高分七號衛星基于尺寸穩定的整星熱設計

殷亞州 傅偉純 盧清榮 錢志英

(1 北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094) (2 北京控制工程研究所，北京 100094)

衛星在軌尺寸的變化主要受各部位熱環境變化的影響，熱變形會導致載荷內部結構和載荷外部支撐結構的變形，對衛星成像的平面定位精度和高程測算精度產生較大影響，因此衛星的尺寸熱穩定性設計在整個任務中至關重要。

熱穩定性設計重點在于降低熱環境差異和內熱源間歇性工作造成的短期溫度劇烈變化。一方面，運行在太陽同步軌道上的衛星不同方向的外熱流劇烈變化，造成衛星各面受曬程度不同，將在各部位形成不同的溫度水平[1]，因此對溫度敏感的支架結構包覆多層隔熱組件隔熱時，面膜采用低吸收率高發射率的散熱型涂層；另一方面，大熱耗的載荷設備短期工作會造成局部劇烈溫度上升。本文熱設計方案采用合理的散熱路徑盡量減小設備溫度變化對整星的影響，將設備散熱與內部熱設計一體化考慮功率補償，以保證載荷和整星的溫度穩定性。

1 結構與安裝形式的設計

高分七號衛星配置雙線陣立體測繪相機和雙波束激光測高儀，能夠獲取高空間分辨率立體測繪遙感數據和高精度激光測高數據。為了保證實現1∶1萬定位精度，除了利用高分辨率相機和高精度星敏感器等功能設備的性能外，保持整體結構的在軌尺寸穩定性是非常關鍵的環節。載荷在星上布局及其指向，如圖1所示。

圖1 相機光軸指向示意圖Fig.1 Schematic diagram of cameras’ optical axis pointing

1.1 一體化支架與成像設備的安裝關系

不同成像設備相互間的光軸夾角關系決定了成像的指向和定位精度。衛星構型布局上將雙線陣相機和激光測高儀均安裝在一體化支架上。雙線陣相機由前視相機、后視相機組成，一體化支架是前視相機、后視相機、激光測高儀安裝的共同基準，其尺寸穩定性是保證整星成像精度的關鍵[2-4]。前視相機、后視相機布置在一體化支架+X面，前視相機布局在-Y側，后視相機布局在+Y側，每個相機主體通過3個支撐結構安裝在支架上；激光測高儀布局載荷艙內部，安裝在一體化支架-X面。一體化支架與三臺成像設備安裝點之間增加玻璃鋼隔熱墊片，減小相互之間的熱耦合，成像設備布局位置如圖2所示。

圖2 成像設備星上布局Fig.2 Layout of cameras on satellite

1.2 一體化支架與整星艙體的安裝關系

一體化支架與整星艙體的安裝界面在載荷艙艙板+X側，而載荷艙布置的載荷電子設備短期工作，溫度波動較大。艙板與一體化支架之間安裝玻璃鋼隔熱墊，艙板與支架之間的面接觸變為點接觸。

1.3 雙線陣相機與星敏感器的安裝關系

整星共布置了4臺星敏感器，2臺進口星敏感器布局在后視相機-Z面，2臺國產星敏感器布局在前視相機-Z面。星敏感器通過安裝法蘭安裝在支架上，以保證星敏感器的安裝高度和光軸方向，安裝點增加玻璃鋼隔熱墊片，減小星敏感器本體對支架的影響。

2 結構材料的選擇

衛星在軌處于外熱流環境變化劇烈的空間環境。太空背景溫度只有4 K(相當于-269 ℃)，而陽光照到的衛星表面溫度可能高達100 ℃。因此材料的熱脹冷縮效應是星體結構尺寸變化的重要影響因素之一。衛星主結構常用材料主要為鋁合金、鎂合金和碳纖維復合材料。其中，在此溫度范圍內，鋁合金與鎂合金的熱膨脹系數在23×10-6～26×10-6℃-1之間，而碳纖維復合材料的熱膨脹系數通常不超過±1×10-6℃-1[5]，可認作近零膨脹設計。

2.1 一體化支架

作為有效載荷的支撐連接部件，一體化支架自身的熱變形會直接影響雙線陣相機和激光測高儀的光軸指向。為了減少一體化支架的熱變形效應，同時還保證支架的結構強度，放棄了通常結構件使用的鎂、鋁合金，選擇了高強度、低熱膨脹系數的氰酸酯基體碳纖維材料[6]。

2.2 星敏感器支架

要實現衛星高精度空間姿態測量，除了星敏感器自身的高穩定性要求，支架的指向穩定，是保證星敏感器與相機成像基準、相對指向穩定的關鍵。部組件常采用的金屬材料鈦合金的的熱膨脹系數在9.4×10-6～1×10-5℃-1之間，也遠高于碳纖維材料，因此星敏感器支架選用了低熱膨脹系數的碳纖維材料。

2.3 整星艙板

根據資源衛星平臺的結構設計狀態，除服務艙中心承力筒為碳纖維材料外，其余結構板均采用鋁面板蜂窩夾層板結構。經熱變形分析，在成像期間前視相機與后視相機、后視相機與激光測高儀安裝面法線夾角在ZOX平面內投影變化超過5″，遠高于0.6″的指標要求。艙板蒙皮材料主要采用了低熱膨脹系數的氰酸酯基體碳纖維。

3 熱設計

在選擇低熱膨脹系數結構材料的同時，還需要優化熱控設計，盡可能地減少設備在軌的溫度變化范圍，以達到最佳的尺寸穩定性。熱設計的方向包括兩個方面，一方面通過被動控溫降低在軌大溫差和劇烈變化的熱環境對衛星的影響，另一方面采取主動控溫將設備的溫度控制在相對穩定的水平。

3.1 對外熱流環境分析

通過計算得到太陽入射光線與衛星軌道面的夾角(β角)1年中變化的情況，確定β角在的變化范圍為16.0°～26.1°，一天內的變化量很小，但是一個軌道周期內各個面的太陽輻射熱流密度變化很大，β角最大時正常姿態各方向到達的太陽直射熱流密度和反照熱流密度在一個軌道周期內的變化，如圖3所示。

圖3 各方向到達的太陽直射熱流密度和 地球反照熱流密度Fig.3 Direct solar heat flux and global return heat flux of the earth in all directions

外熱流的劇烈變化，使得衛星各方向的結構溫度變化不一致，熱變形最終使得成像設備之間的光軸夾角產生較大變化。

3.2 艙內熱源分布的設計

短期工作的載荷電子設備，自身熱耗的變化使得設備溫度在衛星成像期間波動較大，內熱源的分布設計包括兩方面：一方面將熱耗較大的數傳分系統設備調整到服務艙，遠離整星熱穩定的載荷艙頂部核心區域；另一方面，雙線陣相機以及激光測高儀的電子設備布局到載荷艙底板，規避對一體化支架影響較大的外艙板。

3.3 支架熱設計

1)一體化支架熱設計

一體化支架為無內熱源結構件。要實現衛星成像期間前視相機與后視相機、后視相機與激光測高儀安裝面法線夾角在ZOX平面內投影變化不超過0.6″，要求支架溫度(20±2) ℃。

一體化支架的熱設計以隔熱設計和主動控溫相結合的方式：支架與載荷主體、支架與載荷艙板均安裝10 mm隔熱墊；支架表面除了安裝點隔熱墊開孔避讓外，均包覆15單元多層隔熱材料。朝向星外的多層膜采用F46鍍銀二次表面鏡；根據一體化支架各個面的朝向，以及各凸臺與相機之間的位置關系，劃分為12個區域，每個區域布置主備份控溫回路各1路。壽命初期低溫工況熱分析達到平衡后、衛星發射入軌3個月一體化支架溫度，如圖4所示。

圖4 一體化支架熱分析和在軌溫度曲線Fig.4 Thermal analysis and on orbit temperature curve of integrated bracket

2)星敏感器支架熱設計

每個星敏感器支架除布置控溫回路和包覆多層外，外部布置一個套筒，套筒外部再次包覆多層隔熱組件，減少外熱流不均勻對支架溫度場的影響。套筒多層與星敏感器頭部多層搭接，避免與支架多層的接觸。壽命初期低溫工況熱分析達到平衡后、衛星發射入軌3個月星敏感器支架溫度曲線如圖5所示。

圖5 星敏感器支架熱分析和在軌溫度曲線Fig.5 Thermal analysis and on orbit temperature curve of star sensor bracket

3.4 衛星平臺熱設計

整星熱設計，一方面要盡可能地滿足衛星采用碳纖維材料的需求時，考慮熱控工藝的可實施性，另一方面要盡量減小艙板溫度波動帶來的熱變形影響。熱分析確認的外艙板溫度波動較大艙板為數據處理器安裝艙板、激光測高儀散熱板。艙板溫度一方面受外熱流波動影響，另一方面是設備短期工作，間歇式的內熱源引起的波動。

1)數據處理器熱設計

數據處理器為短期工作設備，邊記邊放工作模式下熱耗達到最大值210 W，為方便散熱將其安裝在服務艙-Y+Z外艙板內表面，艙板為碳纖維蒙皮的蜂窩板。安裝界面采用填充導熱硅脂的方式直接安裝，數據處理器工作時熱耗導致安裝艙板的溫升較大，設備工作時的艙板溫度平衡后曲線如圖6所示。碳纖維蒙皮的低導熱特性使得散熱面的有效利用率不高，安裝區域與外延的散熱面有一定的溫差，且艙板受外熱流變化影響波動較大，因此需要建立一個特殊的散熱路徑。

圖6 設備直接安裝時艙板溫度曲線Fig.6 Temperature curves of panels during direct installation of equipment

布置2塊10 mm厚的鋁蜂窩板，設備安裝板和散熱板，通過25 mm厚的玻璃鋼隔熱墊塊安裝到結構艙板上；蜂窩板內預埋兩根30 mm×9 mm(Ω型)的熱管，建立安裝板與散熱板之間的通道；蜂窩板尺寸360 mm×394 mm； 散熱板對衛星艙板的一面，熱管外露部分包覆15單元多層隔熱組件，面膜采用單面鍍鋁聚酰亞胺膜；同時布置10 W的控溫回路，用以設備長期不工作時的低溫補償。數據處理器的安裝方式和散熱路徑、采用該熱控措施后，艙板的溫度曲線見圖7。與設備在艙板上直接安裝時的溫度曲線(圖5)對比可以看出，該熱控方案將艙板最大溫度波動從18 ℃減小到8 ℃。

圖7 數據處理器熱控措施及艙板溫度曲線Fig.7 Thermal control on data processor and temperature curves of panels

2)激光測高儀主體與散熱板的一體設計

激光測高儀主體的頭部電子學設備、后光路電子學設備和激光器為發熱部件，全部集中在后光路部分，使得后光路組件峰值熱耗達到170 W。激光測高儀主體的熱量由環路熱管傳輸至安裝在衛星載荷艙+Y-Z散熱面內表面的冷凝器，最終通過艙板散熱面排散至星外。為減小環路熱管冷凝器之間的溫差，提高艙板有效散熱面積，在艙板內預埋了3根熱管。

激光測高儀為間歇工作模式，當測高儀為測量模式時，環路熱管將激光器和后光路電子學設備熱量完全吸收并傳輸至冷凝器；激光測高儀不工作時，環路熱管可以阻斷熱量傳輸，從而使激光測高儀主體溫度不會大幅度下降。從而將激光器溫度水平始終維持在(20±2) ℃范圍內。但是此設計狀態，激光測高儀長期不工作時，散熱面所在艙板平均溫度低于-35 ℃，激光測高儀開始工作后，艙板溫度在長時間內處于攀升狀態，不利于整星結構的熱穩定，艙板溫度分析結果見圖8。

為了減小激光測高儀散熱艙板的在軌溫度波動范圍，同時確保激光測高儀能夠隨時開機，在環路熱管毛細泵上設置了補償加熱器。當激光測高儀不工作時，環路熱管在補償加熱器的驅動下維持低功率運行狀態，使得散熱板平均溫度能夠維持在10 ℃附近，極大減小了艙板溫度波動幅度，降低了艙板對一體化支架的溫度影響，艙板溫度分析結果如圖9所示。

圖8 功率補償前艙板溫度曲線Fig.8 Temperature curves of panels before power compensation

圖9 功率補償后艙板溫度曲線Fig.9 Temperature curves of panels after power compensation

4 尺寸熱穩定性分析

通過熱分析軟件，得到衛星在軌的溫度分布，采用熱傳導法映射在結構有限元模型上，開展了衛星在軌的熱變形分析[7]。

4.1 分析工況

熱控涂層在軌退化初期變化率較大，根據衛星在軌工作模式、太陽常數、太陽入射角、確定熱變形分析工況：壽命初期夏至涂層不退化的低溫工況，壽命初期冬至涂層一年退化的高溫工況，中間插值選擇一個壽命初期春分涂層半年退化的中間工況。

在上述熱變形分析工況，一體化支架溫度在18.5～21.5 ℃，滿足(20±2) ℃要求；星敏感器支架溫度在19.6～20.5 ℃，滿足(20±1) ℃要求。

4.2 在軌熱變形分析

建立熱變形分析模型，在20 ℃時分析整星的平動位移，均小于10-13m，模型滿足分析要求。圖10給出了熱分析模型和熱變形分析模型中溫度場分布對比，映射占比超過90%。熱變形分析根據前述分析工況，開展了前視相機、后視相機和激光測高儀安裝面法線在XOZ平面內相對夾角變化指標分析，短期、長期穩定性指標分析結果見表1。相機安裝面法線在XOZ平面內相對夾角變化短期最大值為0.56″，滿足不超過0.6″的指標要求。長期指標分析最大值為0.82″，滿足不超過1.5″的指標要求。

其中：短期穩定性定義為衛星一次成像10 min內的最大變化值；長期穩定性定義為標定周期一年內衛星一次成像期間對應時刻差值結果的最大值。

圖10 溫度場映射云圖Fig.10 Temperature field mapping contour map

表1 熱變形分析Table 1 Analysis of thermal deformation (″)

5 結束語

高分七號衛星作為首顆亞米級高分辨率立體測繪衛星，對載荷間的相對尺寸穩定性要求高。通過合理布局控溫回路和多層面膜采用F46鍍銀二次表面鏡散熱涂層的熱控方案，實現了(20±2) ℃指標要求，保證了支架自身的穩定性；外部增加套筒隔熱方式，實現了星敏感器支架(20±1) ℃指標要求。在整星熱設計中考慮艙板熱變形對一體化支架尺寸穩定性的影響，通過外掛獨立散熱板、載荷和散熱板功率補償一體化設計，大大降低了外艙板溫度的劇烈波動對一體化支架的變形影響，實現了相機安裝面法線在XOZ平面內相對夾角變化短期不超過0.6″，長期不超過1.5″的指標要求，從整星層面保證了尺寸穩定性。