低轨通信卫星箱式构型设计与散热能力分析

吴 优，孔 林，孙强强，谭陆洋

(长光卫星技术股份有限公司,长春 130033)

低轨通信卫星具有低延迟、低成本、低风险等优势[1]，Amazon、SpaceX、OneWeb等公司纷纷组建低轨通信卫星星座[2-4]，通信卫星载荷功率密度大、整星功耗高、轨道复杂多样，这些特征会增大热控设计难度[5-6]。

在轨卫星与外界仅通过辐射进行能量交换，为满足散热能力需求，通常采用增大散热面积和提高单位面积散热能力两种手段。洛克希德·马丁公司[7]研制柔性热管耦合太阳辐照变化剧烈的卫星东西面，增加散热面积，柔性结构拓展了热管使用范围，但柔性部位多次弯折毛细结构容易被破坏，传热能力降低。小行星探测器Hayabusa[8]装置了热致变色热控涂层，涂层表面温度升高时，红外发射率增加来提高散热效率，但热控系统要求卫星在轨温度波动小，目前难以实现在几十度温度范围内，热控涂层红外发射率有较大的变化。ETS-VIII[9]卫星部署了1.80 m×0.49 m可展开辐射板，增大散热面积，但在低温时需要较大的电加热资源，且结构复杂，造价高昂。Spacebus 3000A[10]卫星南、北板分别向±X方向扩展，通过环路热管连接热源和扩展面，环路热管热传导距离远，由于只有一个蒸发器，适用于单个高功率密度载荷，但对多点式分布载荷适用性较差。低轨通信卫星组网数量多，对卫星质量和造价成本有严苛要求，上述手段不适用低轨通信卫星建设。

本文通过设计卫星构型，延展卫星本体面积，利用热管网络耦合不同散热面，使得卫星散热效率提升，达到降低质量和成本目的。对某型低轨通信卫星应用设计方案，高低温热平衡试验结果表明，所有温度指标满足要求，证实了基于热管网络的倒梯形延展板箱式构型的可行性。

1 通信卫星箱式构型

一箭多星发射多采用中心承力筒作为星箭接口，为最大程度利用整流罩空间，Iridium NEXT、Globalstar、OneWeb等通信卫星均采用箱式梯形构型。

为简化论述，在文中约定正梯形构型为卫星在轨飞行时，梯形大面对地，小面对天，如图1所示。倒梯形构型为卫星在轨飞行中，梯形小面对地，大面对天，如图2所示，±X板、±Z板分别向±Y两侧进行延展，其中延展+Z+Y和延展+Z-Y合称为+Z延展板；延展-Z+Y和延展-Z-Y合称为-Z延展板；延展+X+Y和延展+X-Y合称为+X延展板；延展-X+Y和延展-X-Y合称为-X延展板。正梯形构型中±Y板与+Z板夹角为72.5°，倒梯形构型中±Y板与+Z板夹角为90°，使得在图中尺寸情况下，正梯形与倒梯形对应各个面积均相等。

卫星在轨飞行时，+Z面对地定向，3轴稳定，沿+X方向飞行，轨道参数见表1，β角(太阳矢量与轨道平面夹角)计算公式如式(1)所示，在轨5 a变化如图3所示，变化范围为[-85.3°,87.2°]，为使分析更具普适性，β角变化区间取[-90.0°,90.0°]。

sinβ=cosisinδθ+sinicosδθsin(αΩ-αθ)

(1)

式中：αθ、δθ分别为太阳的赤经和赤纬，αΩ为卫星升交点赤经，i为轨道倾角，当sinβ为负值时，则应为180°与所求出β值之差。

图1 正梯形构型

图2 倒梯形延展板箱式构型

表1 轨道参数

图3 卫星在轨β角随时间变化

2 散热能力分析

为对比两种构型散热能力，通过统计各个蜂窝板在轨外热流，计算得出两种构型散热能力。蜂窝板散热能力Q如式(2)～(5)所示，在轨仿真中太阳常数取1 367 W/m2，地球反照系数取0.3[11-13]。

Q=εσAT4-αq1-αq2-εq3

(2)

dq1=Sφ1dA

(3)

dq2=ρSφ2dA

(4)

(5)

式中：q1为到达卫星表面太阳辐照热流，q2为到达卫星表面地球反照热流，q3为到达卫星表面红外热流，α为热控涂层太阳吸收率，ε为热控涂层红外发射率，ρ为地球反照系数,A为蜂窝板面积，φ1为太阳辐射角系数，φ2为地球反照角系数，φ3为地球红外辐射角系数。

卫星在轨飞行过程中，蜂窝板的3种角系数(φ1、φ2、φ3)不断变化，文中统计的外热流数值均为在某一β角下，到达蜂窝板的轨道周期积分平均值。

蜂窝板外表面热控涂层参数见表2[14-15]。热控设计需要保证卫星整个寿命周期散热能力，故计算中使用热控涂层末期属性。

表2 热控涂层参数

2.1 正梯形箱式构型

图4为到达正梯形构型蜂窝板太阳辐照和地球反照热流平均值，表3为到达各个蜂窝板地球红外热流密度。可以得出：

1)±Y板太阳辐照受交变热流影响，当-Y板在β角为[-90.0°,-20.0°]过程中，-Y板处于完全阴影状态，随着β角增大，到达-Y板太阳辐照和地球反照热流逐渐升高，当β角为90.0°时达到最大值，为1300 W/m2；+Y板与之相反；

2)β为0°时，到达-Z板太阳辐照热流平均值最大，为430 W/m2；随着|β|角增大，-Z板所受太阳辐照平均值降低；

3)+Z板对地定向，轨道周期内太阳辐照和地球反照平均值之和波动最小；

4)地球红外热流不随β变化，到达+Z板地球红外热流最大，达到183.2 W/m2，-Z板不受地球红外热流影响。

±Y板和-Z板直接受太阳辐照影响，采用低吸收/发射比且稳定的铈玻璃二次表面反射镜(OSR)；±X板和+Z板主要受地球反照和地球红外的影响，选用低吸收/发射比KS-ZA无机白漆。

图4 到达正梯形蜂窝板太阳辐照及地球反照平均值

表3 到达正梯形蜂窝板地球红外热流密度

图5为蜂窝板在寿命末期散热能力随β角变化，表4为蜂窝板寿命末期平均散热能力，从表4可以得出：

1)寿命末期各蜂窝板平均散热能力：-Z>±X>±Y>+Z；

2)±Y板在阳照区和阴影区散热能力相差170 W/m2；

图5 正梯形构型在不同β角下寿命末期散热能力@20 ℃

表4 正梯形构型在轨寿命末期平均散热能力@20 ℃

2.2 倒梯形延展板箱式构型

倒梯形构型蜂窝板及延展板尺寸如图2所示，±X板和±Z板到达外热流与正梯形一致，±Y板到达外热流对比如图6所示，以+Y板为例，当β处于[-90.0°,-50.0°]时，倒梯形入射热流更大，当β处于[-50.0°,20.0°]时，正梯形入射热流更大，当β处于[20.0°,90.0°]时，蜂窝板进入阴影区，相差不大。

图6 正梯形与倒梯形±Y面到达热流对比

图7为8块延展板在不同β角下到达太阳辐照和地球反照平均值，可以得出同一块蜂窝板±Y两侧延展板在β和-β数值一致，分布呈镜像对称。

表5为各蜂窝板面积，表6为梯形构型在不同β角下到达各蜂窝板地球红外热流密度，表7为倒梯形延展板构型在轨寿命末期平均散热能力，表8为倒梯形延展板箱式构型散热能力与正梯形散热能力对比，可以得出：

1)倒梯形构型大面对天，小面对地，单位面积蜂窝板散热能力提高66.7%；

2)延展板两面散热，+X延展板散热能力提高108.8%，-X延展板散热能力提高109.2%，+Z延展板散热能力提高187.3%，-Z延展板散热能力提高86.2%；

3)±Y板与+Z板夹角由72.5°更改为90.0°，太阳入射角增大，+Y蜂窝板散热能力降低4.9%，-Y蜂窝板散热能力降低5.3%；

4)根据表5和表8，可以得出更改方案后+X板、-X板、+Z板、-Z板散热能力分别为314.4、313.2、555.3、1 193.4 W，散热能力分别提高36.3%、36.4%、10.2%和98.6%；

5)根据表5和表8所示，正梯形箱式构型在轨寿命末期平均散热总能力为2 240.4 W，倒梯形延展板构型在轨寿命末期平均散热总能力为3 017.2 W；倒梯形延展板构型与正梯形构型相比，散热能力增加776.8 W，整星散热能力提高34.6%。

图7 倒梯形延展板太阳辐照与地球反照平均值

表5 各蜂窝板面积

表6 到达倒梯形蜂窝板地球红外热流密度

表7 倒梯形构型在轨寿命末期平均散热能力@20 ℃

表8 倒梯形与正梯形构型寿命末期散热能力对比@20 ℃

3 低轨通信卫星构型及散热面设计

对某型低轨通信卫星应用倒梯形延展板箱式构型方案，该卫星装置3台Ka频段相控阵天线，两型激光通信载荷，两个异轨反射面天线，太赫兹通信载荷，综合处理载荷，卫星构型如图8所示，卫星轨道参数见表1，卫星尺寸与图2保持一致，卫星在轨+Z对地3轴稳定，沿+X方向飞行，XYZ为右手坐标系。

其中3台Ka频段相控阵天线安装在+Z板，实现星地互联功能，载荷功率密度大，功耗高；±X板放置异轨反射面天线、太赫兹通信天线、宽波束天线，天线通过波导管与电子学元器件相连，约束了电子学元器件安装位置；同时为了实现同轨、异轨星间通信，在±X板上布置固定激光通信载荷和转动激光通信载荷；综合处理载荷尺寸及功耗均较大，放置于散热能力最强的-Z板。各个蜂窝板热耗分布见表9。

为利用延展板双面散热能力，采用预埋热管增强蜂窝板沿平面传导能力，整星预埋热管如图9所示；此外3台相控阵天线峰值热耗为870 W，功率密度大，按照表8非延展板构型，需要4.8 m2蜂窝板散热面积，受限于整流罩尺寸，单个蜂窝板无法满足相控阵天线散热能力需求，需要耦合其他蜂窝板，±Y板设备热耗低，适合与+Z板进行耦合，但受交变热流影响，在阳照区和阴影区散热能力差异明显，利用U型热管将±Y板和+Z板进行耦合，均衡±Y板在阳照区和阴影区散热能力，同时拓展了+Z板散热能力，热管网络如图10所示。根据整星峰值工作模式对热管进行选型[16]，假定功耗均由热管传导，热管满足最大传热能力要求，即满足管芯毛细限，其次热管蒸发段功率密度小于3 W/cm2，满足热管沸腾限。热管与延展板均为被动热控，无转动和柔性机构，产品经济、可靠。

图8 整星坐标系及构型

表9 设备热耗及控温指标

图9 预埋热管网络

图10 U型热管耦合蜂窝板散热

整星全开散热面，±Y板和-Z板对天面黏贴OSR；±X板、+Z板以及-Z延展板对地部分喷涂KS-ZA无机白漆；同时为保证低温工况下单机在要求温度范围内，设置必要的加热回路。

表10为整星各个蜂窝板在20 ℃下散热能力及对应的利用率，从理论计算上分析，整星满足散热能力要求。

表10 整星各个蜂窝板散热能力及利用率@20 ℃

4 试验验证

4.1 高低温工况分析

在热控设计时一般选择高、低温工况，用来验证卫星在轨温度指标满足度。

卫星在轨飞行时，以各蜂窝板吸收外热流总和最小值为低温工况对应的β角。

由图11可知，|β|在[0°,60.0°]之间，在轨吸收热流变化不大，卫星|β|在[60.0°,90.0°]之间，在轨吸收热流不断降低，当β角为±90.0°时，整星吸收热流最小，因此定义β角±90.0°时为低温工况。

Ka频段相控阵天线作为整星主载荷，单机功耗大，热流密度高，3个相控阵天线同时工作时，+Z板散热面积不够，需要耦合±Y板协同散热，因此在选高温工况时，将Ka频段相控阵天线作为特征参考点，将±Y/+Z板在轨吸收热流总和最大值定义为高温工况对应的β角。

图11 整星在不同β角下吸收热流

图12为±Y/+Z板在轨吸收热流随β角变化，可以得出当β角为±60.0°时，+Z板和±Y板在轨吸收热流最大，蜂窝板散热能力最小，因此定义β角±60.0°时为高温工况。

4.2 试验方案及结果

试验采用表贴加热片模拟在轨瞬态外热流，试验卫星表面热控涂层均为替代涂层，选用原则为红外发射率一致，采用OSR替代涂层代替OSR，采用Z306黑漆代替KS-ZA无机白漆，单机为力热模拟件，在KM6000真空罐进行热平衡试验，如图13所示。高温试验工况模拟卫星在寿命末期、冬至日、β角60.0°，以最大工作模式工作时各个单机温度；低温试验工况模拟卫星在寿命初期、夏至日、β角-90.0°，以最小工作模式工作时各个单机温度。

图12 +Z/±Y蜂窝板在不同β角下吸收热流

图13 卫星热平衡试验状态

高温工况试验结果如图14所示，低温工况试验结果如图15所示。高温工况下平台单机温度在20～38 ℃之间波动，其中锂电池组控温在20±2 ℃，载荷温度在20～43 ℃之间波动。低温工况下平台单机在-10～22 ℃之间波动，其中锂电池组控温为20±2 ℃，载荷温度在-10～1 ℃之间波动。热控设计满足指标要求。

图14 高温工况(β角60.0°)热平衡试验结果

图15 低温工况(β角-90.0°)热平衡试验结果

5 结 论

1)低轨通信卫星对天板比对地板单位面积散热能力高66.7%，采用倒梯形构型提高了蜂窝板单位面积散热能力。

2)延展板构型两面散热，提高了单位质量蜂窝板散热能力，+X板、-X板、+Z板和-Z板增加延展板后，散热能力分别提高了36.3%、36.4%、10.2%和98.6%。

3)采用倒梯形延展板构型，在各个蜂窝板相同面积约束下，整星散热能力比正梯形构型提高了34.6%。

4)卫星各蜂窝板在轨所受外热流随位置不断变化，利用U型热管耦合±Y/+Z板，降低整星散热能力波动，且经济可靠的解决了通信卫星单个蜂窝板散热能力不足问题。

5)高低温热平衡试验结果表明，整星满足2 200 W热耗散热能力要求(其中对地面870 W)，验证了基于热管网络的倒梯形延展板构型的可行性。