基于集成电子设备的微小飞行器热控设计及分析

王 瑾，刘小旭，陆浩然，李德富，巩萌萌

(1．北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2．中国运载火箭技术研究院 研究发展中心，北京 100076)

基于集成电子设备的微小飞行器热控设计及分析

王 瑾1，刘小旭1，陆浩然1，李德富1，巩萌萌2

(1．北京宇航系统工程研究所，北京 100076；2．中国运载火箭技术研究院 研究发展中心，北京 100076)

随着航天器轻量化以及微型化发展趋势，微小飞行器作为一种高功能性、低成本的航天器得到了广泛的关注，同时微小飞行器电子设备集成化以及轻量化会给热控系统带来设计难度。针对某微小飞行器的轨道参数和结构性能，提出了采取等温化以及机-电-热一体化的热设计方案，并通过Thermal Desktop软件建立飞行器在轨状态的热模型，仿真分析飞行器的高温和低温极端外热流工况以及瞬态温度分布。仿真结果表明，采取的热控方案能够解决该类微小飞行器的热设计难题。

微小飞行器；热模型；外热流；瞬态温度分布

0 引言

随着计算机、微电子机械、新材料、微纳米、高密度能源及空间推进技术的迅速发展，卫星的重量和尺寸显著减小。以微小飞行器为代表的微小型航天器以一种全新的设计理念成为航天领域最活跃的研究方向，并广泛应用于数据通信与传输、地面与空间环境监测、导航定位及科学实验以及数据通信与传输等诸多领域[1]。但是微小飞行器重量轻、体积小的同时会给电子设备热控制带来一定的困难，主要是高热流密度和低热惯性两方面[2-4]。

本文以某立方型架构的微小飞行器为例，针对电子设备散热问题，通过Thermal Desktop建立其在轨状态下的节点网络热模型，进行散热面设计以及外热流分析，采取等温化以及机-电-热一体化的热设计方案，仿真模拟了该方案下的飞行器瞬态温度场以及单机热环境。

1 飞行器设计状态

1.1 飞行器概况

该微小飞行器结构采用分舱式设计，主要由电源舱、控制舱和载荷舱等部分组成。电气系统采用一体化设计，其核心为两块双机冷备份的数管计算机，其他模块或部件包括姿态控制、测控、电源、任务载荷等都直接连接到数管计算机外部接口上。电子设备包括反作用飞轮、三轴陀螺、电源系统(DCDC模块、蓄电池以及电源控制器)、任务管理组合、相机、GPS接收机、测控设备等，总重量约30 kg。图1为某微小飞行器的结构布局图。

图1 某微小飞行器的结构布局简图

1.2 设备工作温度要求

飞行器电子设备温控范围见表1。

表1 仪器设备温控范围

注：()表示储存温度范围，其余代表工作温度范围。

1.3 轨道环境分析

飞行器运行在一个140 km×400 km的椭圆形低地球轨道上，轨道倾角约为40.7°，近地点辐角为51°，升交点经度为19°，分离时刻真近点角为20°。

1.3.1 轨道外热流

考虑飞行器在一年中任意时刻发射，根据飞行弹道数据可以计算获得太阳光矢量与轨道之间的夹角，即β角的变化规律。

图2(a)为飞行器在一年内任意时刻入轨的β角变化规律。其中，β角变化范围为-64.5°～64.5°。图2(b)为2016年一年不同入轨时刻下的飞行器在轨地影时间。表2为飞行器在140 km×400 km椭圆轨道下的轨道周期以及地影时间。

表2 轨道周期及地影时间

根据飞行器一年内的在轨地影时间和β角分析，可知针对椭圆轨道，其外热流极端高温工况为β角最大以及地影时间最小时刻，极端低温工况为β角最小以及地影时间最大时刻，表3列出了飞行器在轨极端外热流工况。

表3 飞行器分离后极端工况条件

图2 2016年一年飞行器在轨β角及地影时间变化曲线

1.3.2 散热面设计

表4列出了不同β角下飞行器本体各个表面所接收到的太阳辐射、地球反照辐射以及地球红外辐射之和，初始设计飞行器本体各个表面的外表面属性为太阳吸收比0.13，红外发射率0.13。从表4可以得出：

(1)在β=0°时到达-Z面的外热流最大，最高可达152.43 W/m2，并且平均外热流值也较高，外热流变化幅度较大。其余几个面所接受到的外热流基本相同，都相对较小，均在18～33 W/m2左右；

(2)β=64.5°工况下，-Y面接受到的外热流最大，为233.85 W/m2，并且变化幅度较大，平均外热流达到167.99 W/m2，到达-Z面、+X面和+Z面的外热流比较平均，均在100 W/m2左右，+Y面受太阳照射最小，外热流最大值为25.91W/m2，-X面由于安装展开面，考虑到展开面的遮挡效应，表面接受的外热流最小；

表4 不同β角的太阳辐射与地球反照辐射之和(对地定向) (W/m2)

(3)综上述所，无论在β=0°还是β=64.5°工况下，+Y面所接受的外热流为最小，且变化比较平均，+X面次之；-Z面在β=0°时外热流达到最大值，-Y面在β=64.5°时所接受到的外热流最大。因此，初步设计选取+Y面为散热面。

2 热控设计方案

2.1 热控设计难点

(1)分离前与箭体在轨时间长。在进入预计轨道之前，搭载上面级长时间飞行。由于长时间飞行段电气设备不加电，导致电气设备面临低温环境。

(2)任务管理组合一体化设计。由于微小飞行器体积小，空间有限，采取任务管理组合对飞行器进行统一管理。

2.2 热控措施

为了节约星上资源以及轻量化设计，热控系统只采用被动热控措施。首先采取表面热特性控制、热传导设计以及热排散的合理布局等实现飞行器舱内的等温化设计；其次，对大功率电子芯片采取机-电-热一体化的设计思路。具体采取的热控措施包括飞行器舱壁包覆多层隔热组件，外表面采用单面镀铝聚酰亚胺薄膜，薄膜面朝外；飞行器舱壁内表面喷涂SR107白漆；+Y面为散热面，散热面外表面喷涂SR107白漆；载荷安装面与金属骨架、横梁安装面涂导热脂；飞行器分离机构与固定装置上端面固连，安装面与固定装置之间垫隔热垫；分离机构采取包覆多层隔热组件的方法进行隔热，外表面采用单面镀铝聚酰亚胺薄膜，镀铝面朝外；对任务管理组合进行单独的热设计，在PCB板进行设计时考虑铺铜，将大功率元件布置在靠近边缘位置利于导热，并且在PCB板周围安装铜条，加强与舱壁的导热。

2.3 热控重量统计

某微小飞行器所用的热控产品主要有多层隔热组件和涂层。经统计，热控重量0.8 kg左右，仅占整星重量的2.7%。

3 热分析计算

3.1 热网络模型建立

3.1.1 模型简化与处理

在航天器热分析过程中，普遍采用的是建立热网络数学模型，用有限差分方法进行计算。选用Sinda/Fluint进行热计算。为了计算方便，作出以下假设：对于星内电气设备，忽略内部结构，视为等温体；不考虑星内仪器电缆设备以及紧固件，如星内电缆线、连接件、电连接器以及螺钉等；各表面当作灰体处理，不考虑表面之间的镜面反射，表面辐射满足Lambert定律；地球是一个均匀的球形热辐射平衡体，各处的红外辐射相同，太阳光为平行光；仪器与安装板之间的接触热阻传热系数取干接触界面为50 W/(m2·K)，湿接触界面为400 W/(m2·K)；把多层隔热材料整体地看成一种结构连续、性质均匀的实体，其传热性能采用常值当量导热模拟。

3.1.2 节点的划分与节点特性

节点划分依据以下原则：

(1)对各个舱段侧板采用等分法划分节点单元；

(2)一般设备视为一个等温体，作为一个扩散节点，节点温度代表了等温控制体的平均温度；

(3)对关键的散热部位或漏热部位，适当细分节点。

根据模型简化及节点划分原则，对飞行器进行节点划分，节点示意图如图3所示。

图3 热模型节点示意图

3.1.3 材料热物性参数

计算用的热控材料的物性参数见表5。

表5 热控材料物性参数

注：*表示数值为多层的当量导热系数

3.2 温度瞬态分析

表6列出了控温范围满足情况统计。图4给出了结构和仪器设备温度变化曲线。

表6 总体控温范围满足情况统计

图4 不同工况下仪器设备的温度变化曲线

根据计算结果分析可以看出：(1)仪器设备温度均在要求的范围之内，说明热控设计合理有效；(2)相比较其他仪器设备，DCDC模块、GPS天线、测控天线温度变化较为剧烈，这是由于DCDC模块直接安装在+Y面上，+Y面为散热面，散热面直接受空间外热流的影响，温度变化幅度较大，因此DCDC模块相较其他设备温度变化较大。GPS天线、测控天线无遮挡，直接面对空间环境，受外热流影响温度变化剧烈，说明在飞行器外表面包覆多层隔热组件能够有效抵挡外部环境激烈变化带来的影响；(3)对于微小飞行器，采取被动热控措施(多层、涂层以及导热等)，可以成功解决微小飞行器的高热流密度、低热惯性的热控问题。

4 结论

本文针对某微小飞行器的热控输入，采用被动热控措施对其进行热控设计，建立了飞行器的几何数学模型和热数学模型，得到了在轨外热流以及瞬态温度场分布，模拟了飞行器仪器设备的热环境。仿真结果表明仪器设备温度均满足温度指标要求，结果可为其他微小飞行器的热分析提供借鉴。

[1] 廖文和.立方体卫星技术发展及其应用[J].南京航空航天大学学报,2015,47(6):792-797.

[2] 刘佳,李运泽,常静,等.微小卫星热控系统的研究现状及发展趋势[J].航天器环境工程,2011,28(1):77-82.

[3] 丁延卫,付俊明,尤政.纳型卫星热控系统设计与仿真[J].系统仿真学报, 2006,18(1): 169-172.

[4] 潘增富.微小卫星热控关键技术研究[J].航天器工程,2007,16(2):16-21.

Design and analysis of thermal control for micro spacecraft based on integrated electronic equipment

Wang Jin1，Liu Xiaoxu1, Lu Haoran1,Li Defu1, Gong Mengmeng2

(1.Beijing Institute of Aerospace System Engineering,Beijing 100076，China;2．Research and Development Center,China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China)

With the development trend of lightweight and miniaturization of spacecraft, micro spacecraft as a kind of high functionality and low cost spacecraft has been widely concerned, meanwhile the advantage will bring some difficulties for the design of the thermal control system. Firstly, this paper put forward the thermal control measures according to a micro spacecraft orbit parameters and structure performance to solve the thermal control problems. Then, the in-orbit thermal model of micro spacecraft is established by Thermal Desktop software which can simulate the high and low temperature extreme heat flux conditions and the transient temperature distribute. The simulation results show that the thermal control scheme can solve the problems of thermal design.

micro spacecraft; thermal model; heat flux; transient temperature distribute

V416

A

10.19358/j.issn.1674- 7720.2017.07.027

王瑾，刘小旭，陆浩然，等.基于集成电子设备的微小飞行器热控设计及分析[J].微型机与应用，2017,36(7)：91-94.

2016-12-13)

王瑾(1988-)，通信作者，女，博士研究生，工程师，主要研究方向：航天器热控制及热管理。E-mail:wj820buaa@163.com。

刘小旭(1982-)，男，硕士，工程师，主要研究方向：航天器热控制及空间环境设计。

陆浩然(1982-)，男，硕士，高级工程师，主要研究方向：空间飞行器总体设计及微小卫星总体设计。