空间站空空支架天线热设计与仿真分析

南江红，师雪丽，石同武，刘建坤，李昌龙

（上海航天电子技术研究所，上海 201100）

0 引言

中国载人空间站的核心舱“天和”已于2021 年4 月底发射入轨。空空支架天线位于“天和”核心舱的资源舱外，是核心舱测控与通信分系统的重要组成部分，担负着空间站核心舱与来访飞行器之间的数据传递任务。

空空支架天线处于空间冷热交变环境中，同时，其可靠性和使用寿命还受到核心舱各发动机及来往货运飞船发动机羽流热效应的影响。在空间结构机构相关研究中，热环境的影响已受到广泛关注[1-2]。目前的热控设计主要针对空间外热流或航天器发动机羽流的影响[3-8]，而对于两者的综合热效应研究较少。

本文针对空空支架天线构型及空间热环境进行了被动热控设计，并通过仿真计算研究核心舱飞行姿态、空间外热流、核心舱发动机羽流参数以及热控涂层对天线温度的综合影响，以验证热控措施的合理性，并对空间站核心舱空空支架天线总体热环境提出要求。

1 空空支架天线结构及布局

空空支架天线主要包括空空通信天线、压紧释放装置、展开臂和展开锁定机构，如图1 所示。空空支架天线包括a 机和b 机，对称分布于核心舱资源舱外壁上。

图1 空空支架天线结构外形Fig. 1 Schematic diagram of the space frame antenna

空空支架天线的工作状态包含发射时锁紧态及入轨后展开态。锁紧态如图2 所示，空空支架天线与舱体间有2 个连接面——展开锁定机构底板连接面和压紧释放装置底板连接面。展开态如图3 所示，入轨后空空支架天线展开，只通过展开锁定机构底板连接面固定在核心舱资源舱外壁上。

图2 空空支架天线锁紧态Fig. 2 Locking state of the space frame antenna

图3 空空支架天线展开态Fig. 3 Expanded state of the space frame antenna

2 空空支架天线热控设计

2.1 热环境条件

空空支架天线为收发一体化天线，无内热源，安装于核心舱资源舱外壁上，主要受航天器发动机羽流及空间环境外热流的影响——羽流主要为核心舱发动机及来往货运飞船发动机羽流；外热流为太阳辐射、地球辐射及地球反照等。核心舱存在惯性飞行、轨道系正向飞行和三轴稳定对地定向飞行3 种飞行姿态，飞行中长期使用的是前2 种姿态，第3 种姿态仅用于交会对接，因此热控设计时主要考虑前2 种姿态。

空空支架天线压紧态和展开态下，各发动机开机时长及其对空空支架天线的最大羽流热流密度如表1 所示。

表1 各发动机开机时长及其对空空支架天线的最大羽流热流密度Table 1 The working time of each thruster and the maximum plume heat flux density on the space frame antenna

核心舱偏航主/备份发动机和滚动主/备份发动机开机时，对压紧态空空支架天线的最大羽流热流密度分别为0.34 kW/m2和0.20 kW/m2，低于太阳热流常数，且核心舱单舱惯量小，调姿时发动机点火时间短，因此这2 个工况的羽流热效应较小。轨控发动机开机时对压紧态空空支架天线的最大羽流热流密度为50.75 kW/m2，且轨控发动机的开机时长可能长达1200 s，其热影响极大；但该工况属于故障工况，仅出现在空空支架天线入轨后无法展开时，可通过在空空支架天线前端舱体安装挡流板来防止天线被烧毁。因此，本文不考虑空空支架天线压紧态下的工况。

空空支架天线为展开状态时，货运飞船反推和平移发动机不会同时工作，发动机羽流最大包络为6.54 kW/m2，小于核心舱偏航与轨控发动机组合工况，即后者可覆盖前者，因此本文中的高温工况发动机羽流影响主要分析空空支架天线展开态下的核心舱偏航与轨控发动机组合工况。

2.2 热控设计

根据空空支架天线热控任务及结构特点，采取被动热控设计，初步热控方案如下：

1）通信天线采用铜丝缠绕玻璃钢罩结构，外表面涂覆S781 白漆。S781 白漆具有低吸收发射比（αS=0.18±0.02、εH=0.87±0.02），可减小太阳辐射对通信天线温度的影响；同时其空间性能较稳定，已广泛应用于航天器热控领域[9-10]。

2）压紧释放装置和展开锁定机构组件材料主要采用铝合金和钛合金，其中铝合金组件表面进行光亮阳极氧化热控涂层处理（αS=0.30±0.02、εH=0.70±0.02），钛合金组件表面进行微弧氧化处理（αS＜0.45、εH＜0.88），以减小太阳辐射对组件表面温度的影响。

3）展开臂两端为钛合金法兰，中间为碳纤维方管。展开臂表面包扎15 单元多层隔热组件，以减小外热流及发动机羽流的影响。考虑低地球轨道的原子氧剥蚀效应，多层外表面还覆盖了一层白色防原子氧外用阻燃布。

3 热分析

3.1 热模型

空空支架天线处于真空环境中，主要传热方式为热传导和热辐射。热传导的基本规律是傅里叶定律，其数学模型为

式中：K为导热系数，W/(m∙K)；A为接触面积，m2；L为冷/热两端的距离，m；T1、T2分别为低温、高温部件的温度，K。由此可知，通过机械连接的部件间的换热关系为

式中Kr为接触面导热系数，W/(m2∙K)。

两物体间的辐射换热关系常用斯忒藩-玻耳兹曼定律表示为

式中：εh为高温物体的发射率；σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量，σ=5.67×10-8W/(m2·K4)；Ah为辐射表面积，m2；Th、Tc分别为热面、冷面的温度，K。

为验证空空支架天线热设计的有效性，采用有限元软件建立其热分析模型，如图4 和图5 所示。热仿真采用二维壳单元，接触面建立热耦合，空空支架天线2 处安装底座与核心舱接触面及展开锁定机构内部组件间接触面的导热系数取为100 W/(m2∙K)[2]，展开臂外表面的多层与展开臂间的导热系数取为0.16 W/(m2∙K)。展开态时，空空支架天线展开锁定机构与舱体有效全接触，与舱体接触面温度低温工况下设为-40 ℃，高温工况下设为20 ℃。空空支架天线所用材料热属性及天线各部分温度要求如表2 所示。

表2 空空支架天线材料参数及温度要求Table 2 Material parameters and temperature requirements of the space frame antenna

图4 空空支架天线与核心舱热分析模型Fig. 4 Thermal analysis model of the space frame antenna and the core module

图5 空空支架天线热分析模型Fig. 5 Thermal analysis model of the space frame antenna

3.2 工况选取

根据核心舱飞行姿态及发动机羽流参数，本文热分析中选取了2 种低温工况和6 种高温工况，如表3 所示。低温工况选取核心舱惯性飞行和正向飞行姿态，外热流最小且无发动机羽流加热工况。高温工况选取外热流最大及发动机羽流极大工况。

表3 热分析工况设置Table 3 Condition settings for the thermal analysis

3.3 计算结果

3.3.1 低温工况

低温工况1——核心舱惯性飞行时，夏至太阳光线与轨道面夹角β=60°，太阳光线与通信天线轴线一致，此状态外热流最小，无发动机羽流加热，支架天线处于极端低温工况。该工况下，通信天线、展开臂多层及展开臂瞬态温度曲线如图6 所示：通信天线温度-73.3～-54.3 ℃；展开臂多层表面温度-85.0～-16.9 ℃；展开臂表面受多层保护，温度-79.8～-21.2 ℃，较多层表面高5 ℃左右，且温度变化相比多层表面滞后一定时间。结果表明，惯性飞行时通信天线、展开臂及其多层表面温度均满足±100 ℃的温控指标要求。

图6 低温工况1 组件温度曲线Fig. 6 Temperature curve of the parts under low temperature condition 1

低温工况2——核心舱正向飞行时，夏至太阳光线与轨道面夹角β=±65°，俯仰角偏转±15°，此时两支架天线之一处于无日照热流，且地球红外和反照热流较小，无发动机羽流加热的极端低温工况。该工况下，通信天线、展开臂多层及展开臂瞬态温度曲线如图7 所示：通信天线温度-45.4～-66.9 ℃；展开臂多层表面温度-75.3～-70.7 ℃；展开臂表面受多层保护，温度-68.3～-66.7 ℃，较多层表面高5～7 ℃左右。结果表明，正向飞行时通信天线、展开臂及其多层表面温度均满足±100 ℃的温控指标要求。

图7 低温工况2 组件温度曲线Fig. 7 Temperature curve of the parts under low temperature condition 2

对比分析低温工况1 与低温工况2：核心舱正向飞行时，整个轨道周期内，无日照热流，展开臂及其多层表面温度波动幅度较小，分别为1.6 ℃和4.6 ℃；惯性飞行时，受太阳热流影响，展开臂及其多层表面温度波动幅度较大，分别为58.3 ℃和68.1 ℃；通信天线及展开臂惯性飞行时的极端低温低于正向飞行时的。

3.3.2 高温工况

高温工况下，通信天线受羽流热影响最大，且展开臂多层耐受的温度高达200 ℃，远大于通信天线表面S781 白漆的耐温极限，因此本文对通信天线表面温度变化予以重点关注。

高温工况1——核心舱惯性飞行时，冬至太阳光线与轨道面夹角β=30°，太阳光线垂直于通信天线轴线，此时外热流最大，取1.3 倍偏航与轨控发动机羽流热流密度之和；高温工况2——核心舱正向飞行时，冬至太阳光线与轨道面夹角β=±65°，俯仰角偏转±15°，此时两支架天线之一处于受日照热流、地球红外和反照热流的外热流最大状态，发动机羽流施加同高温工况1。高温工况1 与高温工况2的通信天线温度变化曲线如图8 所示：工况1 下，偏航与轨控发动机同时开机80 s 左右，天线温度由68.6 ℃升至170 ℃以上；轨控发动机开机1200 s时，温度到达峰值175 ℃；受发动机羽流影响，170 ℃以上高温持续1100 s 左右。工况2 下，偏航与轨控发动机同时开机80 s 左右，天线温度由61.7 ℃快速升至130 ℃以上；轨控发动机开机1200 s 时，温度到达峰值165 ℃；受发动机羽流影响，130 ℃以上高温持续1300 s 左右。可见，工况1 与工况2 下通信天线温度到达峰值用时与轨控发动机开机时间相吻合，升温速率最大阶段用时与偏航发动机开机时间相吻合。

图8 高温工况1 和工况2 通信天线温度变化曲线Fig. 8 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 1 and condition 2

对比分析高温工况1 和工况2 通信天线温度变化曲线可知，工况1 的通信天线温度峰值高于工况2 的，说明空空支架天线在核心舱惯性飞行时热控条件较正向飞行时更严酷，因此后续高温工况仿真分析仅需对核心舱惯性飞行姿态予以验证。当轨控发动机与偏航发动机同时开机时，通信天线温度均超过了S781 白漆的耐温极限±100 ℃。因此高温工况3 和工况4 对比分析了核心舱惯性飞行轨控发动机与偏航发动机单独开机时，通信天线表面温度变化情况。

高温工况3 和工况4 均取外热流最大状态，发动机羽流分别取1.3 倍轨控发动机羽流热流密度和1.3 倍偏航发动机羽流热流密度。两工况下的通信天线温度变化曲线如图9 所示：工况3 下，轨控发动机开机300 s 左右，通信天线表面温度由68.6 ℃升至120 ℃以上；开机1200 s 时，温度到达峰值157.8 ℃；120 ℃以上高温持续1200 s 左右。工况4下，偏航发动机开机后，通信天线表面温度迅速升至最高温度140.3 ℃，升温时间80 s 左右，与偏航发动机开机时间吻合；120 ℃以上高温持续100 s 左右。对比分析高温工况3 和工况4 通信天线温度变化曲线可知，通信天线最高温度均超过了S781 白漆的耐温极限，且轨控发动机羽流热效应较偏航发动机更严酷，故后续热控改进分析仅对轨控发动机羽流影响予以验证。

图9 高温工况3 和工况4 通信天线温度变化曲线Fig. 9 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 3 and condition 4

上述分析显示S781 白漆耐温极限不能满足核心舱发动机羽流作用下空空支架天线的热控需求，因此改用耐温性能更好的ACR-1 白漆。ACR-1 白漆涂层耐温-196～150 ℃，αS=0.21±0.04，εH=0.85±0.04，且具有优异的防静电功能和空间环境稳定性，太阳吸收比和半球发射率接近。由于按照1.3 倍发动机羽流热流密度计算时，通信天线表面温度过高，不满足温控要求，而实际上由总体提供的发动机羽流热流密度参数已有一定余量，因此高温工况5 和工况6 均改为按1 倍发动机羽流热流密度予以验证。

高温工况5 和工况6 对比分析了通信天线分别为仅外表面和内外表面均涂ACR-1 白漆，在外热流最大，轨控发动机1 倍羽流影响下的温度变化。两工况下的通信天线温度变化曲线如图10 所示：工况5 下，轨控发动机开机300 s 左右，通信天线温度由67.3 ℃升至120 ℃以上；开机1200 s 左右时，温度到达峰值152.5 ℃；受轨控发动机羽流影响，120 ℃以上高温持续1100 s 左右，150 ℃以上高温持续150 s 左右。工况6 下，轨控发动机开机1000 s 左右，通信天线温度升至120 ℃以上，峰值达123 ℃；受发动机羽流影响，120 ℃以上高温持续200 s 左右。对比分析高温工况5 和工况6 的温度变化曲线，由于工况6 中通信天线内外表面均喷ACR-1 白漆，热辐射加强，天线表面温度显著降低，虽超出±100 ℃的温控指标，但未超出ACR-1 白漆耐温范围（-196～150 ℃），可满足实际使用需求。

图10 高温工况5 和工况6 通信天线温度变化曲线Fig. 10 Temperature curve of the communication antenna under high temperature condition 5 and condition 6

4 结论

本文针对空间站空空支架天线在不同的核心舱飞行姿态、外热流及发动机羽流下的综合热效应影响，提出热控设计方法，并通过仿真分析计算予以验证和改进，得出以下结论：

1）低温工况下，空空支架天线最低温度在核心舱惯性飞行时低于正向飞行时的，其中展开臂多层表面温度最低，为-85 ℃；而展开臂表面受到多层保护，温度较多层表面高5 ℃左右；通信天线、展开臂及展开臂多层温度均满足温控指标要求。

2）高温工况下，空空支架天线同时受外热流和发动机羽流影响，轨控发动机与偏航发动机同时开机时，通信天线惯性飞行时的最高温度达175 ℃，高于正向飞行时的；轨控发动机与偏航发动机分别单独开机时，轨控发动机的羽流热效应大于偏航发动机的，且通信天线温度与发动机羽流作用时长密切相关，1.3 倍轨控发动机羽流热流密度时通信天线最高温度达157.8 ℃，超出±100 ℃的控温要求范围。

3）通信天线热控涂层由S781 白漆改用耐温性能更好的ACR-1 白漆，且天线罩内外表面均喷涂后，1 倍轨控发动机羽流热流密度下通信天线最高温度为123 ℃，虽超出±100 ℃的温控指标，但未超出ACR-1 白漆耐温极限，可满足实际使用需求。