫工況和高溫工況下,探測(cè)頭部各單機(jī)的溫度水平均在指標(biāo)要求范圍內(nèi)。

        (2)低溫工況下全陣面T/R組件溫度范圍為-11.1~-8.3 ℃,溫度梯度為2.48 ℃,被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)為0.36 ℃/軌,符合溫控指標(biāo)要求。

        (3)高溫工況下全陣面T/R組件溫度范圍為0.5~11.6 ℃,溫度梯度為5.8 ℃,被動(dòng)接收機(jī)溫度波動(dòng)為0.14 ℃/軌,符合溫控指標(biāo)要求。

        通過(guò)熱設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證解決了大功耗T/R組件短時(shí)開機(jī)導(dǎo)致單機(jī)之間溫差大、瞬時(shí)溫升速率快、溫度波動(dòng)大等技術(shù)難題,突破了高功率密度T/R組件全陣面熱設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)和被動(dòng)接收機(jī)的高穩(wěn)定度控溫關(guān)鍵技術(shù),達(dá)到了探測(cè)頭部在軌全周期高精度、高穩(wěn)定度的熱控技術(shù),可為星載微波探測(cè)儀類載荷的熱設(shè)計(jì)提供借鑒。

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