陶家生，林驍雄，王浩攀，鐘紅仙

(中國(guó)空間技術(shù)研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094)

0 引 言

大型高軌通信衛(wèi)星的熱分析和熱試驗(yàn)主要是圍繞衛(wèi)星平臺(tái)為星上設(shè)備提供合適的工作溫度環(huán)境而展開的?；蛘呤轻槍?duì)星上重要設(shè)備或溫度敏感設(shè)備進(jìn)行的熱分析和熱試驗(yàn)[1-2]。一般情況下認(rèn)為大型通信衛(wèi)星發(fā)射的主動(dòng)段熱環(huán)境是適宜的，但對(duì)于大型航天發(fā)射任務(wù)，應(yīng)該盡可能發(fā)掘各種不確定因素，研究其風(fēng)險(xiǎn)誘導(dǎo)可能，以提高任務(wù)可靠性。

在某些極端環(huán)境條件下，發(fā)射主動(dòng)段大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布和熱變形是關(guān)系衛(wèi)星順利入軌與否的一個(gè)重要因素。為了探究這方面的問(wèn)題，開展了大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的熱變形研究工作。

大型高軌通信衛(wèi)星平臺(tái)的結(jié)構(gòu)構(gòu)成較為復(fù)雜，為了輕量化，大量采用復(fù)合材料，復(fù)合材料的采用增加了熱變形分析工作的復(fù)雜度。為了提高熱分析工作的效率，一般采用殼單元[3-4]，這一方法難于反映結(jié)構(gòu)的熱翹曲。這里的熱變形分析采用了3D艙板建模的方法，以求盡可能深入、全面地反映衛(wèi)星結(jié)構(gòu)熱變形的真實(shí)情況。

研究大型高軌通信衛(wèi)星平臺(tái)主動(dòng)段的熱變形問(wèn)題時(shí)，涉及到運(yùn)載和有效載荷之間的熱交換問(wèn)題，使問(wèn)題的研究變得更為復(fù)雜。僅是衛(wèi)星的外熱流分析計(jì)算已是很復(fù)雜的了[5]，再進(jìn)行星箭耦合的整星的溫度場(chǎng)分析，在熱分析的基礎(chǔ)上完成整星的結(jié)構(gòu)變形分析是復(fù)雜和困難的[6-7]。

本文的研究結(jié)果為該類平臺(tái)的熱特性研究和平臺(tái)應(yīng)用提供借鑒。

1 大型通信平臺(tái)的結(jié)構(gòu)與構(gòu)型

大型高軌通信衛(wèi)星平臺(tái)是一大類重要航天器，在歐洲主要有Astrium平臺(tái)，如為2012年發(fā)射任務(wù)研制的W5A通信衛(wèi)星[8]，美國(guó)的MUOS軍用靜止軌道移動(dòng)通信衛(wèi)星，俄羅斯快訊-AM8通信衛(wèi)星如圖1所示[9]，印度2013年發(fā)射的GSAT-6地球同步軌道通信衛(wèi)星，尺寸2.1 m×2.5 m×4.1 m，中國(guó)的通信衛(wèi)星亞太-9如圖2所示，DFH-4衛(wèi)星平臺(tái)本體長(zhǎng)2.63 m、寬2.1 m、高3.6 m，太陽(yáng)翼展開后跨度為26 m，東方紅-4增強(qiáng)平臺(tái)采用多層通信艙，平臺(tái)加高0.6 m，這些大型通信衛(wèi)星平臺(tái)都是長(zhǎng)方體構(gòu)型。

圖1 俄羅斯快訊-AM8通信衛(wèi)星

圖2 中國(guó)的通信衛(wèi)星亞太-9

大型通信衛(wèi)星平臺(tái)為了提高結(jié)構(gòu)重量效率，主要結(jié)構(gòu)普遍采用復(fù)合材料[10]，如鋁合金蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料的南北艙板，碳蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料的承力筒及東西艙板和水平艙板。

2 大型通信平臺(tái)的熱分析建模

通過(guò)前述的分析和歸納，大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的熱分析建模采用長(zhǎng)方體構(gòu)型，南北艙板采用鋁合金蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料，承力筒及東西艙板和水平艙板采用碳蒙皮鋁蜂窩復(fù)合材料，對(duì)接框采用鋁合金材料。復(fù)合材料的分析建模較為復(fù)雜，為了提高工作效率一般采用殼單元，但如此簡(jiǎn)化也會(huì)帶來(lái)分析結(jié)果的偏差。這里的分析對(duì)復(fù)合材料的艙板采用3D艙板建模并進(jìn)行均質(zhì)化處理，以便更全面深入地體現(xiàn)平臺(tái)結(jié)構(gòu)本身的熱變形情況。艙板的3D建模采用文獻(xiàn)[2]的3層蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，對(duì)3層材料分別賦以相應(yīng)的材料屬性。為了使熱分析和結(jié)構(gòu)變形分析建模相一致，熱分析和結(jié)構(gòu)變形分析中，均采用這種3層夾層結(jié)構(gòu)。熱分析中的材料線脹系數(shù)見(jiàn)表1。

表1 主要結(jié)構(gòu)材料的線脹系數(shù)

大型通用衛(wèi)星平臺(tái)的有限元模型如圖3所示，圖中a為太陽(yáng)翼、b為南艙板、c為服務(wù)艙電池板、d為服務(wù)艙儀器板。分析中主要關(guān)注對(duì)象是南北艙板、服務(wù)艙板，太陽(yáng)翼主要是在熱分析中作為熱傳導(dǎo)的一個(gè)環(huán)節(jié)。模型表面按實(shí)際熱特性建有多層隔熱組件。

圖3 通信平臺(tái)有限元模型

3 主動(dòng)段的熱邊界條件

俄羅斯的質(zhì)子-M運(yùn)載火箭，歐洲的阿里安-5運(yùn)載火箭，印度的“地球同步軌道衛(wèi)星運(yùn)載火箭”，中國(guó)的長(zhǎng)征-3B運(yùn)載火箭，日本的H-2A運(yùn)載火箭，美國(guó)的獵鷹-9運(yùn)載火箭和宇宙神-5火箭都是地球靜止軌道大型通信衛(wèi)星的運(yùn)載工具。中國(guó)采用CZ-3B或CZ-5運(yùn)載火箭發(fā)射地球靜止軌道大型通信衛(wèi)星。如圖4是整流罩內(nèi)的通信衛(wèi)星，在主動(dòng)段內(nèi)衛(wèi)星與整流罩會(huì)有熱交換發(fā)生，并導(dǎo)致通信衛(wèi)星溫度的變化。在主動(dòng)段內(nèi)的大氣中間層內(nèi)有高空大氣對(duì)流[11]，在某些極端情況下會(huì)導(dǎo)致發(fā)射過(guò)程中整流罩溫度升高。當(dāng)發(fā)射過(guò)程產(chǎn)生程序偏離等情況時(shí)，如太陽(yáng)翼延遲展開等也會(huì)導(dǎo)致通信衛(wèi)星發(fā)射主動(dòng)段的熱邊界條件波動(dòng)。圖5是一個(gè)整流罩內(nèi)表面溫度變化情況的簡(jiǎn)化曲線，圖中歸一化地表達(dá)了主動(dòng)段的溫度階段性變化情況，縱坐標(biāo)單位℃。

圖4 整流罩內(nèi)的通信平臺(tái)

圖5 整流罩內(nèi)溫度簡(jiǎn)化曲線

4 平臺(tái)主動(dòng)段熱分析

4.1 拋罩前軌道段

4.1.1拋罩前平臺(tái)熱分布分析

按照前述的大型通信衛(wèi)星平臺(tái)的建模和熱邊界條件，通過(guò)有限元分析，獲得衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布情況如圖6所示。

圖6 拋罩時(shí)的平臺(tái)熱分布

在運(yùn)載火箭拋整流罩時(shí)刻，衛(wèi)星平臺(tái)的熱分布見(jiàn)圖6(a)，是衛(wèi)星平臺(tái)含太陽(yáng)翼的熱分布狀態(tài)，其溫度分布取決于衛(wèi)星表面的熱吸收大小和衛(wèi)星內(nèi)部熱源分布。由于太陽(yáng)翼外露表面沒(méi)有熱控多層，因此其溫度較其它平臺(tái)外露表面溫度略高，約為23 ℃。太陽(yáng)翼為柔性較高部件，其在軌溫度波動(dòng)范圍可達(dá)百余度，因此這里的溫度分析重點(diǎn)不在太陽(yáng)翼。為了表示平臺(tái)的本體溫度分布在圖6(b)中，略去了太陽(yáng)翼，展示了衛(wèi)星平臺(tái)主體部分在拋整流罩時(shí)刻的溫度分布情況，儀器板上的高溫斑外表面溫度為28.166 ℃，該區(qū)域的內(nèi)表面溫度最高為30.683 ℃。內(nèi)外溫差2.5 ℃。圖中顯示南艙板的溫度水平與其它星表基本相同，圖中西艙板上的6處工藝開孔處的溫度比其它艙板外表面的溫度高，約為22 ℃，原因在于其熱慣性小。

4.1.2拋罩前平臺(tái)熱變形

利用前述通信衛(wèi)星平臺(tái)的熱分析結(jié)果，采用有限元建模分析方法，進(jìn)一步開展平臺(tái)的熱變形分析，其分析結(jié)果如圖7所示。

圖7 拋罩時(shí)的平臺(tái)熱變形

從熱變形的狀態(tài)可知，衛(wèi)星平臺(tái)的最大變形發(fā)生在服務(wù)艙儀器板上，這與拋整流罩時(shí)刻的平臺(tái)熱分布相符，見(jiàn)圖6(b)。在拋整流罩時(shí)刻平臺(tái)的該處溫度最高，導(dǎo)致的熱變形也最大，變形量0.185 mm。

從圖7的衛(wèi)星平臺(tái)熱變形圖中明顯看到服務(wù)艙儀器板產(chǎn)生了顯著的翹曲，這正是3D艙板建模的效果。

4.2 星箭分離前軌道段

4.2.1星箭分離前平臺(tái)熱分布分析

星箭分離時(shí)刻的熱分布如圖8所示，圖8(a)展示的是衛(wèi)星平臺(tái)含太陽(yáng)翼的溫度分布，可見(jiàn)最高溫度發(fā)生在服務(wù)艙儀器板上，溫度50.8 ℃。最低溫度發(fā)生在太陽(yáng)翼上，溫度-87.3 ℃。

同樣是由于太陽(yáng)翼為柔性較高部件，其在軌溫度波動(dòng)范圍可達(dá)百余度，因此這里的溫度分析重點(diǎn)不在太陽(yáng)翼。為了表示平臺(tái)的本體溫度分布，在圖8(b)中，略去了太陽(yáng)翼，展示了衛(wèi)星平臺(tái)主體部分在星箭分離時(shí)刻的溫度分布情況，顯示南板艙的溫度水平與其它星表基本相同，圖中西艙板上的6處工藝開孔處的溫度也予以略去。圖8(b)中，略去太陽(yáng)翼后的衛(wèi)星平臺(tái)主體部分最高溫度仍在服務(wù)艙儀器板，溫度50.8 ℃。最低溫度發(fā)生在平臺(tái)南板上部，溫度-11.9 ℃。因?yàn)檫@一部分衛(wèi)星表面朝向4 K冷空間。

圖8 星箭分離時(shí)刻的平臺(tái)熱分布

4.2.2星箭分離前平臺(tái)熱變形

利用前述通信衛(wèi)星平臺(tái)的熱分析結(jié)果，采用有限元建模分析方法，進(jìn)一步開展平臺(tái)的熱變形分析，其分析結(jié)果如圖9所示。

圖9 星箭分離時(shí)刻的平臺(tái)熱變形

由圖9可知，衛(wèi)星平臺(tái)的最大變形發(fā)生在服務(wù)艙儀器板上，這與星箭分離時(shí)刻平臺(tái)的熱分布相符，見(jiàn)圖8(b)。在星箭分離時(shí)刻平臺(tái)在該處溫度最高，導(dǎo)致的熱變形也最大，變形量0.506 mm。

從圖9的衛(wèi)星平臺(tái)熱變形圖中明顯看到服務(wù)艙板產(chǎn)生了顯著的翹曲，這正是3D艙板建模的效果。

5 熱分析與熱試驗(yàn)的結(jié)果比較

將衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道熱平衡試驗(yàn)結(jié)果和本文較極端的熱邊界條件的星箭分離時(shí)刻熱分析結(jié)果列入表2。

表2 熱試驗(yàn)與熱分析的溫度比較

衛(wèi)星轉(zhuǎn)移軌道熱平衡試驗(yàn)結(jié)果是在正常衛(wèi)星運(yùn)行條件下獲得的熱試驗(yàn)結(jié)果，有主動(dòng)熱控功能，太陽(yáng)翼正常展開。本分析則是在發(fā)射中整流罩內(nèi)溫度條件偏高，太陽(yáng)翼延遲展開情況下的結(jié)果。從表2的分析結(jié)果可知，通信艙的溫度分析結(jié)果偏低，原因是在轉(zhuǎn)移軌道通信艙的設(shè)備處于工作狀態(tài)的少，分析中未開主動(dòng)溫控。服務(wù)艙的分析結(jié)果溫度偏高，主要是因?yàn)樵趻佌髡值叫羌蛛x階段服務(wù)艙的工作設(shè)備較多，熱耗較大，但散熱面被太陽(yáng)翼遮擋，溫度比試驗(yàn)結(jié)果偏高。

6 結(jié) 論

本文的研究是在發(fā)射的自然條件導(dǎo)致整流罩的內(nèi)表面溫度出現(xiàn)較為極端的溫度和衛(wèi)星發(fā)射工作程序有偏離的情況下，衛(wèi)星平臺(tái)的力熱性能保持情況。通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)衛(wèi)星可能存在的較薄弱環(huán)節(jié)，以便對(duì)這些環(huán)節(jié)有所認(rèn)識(shí)，進(jìn)而有所預(yù)防，同時(shí)也為衛(wèi)星技術(shù)狀態(tài)的不斷演進(jìn)提供改進(jìn)方向。

1)從對(duì)衛(wèi)星主動(dòng)段的力熱研究結(jié)果看，在較常態(tài)工作程序有一定偏離時(shí)，衛(wèi)星平臺(tái)的溫度條件尚能夠保持在要求的溫度范圍內(nèi)。分析得到的最高溫度50.8 ℃，最低溫度-11.89 ℃，未超出衛(wèi)星的極限溫度要求，表明衛(wèi)星的熱性能有一定保持能力。

2)從對(duì)衛(wèi)星主動(dòng)段的形狀精度的研究結(jié)果看，在邊界條件較常態(tài)有一定偏離時(shí)，衛(wèi)星平臺(tái)的溫度會(huì)偏離試驗(yàn)中所獲得的結(jié)果，這些變化會(huì)反映到平臺(tái)結(jié)構(gòu)精度的變化上。從結(jié)構(gòu)精度保持情況看，艙板的最大變形在拋罩時(shí)刻為0.185 mm。在星箭分離時(shí)刻結(jié)構(gòu)的最大變形量為0.506 mm，已經(jīng)接近結(jié)構(gòu)局部精度的要求量級(jí)，應(yīng)該給予關(guān)注。

3)從本文的衛(wèi)星平臺(tái)力熱性能的分析方法看，采用3D艙板模型進(jìn)行衛(wèi)星平臺(tái)結(jié)構(gòu)熱變形分析，其結(jié)果達(dá)到了盡可能深入、全面地反映衛(wèi)星結(jié)構(gòu)熱變形的目的，揭示出艙板厚度方向溫差的存在，這一溫差的存在將導(dǎo)致艙板的翹曲，可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)局部平面度超差，并且翹曲的形式在拋罩和星箭分離時(shí)在儀器板上完全相反，這也意味著它將是潛在的熱振動(dòng)的振源。