李曉春，藏 磊

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

0 引言

航天光學(xué)遙感器是搭載在光學(xué)遙感器上的有效載荷，其熱環(huán)境有2種狀態(tài)，分位于光學(xué)遙感器艙外、直接面對(duì)外界空間環(huán)境，或位于光學(xué)遙感器的密封艙內(nèi)。光學(xué)遙感器熱試驗(yàn)是光學(xué)遙感器研制過(guò)程中的重要環(huán)節(jié)之一。對(duì)于（部分）衛(wèi)星/飛船艙內(nèi)的光學(xué)遙感器，其表面或部分表面受到飛船附加艙壁的遮擋，因此可以用基于定溫邊界的光學(xué)遙感器熱環(huán)境模擬方法來(lái)完成光學(xué)遙感器熱試驗(yàn)[1]。

定溫邊界的溫度及其均勻性影響模擬外熱流的真實(shí)性和可靠性，從而對(duì)驗(yàn)證光學(xué)遙感器熱控設(shè)計(jì)合理性產(chǎn)生重要影響。本文介紹了某光學(xué)遙感器溫度邊界的模擬方法，并提出了提高光學(xué)遙感器機(jī)械安裝結(jié)構(gòu)處溫度邊界模擬均勻性的設(shè)計(jì)方法[2]。

1 定溫邊界模擬方法

1.1 定溫邊界模擬的優(yōu)點(diǎn)

基于定溫邊界的熱環(huán)境模擬方法的優(yōu)點(diǎn)是：1）以溫度為邊界條件，不必對(duì)空間外熱流特別是太陽(yáng)輻射進(jìn)行模擬，大大簡(jiǎn)化了模擬程序，節(jié)約了大量資金；2）放寬對(duì)空間低溫?zé)岢恋哪M精度要求，大大降低熱試驗(yàn)成本。

某型號(hào)光學(xué)遙感器真空熱試驗(yàn)溫度邊界為多面體，溫度邊界與產(chǎn)品接觸安裝的部分為安裝底板（對(duì)參試產(chǎn)品的溫度水平影響較大），其余面與參試產(chǎn)品不接觸。非接觸面采用3 mm厚的鋁板，外表面粘貼應(yīng)用熱控措施[3]的聚酰亞胺薄膜電加熱器。參試光學(xué)遙感器通過(guò)螺釘固定于衛(wèi)星安裝板。因指向需要，安裝法蘭面與頂板上表面有5°夾角。該光學(xué)遙感器在衛(wèi)星上的安裝位置與坐標(biāo)選取方式如圖1所示。

圖1 某光學(xué)遙感器的星上安裝位置示意Fig.1 Installation positions in satellite for the optical remote sensor

1.2 定溫邊界模擬設(shè)計(jì)思路

熱邊界條件模擬組件由艙段模擬組件、軌道艙端面法蘭模擬組件、遮光鏡筒伸出部分外側(cè)壁模擬組件等組成。艙段上溫度非均勻分布，故需將該模擬組件劃分成若干個(gè)相互隔熱的子區(qū)域。該模擬組件采用鋁制框架鋁蒙皮結(jié)構(gòu)，其表面熱控涂層與飛船安裝實(shí)際狀態(tài)一致。艙段的各個(gè)區(qū)粘貼聚酰亞胺薄膜加熱片，作為艙段艙壁熱控的加熱器。每個(gè)加熱器通過(guò)程控電源調(diào)節(jié)加熱功率控制附加段各個(gè)區(qū)的內(nèi)表面溫度。端面法蘭采用鋁制框架蓋板結(jié)構(gòu)，在朝向相機(jī)主體的蓋板裸露處表面模擬實(shí)際狀態(tài)。在蓋板背部安裝電加熱帶，用于模擬軌道艙端面法蘭溫度邊界狀況，將端面法蘭與艙段模擬組件的底端面熱隔離。遮光鏡筒通光孔處的熱交換采用控制熱真空試驗(yàn)裝置熱沉前端面圓形平板組件的溫度來(lái)實(shí)現(xiàn)，且與相機(jī)遮光鏡筒前端口保持適當(dāng)距離，圓形平板組件背向相機(jī)一側(cè)貼電加熱膜。在遮光鏡筒伸出艙段艙體部分的外表面上貼電加熱膜。

1.3 定溫邊界模擬設(shè)計(jì)具體實(shí)施方案

為了近似等效模擬光學(xué)遙感器的熱邊界，采用溫控艙來(lái)實(shí)現(xiàn)。圖2為某型號(hào)試驗(yàn)狀態(tài)。

圖2 某型號(hào)熱試驗(yàn)狀態(tài)示意Fig.2 Schematic diagram of test state

光學(xué)遙感器熱試驗(yàn)為單機(jī)產(chǎn)品熱試驗(yàn)，不具備整星裝星狀態(tài)，因此必須模擬衛(wèi)星載荷艙殼體及天線艙殼體熱邊界。在熱試驗(yàn)中用外形尺寸與真實(shí)產(chǎn)品相同的3 mm厚的鋁板模擬衛(wèi)星載荷艙殼體及天線艙殼體結(jié)構(gòu)，并對(duì)殼體結(jié)構(gòu)內(nèi)、外表面采取熱控措施，保證光學(xué)遙感器試驗(yàn)時(shí)的熱邊界狀態(tài)與真實(shí)熱邊界狀態(tài)一致，確保試驗(yàn)的有效性。

溫控艙用于實(shí)現(xiàn)光學(xué)遙感器實(shí)際裝星狀態(tài)熱邊界的近似模擬，其需要根據(jù)光學(xué)遙感器實(shí)際裝星狀態(tài)熱邊界的不同區(qū)域進(jìn)行溫度分區(qū)，再根據(jù)溫度分區(qū)和光學(xué)遙感器外形幾何包絡(luò)進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。為減少近似模擬誤差和熱耦合，各加熱區(qū)距離光學(xué)遙感器間的距離應(yīng)盡量控制在200 mm左右。另外結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)還應(yīng)考慮試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)的實(shí)際安裝問(wèn)題。

2 定溫邊界仿真模擬

ANSYS作為針對(duì)系統(tǒng)級(jí)熱仿真軟件，與CAD軟件有接口，利用Pro/E軟件建立三維模型后，應(yīng)用GAMBIT、ICEM等軟件生成網(wǎng)格，使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格方法生成三維模型。ICEM提供Hexa Unstructured（非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格）、Hexa Cartesian（結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格），通過(guò)局部加密網(wǎng)格以連續(xù)或非連續(xù)劃分網(wǎng)格方式控制網(wǎng)格質(zhì)量，精確得到與模型本身幾何構(gòu)形相貼體的網(wǎng)格。通過(guò)邊界條件，用Fluent求解器計(jì)算參數(shù)設(shè)置，得到精度較高的計(jì)算結(jié)果，再將計(jì)算結(jié)果輸出到CFD-Post，可顯示等值云圖、矢量、跡線等[4]。

建立由各加熱板組成的溫控艙、熱沉和光學(xué)遙感器的熱節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)模型，然后對(duì)溫控艙、熱沉和產(chǎn)品進(jìn)行耦合仿真。

產(chǎn)品在工作過(guò)程中產(chǎn)生25 W的熱量。由于產(chǎn)品外表面均包覆多層隔熱組件且產(chǎn)品與控溫艙為導(dǎo)熱安裝狀態(tài)，所以在產(chǎn)品工作時(shí)產(chǎn)生的熱量主要由安裝板導(dǎo)出，故在建模過(guò)程中給產(chǎn)品安裝面加載恒定25 W的功耗。

模擬艙形狀較規(guī)則，因此采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分。使用S2S模型通過(guò)封閉系統(tǒng)的計(jì)算角系數(shù)進(jìn)行輻射換熱計(jì)算，S2S模型非常適用于封閉空間中沒(méi)有介質(zhì)的輻射情況，如航天器的排熱系統(tǒng)、太陽(yáng)能收集系統(tǒng)、輻射供熱裝置等。

根據(jù)光學(xué)遙感器的定溫邊界試驗(yàn)要求，在控溫裝置結(jié)構(gòu)基本確定后進(jìn)行控溫裝置的熱設(shè)計(jì)，即溫控艙各個(gè)加熱面的熱設(shè)計(jì)。主要有以下步驟：

1）功率計(jì)算[5]

產(chǎn)品通過(guò)鋁板與碳鋼支架向空間中輻射熱量。熱輻射控制方程為

其中：a=λ/ρc為熱擴(kuò)散率；為單位時(shí)間單位體積中內(nèi)熱源；ρ為微元體的密度。溫度穩(wěn)定時(shí)生成的熱量應(yīng)等于散失的熱量，即Qin=Qout，此時(shí)散失的熱量全部輻射出去，輸出熱流為

式中：A為有效輻射面積；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；T為熱力學(xué)溫度。根據(jù)

計(jì)算各個(gè)艙板加熱回路的加熱功率，式中：ε為表面發(fā)射率；ΔT為控溫小艙內(nèi)外溫度差，K；S為加熱面積，m2。設(shè)計(jì)功率通常為計(jì)算功率的130%～150%。

2）薄膜式電加熱器設(shè)計(jì)

通過(guò)在各艙板表面粘貼薄膜式電加熱器組成控溫加熱回路，再通過(guò)控溫系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對(duì)控溫艙的溫度控制，從而滿足熱試驗(yàn)邊界要求。為保證定溫邊界的溫度均勻性，薄膜式電加熱器設(shè)計(jì)原則是滿足電加熱器覆蓋率80%以上，綜合考慮薄膜式電加熱器額定功率和加熱回路的總電阻值進(jìn)行電加熱器設(shè)計(jì)。

① 模型分析

物體的傳熱過(guò)程分熱輻射、熱傳導(dǎo)和熱對(duì)流3種模式。高真空條件下，互相不接觸的2個(gè)物體之間主要的傳熱方式為熱輻射，產(chǎn)品在真空設(shè)備中主要的傳熱方式是產(chǎn)品、支架以及熱沉之間的熱傳導(dǎo)，以及熱沉冷背景與產(chǎn)品和支架之間的熱輻射。

以本試驗(yàn)的工裝三維結(jié)構(gòu)（圖3）為例，產(chǎn)品放置于底板背向支架側(cè)，底板材料為鋁，支架為結(jié)構(gòu)鋼，底板與支架中間放置玻璃鋼隔熱。除底板安放產(chǎn)品側(cè)外，其他部位外側(cè)面均受到冷黑背景輻射。試驗(yàn)中溫度恒定。

圖3 底板、支架三維模型Fig.3 3D model diagram of the base plate and the bracket

用Pro/E等軟件建立完三維模型后，應(yīng)用GAMBIT、ICEM等軟件生成網(wǎng)格，使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格方法對(duì)產(chǎn)品進(jìn)行網(wǎng)格劃分，對(duì)曲面或者空間的擬合采用樣條差值法，區(qū)域光滑與實(shí)際模型更接近。本次使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分的三維模型如圖4所示。

圖4 由ICEM結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格底板、支架三維模型Fig.4 ICEM and structured meshes

② 數(shù)值計(jì)算

計(jì)算2種防漏熱方法對(duì)底板及支架的影響。

被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)：底板與支架間添加隔熱墊塊、隔熱襯套，支架、底板以及隔熱襯套包覆20單元的多層隔熱組件。其數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖5所示。

圖5 被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)Fig.5 Passive heat leakage protection design

主動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)：底板與支架間添加隔熱墊塊、隔熱襯套，并在支架支點(diǎn)處粘貼主動(dòng)控溫回路。支架包覆20單元的多層隔熱組件，底板及墊塊包覆單層鍍鋁聚酯膜。其數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6 主動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)Fig.6 Active heat leakage protection design

③ 試驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)上述2種防漏熱設(shè)計(jì)進(jìn)行驗(yàn)證。由表1可以看出數(shù)值計(jì)算出的底板平均溫度與實(shí)際測(cè)量的平均溫度間的偏差在工程計(jì)算的允許偏差范圍內(nèi)。

表1 數(shù)值計(jì)算與實(shí)際測(cè)量對(duì)比Table 1 Comparison between numerical calculation and actual measurement

3 光學(xué)遙感器安裝時(shí)的防漏熱措施

光學(xué)遙感器安裝底板既是光學(xué)遙感器的安裝邊界，也是重要的熱邊界，因此它必須同時(shí)滿足光學(xué)遙感器的安裝要求和定溫邊界要求。安裝要求主要是光學(xué)遙感器安裝水平度、光學(xué)調(diào)試、結(jié)構(gòu)剛性等，定溫邊界要求是指光學(xué)遙感器安裝底板作為熱邊界的一部分，由于需要安裝光學(xué)遙感器，對(duì)結(jié)構(gòu)剛性有一定的要求，導(dǎo)致其熱阻比較大，會(huì)對(duì)升、降溫帶來(lái)較大影響。在進(jìn)行熱設(shè)計(jì)時(shí)要重點(diǎn)考慮這些情況。

光學(xué)遙感器在進(jìn)行熱試驗(yàn)時(shí)必須將其固定安裝在試驗(yàn)支架及安裝底板上，試驗(yàn)支架與低溫真空容器相接觸會(huì)導(dǎo)致漏熱，為盡可能地減少漏熱對(duì)產(chǎn)品熱邊界的影響，必須采取防漏熱措施：

1）安裝支點(diǎn)的結(jié)構(gòu)防漏熱

在支點(diǎn)與安裝底板接觸點(diǎn)處安裝30 mm左右的玻璃鋼墊塊，并在連接支點(diǎn)與安裝板的螺釘外加套隔熱襯套。

2）防漏熱設(shè)計(jì)

① 被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)

在底板與支架之間加隔熱襯墊、隔熱襯套、包覆20層多層隔熱組件，防止熱量從安裝底板傳向支架。其優(yōu)點(diǎn)是實(shí)施簡(jiǎn)單、工作量小。圖7為被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)安裝示意圖，綠色部分為支架，棕色部分為隔熱襯墊，灰色部分為安裝底板。

圖7 被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)安裝示意圖Fig.7 Assembly diagram for passive heat leakage protection

以某次試驗(yàn)的定溫邊界為例，支架與底板之間用玻璃鋼墊塊隔熱。環(huán)境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。圖8為采用被動(dòng)防漏熱方式時(shí)的試驗(yàn)控溫曲線。

從圖8可以看出，目標(biāo)溫度為15 ℃，實(shí)際平均溫度為9.45 ℃，方均根誤差為5.12 ℃。由于安裝底板與支架間還是存在熱傳導(dǎo)，不能達(dá)到完全隔熱，導(dǎo)致安裝底板的溫度分布不均勻。支架在沒(méi)有進(jìn)行加熱補(bǔ)償?shù)那闆r下，熱傳導(dǎo)效應(yīng)導(dǎo)致相機(jī)安裝位置溫度分布梯度很大。

圖8 被動(dòng)防漏熱法控溫曲線Fig.8 Passive temperature control curves

② 主動(dòng)控溫防漏熱設(shè)計(jì)

在試驗(yàn)支架的支點(diǎn)處粘貼加熱器，設(shè)計(jì)主動(dòng)控溫加熱回路，并在隔熱墊塊下安裝控溫?zé)犭娕肌８櫩販胤绞接袆?dòng)態(tài)跟蹤控溫和靜態(tài)跟蹤控溫2種。動(dòng)態(tài)跟蹤控溫是在隔熱墊塊上、下表面分別粘貼熱電偶，作為控溫?zé)犭娕己捅桓櫉崤?，這種方式對(duì)于漏熱較小的結(jié)構(gòu)比較適合；而對(duì)于隔熱墊塊上、下表面溫差較大的結(jié)構(gòu)，由于防漏熱隔熱裝置和溫度的遲滯性，會(huì)導(dǎo)致溫度波動(dòng)大，影響定溫邊界的溫度均勻性和穩(wěn)定性。圖9是采取動(dòng)態(tài)跟蹤控溫防漏熱方式進(jìn)行的產(chǎn)品試驗(yàn)控溫曲線，其中環(huán)境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。

圖9 動(dòng)態(tài)跟蹤法某平衡時(shí)間段內(nèi)溫度曲線Fig.9 Temperature curves in dynamic tracking mode

從圖9可以得到目標(biāo)溫度為25 ℃，實(shí)際的平均溫度為25.07 ℃，方均根誤差為0.07 ℃。靜態(tài)跟蹤控溫方式是指在主動(dòng)控溫加熱回路處粘貼熱電偶，將此處溫度控制在與安裝底板相同或略高于安裝底板。試驗(yàn)證明這種方式對(duì)于隔熱墊塊上、下表面溫差較大的結(jié)構(gòu)防漏熱效果比較好。圖10為采取靜態(tài)跟蹤控溫防漏熱方式的某試驗(yàn)控溫曲線。環(huán)境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。

圖10 靜態(tài)跟蹤法某平衡時(shí)間段內(nèi)溫度分布曲線Fig.10 Temperature curves in static tracking mode

由此可見，采取主動(dòng)控溫防漏熱設(shè)計(jì)的控溫精度明顯優(yōu)于被動(dòng)防漏熱設(shè)計(jì)。

4 結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)對(duì)航天光學(xué)遙感器所在的空間環(huán)境模擬試驗(yàn)中的定溫邊界模擬誤差的分析，結(jié)合實(shí)際工程中試驗(yàn)條件，提出了定溫邊界的光學(xué)遙感器熱環(huán)境模擬方法。該設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)了在真空、冷、黑環(huán)境條件下模擬空間外熱流環(huán)境及艙壁熱接口和艙內(nèi)主要熱環(huán)境，適用于空間光學(xué)遙感器的熱試驗(yàn)。同時(shí)考慮到光學(xué)遙感器對(duì)于溫度場(chǎng)均勻性有較高的要求，因此在試驗(yàn)支撐結(jié)構(gòu)的熱設(shè)計(jì)上采取動(dòng)態(tài)跟蹤溫度控制措施，保證光學(xué)遙感器定溫邊界滿足試驗(yàn)測(cè)試要求。該設(shè)計(jì)方法已在多型號(hào)光學(xué)遙感器熱試驗(yàn)中應(yīng)用，效果良好。