应用可展开辐射器的大功率卫星热设计与验证

刘庆志 黄磊 任红艳 高宇纯 郑红阳 杨敏

(北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

目前，绝大多数卫星采用自身结构板表面作为散热面，因此卫星的尺寸包络是影响散热能力的重要因素。一般情况下，卫星质量越大，尺寸包络越大。卫星在轨工作时，电功率大部分转化为热耗。卫星热排散方面的压力不仅来自于绝对热耗，热耗/质量越大，卫星热排散越困难。近年来载荷功能的增强以及任务模式的多样化使卫星热耗/质量日益增大。我国高分三号卫星长期热耗约2500 W，质量约2.8 t[1]，热耗/质量为893 W/t；东方红四号通信卫星长期热耗约5000 W，质量约5.5 t[2]，热耗/质量为909 W/t；基于东方红五号平台的实践二十号卫星长期热耗约10 000 W，质量约8.0 t[3]，热耗/质量达到1250 W/t。在卫星发射尺寸包络增加有限的情况下，可展开辐射器可以大幅增加卫星有效散热面积，提高热耗/质量，成为大功率卫星热控设计的一个重要发展方向。

在“国际空间站”建造过程中，为解决空间站散热难题，美国舱段采用了可展开多段折叠辐射器[4-5]，展开后面积近100 m2。日本宇宙航空研究开发机构在工程试验卫星(ETS-VIII)的热控方案研制中，采用了基于环路热管的单板可展开辐射器[6-7]，辐射器在轨散热能力达到400 W。法国Alcatel宇航公司根据不同卫星平台的特点，研制了不同规格的可展开辐射器[8]，为卫星提供了良好的散热途径。我国在2000年初开展可展开辐射器的研制工作[9]，直至2019年12月27日，实践二十号卫星发射升空，可展开辐射器才正式得到在轨工程应用。基于东方红五号平台的实践二十号卫星质量在8 t以上，载荷长期工作，热耗达到9 kW，南板和北板的有效散热面积仅为19 m2左右，载荷舱散热能力明显不足。为了扩展整星散热能力，卫星增加了2块可展开辐射器，并利用单相流体回路收集和传输部分载荷的热量，通过可展开辐射器将热量排散至冷空间。实践二十号卫星辐射器总面积为12 m2，能够排散载荷舱1/3左右的热量。

目前在研的某卫星质量仅1.7 t，平台在轨长期工作，载荷在轨短期工作，短期热耗达到6500 W，轨道周期平均热耗达到3000 W，不仅绝对热耗较大，热耗/质量更是达到了1765 W/t，超出了基于东方红五号平台的实践二十号卫星。卫星运行于近地轨道，地球红外热流进一步降低了卫星有效散热能力。因此，采用可展开辐射器，增大卫星有效散热面积是解决卫星散热能力不足的唯一途径。

针对卫星热排散问题，本文在卫星常规热设计的基础上，设计了3台可展开式辐射器，同时对单机热量收集和系统热量传输等环节进行了研究，并通过地面整星热试验对卫星热排散能力进行了验证。

1 卫星热设计

卫星热设计除了采用本体散热面设计、多层隔热设计、均温设计以及电加热设计等常规热设计措施外，还采用了基于可展开辐射器的主动单相流体回路热控技术。其中可展开辐射器是拓展卫星散热能力的关键要素，流体回路是实现大功率分布式热量收集和远距离热传输的重要手段。

1.1 可展开辐射器设计

卫星运行在近地倾斜轨道，轨道周期为100 min，任务期间内太阳光与轨道面夹角变化范围为-90°～+90°。平台设备在轨长期工作，总热耗约1000 W左右；载荷按照第一轨开机40 min，第二轨开机10 min循环模式工作，热耗为6500 W左右。根据轨道周期及载荷在轨工作时长分析，卫星轨道周期平均热耗为3000 W左右。卫星表面布置大量设备，能够用于为卫星散热面的有效面积仅为10 m2左右，按照近地轨道外热流分析结果，卫星散热面的散热能力不超过1200 W，因此仍有1800 W的热量需要排散。

受卫星布局限制，可用于安装辐射器的位置仅限于星体的3个侧面，由于太阳光与轨道面的夹角变化范围大，因此无论将辐射器布置在任意一侧，在某一时期总会受到严重的太阳直接影响。为此，热控设计采用在卫星3个侧面各布置1块可展开辐射器的组合式设计方法，同时在辐射器两个侧面均喷涂热控涂层，提高了可展开辐射器整体散热能力，辐射器展开后状态见图1。综合考虑轨道外热流和卫星平均热耗等因素，1台大辐射器尺寸为1.8 m×2 m，2台小辐射器尺寸为0.7 m×2 m，总散热面积合计为12.8 m2，为卫星总散热面积的56%。3台辐射器质量为60 kg，为卫星总质量的3.5%。

图1 辐射器展开状态示意图

卫星本体的热量利用单相流体回路传输至可展开辐射器。可展开辐射器采用蜂窝板内预埋流体管路的结构形式，大辐射器内管路排布方式如图2所示。为了适应可展开辐射器与卫星本体相对展开运动，辐射器管路与卫星本体之间管路采用金属软管连接，金属软管收拢状态如图3所示。

图2 辐射器预埋管路结构形式

图3 辐射器收拢状态金属软管

1.2 热收集设计

除了总热耗较大以外，卫星大热耗单机数量也较多，其中工作热耗在200 W以上的单机有20余台，部分单机的热耗达到600 W，需要采取高效热收集和热传输措施将大热耗单机的热量传递至辐射器。

根据单机不同结构形式以及热源分布特点，热量收集方式主要有以下几种。

(1)对于热耗为400 W以上的单机，采用冷板、支架管路或二者结合的方式收集热量，冷板和支架管路的结构形式如图4所示。

图4 冷板及支架管路热量收集方式

(2)对于热耗为100～400 W的单机，采用在蜂窝板内预埋流体回路管路的方式收集热量，预埋管路结构形式如图5所示。

图5 蜂窝板预埋管路热量收集方式

(3)对于热耗更小的设备，采用预埋热管扩热、结构板导热以及热辐射方式收集热量。

1.3 热传输设计

机械泵驱动单相流体回路技术具有传热量大、传热效率高以及传输距离远的优点，广泛应用于载人航天器，包括神舟飞船、天宫实验室和空间站等。因此，卫星单机热源至可展开辐射器之间的热量传输方式采用单相流体回路，流体回路运行原理如图6所示。

图6 单相流体回路运行原理图

可展开辐射器增加了卫星的散热面积，由于载荷设备在轨短期工作，当载荷不工作时，卫星热源大幅减少，面临温度偏低的风险，因此在流体回路中使用温控阀。当温控阀下游控温点温度低于-2 ℃时，控制设备自动调整温控阀转动角度，减少流向辐射器的流体流量；当控温点温度高于-2 ℃时，温控阀向相反方向转动，增加流向辐射器的流体流量。

2 试验验证

2.1 试验状态

为了验证热控设计的正确性及热排散能力，在卫星研制初样阶段开展了整星热平衡试验。具体试验状态如下。

(1)可展开辐射器在真空模拟室中处于展开状态，如图7所示。

图7 卫星在真空模拟室中的状态

(2)卫星结构、可展开辐射器和流体回路产品均为真实产品，保证热传递路径的准确性。

(3)卫星其余设备结构尺寸、壳体材料和质量等重要特性与真实设备一致，保证与热边界的热传递方式和热容量与真实设备相当。

(4)根据热源分布及大小，采用多个聚酰亚胺薄膜型电加热片模拟单机工作热耗。

(5)为减小红外背景干扰，可展开辐射器外热流采用表贴聚酰亚胺薄膜型电加热片模拟，与辐射器相邻的卫星结构板外热流也采用电加热片模拟。其余卫星表面采用红外加热笼模拟外热流。

根据对卫星轨道外热流分析以及载荷设备工作模式，热试验制定了2个低温工况和3个高温工况。3个高温工况对应的轨道光照角度不同，载荷工作模式均按照第一轨开机40 min，第二轨开机10 min的循环工作模式，轨道周期为100 min，单个试验循环周期为200 min。

由于流体回路采用温控阀作为调温手段，低温工况下通过截止流向辐射器的流体，并采用一定的电加热补偿措施，设备的温度水平可以得到保障。热试验的主要目的是验证高温工况下可展开辐射器的热排散能力以及单相流体回路的工作特性。

2.2 试验结果分析

热试验开展了3个高温工况，根据试验结果，当轨道外热流最大，载荷设备按照第一轨开机40 min，第二轨开机10 min的模式循环工作时，卫星温度水平最高，图8为此工况下典型载荷设备的温度曲线。根据热试验标准，载荷设备温度已经达到动态平衡。载荷设备具体温度水平与载荷的热耗、换热方式以及热容量有关。图8显示的载荷设备1热耗为210 W，热容量为8 kJ/℃，采用蜂窝板内预埋管路集热方式；载荷设备2热耗为590 W，热容量为14 kJ/℃，采用底面冷板集热方式；载荷设备3热耗为480 W，热容量为45 kJ/℃，采用双侧面冷板集热方式。

图8 热平衡试验典型设备温度曲线

设备热耗与热容量的比值反映了设备温度在自身热耗影响下的变化速率，在同样的外部散热条件下，热耗越大，热容量越小，载荷温度变化速率越大。载荷设备1的热耗/热容量为0.026 ℃/s，载荷设备2的热耗/热容量为0.042 ℃/s，载荷设备3的热耗/热容量为0.011 ℃/s。从图8可以看出，载荷设备2的热耗/热容量大，但温度总体上升幅度却小于载荷设备1，表明采用冷板的集热效率高于采用蜂窝板内预埋管路的集热效率。载荷设备3与载荷设备2都采用冷板集热，由于载荷设备3的热耗/热容量小，因此总的温度变化幅度小于载荷设备2。

根据图8，载荷设备1采用蜂窝板内预埋管路的集热方式，设备与流体回路之间的热阻较大，在每次关机后至下次开机前温度不能降低至流体回路控温点(-2 ℃)。载荷设备2和载荷设备3采用冷板集热方式，设备与流体回路之间的热阻较小，每个轨道周期工作10 min时，载荷设备温度上升幅度较小，关机后至下次开机前温度能够降低至流体回路控温点；每个轨道周期工作40 min时，载荷设备温度上升幅度较大，关机后至下次开机前温度不能降低至流体回路控温点。在热试验各个工况中，载荷设备1的温度水平最高，但仍低于40 ℃。载荷设备为电子产品，工作温度要求范围为-15～+50 ℃，因此，基于可展开辐射器的卫星热控设计能够满足载荷热排散需求。

3 结束语

受尺寸和质量等设计要素的约束，大功率卫星本体热排散能力严重不足。本文将可展开辐射器首次应用于国内质量不足2 t的卫星，在此基础上开展了集热量收集、传输和排散的一体化设计工作，大幅增加了卫星有效散热面积，提升了卫星的热耗质量比。通过整星初样阶段热平衡试验，在极端外热流条件和工作模式下，载荷最高温度不超过40 ℃，验证了卫星热设计和可展开辐射器的热排散能力。本文的设计思路和方法对于解决相似大功率卫星的热排散问题具有一定的借鉴意义。