空間站核心艙艙外大型控制力矩陀螺熱控設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

豐茂龍 李剛 雷鳴 王巖 韓海鷹 曹劍峰 楊居翰

(1 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部 航天器熱控全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100094) (2 北京控制工程研究所,北京 100190) (3 北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

控制力矩陀螺(CMG)承擔(dān)著航天器在軌姿態(tài)控制的重要功能,其輸出力矩大、響應(yīng)快、效率高,已成為長(zhǎng)壽命大型航天器首選的姿態(tài)控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)[1-2],從美國(guó)的天空實(shí)驗(yàn)室到“國(guó)際空間站”,均采用了CMG做為在軌姿態(tài)控制設(shè)備,我國(guó)神舟飛船、空間實(shí)驗(yàn)室也采用了CMG[3],而天宮空間站核心艙則配備了大型CMG用于整站在軌姿態(tài)控制任務(wù)。神舟飛船和空間實(shí)驗(yàn)室CMG布局在艙內(nèi),不受空間外熱流影響,而核心艙CMG布局在艙外,直接暴露在空間環(huán)境中,且其更大,布局復(fù)雜,溫度控制難度高。因此熱控設(shè)計(jì)是核心艙CMG研制需要解決的一個(gè)重要問(wèn)題,必須開(kāi)展專(zhuān)門(mén)熱控設(shè)計(jì)及驗(yàn)證。

本文介紹了CMG狀態(tài)及熱特性,并結(jié)合空間站核心艙CMG熱控設(shè)計(jì),分析了設(shè)備在空間環(huán)境的散熱特性,提出了基于輻射散熱的熱控思路,并將陀螺熱模型與在軌數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比,實(shí)現(xiàn)了CMG溫度的有效控制。

1 CMG狀態(tài)概述

CMG內(nèi)部有高速旋轉(zhuǎn)部件,對(duì)溫度有嚴(yán)格要求,溫度過(guò)高會(huì)加速磨損,溫度過(guò)低則影響其轉(zhuǎn)動(dòng)性能甚至難以啟動(dòng),影響工作性能和壽命。而空間站核心艙CMG尤其復(fù)雜,其布局在艙外,共6套大型CMG設(shè)備(a～e),繞核心艙大柱段前錐周向布局,如圖1所示(已局部簡(jiǎn)化),CMG-b布局在IV偏I(xiàn)象限,其他布局在II象限到IV象限的艙壁外表面,距離較近。

單框架控制力矩陀螺分散安裝,通過(guò)艙壁的安裝支架固定,單個(gè)CMG設(shè)備外形及內(nèi)部結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2,由框架轉(zhuǎn)子系統(tǒng)(低速和高速轉(zhuǎn)子)、框架驅(qū)動(dòng)組件、導(dǎo)電環(huán)組件、機(jī)座組件及外部保護(hù)罩組成。轉(zhuǎn)子系統(tǒng)位于機(jī)座組件內(nèi)的封閉空間中,在軌工作時(shí)繞轉(zhuǎn)軸做旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。

CMG熱負(fù)荷集中在內(nèi)部低速及高速轉(zhuǎn)子軸承部位,轉(zhuǎn)子外側(cè)設(shè)置了保護(hù)罩(見(jiàn)圖2),轉(zhuǎn)子保護(hù)在外部保護(hù)罩內(nèi)。其中,高速轉(zhuǎn)子到框架低速轉(zhuǎn)子的傳熱過(guò)程復(fù)雜,主要通過(guò)熱試驗(yàn)獲得[3-4],本文主要針對(duì)低速轉(zhuǎn)子到外空間的散熱。

CMG功耗與工作溫度直接相關(guān),在高轉(zhuǎn)速下最高熱負(fù)荷102W,存儲(chǔ)則為0W,為保證在軌姿控精度及長(zhǎng)壽命要求,CMG低速轉(zhuǎn)子及高速轉(zhuǎn)子各部位均有嚴(yán)格的溫度需求。根據(jù)地面試驗(yàn)結(jié)果,當(dāng)?shù)退俎D(zhuǎn)子溫度不超過(guò)50℃時(shí),內(nèi)部高速轉(zhuǎn)子溫度即滿(mǎn)足要求,因此,CMG外部溫度要求見(jiàn)表1。

圖1 CMG繞艙體布置示意圖Fig.1 Scheme of CMG on the capsule

圖2 CMG布局及結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖Fig.2 CMG layout and structure

2 CMG熱特性分析

熱特性是CMG自身傳熱特性及其所處的環(huán)境狀態(tài),包括邊界、外熱流兩方面。CMG傳熱特性是指自身熱負(fù)荷通過(guò)熱傳導(dǎo)及熱輻射向外傳輸?shù)倪^(guò)程,傳熱特性與設(shè)備自身熱負(fù)荷及傳熱路徑相關(guān);而邊界及外熱流特性指設(shè)備安裝狀態(tài),周?chē)臻g環(huán)境以及外熱流狀態(tài)。具體以空間站核心艙為例進(jìn)行分析。

1)傳熱特性分析

CMG熱負(fù)荷由內(nèi)向外傳輸過(guò)程,如圖3所示。熱負(fù)荷主要經(jīng)由低速轉(zhuǎn)子傳輸給保護(hù)罩及機(jī)座,并最終由導(dǎo)熱及輻射傳輸給艙體或者外部空間[5]。

(1)CMG熱耗集中在高速軸承及驅(qū)動(dòng),低速軸承及驅(qū)動(dòng)存在少量熱耗。傳熱過(guò)程復(fù)雜,尤其是高速軸承熱耗向外傳輸須經(jīng)過(guò)潤(rùn)滑層、滾珠及密封環(huán)節(jié),精確量化難度大,主要依靠試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得,本文不做論述。

(2)低速轉(zhuǎn)子向外傳熱主要依靠輻射換熱,少量熱量通過(guò)導(dǎo)熱傳給機(jī)座,輻射效率低,需要強(qiáng)化。在空間環(huán)境影響下,熱負(fù)荷由低速轉(zhuǎn)子向外部空間的排散是本文研究的重點(diǎn)。

2)邊界特性分析

(1)導(dǎo)熱邊界:CMG通過(guò)支架與艙體直接接觸,從系統(tǒng)熱控角度出發(fā),艙體溫度指標(biāo)為0～+40℃,顯著小于CMG溫度范圍,因此CMG需要與艙壁隔熱,熱負(fù)荷主要向外太空排散。

(2)輻射邊界:設(shè)備受到的核心艙及周?chē)O(shè)備的輻照邊界,距離越近,輻射熱流越大,應(yīng)通過(guò)多層隔熱組件包覆降低輻射邊界影響。

3)外熱流特性分析

CMG受日照熱流、地球紅外、地球反照及航天器紅外等5類(lèi)外熱流。各CMG外熱流隨布局位置、飛行姿態(tài)及太陽(yáng)入射角的變化,存在顯著變化[5-6]。

(1)日照熱流:太陽(yáng)輻照,到達(dá)熱流大小主要取決于設(shè)備與太陽(yáng)的視角系數(shù),冬至日附近垂直日照熱流1414W/m2。一般情況下,近III象限設(shè)備受日照熱流大,其他象限設(shè)備受日照熱流小。

(2)地球紅外:設(shè)備受地球的紅外輻照,到達(dá)熱流大小主要取決于設(shè)備與地球的視角系數(shù),近I象限設(shè)備受地球紅外熱流較大,其他象限設(shè)備紅外熱流減小。

(3)地球反照:設(shè)備受到的地球?qū)μ?yáng)光的反射熱流,地球反射的能量變化很大。通常陸地的反射比海洋的大,隨太陽(yáng)高度角減少而變大,隨云層覆蓋程度增大而變大。總體來(lái)說(shuō),近I象限設(shè)備受反照熱流大,其他象限設(shè)備受反照熱流小。

如前所述,高速轉(zhuǎn)子到框架轉(zhuǎn)子的傳熱過(guò)程復(fù)雜,傳熱由結(jié)構(gòu)決定[7],難以施加額外熱控措施,該傳熱過(guò)程需要通過(guò)試驗(yàn)研究,而本文研究對(duì)象為框架轉(zhuǎn)子到外空間的傳熱過(guò)程,通過(guò)合理的熱控設(shè)計(jì)[8],獲得不同的布局位置、外熱流及軌道姿態(tài)下設(shè)備的控溫狀態(tài),保證框架轉(zhuǎn)子溫度控制在目標(biāo)溫度,從而間接控制高速轉(zhuǎn)子溫度。

3 CMG熱控設(shè)計(jì)

從整艙熱控設(shè)計(jì)角度出發(fā)開(kāi)展單機(jī)級(jí)熱控設(shè)計(jì),首先確定與整艙接觸狀態(tài)為隔熱,然后制定熱控方案,且為方便實(shí)施,6套CMG采用完全一致的熱控方案。

3.1 與整艙隔熱設(shè)計(jì)

設(shè)備支架與艙壁做隔熱設(shè)計(jì),降低支架狀態(tài)對(duì)整艙溫度的影響。

(1)導(dǎo)熱隔熱:在CMG支架與艙體之間設(shè)計(jì)了鈦合金隔熱墊,墊片厚度3mm,外徑尺寸為Φ20mm,可實(shí)現(xiàn)支架與艙體的有效隔熱。

(2)輻射隔熱:在CMG支架內(nèi)/外表面和支架底部艙壁裸露表面包覆15單元多層隔熱組件,可有效隔絕CMG與艙體的輻射換熱,同時(shí)降低空間環(huán)境對(duì)CMG的影響。

支架隔熱狀態(tài)如圖4所示,內(nèi)側(cè)、外側(cè)均包覆多層隔熱材料。

圖4 CMG支架內(nèi)部輻射隔熱設(shè)計(jì)示意圖Fig.4 Internal thermal insulation design for CMG support frame

3.2 本體熱控設(shè)計(jì)

根據(jù)CMG傳熱特性及與整艙的隔熱狀態(tài),設(shè)備熱耗最終由框架轉(zhuǎn)子系統(tǒng)通過(guò)輻射排散至外部空間,本體熱控設(shè)計(jì)包括高溫?zé)崤派⒑偷蜏乇貎蓚€(gè)方面,前者主要是指散熱輻射強(qiáng)化,后者為多層隔熱組件包覆和電加熱,如圖5所示。

圖5 CMG本體熱控設(shè)計(jì)示意圖Fig.5 Thermal design for CMG itself

1)輻射強(qiáng)化設(shè)計(jì)

低速轉(zhuǎn)子:材料為鋁合金,內(nèi)外表面均進(jìn)行黑色陽(yáng)極氧化處理,保證表面發(fā)射率不小于0.85,加強(qiáng)其與內(nèi)部高速轉(zhuǎn)子及外部框架的輻射換熱。

機(jī)座:材料為鋁合金,機(jī)座內(nèi)表面進(jìn)行黑色陽(yáng)極氧化處理,保證表面發(fā)射率不小于0.85,加強(qiáng)其與內(nèi)部低速轉(zhuǎn)子輻射換熱。

保護(hù)罩:為對(duì)外輻射散熱的主要窗口,材料為鋁合金,其內(nèi)表面進(jìn)行黑色陽(yáng)極氧化,外表面噴涂高發(fā)射率,低太陽(yáng)吸收比熱控涂層,首選無(wú)機(jī)熱控涂層。

2)多層隔熱組件包覆

CMG機(jī)座、框架驅(qū)動(dòng)組件和導(dǎo)電環(huán)組件本身熱負(fù)荷較小,在存儲(chǔ)狀態(tài)下溫度較低,外表面包覆15單元多層隔熱組件。

3)電加熱控溫

框架轉(zhuǎn)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)2路電加熱(單路40W),機(jī)座組件設(shè)計(jì)2路電加熱(單路20W),用于CMG低溫工況保溫。框架轉(zhuǎn)子系統(tǒng)控溫點(diǎn)為0℃,其他部位控溫點(diǎn)為-5℃。

4 設(shè)計(jì)驗(yàn)證

4.1 建模驗(yàn)證

1)仿真模型

我國(guó)空間站運(yùn)行在傾角為42°～43°,高度400km左右的圓軌道上,飛行姿態(tài)共有3種:慣性飛行、對(duì)地三軸穩(wěn)定飛行和軌道系正向飛行(與對(duì)地三軸穩(wěn)定飛行姿態(tài)基本一致)。

采用建模仿真[9]方式,對(duì)6套CMG設(shè)備進(jìn)行整體建模,包括周?chē)季汁h(huán)境,并設(shè)置軌道姿態(tài)及邊界條件,實(shí)現(xiàn)對(duì)所有CMG的高低溫工況的仿真驗(yàn)證。熱仿真模型如圖6所示,CMG設(shè)備整體仿真,且考慮太陽(yáng)翼等環(huán)境影響。

圖6 CMG仿真模型示意圖Fig.6 CMG simulation model

2)工況選取

CMG受空間冷黑背景(4K)、太陽(yáng)輻照、布局環(huán)境、地球直照及反照等外熱流影響,6套CMG具有不同的高低外熱流工況,各CMG高/低溫工況均不相同,制定了6個(gè)分析工況,包含3個(gè)高溫和3個(gè)低溫工況,可覆蓋所有CMG高/低外熱流狀態(tài),具體仿真工況見(jiàn)表2。

表2 仿真工況列表Table 2 Thermal analysing cases

3)仿真結(jié)果

各工況仿真分析結(jié)果表明:工況1時(shí),CMG-e 高溫工況溫度最?lèi)毫?而工況6時(shí),CMG-f低溫工況最?lèi)毫?所有工況下設(shè)備溫度均滿(mǎn)足要求。

圖7展示了工況1某時(shí)刻CMG整體及轉(zhuǎn)子溫度仿真結(jié)果。CMG-e受太陽(yáng)熱流、地球紅外、艙體及其他CMG的紅外和反照,外熱流最大,溫度最高。

圖7 工況1CMG高溫時(shí)刻示意圖Fig.7 CMG top temperature of case 1

圖8～圖11給出了工況1狀態(tài)下CMG-e各部位瞬態(tài)仿真分析溫度曲線(xiàn),保護(hù)罩直接受外熱流影響,溫度波動(dòng)較大(±15℃),而機(jī)座組件熱容稍大,波動(dòng)相對(duì)較小(±8℃),框架轉(zhuǎn)子位于內(nèi)部,受環(huán)境影響最小,溫度波動(dòng)很小(±2℃)。仿真過(guò)程中對(duì)CMG結(jié)果進(jìn)行了簡(jiǎn)化,熱容比產(chǎn)品實(shí)際熱容要小,因此仿真結(jié)果溫度波動(dòng)比在軌波動(dòng)要大。

圖8 控制力矩陀螺保護(hù)罩溫度曲線(xiàn)Fig.8 Temperature curves of CMG shield

圖9 驅(qū)動(dòng)組件、導(dǎo)電環(huán)組件及線(xiàn)路盒溫度曲線(xiàn)Fig.9 Drive module,conductive ring module and wiring box temperature curve

圖10 機(jī)座溫度曲線(xiàn)Fig.10 Temperature curves of CMG framework

圖11 框架轉(zhuǎn)子系統(tǒng)外表面溫度曲線(xiàn)Fig.11 Temperature curves of CMG low speed rotor

表3給出了工況1～工況6仿真結(jié)果匯總。

表3 工況1～工況6 CMG仿真結(jié)果匯總Table 3 Summary of simulation results for case 1～case 6

(1)所有陀螺溫度滿(mǎn)足要求,但各陀螺高低溫工況不一致,不同工況的溫度及電加熱均存在差異,高溫工況溫度范圍+9.9～+45.2℃,低溫工況最低到達(dá)了控溫值(-5℃),因此對(duì)于多套布局設(shè)備,熱仿真必須整體建模,全面考慮,否則可能遺漏工況,導(dǎo)致溫度及電加熱分析出現(xiàn)較大誤差。

(2)高溫工況下,CMG-e溫度最高,原因在于其位置位于CMG-c和CMG-f之間,受兩者反照及紅外較多。因此,艙外設(shè)備熱控設(shè)計(jì)時(shí)除了考慮空間外熱流,還應(yīng)考慮周?chē)h(huán)境(設(shè)備)帶來(lái)的紅外及反照等熱流,設(shè)計(jì)時(shí)只考慮陀螺自身因素,則高溫工況分析誤差較大。

(3)低溫工況下電加熱滿(mǎn)足要求,其中CMG-f電加熱需求最高,原因在于日照熱流被其支架及CMG-a遮擋,而地球紅外則被艙體及CMG-e遮擋,導(dǎo)致外熱流最小。所以熱控設(shè)計(jì)低溫工況中應(yīng)充分考慮環(huán)境遮擋。

(4)CMG高溫和低溫溫度均超出了艙壁溫度范圍要求,表明與整艙的隔熱設(shè)計(jì)合理有效,為結(jié)合總體需求的優(yōu)化措施。因此,艙外單機(jī)熱控設(shè)計(jì)應(yīng)從總體角度出發(fā),實(shí)現(xiàn)最優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4.2 在軌飛行數(shù)據(jù)驗(yàn)證

2021年4月29日,空間站核心艙成功發(fā)射入軌,截至2022年底,獲取了大量在軌數(shù)據(jù)。其中CMG在軌溫度符合要求,且與仿真數(shù)據(jù)一致性良好,本節(jié)選取CMG典型在軌工況(β=±65°),利用仿真模型進(jìn)行了計(jì)算,對(duì)框架轉(zhuǎn)子在軌數(shù)據(jù)和仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行了對(duì)比。根據(jù)在軌數(shù)據(jù),框架轉(zhuǎn)子溫度波動(dòng)在±1℃范圍內(nèi),為方便對(duì)比(在軌時(shí)間跨度大),仿真模型采用穩(wěn)態(tài)分析。

(1)對(duì)比工況1:高溫工況,2021年12月,β=-65°,慣性飛行,CMG-a～CMG-e全部工作;

(2)對(duì)比工況2:低溫工況,2022年6月,β=-65°,三軸對(duì)地穩(wěn)定飛行,CMG-e斷電,其他工作。

模型仿真及在軌轉(zhuǎn)子溫度如圖12、13所示,結(jié)果如下。

(1)在軌溫度波動(dòng)較小,在±1℃范圍內(nèi),與仿真結(jié)果對(duì)比,瞬時(shí)溫度最大偏差1.8℃,平均溫度偏差最大1.5℃,在軌溫度高溫工況時(shí)略高,而低溫工況略低,主要原因在于熱控實(shí)施狀態(tài)與設(shè)計(jì)狀態(tài)有一定偏差,多層存在縫隙,導(dǎo)致多層局部漏熱較大,從而高溫灌熱、低溫漏熱,但整體一致性良好。

(2)仿真分析驗(yàn)證的溫度曲線(xiàn)波動(dòng)明顯高于在軌溫度波動(dòng),主要是受熱容的影響,因此仿真分析瞬態(tài)工況,應(yīng)保證設(shè)備熱容與實(shí)際熱容一致或者偏差較小,減小分析波動(dòng)誤差,保證分析正確性。

圖12 高溫工況1溫度對(duì)比Fig.12 Temperature contrast for on-orbit high temperature case 1

圖13 低溫工況2框架轉(zhuǎn)子溫度對(duì)比Fig.13 Temperature contrast for on-orbit low temperature case 2

(3)對(duì)比表明:熱控設(shè)計(jì)須全面考慮所有影響因素,并預(yù)留足夠設(shè)計(jì)余量,一般不低于11℃。

5 結(jié)論

本文對(duì)我國(guó)空間站大型控制力矩陀螺控溫特性進(jìn)行了分析研究,完成了熱控設(shè)計(jì)及驗(yàn)證,結(jié)果表明:CMG熱控思路合理可行,所建熱控仿真模型可有效用于CMG在軌溫度預(yù)示。對(duì)CMG及其它大型艙外設(shè)備熱控設(shè)計(jì)思考或建議如下。

(1)單機(jī)級(jí)熱控設(shè)計(jì)應(yīng)與系統(tǒng)設(shè)計(jì)相結(jié)合,分析系統(tǒng)及單機(jī)熱控需求,確定兩者隔熱或?qū)峤佑|面狀態(tài),首選隔熱狀態(tài),降低艙外設(shè)備對(duì)整艙的影響。

(2)艙外設(shè)備熱控設(shè)計(jì)一般采用被動(dòng)熱控與主動(dòng)電加熱相結(jié)合的熱控措施,首選被動(dòng)熱控措施,可靠度高,主要是高溫散熱及低溫隔熱,主動(dòng)電加熱則用于低溫加熱保溫,需要合理設(shè)計(jì),降低功耗需求。

(3)熱控設(shè)計(jì)狀態(tài)與實(shí)施狀態(tài)、仿真模型與實(shí)物狀態(tài)均存在差異性,因此熱控設(shè)計(jì)必須保留足夠余量,用于預(yù)防熱控實(shí)施及熱容偏差帶來(lái)的仿真誤差。

(4)艙外設(shè)備外熱流受艙體及周?chē)O(shè)備布局的影響顯著,相同設(shè)備布局在不同位置,則熱狀態(tài)存在顯著差異,熱控設(shè)計(jì)時(shí)需要充分考慮艙體及周?chē)h(huán)境的影響,做到考慮充分、分析全面。