陶家生，林驍雄，鐘紅仙，王浩攀

（中國空間技術研究院 通信與導航衛(wèi)星總體部，北京 100094）

0 引言

為了盡可能確保GEO 衛(wèi)星的發(fā)射成功，不應忽視其在轉移軌道段的潛在熱風險。熱控除了應保證衛(wèi)星平臺處于規(guī)定的工作溫度外，也應保障衛(wèi)星的結構精度。對于高價值的大型衛(wèi)星，應對潛在的風險因素進行必要的分析研究。

本文以大型GEO 通信衛(wèi)星為例，開展衛(wèi)星平臺熱分析。首先對大型通信衛(wèi)星平臺的構型進行簡單歸納，將歸納出的一般性構型作為研究對象；然后采用有限元分析方法，研究在假定不利條件下，5 種典型熱狀態(tài)下的平臺熱分布。

1 大型通信平臺的共性結構與構型

GEO 通信衛(wèi)星作為一類重要衛(wèi)星，主要有歐洲的Astrium 平臺的通信衛(wèi)星（圖1 為2020 年發(fā)射的Ka 波段W6A 通信衛(wèi)星），美國的柔性太陽翼通信衛(wèi)星，俄羅斯的“快訊”-AM8 通信衛(wèi)星，印度的GSAT-6 通信衛(wèi)星，以及中國的“亞太九號”“東方紅四號”通信衛(wèi)星等。這些大型通信衛(wèi)星平臺大都采用長方體構型，為了提高結構重量效率，其主要結構普遍采用復合材料，如鋁合金蒙皮鋁蜂窩復合材料、碳蒙皮鋁蜂窩復合材料等。在利用有限元分析方法進行結構熱分析時，復合材料的采用增加了衛(wèi)星平臺熱性能預示的復雜度，故為了提高分析效率一般采用殼單元表征艙板結構，但這一方法忽略了艙板厚度方向的熱梯度。為此，本文的有限元分析中采用3D 艙板，能更好地預示熱分布對衛(wèi)星結構精度的影響，為衛(wèi)星機構運動順利與否、搭接零部件的可靠與否等提供分析依據，也作為進一步的熱變形分析以及力熱綜合變形分析的基礎條件。

圖1 W6A 通信衛(wèi)星Fig. 1 The Ka-SAT satellite W6A

2 特定研究條件

GEO 通信衛(wèi)星發(fā)射過程中可能遭遇以下不利情況：

1）發(fā)射時，發(fā)射場局地上空的大氣環(huán)流和氣象條件出現(xiàn)極端現(xiàn)象，如高空大氣強對流，導致衛(wèi)星在整流罩內遭遇較極端的高溫條件；

2）衛(wèi)星在轉移軌道段出現(xiàn)與設定工作程序的偏離，如太陽電池陣延遲展開。

本研究針對以上不利條件開展衛(wèi)星平臺熱分析。在轉移軌道段，衛(wèi)星平臺有5 個具有特征意義的熱狀態(tài)節(jié)點——拋整流罩、星箭分離、出地影時刻、南/北太陽電池陣受照時刻。拋整流罩和星箭分離是運載形成的2 個特征點，有不同的熱邊界條件，拋整流罩前運載和有效載荷之間的熱交換將使熱性能研究變得較為復雜；出地影時刻是衛(wèi)星在轉移軌道經歷的一個自然熱邊界條件的特征點，它體現(xiàn)了衛(wèi)星熱邊界狀態(tài)的劇烈變化。南/北太陽電池陣受照時刻則是衛(wèi)星在轉移軌道的典型狀態(tài)，在太陽電池陣尚未展開的條件下，由于太陽電池陣沒有熱控多層，衛(wèi)星受照一側處于對陽光的最大吸收狀態(tài)，而與之對應的另一側則處于熱輻射出射最強的狀態(tài)。

NASA 認為一般的電子設備工作環(huán)境溫度應保證在-15～50 ℃，整星熱控可按實際情況留出約5 ℃的調整裕度。

3 GEO 平臺熱分析建模

3.1 星箭模型

大型通信衛(wèi)星平臺的構型普遍采用長方體形狀，作為主承力構件的承力筒采用碳蒙皮鋁蜂窩復合材料，承力筒下部的對接框采用鋁合金材料，南北艙板采用鋁合金蒙皮鋁蜂窩復合材料，東西艙板和水平艙板采用碳蒙皮鋁蜂窩復合材料。本研究以艙板作為主要關注對象，采用3D 艙板建模并進行均質化處理，以便更全面地反映平臺結構的溫度分布。

對長方體構型平臺進行有限元建模如圖2，主要分析對象為南/北通信艙板、服務艙電池/儀器板，太陽電池陣主要作為熱分析中的一個熱傳導環(huán)節(jié)，模型表面按實際衛(wèi)星平臺的多層包覆熱特性處理。

圖2 通信衛(wèi)星平臺有限元模型Fig. 2 Finite element model of the communication satellite platform

3.2 熱邊界條件

圖3 所示為整流罩內的通信衛(wèi)星平臺模型，發(fā)射過程中，衛(wèi)星平臺與整流罩之間存在熱交換，并將導致通信衛(wèi)星的溫度變化。

圖3 整流罩內的通信衛(wèi)星平臺Fig. 3 Model of the communication satellite platform inside the fairing

由于GEO 衛(wèi)星于入夜發(fā)射，在星箭分離10 min后出地影，衛(wèi)星處于太陽輻照、地球反照及4 K 冷空間背景之下，衛(wèi)星姿態(tài)慢旋從北板受照到南板受照用時25 min。

在GEO 衛(wèi)星平臺的5 個典型熱狀態(tài)中，拋整流罩前，衛(wèi)星的熱環(huán)境由運載的整流罩提供，圖4所示為主動段內高空大氣強對流的情況下，整流罩內表面溫度在主動段內階段性變化情況的歸一化曲線，其橫坐標是由發(fā)射時刻至拋罩時刻的歸一化時間。

圖4 整流罩內表面溫度變化曲線Fig. 4 Curve of temperature of the inner surface of the fairing

從拋整流罩至星箭分離時刻軌道段，衛(wèi)星平臺的熱環(huán)境主要面向冷空間，僅有平臺的背地面朝向運載。此時軌道較低，有地球的反照作用。

從星箭分離至出地影時刻，衛(wèi)星平臺的6 個面除受地球的反照外，完全朝向冷空間，且隨軌道高度的不斷升高，地球反照的作用也逐漸減小。在軌道建模中，出地影時刻為衛(wèi)星平臺的-

y

（北）太陽電池陣受照狀態(tài)。從出地影時刻至+

y

（南）太陽電池陣受照前，衛(wèi)星平臺的邊界條件由冷空間背景、地球反照和太陽輻照綜合決定。

從星箭分離時刻起，衛(wèi)星平臺處于不斷慢旋的狀態(tài)，平臺的溫度分布與此因素密切相關。

4 平臺的熱分析結果

4.1 從發(fā)射至拋整流罩階段

在此階段衛(wèi)星平臺的熱邊界條件由整流罩提供，整流罩內表面的溫度如圖4 所示。通過對圖3的星箭模型分析，獲得衛(wèi)星平臺熱分布如圖5 所示。圖5(a)中的粉色南太陽電池陣是衛(wèi)星+

y

向，開有工藝孔的東側板是衛(wèi)星的+

x

向，向上的方向是衛(wèi)星的+

z

向。

圖5 拋整流罩時的平臺熱分布Fig. 5 Platform temperature distributions of the platform upon jettison of fairing

圖5 顯示：兩側的太陽電池陣溫度較高，南、北太陽電池陣的溫度分別約為23 ℃和24 ℃，原因是太陽電池陣表面沒有熱控多層，吸收系數較大；其次是服務艙板溫度較高，原因是在此軌道段服務艙的設備開機工作的較多，熱耗大于其他艙段。從圖中還可看到服務艙板的高溫具有小的區(qū)域性，其原因是設備局部熱耗集中。東、西艙板（+

x

、-

x

向）的局部高溫處是艙板上的工藝孔處，溫度約為22 ℃，其原因是此處材料的熱慣性小。衛(wèi)星平臺的其余外表面溫度基本約為20 ℃，與發(fā)射時的溫度較為接近，其原因是這些表面都包覆有熱控多層。

太陽電池陣為大型柔性部件，在軌允許溫度波動范圍大；考慮本次熱分析的主要對象是衛(wèi)星平臺本體溫度的變化，因此，在圖6 中展示了略去太陽電池陣后的拋整流罩時刻的平臺本體熱分布。圖6顯示：通信艙南、北板的溫度基本保持了發(fā)射時的溫度，約為20 ℃。其原因在于雖然通信艙南、北板有熱輻射能力，但在發(fā)射至拋整流罩階段，其被太陽電池陣遮擋，形成了相當于衛(wèi)星平臺本體的內部環(huán)境。圖中為數不多的局部高溫區(qū)，是因為少量設備在發(fā)射至拋整流罩軌道階段處于開機工作狀態(tài)，同時又被太陽電池陣完全遮擋，處于不易散熱狀態(tài)。比較圖6(b)和圖5(b)的服務艙板區(qū)域，在圖5(b)的服務艙板外表面最高溫處，溫度為28.17 ℃，對應區(qū)域的內表面溫度為30.68 ℃，內外溫差約2.5 ℃。

圖6 拋整流罩時的平臺本體熱分布Fig. 6 Temperature distributions on the main part of the platform upon jettison of fairing

4.2 從拋整流罩至星箭分離階段

圖7 是星箭分離時刻的衛(wèi)星平臺外表面熱分布情況。從圖7(a)可見，南太陽電池陣溫度最低，約為-87.31 ℃。從圖7(b)可見，北太陽電池陣溫度最低，約為-51.1 ℃。衛(wèi)星平臺的其余表面溫度約為16 ℃。該軌道段的衛(wèi)星平臺外表面溫度低于從發(fā)射至拋整流罩階段，是因為從拋整流罩時刻起衛(wèi)星平臺的外表面即面向冷空間，僅個別方向（如北太陽電池陣方向）受到地球反照的作用。這與拋罩前的平臺熱邊界條件完全不同。

圖7 星箭分離時刻的平臺熱分布Fig. 7 Temperature distributions on the platform upon SC/LV separation

圖8 中展示了略去太陽電池陣的星箭分離時刻平臺本體的熱分布。圖8 顯示：通信艙南、北板的溫度與拋罩前的狀態(tài)不同，通信艙南板的溫度約為13 ℃，通信艙北板的溫度約為18 ℃，溫度相差5 ℃。通信艙南、北板的上部邊緣都出現(xiàn)了低溫區(qū)域，南艙板上部低溫區(qū)的溫度約為-10 ℃，北艙板上部低溫區(qū)的溫度接近0 ℃，是因為通信艙南、北板上部面向冷空間所致。其余艙板外表面溫度約為15 ℃。背地板溫度平均約為17 ℃，是由于受運載對接面相互熱輻射的影響。

圖8 星箭分離時刻的平臺本體熱分布Fig. 8 Temperature distributions on the main part of the platform upon SC/LV separation

從圖8(a)可見，服務艙儀器板溫度較高，平均接近30 ℃。其原因是該艙板上的工作設備多，熱耗較大，又被太陽電池陣遮擋，熱量不易輻射出去。

從圖8(b)可見，服務艙儀器板局部溫度高，外表面溫度達到48.35 ℃。其原因亦為此處工作設備熱耗集中，又被太陽電池陣遮擋，熱量不易輻射出去。

對比圖8 和圖6 可見，拋整流罩至星箭分離軌道段較之發(fā)射至拋整流罩軌道段，平臺本體的溫度分布范圍有了顯著擴大，最高溫度50.84 ℃，最低溫度-11.89 ℃，但距第2 章所述整星熱控溫度范圍要求尚有余量。

4.3 轉移軌道出地影時

從星箭分離至轉移軌道出地影前，衛(wèi)星環(huán)境一直處于低溫狀態(tài)，出地影后才能受到陽光照射。按照當前的星箭熱分析模型，在衛(wèi)星出地影時刻，衛(wèi)星的姿態(tài)是北太陽電池陣方向受照。

在出地影時刻衛(wèi)星平臺的熱分布如圖9 所示。由圖9(a)可見，衛(wèi)星的最低溫度出現(xiàn)在南太陽電池陣表面，溫度-95.10 ℃，較星箭分離時刻的-87.31 ℃，明顯降低。這是因為太陽電池陣表面既沒有熱控多層，也未受到陽光照射。由圖9(b)可見，衛(wèi)星的北太陽電池陣表面溫度約為-36 ℃，因為在轉移軌道出地影時刻，該太陽電池陣對太陽可見，故其溫度比另一側的南太陽電池陣溫度高。

圖9 轉移軌道出地影時刻的平臺熱分布Fig. 9 Temperature distributions on the platform upon exiting from the Earth’s shadow

略去太陽電池陣和東西板上的工藝孔后，衛(wèi)星平臺本體的熱分布如圖10 所示。比較圖10 與圖8可知，通信艙南、北板的溫度均比星箭分離時有所下降，通信艙南板的溫度約為9 ℃，通信艙北板的溫度約為15 ℃，溫差為6 ℃。通信艙南、北板的上部邊緣都出現(xiàn)低溫區(qū)域，且溫度比星箭分離時更低，南艙板上部低溫區(qū)溫度約為-14 ℃，北艙板上部低溫區(qū)的溫度接近-1 ℃。其余艙板外表面溫度約為13 ℃。背地板平均溫度也接近13 ℃，此時背地板已經沒有與運載對接面的輻射換熱。

從圖10(a)可見，服務艙儀器板溫度有所降低，平均約為20 ℃。這是因為該艙板朝向冷空間，雖有部分被太陽電池陣遮擋，但長時間的熱輻射出射，使其溫度下降。該服務艙儀器板-

x

側邊緣部分在艙板厚度方向上出現(xiàn)5 ℃的溫度梯度，顯示出3D 艙板的采用對于衛(wèi)星平臺結構板溫度狀態(tài)具有更加深入的揭示能力。

從圖10(b)可見，服務艙儀器板仍然保持了局部高溫狀態(tài)，高溫處的艙板外表面溫度為48.29 ℃。這是因為該艙板上的工作設備熱耗集中，又被太陽電池陣遮擋，熱量不易輻射出去，且在出地影時刻該艙板為受照狀態(tài)。

對比圖10 和圖8 可見，出地影時的平臺本體溫度較星箭分離時刻的溫度略有降低。

圖10 轉移軌道出地影時刻的平臺本體熱分布Fig. 10 Temperature distributions on the main part of the platform when exiting from the Earth’s shadow

4.4 轉移軌道南板受照時

自星箭分離時刻起，衛(wèi)星建立起姿態(tài)緩變的巡航姿態(tài)；此后，衛(wèi)星將從出地影時的北板受照狀態(tài)緩變到南板受照狀態(tài)。南板受照時衛(wèi)星平臺的熱分布如圖11 所示。由圖11(a)可見，在衛(wèi)星南板受照時，由于太陽電池陣沒有熱控多層，南太陽電池陣的溫度由出地影時的-95.10 ℃劇烈升至79.81 ℃，溫度變化達175 ℃。由圖11(b)可見，北太陽電池陣的溫度由其受照時的約-36 ℃降至-80.79 ℃，也有約45 ℃的較大降幅。

圖11 轉移軌道南板受照時刻的平臺熱分布Fig. 11 Temperature distributions of the platform when+y board is illuminated

略去太陽電池陣和東西板上的工藝開孔后，衛(wèi)星平臺的本體熱分布如圖12 所示。比較圖12 與圖10 可知，在衛(wèi)星姿態(tài)緩變的循環(huán)中以及在衛(wèi)星熱控多層的保護下，衛(wèi)星平臺本體的溫度已漸趨穩(wěn)定——出地影北板受照時衛(wèi)星本體的溫度是50.84～-14.51 ℃，衛(wèi)星南板受照時衛(wèi)星本體的溫度是48.73～-11.22 ℃，后者較前者的溫度上限和下限分別下降了約2 ℃和3 ℃。

圖12 轉移軌道南板受照時刻的平臺本體熱分布Fig. 12 Temperature distributions on the main part of the platform when +y board is illuminated

由圖12(a)可見，通信艙南板的溫度約為7.5 ℃，與出地影北板受照時相比降低了約2 ℃。服務艙南儀器板的平均溫度約為24 ℃，比出地影北板受照時升高了約4 ℃。其原因在于服務艙板是熱控輻射面，且較大部分未受太陽電池陣遮擋，此時是受照狀態(tài)。

由圖12(b)可見，通信艙北板的平均溫度約為11 ℃，與出地影北板受照時相比降低了約4 ℃。服務艙北儀器板的局部高溫處的艙板外表面溫度為46 ℃，比出地影北板受照時降低了約2 ℃，溫度變化較小，原因是該處艙板受太陽電池陣遮擋。

圖12 中平臺本體的其余艙板外表面溫度約為11 ℃，與出地影時相比降低了2 ℃，溫度變化較小。

4.5 轉移軌道北板受照時

在轉移軌道衛(wèi)星從南板受照狀態(tài)緩變到北板受照狀態(tài)時，衛(wèi)星平臺的熱分布如圖13 所示。由圖13(a)可見，在衛(wèi)星北板受照時，南太陽電池陣表面溫度由南板受照時的約79.81 ℃降至-71.8 ℃，溫度變化達152 ℃。由圖13(b)可見，北太陽電池陣表面溫度由南板受照時的約-80.79 ℃升至75.73 ℃，溫度變化達157 ℃。溫度劇烈變化的原因是太陽電池陣表面沒有熱控多層。

圖13 轉移軌道北板受照時刻的平臺熱分布Fig. 13 Temperature distributions on the platform when-y board is illuminated

略去太陽電池陣和東西板上的工藝開孔后，衛(wèi)星平臺本體的熱分布如圖14 所示。比較圖14 與圖12可知，在衛(wèi)星姿態(tài)緩變的循環(huán)中以及在衛(wèi)星熱控多層的保護下，衛(wèi)星平臺本體的溫度變化較小——南板受照時衛(wèi)星本體的溫度是48.73～-11.22 ℃，北板受照時衛(wèi)星本體的溫度是51.68～-16.35 ℃，后者較前者的溫度上限和下限都擴大了約5 ℃。

圖14 轉移軌道北板受照時刻的平臺本體熱分布Fig. 14 Temperature distributions on the main part of the platform when -y board is illuminated

由圖14(a)可見，通信艙南板的溫度約為8 ℃，與南板受照時的溫度基本持平；服務艙南儀器板的平均溫度約為17.4 ℃，比南板受照時的約24 ℃有所降低，原因在于服務艙板是熱控輻射面且較大部分未受太陽電池陣遮擋，此時不是受照狀態(tài)。

由圖14(b)可見，通信艙北板的平均溫度約為10 ℃，比南板受照時降低了約1 ℃，溫度波動不大；服務艙北儀器板的局部高溫處的艙板外表面溫度為49 ℃，比南板受照時升高了3 ℃，溫度變化較小，原因是該處受到太陽電池陣遮擋。

圖14 中平臺主體的其余艙板外表面溫度約為8 ℃，與南板受照時相比降低了3 ℃，溫度變化較小。

5 熱分析與熱試驗的結果比較

有限元模型在北板受照時的熱分析結果和衛(wèi)星在轉移軌道熱平衡工況下的試驗結果對比如表1所示，其中熱分析結果為平均值。

表1 熱試驗與熱分析結果比較Table 1 Comparison between thermal test result and the analysis result

從表1 可見，與熱試驗結果相比，北板受照時，服務艙板溫度的分析結果偏高，通信艙溫度的分析結果偏低。這是由于衛(wèi)星轉移軌道的熱平衡試驗工況是在衛(wèi)星處于正常運行情況下的熱試驗結果，有主動熱控功能，太陽電池陣正常展開，而熱分析中的衛(wèi)星平臺是在發(fā)射中整流罩內溫度條件偏高和太陽電池陣延遲展開的情況下得出的分析結果。熱分析關心的是平臺本體在各典型熱狀態(tài)下的熱性能保持情況，僅反映了各單機設備的熱耗及其產生的時間，未對其詳細一一建模。

6 結束語

對于高價值的大型GEO 通信衛(wèi)星，為了確保其發(fā)射成功，分析了轉移軌道段熱因素誘導的潛在風險。對拋整流罩、星箭分離、出地影時刻和南/北太陽電池陣受照時刻的衛(wèi)星平臺熱分布進行了分析，涵蓋了衛(wèi)星轉移軌道的各種典型熱狀態(tài)，并與衛(wèi)星總體熱試驗的結果進行了比較印證，為抑制工程衛(wèi)星的潛在風險提供參考。從分析的結果看，在自然環(huán)境導致整流罩內溫度偏高、太陽電池陣展開延遲的條件下，衛(wèi)星平臺本體最高溫度出現(xiàn)在北板受照時，服務艙板溫度達51.68 ℃；衛(wèi)星平臺本體最低溫度出現(xiàn)在通信艙南板上部，為-16.35 ℃。這表明大型通信衛(wèi)星平臺對于較極端的熱環(huán)境有一定的溫度保持能力，本體溫度未超出一般熱控要求的范圍。由于本研究主要目的是考察平臺性能，儀器設備單機未一一建模。

本研究中還揭示出一些值得關注的問題：

1）平臺本體溫度距熱控要求溫度裕度不大，高溫裕度僅3.3 ℃，低溫裕度僅3.6 ℃。

2）在采用3D 艙板的熱分析中，在衛(wèi)星出地影時刻，服務艙板厚度方向存在5 ℃的溫度梯度。

3）從轉移軌道的整個軌道的時間維度考慮，南北面的輪流受照循環(huán)狀態(tài)遠未結束，分析至此是與工程實際狀態(tài)相吻合的。后續(xù)狀態(tài)分析的必要性可參考文獻[11]并結合具體工程實際特點決定取舍。鑒于分析工作繁復，此處不再贅述。