靈巧視頻衛(wèi)星推進系統(tǒng)的熱控制

王殿君，孔 林

(長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，吉林 長春 130000)

1 引言

推進系統(tǒng)是航天器姿軌控系統(tǒng)的重要組成部分，主要有單組元推進、雙組元推進、電推進、冷氣推進等類型，靈巧視頻衛(wèi)星采用單組元推進系統(tǒng)，選用液態(tài)肼為推進劑，而液態(tài)肼的凝固點為2℃，如果低于這個溫度則會造成管路堵塞[1]，從而無法完成航天器的工作任務(wù)，因此，保證推進系統(tǒng)的溫度，對其做好熱控工作是非常重要的。

航天器推進系統(tǒng)的熱控包括貯箱和管路的熱控，管路一般選用鈦合金材料，由于鈦合金導(dǎo)熱率較低，因此管路溫度受自身影響較小。主要影響管路溫度分布的因素為主動熱控功耗分布，多層隔熱組件的層數(shù)等，另外由于管路一般較細，熱控實施過程中會造成熱參數(shù)的不確定度較大。在國際上，從上世紀60年代起，便開展了針對航天器推進系統(tǒng)的熱控制研究[1-6]，文獻[3]對火星探測器推進系統(tǒng)進行了熱控設(shè)計，整個系統(tǒng)與星體隔熱安裝，包覆多層隔熱，并在關(guān)鍵位置采用了主動加熱回路控溫，最后對推進系統(tǒng)進行了熱分析和試驗，經(jīng)過試驗后的模型修正后，分析結(jié)果與試驗結(jié)果溫差小于2℃；在文獻[5]中，采用了與文獻[3]相同的熱設(shè)計方案，在熱分析時考慮了熱控實施后多層面積以及漏熱因素，通過調(diào)整導(dǎo)熱和輻射參數(shù)后，熱分析結(jié)果與試驗結(jié)果的各測溫點溫差均在3℃范圍內(nèi)。國內(nèi)方面，文獻[7]對雙組元推進系統(tǒng)主要部件進行了熱控設(shè)計；文獻[8]對管路多層參數(shù)確定方法進行了研究，通過建立試驗?zāi)Ｐ瓦M行修正，并與試驗和在軌溫度進行對比，驗證了多層參數(shù)確定方法的有效性。目前國內(nèi)針對推進系統(tǒng)的熱控研究較少，大都根據(jù)工程經(jīng)驗進行設(shè)計，并且沒有對其進行過熱分析。

本文所研究的靈巧視頻衛(wèi)星推進系統(tǒng)的特點是所處環(huán)境溫度低、主動熱控功耗少，如何利用有限的資源保證推進系統(tǒng)正常工作所要求的溫度是熱控設(shè)計的難點。本文根據(jù)推進系統(tǒng)所處環(huán)境及整星結(jié)構(gòu)，采取合理的主動熱控功耗分配以及被動熱控措施，結(jié)合熱分析計算，并通過熱試驗加以驗證，完成了推進系統(tǒng)的熱控任務(wù)。

2 推進系統(tǒng)的熱設(shè)計

2.1 推進系統(tǒng)

圖1為靈巧視頻衛(wèi)星推進系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖，由囊式貯箱、電磁閥、自鎖閥、過濾器、壓力傳感器、推力器及管路等組成組成。

圖1 推進系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖

靈巧視頻衛(wèi)星推進系統(tǒng)采用技術(shù)成熟、應(yīng)用廣泛的落壓式無水肼催化分解推進系統(tǒng)。從功能上看，推進分系統(tǒng)可以分為主、備份兩個完全相同的半系統(tǒng)，每個半系統(tǒng)具體構(gòu)成如下：采用1只容積為9.5L的球柱形囊式貯箱貯存推進劑和增壓氣體，單個貯箱推進劑加注量不大于7.5kg；貯箱氣腔和液腔分別連接1個氣加排閥和一個液加排閥；貯箱下游通過液路管網(wǎng)連接1個壓力傳感器、1個自鎖閥、1個系統(tǒng)過濾器和2臺額定推力為1N的推力器。壓力傳感器用于監(jiān)視系統(tǒng)壓力參數(shù)；自鎖閥用于控制液路推進劑輸送的通斷；推力器則是推進系統(tǒng)功能的最終輸出裝置，用于提供滿足總體需求的沖量。

推進分系統(tǒng)工作原理為：當靈巧視頻星需要進行軌道調(diào)整時，推進分系統(tǒng)自鎖閥開啟，推力器的電磁閥根據(jù)控制指令打開，貯箱內(nèi)的無水肼推進劑在增壓氣體的擠壓下被液路管網(wǎng)系統(tǒng)輸送至推力室，流經(jīng)推力室催化床分解反應(yīng)，產(chǎn)生高溫燃氣，經(jīng)拉伐爾噴管高速噴出，提供軌道控制所需的沖量。當需要停止工作時，電磁閥斷電，推力器工作即中止。

2.2 熱控指標

由于無水肼冰點較高，為確保推進分系統(tǒng)在飛行環(huán)境條件下能正常工作并具有良好的性能，需要對推進分系統(tǒng)的各組件進行控溫。除推力室催化床的熱控由推進分系統(tǒng)負責設(shè)計和實施外，其它組件(貯箱、自鎖閥、過濾器、壓力傳感器、電磁閥、管路等)的熱控均由熱控分系統(tǒng)負責，要求溫度控制范圍為5～60℃。

此外，為便利兩個貯箱推進劑排放的平衡控制，熱控分系統(tǒng)應(yīng)盡量減小主、備份貯箱之間的溫差，具體要求是分別對每個貯箱氣、液口溫度的遙測值取均值，兩個貯箱之間的差異應(yīng)≤3℃。

2.3 熱設(shè)計方案

推進系統(tǒng)隔熱安裝在底板上，并包覆多層隔熱組件。由于推進系統(tǒng)單獨安裝在推進艙內(nèi)，遠離星上單機，其所處環(huán)境溫度偏低，因此需要設(shè)置主動加熱區(qū)，如表1所示，主動熱控采用薄膜型聚酰亞胺電加熱片加熱，貯箱加熱片采用涂GD414膠粘貼方式，管路受其形狀及長度影響，加熱片采用纏繞式粘貼方法，并對焊點處進行保護，如圖2所示，主動熱控布局如圖3所示。為了保證管路溫度的均勻性，將管路加熱片阻值設(shè)計為1.2Ω/mm，保證每毫米管路加熱功耗的一致性。

圖2 推進系統(tǒng)熱控實施

圖3 主動熱控布局

表1 推進系統(tǒng)主動熱控

其中管路加熱器1加熱范圍為電磁閥F1～F4及其管路；管路加熱器2加熱范圍為兩個自鎖閥及管路、液腔管路、過濾器管路；管路加熱器3加熱范圍為-Y側(cè)壓力傳感器及其管路、-X管路、-X-Y管路；管路加熱器4加熱范圍為+Y側(cè)壓力傳感器及其管路、+X管路、+X-Y管路。

推進兩貯箱外表面整體包覆20單元多層隔熱組件，最外層為雙面鍍鋁聚酯薄膜，為保證兩貯箱之間溫差不大于3℃，多層中夾帶1層導(dǎo)熱膜，導(dǎo)熱膜具有超高的導(dǎo)熱性能，可以使兩貯箱溫度更加均勻；推進管路在加熱片與傳感器粘貼完成后，纏繞式包覆一層導(dǎo)熱膜，增加管路溫度均勻性，外表面包覆10單元多層隔熱組件，最外層為雙面鍍鋁聚酯薄膜，多層采用纏繞式包覆。

受整星資源限制，推進系統(tǒng)主動加熱回路實際功耗不得高于5W，現(xiàn)有的設(shè)計方案無法確保推進系統(tǒng)5～60℃的熱控指標，因此需要通過被動熱控來增加熱量來源。受整星結(jié)構(gòu)及內(nèi)熱源影響，采用熱管方案成本高、效率低，因此決定利用帆板溫度對推進艙進行加熱，衛(wèi)星體貼帆板安裝在整星+X面上，因此在推進艙+X面開設(shè)一定面積的散熱面，如圖4所示，其它位置包覆多層隔熱組件，利用帆板對散熱面輻射加熱，增加推進承力桶的溫度，從而增加推進系統(tǒng)的整體溫度。

圖4 推進艙散熱面示意圖

3 推進系統(tǒng)的熱分析

熱分析一般貫穿于整個航天器的研制過程，準確的熱分析計算可節(jié)省大部分的研制周期[10-12]。

3.1 熱分析模型

利用熱分析軟件建立了熱分析有限元模型如圖5所示。根據(jù)推進系統(tǒng)貯箱和管路的結(jié)構(gòu)，所以將其劃分為殼單元和梁單元，單元厚度按照體積等效厚度計算；模型共劃分2941個單元；在建模時適當采用了熱耦合方式進行了簡化。

圖5 推進系統(tǒng)熱分析模型

3.2 熱分析參數(shù)的確定

推進系統(tǒng)熱分析參數(shù)的確定主要是多層隔熱組件等效發(fā)射率的確定以及安裝點與安裝底板，電磁閥與推力器間導(dǎo)熱熱阻的確定。

推進系統(tǒng)多層隔熱組件反射屏采用雙面鍍鋁聚酯薄膜，間隔層采用滌綸網(wǎng)。根據(jù)以往的經(jīng)驗，10單元多層的等效發(fā)射率一般取0.04，但由于推進系統(tǒng)管路采用的是長條型多層纏繞式包覆，因此其等效發(fā)射率應(yīng)大于整星熱分析時的取值，文獻[9]提出管路多層等效發(fā)射率范圍為0.05～0.3；文獻[3]根據(jù)不同結(jié)構(gòu)特點的肼管路多層等效發(fā)射率取值范圍為0.02～0.2。根據(jù)以上分析，決定把推進系統(tǒng)管路多層等效發(fā)射率取值為0.1。

推進系統(tǒng)與安裝底板采用聚酰亞胺隔熱墊隔熱安裝，隔熱墊導(dǎo)熱率取0.32W/(m·℃)，接觸熱阻系數(shù)K取100 W/(m2·℃)，則推進安裝點與底板間熱阻為0.18(m2·℃)/W，推力器與電磁閥采用酚醛層壓布板墊片，單位面積熱阻為5×10-3℃/W[10]。

3.3 熱分析結(jié)果與分析

為了準確模擬出推進系統(tǒng)的邊界條件，建立了整星熱分析模型，根據(jù)以上熱分析參數(shù)的確定，計算出推進系統(tǒng)各主要測溫點穩(wěn)態(tài)溫度如表2所示。兩貯箱瞬態(tài)溫度曲線如圖6～9所示。

表2 推進系統(tǒng)主要測點溫度(℃)

圖6 低溫工況貯箱A溫度曲線(℃)

圖7 低溫工況貯箱B溫度曲線(℃)

圖8 高溫工況貯箱A溫度曲線(℃)

圖9 高溫工況貯箱B溫度曲線(℃)

根據(jù)以上分析可知，推進系統(tǒng)各測溫點溫度在12℃～23℃之間，兩貯箱溫差小于3℃，滿足熱控指標要求。

4 熱平衡試驗與在軌驗證

為了更準確地預(yù)示推進系統(tǒng)在軌溫度，驗證熱設(shè)計的正確性，對其在整星條件下進行了熱平衡試驗。

4.1 試驗方案

試驗采用空間環(huán)境模擬器模擬空間環(huán)境，表面接觸式電加熱器模擬外熱流，試驗裝置如圖10所示，主要由衛(wèi)星、溫度測控系統(tǒng)、綜合仿真設(shè)備、電源系統(tǒng)和空間環(huán)境模擬器等組成。

圖10 熱平衡試驗裝置

4.2 試驗結(jié)果與分析

推進系統(tǒng)主要測溫點試驗溫度如表3所示，貯箱溫度曲線如圖11～12所示。

表3 推進系統(tǒng)主要測點溫度(℃)

圖11 低溫工況貯箱溫度

圖12 高溫工況貯箱溫度

由試驗結(jié)果可知，推進系統(tǒng)溫度在10℃～21℃之間，兩貯箱溫度小于3℃，與熱分析結(jié)果基本一致，滿足熱控指標要求，驗證了熱設(shè)計的正確性。

衛(wèi)星發(fā)射后，統(tǒng)計了推進系統(tǒng)各組件平衡后的平均在軌溫度，如表4所示。

表4 推進系統(tǒng)主要測點溫度(℃)

由上表可知，推進系統(tǒng)在軌溫度在7℃～22℃之間，與熱分析及熱試驗結(jié)果接近，滿足熱控指標要求。

5 結(jié)論

本文根據(jù)推進系統(tǒng)所處的工作環(huán)境以及結(jié)構(gòu)特點，采用被動熱控為主，主動熱控為輔的方法，對其進行了詳細的熱控設(shè)計，對推進系統(tǒng)進行了熱分析，在整星條件下進行了熱平衡試驗，并進行了在軌驗證，熱分析、熱試驗與在軌溫度基本一致，滿足熱控指標要求，熱控設(shè)計合理可行，分析方法正確。

在推進系統(tǒng)的熱設(shè)計中運用了成熟的熱控技術(shù)，有效地配置了熱控元件，不僅實施工藝強且可靠度高，通過合理分配主動熱控功耗，利用有限資源完成了推進系統(tǒng)熱控任務(wù)。利用體貼帆板溫度對星上低溫部件加熱的方式，對推進系統(tǒng)的控溫非常有效。本文的研究對于具有類似結(jié)構(gòu)衛(wèi)星的推進系統(tǒng)產(chǎn)品的熱設(shè)計具有參考意義。