張 彧，趙吉喆，張 翔，劉岡云

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

環(huán)月軌道一體式星敏感器熱設(shè)計(jì)及仿真驗(yàn)證

張 彧，趙吉喆，張 翔，劉岡云

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

文章提出了一種適用于環(huán)月軌道條件下的一體式星敏感器的復(fù)合熱設(shè)計(jì)方案。一體式星敏感器自身熱耗集中，在環(huán)月軌道條件下受太陽輻射和月球紅外輻射共同影響，散熱條件惡劣。利用熱管、熱控涂層、多層和電加熱器等熱控措施相結(jié)合的方法，解決了環(huán)月軌道條件下的一體式星敏感器的散熱問題。通過仿真分析，星敏感器最高溫度36.7 ℃，滿足單機(jī)溫度要求。

環(huán)月軌道；月球紅外輻射；一體式星敏感器；熱設(shè)計(jì)；仿真分析

0 引言

2）星敏感器為一體式結(jié)構(gòu)，控溫指標(biāo)為-30～45 ℃。與分體式星敏感器相比，一體式星敏感器發(fā)熱量大，而且熱耗集中，因此對(duì)熱排散提出了較高的要求。

本文針對(duì)一體式星敏感器自身特點(diǎn)以及環(huán)月軌道的外熱流分布特征，采用多種熱控措施相結(jié)合的方式開展星敏感器的熱控設(shè)計(jì)，并利用Thermal Desktop軟件對(duì)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行仿真分析，驗(yàn)證設(shè)計(jì)方案的合理性。

1 環(huán)月軌道星敏感器熱控任務(wù)特點(diǎn)

1.1 星敏感器構(gòu)型

星敏感器采用遮光罩、頭部和線路盒集成設(shè)計(jì)

星敏感器作為月球探測飛行器常用的姿態(tài)測控器件，其光學(xué)系統(tǒng)的測量精度對(duì)溫度較為敏感，溫度過高會(huì)導(dǎo)致星敏感器信噪比降低，影響圖像質(zhì)量，因此星敏感器的熱設(shè)計(jì)十分重要[1-6]。與地球軌道相比，環(huán)月軌道上的星敏感器受安裝位置、飛行軌道姿態(tài)和構(gòu)型等因素影響，其熱控設(shè)計(jì)面臨2大困難，具體表現(xiàn)為：

1）在環(huán)月軌道上，星敏感器受到太陽輻射、月球反射和月球紅外輻射同時(shí)影響，其中1個(gè)軌道周期內(nèi)月球紅外輻射的平均熱流遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于地球紅外輻射，而且波動(dòng)劇烈，導(dǎo)致星敏感器外熱流條件十分惡劣，不易散熱。的一體式結(jié)構(gòu)，遮光罩與線路盒間為隔熱安裝。星敏感器自身熱耗為13 W，由頭部和線路盒產(chǎn)生。與分體式星敏感器相比，一體式星敏感器的熱耗更為集中（表1），熱排散需求更大。

表1 星敏感器熱耗及安裝方式比較Table 1 Comparison of heatload and installation pattern for different star sensors

1.2 星敏感器外熱流條件

星敏感器的外熱流狀態(tài)與安裝布局、飛行軌道、飛行姿態(tài)等密切相關(guān)。本文分析的一體式星敏感器通過支架安裝于飛行器Ⅲ象限偏Ⅱ象限約50°的位置（圖1）。在環(huán)月飛行過程中，飛行器Ⅲ象限線對(duì)日定向，同時(shí)+x方向指向月球北極。因此，星敏感器在環(huán)月飛行過程中會(huì)同時(shí)受到太陽輻射、月球反射和月球紅外輻射的影響。

圖1 一體式星敏感器安裝布局Fig.1 The installation position of the integrated star sensor

利用Thermal Desktop軟件對(duì)環(huán)月軌道上星敏感器的外熱流進(jìn)行分析，星敏感器及其支架各表面的定義見圖2。

圖2 星敏感器及其支架各表面定義Fig.2 Surface definitions of the star sensor and its support

根據(jù)外熱流分析結(jié)果（表2）可知，星敏感器主要受太陽輻射和月球紅外輻射的影響，受月球反射的影響極小。遮光罩與線路盒為隔熱安裝，因此線路盒及支架的外熱流是影響單機(jī)溫度的主要因素，遮光罩上的外熱流對(duì)單機(jī)溫度影響較小。

表2 環(huán)月軌道星敏感器及其支架外熱流Table 2 The external heat flux to the star sensor and its support on lunar orbit

月球表面溫度差異極大（圖3）[7]，月球紅外輻射波動(dòng)劇烈（日下點(diǎn)熱流密度可達(dá) 1314 W/m2，而背陽面僅為5.2 W/m2）[8-9]，因此星敏感器及其支架的外熱流波動(dòng)十分劇烈，而且各表面的外熱流分布呈現(xiàn)出顯著的差異性（表3），具體外熱流分布情況如下：

1）線路盒及支架A面朝向飛行器Ⅲ象限線方向，太陽光照角較大，受太陽輻射影響顯著，最大到達(dá)外熱流密度和平均到達(dá)外熱流密度均為最大。

2）線路盒及支架B面由于光照角的原因，受太陽輻射的影響減小，月球紅外輻射的影響增大，平均到達(dá)外熱流明顯小于A面。

3）星敏感器及其支架C面和D面不受太陽輻射影響，只受到月球紅外輻射和反射影響，平均到達(dá)外熱流均小于A面和B面。

4）星敏感器及其支架E面光照角較小，同時(shí)受遮光罩遮擋，因此到達(dá)外熱流也極小。

圖3 日下點(diǎn)月面溫度分布模型Fig.3 The temperature distribution on the lunar surface at the subsolar point

表3 環(huán)月軌道星敏感器及其支架外熱流分布狀態(tài)Table 3 The external heat flux distribution of the star sensor and its support on lunar orbit

1.3 星敏感器所處熱環(huán)境條件

根據(jù)飛行器熱控設(shè)計(jì)方案，星敏感器安裝于艙體散熱面上，A面和D面朝向的艙體區(qū)域均包覆多層，如圖4所示。在飛行器Ⅲ象限線對(duì)日定向環(huán)月飛行過程中，星敏感器 A面朝向的艙體多層在光照區(qū)受到太陽輻射，最高溫度達(dá)到110 ℃。而星敏感器所處的艙體散熱面雖然噴涂 SR107-ZK白漆，但由于同時(shí)受到太陽輻射和月球紅外輻射影響，溫度波動(dòng)極大，最高溫度接近40 ℃。

圖4 星敏感器及其支架安裝區(qū)域的艙體熱控狀態(tài)Fig.4 The thermal condition of the orbiter surface around the star sensor and its support

2 環(huán)月軌道星敏感器熱控設(shè)計(jì)

根據(jù)環(huán)月軌道星敏感器熱控任務(wù)特點(diǎn)，采取如下措施解決星敏感器的溫度控制問題：

1）線路盒及支架A面包覆多層隔熱組件，減少外熱流對(duì)星敏感器溫度的影響；

2）星敏感器線路盒B、C、D、E面表面粘貼鈰玻璃鍍銀二次表面鏡（OSR）作為散熱面，減少太陽輻射對(duì)星敏感器的影響；

3）星敏感器支架B、C、D面噴涂KS-Z白漆作為散熱面，利用支架表面擴(kuò)展星敏感器的散熱面；

4）星敏感器與支架之間填充導(dǎo)熱填料（導(dǎo)熱系數(shù)＞1000 W/(m2·K)，經(jīng)驗(yàn)值，下同），利用支架散熱面散熱，并利用支架熱容減少星敏感器的溫度波動(dòng)；

5）星敏感器支架與艙體之間填充導(dǎo)熱填料，利用艙體熱容減少星敏感器的溫度波動(dòng)；

6）星敏感器支架安裝區(qū)域的艙體表面粘貼約0.4 m2的OSR，代替SR107-ZK白漆，減小太陽輻射對(duì)艙體散熱面的影響，降低艙體表面溫度，改善星敏感器的熱環(huán)境邊界；

7）在艙體支架安裝面的內(nèi)表面安裝 2根長750 mm的φ15×50 mm的外貼熱管，擴(kuò)大與星敏感器支架接觸的艙體散熱面面積，利用艙體散熱面和艙體熱容降低星敏感器的溫度；

8）在星敏感器支架B面上粘貼20 W電加熱器，閾值設(shè)為[-25 ℃, 0 ℃]，保證星敏感器在極端低溫狀態(tài)（地月轉(zhuǎn)移段）時(shí)溫度不低于其要求指標(biāo)的下限（-30 ℃）；

9）根據(jù)星敏感器自身要求，遮光罩內(nèi)表面噴涂黑漆，外表面噴涂SR107-ZK白漆，遮光罩與線路盒上蓋板之間為隔熱安裝，隔熱材料為3 mm厚的聚酰亞胺隔熱墊。

3 熱控設(shè)計(jì)仿真驗(yàn)證

3.1 計(jì)算模型

星敏感器支架與艙體為導(dǎo)熱安裝，因此需根據(jù)飛行器實(shí)際結(jié)構(gòu)、單機(jī)布局和單機(jī)熱耗建立星敏感器熱分析模型，保證星敏感器熱邊界的準(zhǔn)確性。圖5標(biāo)示了星敏感器采取的具體熱控措施和實(shí)施區(qū)域。根據(jù)星敏感器的熱控設(shè)計(jì)方案，利用Thermal Desktop軟件建立了星敏感器的熱仿真分析模型（圖6），對(duì)星敏感器的溫度進(jìn)行分析預(yù)測。

圖5 星敏感器熱控措施Fig.5 The thermal control design of the star sensor

圖6 星敏感器熱分析模型Fig.6 The thermal analysis model of the star sensor

3.2 工況選取

根據(jù)軌道和姿態(tài)參數(shù)，本文選取了1個(gè)高溫工況和1個(gè)低溫工況（表4），分析驗(yàn)證極端條件下星敏感器的熱控設(shè)計(jì)方案的合理性。高溫工況選取環(huán)月軌道冬至工況，飛行器Ⅲ象限線對(duì)日定向，同時(shí)+x方向指向月球北極，整器和星敏感器的外熱流最大。低溫工況選取地-月轉(zhuǎn)移軌道夏至工況，飛行器+x對(duì)日定向，整器和星敏感器的外熱流最小。

表4 星敏感器極端工況Table 4 The extreme conditions of the star sensor

3.3 計(jì)算結(jié)果與分析

根據(jù)星敏感器的熱控設(shè)計(jì)方案，計(jì)算出2種工況下星敏感器的溫度仿真結(jié)果：在環(huán)月軌道高溫工況下，星敏感器的溫度范圍為0.8～36.7 ℃，距溫度指標(biāo)上限有 8.3 ℃的控溫余量，設(shè)計(jì)裕度充足；在地-月轉(zhuǎn)移軌道低溫工況下，星敏感器溫度穩(wěn)定在-23.2 ℃，距溫度指標(biāo)下限仍有6.8 ℃的控溫余量。

環(huán)月軌道星敏感器及其支架的溫度分布情況見圖7。由圖可見星敏感器遮光罩溫度最高，其次為線路盒，支架的溫度最低。星敏感器線路盒與支架之間的溫差小于3 ℃，因此線路盒的熱量能夠有效傳導(dǎo)至支架，利用支架散熱面向外界排散熱量。星敏感器支架安裝區(qū)域的艙體表面粘貼OSR后，有效地降低了艙體溫度（由39.1 ℃降低至27.6 ℃），為星敏感器散熱提供了良好的熱環(huán)境邊界。

地-月轉(zhuǎn)移軌道上星敏感器及其支架的溫度分布見圖8。

圖8 地-月轉(zhuǎn)移段星敏感器溫度分布Fig.8 The temperature distribution of the star sensor on Earth-Moon transfer orbit

由圖8可見，星敏感器支架由于粘貼加熱器，溫度最高，其次為線路盒，而遮光罩的溫度最低。此外，艙體溫度明顯低于星敏感器及其支架溫度，因此加熱器除了補(bǔ)償星敏感器自身和支架的散熱量，還須補(bǔ)償艙體散熱面排散的熱量。分析結(jié)果表明，現(xiàn)有加熱器功率設(shè)計(jì)能夠保證星敏感器溫度高于指標(biāo)下限（-30℃）。

4 結(jié)束語

本文針對(duì)環(huán)月軌道上一體式星敏感器的外熱流特點(diǎn)，利用熱管、熱控涂層、多層和電加熱器等措施相結(jié)合的方法，提出了一種適用于環(huán)月軌道的一體式星敏感器復(fù)合熱控設(shè)計(jì)方案，并利用Thermal Desktop軟件進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真分析結(jié)果表明，星敏感器最高溫度和最低溫度均滿足單機(jī)溫度要求，并且有一定控溫余量。這說明本文提出的熱控設(shè)計(jì)方案可有效地解決環(huán)月軌道外熱流條件惡劣和一體式星敏感器熱耗集中帶來的散熱難題，保證星敏感器滿足溫度指標(biāo)要求，對(duì)環(huán)月軌道載荷熱控設(shè)計(jì)具有一定的參考價(jià)值。

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（編輯：馮露漪）

Thermal design of an integrated star sensor on lunar orbit with simulation validation

ZHANG Yu, ZHAO Jizhe, ZHANG Xiang, LIU Gangyun
(Shanghai Institute of Satellite Engineering, Shanghai 201109, China)

A composite design for the thermal management of an integrated star sensor on lunar orbit is proposed.On the lunar orbit, the thermal condition of the integrated star sensor is determined by the solar radiation, the infrared radiation of the lunar surface and the concentrated heat load of the star sensor.As the result, the thermal management of the star sensor is extremely difficult.The heat dissipation of the star sensor is realized through the combined actions of the heat pipe, the thermal control coating, the MLI and the electric heater.The thermal simulation is performed to verify the design.The result shows that the maximum temperature of the star sensor is 36.7℃, which satisfies the temperature requirement of the star sensor.

lunar orbit; infrared radiation of lunar surface; integrated star sensor; thermal design; simulation analysis

V445.8

：A

：1673-1379(2016)05-0516-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.05.010

張 彧（1983—），男，博士學(xué)位，從事航天器熱控設(shè)計(jì)工作。E-mail: john_yuzhang@aliyun.com。

2016-04-12；

：2016-10-09

國家重大科技專項(xiàng)工程