胡幗杰,陳余軍,王 敏,周 江,陶家生,李一帆,劉百麟

(中國(guó)空間技術(shù)研究院通信與導(dǎo)航衛(wèi)星總體部,北京 100094)

0 引 言

國(guó)外對(duì)模塊化衛(wèi)星的研究由來(lái)已久。20世紀(jì)70年代初,美國(guó)以及法國(guó)為使衛(wèi)星研制盡量標(biāo)準(zhǔn)化,加快研制進(jìn)度和降低成本,解決一體化衛(wèi)星各子系統(tǒng)間的物理嵌套,曾研制過(guò)“模塊化衛(wèi)星”。最著名的是1980年由多任務(wù)模塊化衛(wèi)星(Multimission modul spacecraft,MMS)組裝的太陽(yáng)峰年探測(cè)衛(wèi)星(Solar maximum mission,SMM)[1]。不過(guò),受當(dāng)時(shí)技術(shù)水平和應(yīng)用需求的局限模塊化衛(wèi)星研制隨后進(jìn)入了停滯期。在2004年美國(guó)總統(tǒng)提出新的空間探索愿景后,NASA所轄的空間飛行中心對(duì)MMS技術(shù)進(jìn)行了重新審視。2002年,NASA的戈達(dá)德空間飛行中心(Goddard space flight center,GSFC)提出了空間探索的“MARS”(Modular,adaptive,reconfigurable system)概念,并于2004年應(yīng)用于月球軌道器的設(shè)計(jì)。2005年9月,美國(guó)麻省理工學(xué)院Charlotte Mathieu等[2]又提出了發(fā)展基于“分離異構(gòu)”思想的可分離組合型航天器(Fractionated spacecraft)的創(chuàng)新概念,該分離模塊化航天器由一個(gè)自由飛行載荷模塊和多個(gè)提供動(dòng)力、能源、通信等功能的自由飛行模塊組成,不同模塊通過(guò)編隊(duì)飛行和無(wú)線傳輸方式協(xié)同工作,共同完成特定的飛行任務(wù)。在此基礎(chǔ)上,美國(guó)國(guó)防部高級(jí)研究計(jì)劃局(Defense advanced research projects agency,DARPA)推出了發(fā)展面向未來(lái)的快速、靈活、自由飛行、組合型航天器(Future、Fast、Flexible、Free-Flying、Fractionated)的F6項(xiàng)目,并將其作為“快速響應(yīng)空間計(jì)劃”的重點(diǎn)項(xiàng)目。

同一時(shí)期,日本東京大學(xué)提出了可重構(gòu)空間系統(tǒng)(Reconfigurable space system,RSS)[3]概念。RSS由細(xì)胞衛(wèi)星(Cellular satellite,CellSat)和在軌服務(wù)機(jī)器人(Orbital servicing robots,OSR)組成。CellSat實(shí)現(xiàn)遙感、通信等功能,由多個(gè)類(lèi)似于積木的細(xì)胞單元組成,具有可重構(gòu)的體系架構(gòu)。細(xì)胞單元比傳統(tǒng)的“模塊”更小,可以是由模塊拆分成的更小功能單元,具有電源控制單元、電池、通信單元等的功能,再組合到一起實(shí)現(xiàn)特定的功能。德國(guó)柏林工業(yè)大學(xué)等機(jī)構(gòu)在德國(guó)航空航天研究院(German aerospace center,DLR)的支持下,開(kāi)展了iBOSS項(xiàng)目[4]的研究。該項(xiàng)目的重點(diǎn)在于將傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺(tái)分解為多個(gè)相同的建造塊(Building block),每個(gè)建造塊包含特定功能,采取標(biāo)準(zhǔn)化設(shè)計(jì),由空間機(jī)械臂完成在軌組裝,集成為所需的空間系統(tǒng)。建造塊具有相同的立方體外形結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)中力圖降低單個(gè)塊的復(fù)雜性、質(zhì)量和體積,并提供機(jī)器人友好型操作接口,可支持在軌組裝與重構(gòu)。

在上述模塊化衛(wèi)星設(shè)計(jì)理念的基礎(chǔ)上,國(guó)外模塊化衛(wèi)星的研制已完成了生產(chǎn)制造和組裝測(cè)試。2013年,由諾斯羅普·格魯曼公司領(lǐng)導(dǎo)的團(tuán)隊(duì)完成了首個(gè)“模塊化航天器”(MSV)總線的組裝、集成和測(cè)試,標(biāo)志著其功能測(cè)試工作已經(jīng)完成。MSV是首個(gè)實(shí)現(xiàn)模塊化、快速可重構(gòu)的航天器。

此外,在軌組裝技術(shù)是模塊化衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)在軌可重構(gòu)的重要基礎(chǔ),國(guó)外在在軌服務(wù)的框架內(nèi)開(kāi)展了大量的技術(shù)研究和試驗(yàn)計(jì)劃。2007年,DARPA通過(guò)“軌道快車(chē)”計(jì)劃[5]成功完成在軌飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了在軌模塊更換和在軌燃料加注技術(shù)。2011年底,美國(guó)又啟動(dòng)了名為“鳳凰”的高軌衛(wèi)星部件拆解與重組計(jì)劃[6],通過(guò)靈巧機(jī)械臂對(duì)廢棄衛(wèi)星上的天線進(jìn)行拆除,并利用模塊化的衛(wèi)星組件與拆下的天線在軌組裝,構(gòu)成新的通信衛(wèi)星系統(tǒng)。歐空局于1989年提出了地球靜止軌道服務(wù)飛行器[7-8](Geostationary service vehicle,GSV)的概念,主要用于對(duì)地球靜止軌道衛(wèi)星的在軌監(jiān)測(cè)和服務(wù)功能,可執(zhí)行視覺(jué)監(jiān)測(cè)、在軌加注,模塊更換和廢棄衛(wèi)星的離軌等功能。不過(guò)由于種種原因,GSV并沒(méi)有進(jìn)入實(shí)際工程階段,而僅開(kāi)展了概念設(shè)計(jì),該項(xiàng)目于1997～1998年間停止。后續(xù),歐洲先后提出了試驗(yàn)服務(wù)衛(wèi)星計(jì)劃[9-10]、赫耳墨斯計(jì)劃[11]、空間系統(tǒng)演示驗(yàn)證技術(shù)衛(wèi)星計(jì)劃[12]等研究項(xiàng)目,開(kāi)展了在軌組裝關(guān)鍵技術(shù)研究。

綜上所述,模塊化是衛(wèi)星技術(shù)發(fā)展的重要方向之一,國(guó)外已經(jīng)在設(shè)計(jì)、生產(chǎn)及關(guān)鍵技術(shù)在軌飛行驗(yàn)證方面取得了重要進(jìn)展。模塊化衛(wèi)星從設(shè)計(jì)理念到在軌使用模式均不同于傳統(tǒng)衛(wèi)星,因此傳統(tǒng)的衛(wèi)星技術(shù)也無(wú)法適用,需要進(jìn)行專(zhuān)項(xiàng)技術(shù)開(kāi)發(fā)。在熱控技術(shù)方面,由于模塊化衛(wèi)星各模塊結(jié)構(gòu)獨(dú)立,熱耗遠(yuǎn)距離分散分布于各個(gè)模塊內(nèi)；同時(shí),各模塊之間的熱連接需滿(mǎn)足重復(fù)分離的要求,傳統(tǒng)設(shè)計(jì)傳熱效率較低,而小型化集成設(shè)計(jì)的模塊空間有限,模塊自身不能滿(mǎn)足大熱耗載荷的散熱需求。因此,實(shí)現(xiàn)跨模塊高效協(xié)同散熱的熱控制技術(shù)是提升模塊化衛(wèi)星散熱能力的關(guān)鍵技術(shù)。國(guó)外公開(kāi)發(fā)表的熱控設(shè)計(jì)資料很少。目前僅iBOSS公開(kāi)了少量熱接口信息,其模塊配置可重復(fù)使用的基于熱傳導(dǎo)的熱接口,熱界面材料采用垂直陣列碳納米管復(fù)合材料,且已在實(shí)驗(yàn)室條件下成功測(cè)試。國(guó)內(nèi)發(fā)表的設(shè)計(jì)技術(shù)主要是針對(duì)單個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)獨(dú)立散熱[13-14],僅支持單個(gè)模塊獨(dú)立熱控,無(wú)法建立模塊化衛(wèi)星可重復(fù)分離的高效熱連通從而實(shí)現(xiàn)分散式熱耗的協(xié)同散熱,嚴(yán)重制約模塊化衛(wèi)星散熱能力和承載能力的提升。

本文提出一種基于可重復(fù)分離熱接口、石墨稀涂膜及智能熱控涂層的模塊化熱控技術(shù),通過(guò)模塊之間的金屬基底-陣列碳納米管[15]熱接口和模塊內(nèi)表面的石墨烯涂膜[16-17]設(shè)計(jì),建立模塊間可重復(fù)分離的熱連通及模塊內(nèi)部的高效傳熱,實(shí)現(xiàn)整個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協(xié)同散熱。同時(shí),采用智能熱控涂層[18-19]適應(yīng)軌道外熱流變化,實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的溫度穩(wěn)定性控制。文中以低軌衛(wèi)星為對(duì)象通過(guò)熱仿真分析驗(yàn)證提出的模塊化熱控技術(shù)。

1 模塊化衛(wèi)星概述

1.1 基本構(gòu)成

模塊化衛(wèi)星基本構(gòu)成以基本功能為基線,并覆蓋衛(wèi)星的主要熱控需求。沿+z方向依次配置制導(dǎo)與控制模塊(GNCM)、推進(jìn)模塊(CPM)、電源模塊(PM)和星務(wù)管理模塊(SMM)四個(gè)標(biāo)準(zhǔn)模塊,如圖1所示。標(biāo)準(zhǔn)模塊采用小型化設(shè)計(jì),外輪廓尺寸0.5 m×0.5 m×0.5 m,模塊±z面均配有高度集成的“機(jī)、電、熱、信息”多功能即插即用標(biāo)準(zhǔn)對(duì)接接口,如圖2所示。模塊之間通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)對(duì)接接口連接,由空間機(jī)器人進(jìn)行在軌組裝,支持模塊重復(fù)安裝和拆除,便于模塊在軌更換和升級(jí)。

圖1 模塊化衛(wèi)星組成示意圖Fig.1 Configuration of the modular satellite

圖2 模塊化衛(wèi)星標(biāo)準(zhǔn)模塊示意圖Fig.2 Configuration of the standard module

1.2 熱控需求

模塊化衛(wèi)星的熱耗分散分布于結(jié)構(gòu)獨(dú)立的各個(gè)模塊內(nèi)且各模塊熱耗分布不均衡,各模塊熱耗及設(shè)備溫度控制指標(biāo)見(jiàn)表1。衛(wèi)星的熱控制需要通過(guò)跨模塊協(xié)同散熱滿(mǎn)足整星各模塊不均衡的散熱需求,適應(yīng)軌道外熱流變化,為各模塊內(nèi)的設(shè)備提供滿(mǎn)足溫控要求的熱環(huán)境。同時(shí),模塊化衛(wèi)星熱控技術(shù)還需支持模塊在軌組裝與更換。因此,針對(duì)單個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)獨(dú)立散熱的傳統(tǒng)衛(wèi)星熱控技術(shù)不能滿(mǎn)足其熱控需求,需要開(kāi)發(fā)模塊化熱控技術(shù)。

表1 設(shè)備熱耗和溫度控制指標(biāo)Table 1 Heat dissipation and temperature control requirements of equipments

2 模塊化熱控技術(shù)

模塊化衛(wèi)星是典型的組裝與重構(gòu)系統(tǒng),為建立系統(tǒng)的熱連通解決分散式不均衡熱耗的散熱問(wèn)題,模塊化熱控技術(shù)需要實(shí)現(xiàn)模塊之間的可重復(fù)分離導(dǎo)熱和模塊內(nèi)部的高效導(dǎo)熱,同時(shí)通過(guò)合理的散熱面設(shè)計(jì)適應(yīng)不穩(wěn)定的外熱流變化。

2.1 可重復(fù)分離熱接口

模塊化衛(wèi)星的標(biāo)準(zhǔn)模塊上設(shè)置可重復(fù)分離的標(biāo)準(zhǔn)對(duì)接接口,實(shí)現(xiàn)機(jī)、電、熱及信息的連通,模塊熱耗通過(guò)熱接口互相壓緊實(shí)現(xiàn)固-固界面高效傳熱,兩個(gè)熱接口之間可分離的接觸傳熱成為整個(gè)熱傳遞路徑的關(guān)鍵。

傳統(tǒng)的固-固界面接觸傳熱強(qiáng)化方法,包括導(dǎo)熱填料、金屬鍍層、低熔點(diǎn)合金釬焊等方法,存在不可分離(低熔點(diǎn)合金釬焊)、破壞性分離(導(dǎo)熱脂、硅橡膠填料)或者熱導(dǎo)率低(硅橡膠導(dǎo)熱墊、金屬導(dǎo)熱墊、石墨導(dǎo)熱墊等)問(wèn)題,不適合模塊化衛(wèi)星傳熱使用。

碳納米管具有良好的導(dǎo)熱性能、較高的長(zhǎng)徑比和機(jī)械強(qiáng)度,且化學(xué)性質(zhì)穩(wěn)定。在模塊熱接口的金屬基底上生長(zhǎng)碳納米管陣列形成金屬基底-陣列碳納米管復(fù)合材料,利用陣列碳納米管的微觀結(jié)構(gòu)和獨(dú)特性能可實(shí)現(xiàn)可分離的固-固界面高效傳熱。在模塊對(duì)接時(shí),機(jī)械接口鎖緊為熱接口提供接觸壓力,高于熱接口金屬基底的碳納米管在接觸過(guò)程中插入另一側(cè)熱接口的碳納米管陣列,實(shí)現(xiàn)熱接口的微觀變形與大面積貼合,強(qiáng)化接觸傳熱；在模塊分離時(shí),機(jī)械接口解鎖釋放熱接口,兩側(cè)的碳納米管陣列脫離；由于碳納米化學(xué)性質(zhì)穩(wěn)定,機(jī)械強(qiáng)度高,上述連接分離過(guò)程可多次重復(fù),從而實(shí)現(xiàn)模塊間的可重復(fù)分離高效傳熱。

金屬基底-陣列碳納米管熱接口的傳熱效果受陣列碳納米管性狀、導(dǎo)熱盤(pán)構(gòu)型、壓緊壓力等因素影響,根據(jù)目前文獻(xiàn)報(bào)道的初步試驗(yàn)結(jié)果,其接觸傳熱系數(shù)h可實(shí)現(xiàn)800～2000 W/(m2·K)。下面基于導(dǎo)熱接口接觸傳熱性能分析,給出滿(mǎn)足模塊化衛(wèi)星傳熱需求的熱接口設(shè)計(jì)參數(shù)。

采用有限差分方法仿真分析了PM與CPM組合的三維非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱過(guò)程,其控制方程為：

(1)

熱接口處節(jié)點(diǎn)的邊界條件為:

q=hΔT=h(Tw-Tw-contact)

(2)

其中:h為模塊熱接口邊界面與相鄰模塊熱接口邊界面的接觸傳熱系數(shù),Tw為模塊熱接口邊界面上的溫度,Tw-contact為相鄰模塊熱接口邊界面上的溫度。

通過(guò)仿真分析得到了模塊金屬基底-陣列碳納米管熱接口處接觸傳熱系數(shù)對(duì)模塊化衛(wèi)星溫度響應(yīng)的影響。PM與CPM熱耗差異最大,因此兩者之間熱接口的溫度差代表整星熱接口接觸傳熱的最?lèi)毫忧闆r。圖3給出了仿真計(jì)算得到的PM與CPM熱接口的溫度差ΔT隨熱接口接觸傳熱系數(shù)的變化。

圖3 PM與CPM熱接口的溫度差隨接觸傳熱系數(shù)的變化Fig.3 Dependence of the temperature difference on the contact heat transfer coefficient of the thermal interfaces of PM and CPM

從圖中可以看到,當(dāng)接觸傳熱系數(shù)較小時(shí),PM與CPM熱接口的溫度差隨接觸傳熱系數(shù)的增大而降低,這是由于隨著熱接口接觸傳熱系數(shù)的增大,模塊間傳熱增強(qiáng),PM內(nèi)熱耗可通過(guò)熱接口傳導(dǎo)至相鄰模塊實(shí)現(xiàn)協(xié)同散熱；當(dāng)接觸傳熱系數(shù)較大時(shí),PM與CPM熱接口的溫度差基本不再隨接觸傳熱系數(shù)的增大而變化,這是由于熱接口的傳熱能力滿(mǎn)足模塊間不均衡傳熱需求后,繼續(xù)增強(qiáng)導(dǎo)熱盤(pán)的傳熱能力不會(huì)再增強(qiáng)模塊間協(xié)同散熱。因此,通過(guò)控制金屬基底-陣列碳納米管熱接口的陣列碳納米管性狀,優(yōu)化設(shè)計(jì)熱接口構(gòu)型和壓緊壓力保證熱接口接觸傳熱系數(shù)達(dá)到1500 W/(m2·K)即可滿(mǎn)足模塊化衛(wèi)星加強(qiáng)模塊間傳熱的需求。具體地,在滿(mǎn)足模塊箱體及對(duì)接接口幾何約束的前提下,熱接口設(shè)計(jì)為具有頂部和底部翻邊的構(gòu)型,并盡量擴(kuò)大頂面和底面以保證足夠的接觸傳熱面積。模塊之間通過(guò)鎖緊釋放裝置為熱接口提供至少約200 N的壓緊壓力。

與此同時(shí),考慮到模塊化衛(wèi)星任務(wù)要求的多樣性,各模塊的工作模式和熱耗可能發(fā)生變化,進(jìn)而需要調(diào)節(jié)模塊間的傳熱能力。根據(jù)目前文獻(xiàn)報(bào)道的初步試驗(yàn)結(jié)果,模塊間熱接口的接觸傳熱系數(shù)與熱接口的壓緊壓力正相關(guān),可以通過(guò)調(diào)節(jié)熱接口壓緊壓力調(diào)節(jié)模塊間熱接口的接觸傳熱系數(shù),從而實(shí)現(xiàn)模塊間傳熱能力可調(diào),進(jìn)而滿(mǎn)足模塊化衛(wèi)星不同的任務(wù)需求。

此外,模塊化衛(wèi)星完成工作任務(wù)后的最終狀態(tài)為各模塊分離,此時(shí)模塊化衛(wèi)星的熱控需要滿(mǎn)足模塊內(nèi)設(shè)備的存儲(chǔ)溫度要求,這也就要求模塊化衛(wèi)星的熱接口在分離后具備保溫功能。因此,需要對(duì)模塊金屬基底-陣列碳納米管熱接口進(jìn)行表面處理,保證其紅外發(fā)射率小于0.2。

2.2 內(nèi)部強(qiáng)化傳熱

模塊化衛(wèi)星的標(biāo)準(zhǔn)模塊采用小型化集成設(shè)計(jì),內(nèi)部空間有限,傳統(tǒng)的內(nèi)部強(qiáng)化傳熱手段是在內(nèi)部布置熱管網(wǎng)絡(luò),但熱管網(wǎng)絡(luò)需要占用較大的空間不適合在小型化的標(biāo)準(zhǔn)模塊內(nèi)部使用。

石墨烯是一種新型導(dǎo)熱材料,其理論熱導(dǎo)率高達(dá)約5000 W/(m·K)[20-21],在箱體內(nèi)表面涂覆石墨烯膜可顯著提高箱體面向的導(dǎo)熱性能,實(shí)現(xiàn)有限空間模塊內(nèi)部的高效導(dǎo)熱。

石墨烯涂膜采用涂膜-還原法制備。以天然鱗片石墨為原料采用Hummers法[22]制備氧化石墨烯,然后通過(guò)冷凍干燥或噴霧干燥制得氧化石墨烯顆粒。將氧化石墨烯干粉溶于去離子水中,并加超聲分散配置成不同濃度的氧化石墨烯溶液。采用涂覆法將一定濃度的氧化石墨烯溶液涂覆在基板上,干燥后得到氧化石墨烯膜。將氧化石墨烯膜置于一定濃度的還原劑溶液中恒溫處理一定時(shí)間即還原處理,還原后再干燥得到石墨烯膜。

為滿(mǎn)足較大的熱通量要求,石墨烯膜厚度要達(dá)到微米量級(jí)。采用上述方法制備的厚度25 μm的石墨烯涂膜,熱導(dǎo)率約為800 W/(m·K),與常規(guī)的艙板內(nèi)表面鋁蒙皮相比,熱導(dǎo)率提高5.6倍。因此,箱體內(nèi)表面石墨烯涂膜將有效地強(qiáng)化模塊箱體自身的面向?qū)帷Ｊ┩磕げ活~外占用內(nèi)部空間,可在小型化集成設(shè)計(jì)的模塊內(nèi)部大面積使用。

2.3 散熱面設(shè)計(jì)

散熱面需要根據(jù)構(gòu)型特點(diǎn)及軌道外熱流規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì)。模塊化衛(wèi)星構(gòu)型與傳統(tǒng)衛(wèi)星差異顯著,各模塊結(jié)構(gòu)獨(dú)立且采用小型化集成設(shè)計(jì),模塊外輪廓尺寸較小,對(duì)接接口又占用了±z面的大部分面積,因此模塊自身散熱面不能滿(mǎn)足大熱耗載荷的散熱需求,需要通過(guò)上述可重復(fù)分離熱接口及內(nèi)部強(qiáng)化傳熱將不均衡分布的熱耗均衡分布在整星各模塊散熱面上實(shí)現(xiàn)協(xié)同散熱。在軌道外熱流方面,需要根據(jù)具體的軌道外熱流分析,在各個(gè)模塊上選擇外熱流變化較小的面設(shè)計(jì)散熱面,同時(shí)選擇合理的散熱涂層適應(yīng)外熱流變化,其它面包覆多層隔熱材料。

傳統(tǒng)的散熱面涂層,包括玻璃二次表面鏡(Optical solar reflector,OSR)和ACR-1防靜電白漆等,具有較低的吸收—輻射比,散熱性能優(yōu)異。但是,其是典型的被動(dòng)熱控措施,輻射特性不可變。對(duì)于模塊化衛(wèi)星,由于標(biāo)準(zhǔn)模塊熱慣性較小,使用傳統(tǒng)散熱涂層時(shí)軌道外熱流差異導(dǎo)致的溫度差會(huì)很明顯,難以滿(mǎn)足衛(wèi)星的溫度控制要求。因此通過(guò)調(diào)節(jié)衛(wèi)星的表面輻射實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星溫度的控制具有重要的意義。

基于熱致變色功能材料的智能熱控涂層是一種新型的熱控涂層,它能夠根據(jù)自身的溫度高低,自動(dòng)調(diào)節(jié)自身的輻射特性,在低溫時(shí)表現(xiàn)低發(fā)射率,減少向外散熱；在高溫時(shí)表現(xiàn)高發(fā)射率,向外輻射大量熱量,從而很好地滿(mǎn)足模塊化衛(wèi)星的要求,實(shí)現(xiàn)對(duì)衛(wèi)星溫度的智能控制。本文選用加拿大MPB通信公司開(kāi)發(fā)的Ag/VO2/SiO2/VO2多層膜結(jié)構(gòu)智能熱控涂層[19],在40～60 ℃范圍內(nèi)發(fā)射率變化范圍為0.38～0.74,太陽(yáng)吸收率僅為0.32。通過(guò)采用智能熱控涂層,衛(wèi)星散熱面具備了對(duì)軌道外流變化的自適應(yīng)能力。

3 低軌衛(wèi)星應(yīng)用驗(yàn)證

本節(jié)以近地圓軌道通信衛(wèi)星星座為應(yīng)用對(duì)象,采用NX/TMG軟件通過(guò)熱仿真分析得到采用上述熱控技術(shù)的衛(wèi)星的溫度響應(yīng),驗(yàn)證本文提出的模塊化熱控技術(shù)?？刂品匠虨槿S非穩(wěn)態(tài)導(dǎo)熱微分方程,即式(1),模塊間熱接口處的邊界條件見(jiàn)式(2),模塊化衛(wèi)星外表面節(jié)點(diǎn)的邊界條件為:

(3)

其中:ε為模塊化衛(wèi)星外表面的紅外發(fā)射率;σ為斯蒂芬-波爾茲曼常數(shù);Tw為模塊化衛(wèi)星外表面上的溫度,T環(huán)境為冷空間的溫度。

3.1 軌道外熱流分析

衛(wèi)星工作軌道[23]為軌道高度1100 km、軌道傾角86.4°、升交點(diǎn)赤經(jīng)不同的一組近地圓軌道。衛(wèi)星飛行姿態(tài)為對(duì)地定向,三軸穩(wěn)定。+z軸對(duì)地定向,+x軸為飛行方向,xz軸在軌道面內(nèi)。z軸為星地連線,指向地球方向,xyz為右手坐標(biāo)系。太陽(yáng)位置取夏至日。

軌道外熱流主要包括太陽(yáng)輻射熱流q1、地球反照熱流q2和地球紅外輻射熱流q3。外熱流的變化規(guī)律與β角(軌道面與陽(yáng)光之間的夾角)密切相關(guān),β角的計(jì)算公式如下：

β=arcsin[cosδssinisin(Ω-Ωs)+sinδscosi]

(4)

其中：|β|≤90°；i為軌道傾角,86.4°；δs為太陽(yáng)赤緯,|δs|≤23.43°,夏至日取23.43°；Ωs為太陽(yáng)赤經(jīng),夏至日取90°；Ω為升交點(diǎn)赤經(jīng)。

各表面太陽(yáng)輻射熱流q1的計(jì)算公式如下：

q1=Smax(cosβs,0)

(5)

cosβs=sinδsinβ+cosδcosβcosα

(6)

其中：S為太陽(yáng)常數(shù),夏至日取1322 W/m2；α為該表面法線在衛(wèi)星球面坐標(biāo)系中的經(jīng)度坐標(biāo),|α|≤180°；δ為該表面法線在衛(wèi)星球面坐標(biāo)系中的緯度坐標(biāo),|δ|≤90°。

各表面地球反照熱流q2的計(jì)算公式如下：

q2=φ3Sρmax(0,cosθcosβ)

(7)

其中：ρ為地球反照率,ρ取0.3；θ為衛(wèi)星與會(huì)日點(diǎn)的角距；φ3為該表面的地球紅外輻射角系數(shù)。

各表面地球紅外輻射熱流q3的計(jì)算公式如下：

q3=φ3EIR

(8)

其中：EIR為地球紅外輻射,取246.05 W/m2。

各表面總?cè)肷渫鉄崃鱭的計(jì)算公式如下：

q=q1+q2+q3

(9)

根據(jù)以上公式可以計(jì)算得到各可用散熱面(±x、±y面)軌道周期平均總?cè)肷渫鉄崃鱭mean隨軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω變化的規(guī)律,如圖4所示。

圖4 各表面軌道周期平均總?cè)肷渫鉄崃麟S軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)的變化Fig.4 Dependence of the periodic average incident heat flux on the right ascension of ascending node

從圖4中可以看到,衛(wèi)星四個(gè)可用散熱面均會(huì)受到陽(yáng)光的照射,在升交點(diǎn)赤經(jīng)各異的一組衛(wèi)星星座工作軌道上不存在熱流穩(wěn)定的表面。+x面的軌道周期平均總?cè)肷錈崃髅芏鹊淖畲笞兓s216.4 W/m2,-x面的軌道周期平均總?cè)肷錈崃髅芏鹊淖畲笞兓s217.7 W/m2,+y面的軌道周期平均總?cè)肷錈崃髅芏鹊淖畲笞兓s1192.0 W/m2,-y面的軌道周期平均總?cè)肷錈崃髅芏鹊淖畲笞兓s1153.9 W/m2。因此,±x面的外熱流變化比較穩(wěn)定,可作為散熱面,采用智能熱控涂層。±y面及±z面對(duì)接接口以外區(qū)域均包覆多層。

3.2 熱仿真模型

為了便于分析計(jì)算,在熱仿真建模中進(jìn)行合理的簡(jiǎn)化假設(shè),主要包括：1)所有設(shè)備按其等效輻射面積簡(jiǎn)化成六面體或圓柱體,等效包絡(luò)尺寸為0.29 m×0.15 m×0.08 m；2)所有熱管均簡(jiǎn)化為長(zhǎng)方體,并忽略熱管頭部的影響；3)除熱容已知的設(shè)備外,其它設(shè)備和熱管的比熱容均按鋁合金材料考慮。圖5所示為文中建立的整星有限元模型。

圖5 整星有限元模型Fig.5 Finite element model of the modular satellite

在熱分析建模中,模塊間可重復(fù)分離熱接口即金屬基底-陣列碳納米管熱接口的接觸傳熱系數(shù)取1500 W/(m2·K)。涂覆石墨烯膜的模塊艙板內(nèi)表面熱導(dǎo)率取800 W/(m·K)。散熱面智能熱控涂層太陽(yáng)吸收率取0.32,紅外發(fā)射率在溫度T<45 ℃時(shí)取0.38,T>45 ℃時(shí)取0.74。

根據(jù)軌道外熱流特點(diǎn),取衛(wèi)星星座工作軌道中散熱面(即±x面)軌道周期平均總?cè)肷渫鉄崃髯畲蠛妥钚〉能壍雷鳛闃O端高低溫工況,如表2所示,衛(wèi)星星座的其他在軌工作情況可以認(rèn)為涵蓋在此兩個(gè)極端工況之中。

表2 熱分析計(jì)算工況Table 2 Simulation cases

3.3 熱仿真結(jié)果

圖6和圖7所示分別為模擬得到的工況1和工況2下衛(wèi)星各模塊設(shè)備溫度隨時(shí)間的變化曲線及軌道周期中外熱流最大時(shí)刻的衛(wèi)星溫度云圖。從圖中可以看到,采用文中提出的模塊化熱控技術(shù),衛(wèi)星各模塊設(shè)備溫度在工作溫度范圍內(nèi),且軌道周期內(nèi)溫度變化均小于5 ℃,滿(mǎn)足表1所示的設(shè)備溫度控制指標(biāo)要求。熱耗集中的電源模塊與其他模塊的溫度差小于10 ℃,表明電源模塊的熱耗通過(guò)可重復(fù)分離的熱接口傳遞至其他模塊實(shí)現(xiàn)了散熱,即通過(guò)各模塊的協(xié)同散熱增強(qiáng)了單個(gè)模塊及衛(wèi)星系統(tǒng)的散熱能力。此外,工況1和工況2的溫度差小于5 ℃,這是由于采用智能熱控涂層削弱了外熱流差異的影響,從而為衛(wèi)星設(shè)備提供了更穩(wěn)定的溫度環(huán)境。

圖6 衛(wèi)星各模塊設(shè)備溫度隨時(shí)間的變化Fig.6 Dependence of the temperature of equipments in the modules on the time

圖7 軌道周期中外熱流最大時(shí)刻的衛(wèi)星溫度云圖(剖視)Fig.7 Temperature nephogram of the modular satellite (section view)

上述熱仿真分析結(jié)果表明文中提出的模塊化熱控技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)整個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協(xié)同散熱,并自適應(yīng)外熱流的變化,從而滿(mǎn)足模塊化衛(wèi)星的熱控需求。

4 結(jié) 論

本文研究了模塊化衛(wèi)星的熱控制技術(shù),并以近地圓軌道通信衛(wèi)星星座為對(duì)象進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。鑒于模塊化衛(wèi)星各模塊結(jié)構(gòu)獨(dú)立的特點(diǎn)及實(shí)現(xiàn)跨模塊高效協(xié)同散熱的需求,文中基于金屬基底-陣列碳納米管、石墨烯涂膜及智能熱控涂層分別提出了可重復(fù)分離熱接口、內(nèi)部強(qiáng)化傳熱及自適應(yīng)散熱面設(shè)計(jì),建立了組裝與重構(gòu)系統(tǒng)的熱連通,實(shí)現(xiàn)整個(gè)衛(wèi)星系統(tǒng)為分散分布式熱耗提供散熱途徑的協(xié)同散熱,增強(qiáng)了單個(gè)模塊及衛(wèi)星系統(tǒng)的散熱能力。通過(guò)整星熱仿真分析,文中模擬了近地圓軌道通信衛(wèi)星星座極端高、低溫工況設(shè)備的溫度響應(yīng),模擬結(jié)果驗(yàn)證了本文提出的模塊化熱控技術(shù)。