南江紅，師雪麗，石同武，劉建坤，李昌龍

（上海航天電子技術研究所，上海 201100）

0 引言

中國載人空間站的核心艙“天和”已于2021 年4 月底發(fā)射入軌?？湛罩Ъ芴炀€位于“天和”核心艙的資源艙外，是核心艙測控與通信分系統(tǒng)的重要組成部分，擔負著空間站核心艙與來訪飛行器之間的數(shù)據(jù)傳遞任務。

空空支架天線處于空間冷熱交變環(huán)境中，同時，其可靠性和使用壽命還受到核心艙各發(fā)動機及來往貨運飛船發(fā)動機羽流熱效應的影響。在空間結構機構相關研究中，熱環(huán)境的影響已受到廣泛關注[1-2]。目前的熱控設計主要針對空間外熱流或航天器發(fā)動機羽流的影響[3-8]，而對于兩者的綜合熱效應研究較少。

本文針對空空支架天線構型及空間熱環(huán)境進行了被動熱控設計，并通過仿真計算研究核心艙飛行姿態(tài)、空間外熱流、核心艙發(fā)動機羽流參數(shù)以及熱控涂層對天線溫度的綜合影響，以驗證熱控措施的合理性，并對空間站核心艙空空支架天線總體熱環(huán)境提出要求。

1 空空支架天線結構及布局

空空支架天線主要包括空空通信天線、壓緊釋放裝置、展開臂和展開鎖定機構，如圖1 所示。空空支架天線包括a 機和b 機，對稱分布于核心艙資源艙外壁上。

圖1 空空支架天線結構外形Fig. 1 Schematic diagram of the space frame antenna

空空支架天線的工作狀態(tài)包含發(fā)射時鎖緊態(tài)及入軌后展開態(tài)。鎖緊態(tài)如圖2 所示，空空支架天線與艙體間有2 個連接面——展開鎖定機構底板連接面和壓緊釋放裝置底板連接面。展開態(tài)如圖3 所示，入軌后空空支架天線展開，只通過展開鎖定機構底板連接面固定在核心艙資源艙外壁上。

圖2 空空支架天線鎖緊態(tài)Fig. 2 Locking state of the space frame antenna

圖3 空空支架天線展開態(tài)Fig. 3 Expanded state of the space frame antenna

2 空空支架天線熱控設計

2.1 熱環(huán)境條件

空空支架天線為收發(fā)一體化天線，無內(nèi)熱源，安裝于核心艙資源艙外壁上，主要受航天器發(fā)動機羽流及空間環(huán)境外熱流的影響——羽流主要為核心艙發(fā)動機及來往貨運飛船發(fā)動機羽流；外熱流為太陽輻射、地球輻射及地球反照等。核心艙存在慣性飛行、軌道系正向飛行和三軸穩(wěn)定對地定向飛行3 種飛行姿態(tài)，飛行中長期使用的是前2 種姿態(tài)，第3 種姿態(tài)僅用于交會對接，因此熱控設計時主要考慮前2 種姿態(tài)。

空空支架天線壓緊態(tài)和展開態(tài)下，各發(fā)動機開機時長及其對空空支架天線的最大羽流熱流密度如表1 所示。

表1 各發(fā)動機開機時長及其對空空支架天線的最大羽流熱流密度Table 1 The working time of each thruster and the maximum plume heat flux density on the space frame antenna

核心艙偏航主/備份發(fā)動機和滾動主/備份發(fā)動機開機時，對壓緊態(tài)空空支架天線的最大羽流熱流密度分別為0.34 kW/m2和0.20 kW/m2，低于太陽熱流常數(shù)，且核心艙單艙慣量小，調姿時發(fā)動機點火時間短，因此這2 個工況的羽流熱效應較小。軌控發(fā)動機開機時對壓緊態(tài)空空支架天線的最大羽流熱流密度為50.75 kW/m2，且軌控發(fā)動機的開機時長可能長達1200 s，其熱影響極大；但該工況屬于故障工況，僅出現(xiàn)在空空支架天線入軌后無法展開時，可通過在空空支架天線前端艙體安裝擋流板來防止天線被燒毀。因此，本文不考慮空空支架天線壓緊態(tài)下的工況。

空空支架天線為展開狀態(tài)時，貨運飛船反推和平移發(fā)動機不會同時工作，發(fā)動機羽流最大包絡為6.54 kW/m2，小于核心艙偏航與軌控發(fā)動機組合工況，即后者可覆蓋前者，因此本文中的高溫工況發(fā)動機羽流影響主要分析空空支架天線展開態(tài)下的核心艙偏航與軌控發(fā)動機組合工況。

2.2 熱控設計

根據(jù)空空支架天線熱控任務及結構特點，采取被動熱控設計，初步熱控方案如下：

1）通信天線采用銅絲纏繞玻璃鋼罩結構，外表面涂覆S781 白漆。S781 白漆具有低吸收發(fā)射比（αS=0.18±0.02、εH=0.87±0.02），可減小太陽輻射對通信天線溫度的影響；同時其空間性能較穩(wěn)定，已廣泛應用于航天器熱控領域[9-10]。

2）壓緊釋放裝置和展開鎖定機構組件材料主要采用鋁合金和鈦合金，其中鋁合金組件表面進行光亮陽極氧化熱控涂層處理（αS=0.30±0.02、εH=0.70±0.02），鈦合金組件表面進行微弧氧化處理（αS＜0.45、εH＜0.88），以減小太陽輻射對組件表面溫度的影響。

3）展開臂兩端為鈦合金法蘭，中間為碳纖維方管。展開臂表面包扎15 單元多層隔熱組件，以減小外熱流及發(fā)動機羽流的影響?？紤]低地球軌道的原子氧剝蝕效應，多層外表面還覆蓋了一層白色防原子氧外用阻燃布。

3 熱分析

3.1 熱模型

空空支架天線處于真空環(huán)境中，主要傳熱方式為熱傳導和熱輻射。熱傳導的基本規(guī)律是傅里葉定律，其數(shù)學模型為

式中：K為導熱系數(shù)，W/(m?K)；A為接觸面積，m2；L為冷/熱兩端的距離，m；T1、T2分別為低溫、高溫部件的溫度，K。由此可知，通過機械連接的部件間的換熱關系為

式中Kr為接觸面導熱系數(shù)，W/(m2?K)。

兩物體間的輻射換熱關系常用斯忒藩-玻耳茲曼定律表示為

式中：εh為高溫物體的發(fā)射率；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)；Ah為輻射表面積，m2；Th、Tc分別為熱面、冷面的溫度，K。

為驗證空空支架天線熱設計的有效性，采用有限元軟件建立其熱分析模型，如圖4 和圖5 所示。熱仿真采用二維殼單元，接觸面建立熱耦合，空空支架天線2 處安裝底座與核心艙接觸面及展開鎖定機構內(nèi)部組件間接觸面的導熱系數(shù)取為100 W/(m2?K)[2]，展開臂外表面的多層與展開臂間的導熱系數(shù)取為0.16 W/(m2?K)。展開態(tài)時，空空支架天線展開鎖定機構與艙體有效全接觸，與艙體接觸面溫度低溫工況下設為-40 ℃，高溫工況下設為20 ℃?？湛罩Ъ芴炀€所用材料熱屬性及天線各部分溫度要求如表2 所示。

表2 空空支架天線材料參數(shù)及溫度要求Table 2 Material parameters and temperature requirements of the space frame antenna

圖4 空空支架天線與核心艙熱分析模型Fig. 4 Thermal analysis model of the space frame antenna and the core module

圖5 空空支架天線熱分析模型Fig. 5 Thermal analysis model of the space frame antenna

3.2 工況選取

根據(jù)核心艙飛行姿態(tài)及發(fā)動機羽流參數(shù)，本文熱分析中選取了2 種低溫工況和6 種高溫工況，如表3 所示。低溫工況選取核心艙慣性飛行和正向飛行姿態(tài)，外熱流最小且無發(fā)動機羽流加熱工況。高溫工況選取外熱流最大及發(fā)動機羽流極大工況。

表3 熱分析工況設置Table 3 Condition settings for the thermal analysis

3.3 計算結果

3.3.1 低溫工況

低溫工況1——核心艙慣性飛行時，夏至太陽光線與軌道面夾角β=60°，太陽光線與通信天線軸線一致，此狀態(tài)外熱流最小，無發(fā)動機羽流加熱，支架天線處于極端低溫工況。該工況下，通信天線、展開臂多層及展開臂瞬態(tài)溫度曲線如圖6 所示：通信天線溫度-73.3～-54.3 ℃；展開臂多層表面溫度-85.0～-16.9 ℃；展開臂表面受多層保護，溫度-79.8～-21.2 ℃，較多層表面高5 ℃左右，且溫度變化相比多層表面滯后一定時間。結果表明，慣性飛行時通信天線、展開臂及其多層表面溫度均滿足±100 ℃的溫控指標要求。

圖6 低溫工況1 組件溫度曲線Fig. 6 Temperature curve of the parts under low temperature condition 1

低溫工況2——核心艙正向飛行時，夏至太陽光線與軌道面夾角β=±65°，俯仰角偏轉±15°，此時兩支架天線之一處于無日照熱流，且地球紅外和反照熱流較小，無發(fā)動機羽流加熱的極端低溫工況。該工況下，通信天線、展開臂多層及展開臂瞬態(tài)溫度曲線如圖7 所示：通信天線溫度-45.4～-66.9 ℃；展開臂多層表面溫度-75.3～-70.7 ℃；展開臂表面受多層保護，溫度-68.3～-66.7 ℃，較多層表面高5～7 ℃左右。結果表明，正向飛行時通信天線、展開臂及其多層表面溫度均滿足±100 ℃的溫控指標要求。

圖7 低溫工況2 組件溫度曲線Fig. 7 Temperature curve of the parts under low temperature condition 2

對比分析低溫工況1 與低溫工況2：核心艙正向飛行時，整個軌道周期內(nèi)，無日照熱流，展開臂及其多層表面溫度波動幅度較小，分別為1.6 ℃和4.6 ℃；慣性飛行時，受太陽熱流影響，展開臂及其多層表面溫度波動幅度較大，分別為58.3 ℃和68.1 ℃；通信天線及展開臂慣性飛行時的極端低溫低于正向飛行時的。

3.3.2 高溫工況

高溫工況下，通信天線受羽流熱影響最大，且展開臂多層耐受的溫度高達200 ℃，遠大于通信天線表面S781 白漆的耐溫極限，因此本文對通信天線表面溫度變化予以重點關注。

高溫工況1——核心艙慣性飛行時，冬至太陽光線與軌道面夾角β=30°，太陽光線垂直于通信天線軸線，此時外熱流最大，取1.3 倍偏航與軌控發(fā)動機羽流熱流密度之和；高溫工況2——核心艙正向飛行時，冬至太陽光線與軌道面夾角β=±65°，俯仰角偏轉±15°，此時兩支架天線之一處于受日照熱流、地球紅外和反照熱流的外熱流最大狀態(tài)，發(fā)動機羽流施加同高溫工況1。高溫工況1 與高溫工況2的通信天線溫度變化曲線如圖8 所示：工況1 下，偏航與軌控發(fā)動機同時開機80 s 左右，天線溫度由68.6 ℃升至170 ℃以上；軌控發(fā)動機開機1200 s時，溫度到達峰值175 ℃；受發(fā)動機羽流影響，170 ℃以上高溫持續(xù)1100 s 左右。工況2 下，偏航與軌控發(fā)動機同時開機80 s 左右，天線溫度由61.7 ℃快速升至130 ℃以上；軌控發(fā)動機開機1200 s 時，溫度到達峰值165 ℃；受發(fā)動機羽流影響，130 ℃以上高溫持續(xù)1300 s 左右?？梢?，工況1 與工況2 下通信天線溫度到達峰值用時與軌控發(fā)動機開機時間相吻合，升溫速率最大階段用時與偏航發(fā)動機開機時間相吻合。

圖8 高溫工況1 和工況2 通信天線溫度變化曲線Fig. 8 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 1 and condition 2

對比分析高溫工況1 和工況2 通信天線溫度變化曲線可知，工況1 的通信天線溫度峰值高于工況2 的，說明空空支架天線在核心艙慣性飛行時熱控條件較正向飛行時更嚴酷，因此后續(xù)高溫工況仿真分析僅需對核心艙慣性飛行姿態(tài)予以驗證。當軌控發(fā)動機與偏航發(fā)動機同時開機時，通信天線溫度均超過了S781 白漆的耐溫極限±100 ℃。因此高溫工況3 和工況4 對比分析了核心艙慣性飛行軌控發(fā)動機與偏航發(fā)動機單獨開機時，通信天線表面溫度變化情況。

高溫工況3 和工況4 均取外熱流最大狀態(tài)，發(fā)動機羽流分別取1.3 倍軌控發(fā)動機羽流熱流密度和1.3 倍偏航發(fā)動機羽流熱流密度。兩工況下的通信天線溫度變化曲線如圖9 所示：工況3 下，軌控發(fā)動機開機300 s 左右，通信天線表面溫度由68.6 ℃升至120 ℃以上；開機1200 s 時，溫度到達峰值157.8 ℃；120 ℃以上高溫持續(xù)1200 s 左右。工況4下，偏航發(fā)動機開機后，通信天線表面溫度迅速升至最高溫度140.3 ℃，升溫時間80 s 左右，與偏航發(fā)動機開機時間吻合；120 ℃以上高溫持續(xù)100 s 左右。對比分析高溫工況3 和工況4 通信天線溫度變化曲線可知，通信天線最高溫度均超過了S781 白漆的耐溫極限，且軌控發(fā)動機羽流熱效應較偏航發(fā)動機更嚴酷，故后續(xù)熱控改進分析僅對軌控發(fā)動機羽流影響予以驗證。

圖9 高溫工況3 和工況4 通信天線溫度變化曲線Fig. 9 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 3 and condition 4

上述分析顯示S781 白漆耐溫極限不能滿足核心艙發(fā)動機羽流作用下空空支架天線的熱控需求，因此改用耐溫性能更好的ACR-1 白漆。ACR-1 白漆涂層耐溫-196～150 ℃，αS=0.21±0.04，εH=0.85±0.04，且具有優(yōu)異的防靜電功能和空間環(huán)境穩(wěn)定性，太陽吸收比和半球發(fā)射率接近。由于按照1.3 倍發(fā)動機羽流熱流密度計算時，通信天線表面溫度過高，不滿足溫控要求，而實際上由總體提供的發(fā)動機羽流熱流密度參數(shù)已有一定余量，因此高溫工況5 和工況6 均改為按1 倍發(fā)動機羽流熱流密度予以驗證。

高溫工況5 和工況6 對比分析了通信天線分別為僅外表面和內(nèi)外表面均涂ACR-1 白漆，在外熱流最大，軌控發(fā)動機1 倍羽流影響下的溫度變化。兩工況下的通信天線溫度變化曲線如圖10 所示：工況5 下，軌控發(fā)動機開機300 s 左右，通信天線溫度由67.3 ℃升至120 ℃以上；開機1200 s 左右時，溫度到達峰值152.5 ℃；受軌控發(fā)動機羽流影響，120 ℃以上高溫持續(xù)1100 s 左右，150 ℃以上高溫持續(xù)150 s 左右。工況6 下，軌控發(fā)動機開機1000 s 左右，通信天線溫度升至120 ℃以上，峰值達123 ℃；受發(fā)動機羽流影響，120 ℃以上高溫持續(xù)200 s 左右。對比分析高溫工況5 和工況6 的溫度變化曲線，由于工況6 中通信天線內(nèi)外表面均噴ACR-1 白漆，熱輻射加強，天線表面溫度顯著降低，雖超出±100 ℃的溫控指標，但未超出ACR-1 白漆耐溫范圍（-196～150 ℃），可滿足實際使用需求。

圖10 高溫工況5 和工況6 通信天線溫度變化曲線Fig. 10 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 5 and condition 6

4 結論

本文針對空間站空空支架天線在不同的核心艙飛行姿態(tài)、外熱流及發(fā)動機羽流下的綜合熱效應影響，提出熱控設計方法，并通過仿真分析計算予以驗證和改進，得出以下結論：

1）低溫工況下，空空支架天線最低溫度在核心艙慣性飛行時低于正向飛行時的，其中展開臂多層表面溫度最低，為-85 ℃；而展開臂表面受到多層保護，溫度較多層表面高5 ℃左右；通信天線、展開臂及展開臂多層溫度均滿足溫控指標要求。

2）高溫工況下，空空支架天線同時受外熱流和發(fā)動機羽流影響，軌控發(fā)動機與偏航發(fā)動機同時開機時，通信天線慣性飛行時的最高溫度達175 ℃，高于正向飛行時的；軌控發(fā)動機與偏航發(fā)動機分別單獨開機時，軌控發(fā)動機的羽流熱效應大于偏航發(fā)動機的，且通信天線溫度與發(fā)動機羽流作用時長密切相關，1.3 倍軌控發(fā)動機羽流熱流密度時通信天線最高溫度達157.8 ℃，超出±100 ℃的控溫要求范圍。

3）通信天線熱控涂層由S781 白漆改用耐溫性能更好的ACR-1 白漆，且天線罩內(nèi)外表面均噴涂后，1 倍軌控發(fā)動機羽流熱流密度下通信天線最高溫度為123 ℃，雖超出±100 ℃的溫控指標，但未超出ACR-1 白漆耐溫極限，可滿足實際使用需求。