柏 添，孔 林*，黃 健，姜 峰，張 雷，2

(1.長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，吉林 長春 130033；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100049)

1 引 言

光學(xué)遙感衛(wèi)星在包括資源調(diào)查、自然災(zāi)害監(jiān)測以及環(huán)境保護等空間對地觀測領(lǐng)域，扮演著重要角色。世界各國對遙感衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)高時間、高空間分辨率和高穩(wěn)定性的要求不斷提高[1-2]。微小衛(wèi)星星座組網(wǎng)或編隊容易獲得高的時間分辨率和觀測覆蓋性，縮短重訪時間，達到甚至超越大型衛(wèi)星的功能，因此是世界航天發(fā)展的趨勢[3]。

美國的Skysat衛(wèi)星質(zhì)量約為90 kg，對地觀測和視頻成像的分辨率接近亞米級?！傍澣?Flock)”系列衛(wèi)星質(zhì)量則很輕，約為3 kg，傳感器視場角小，分辨率在米級水平，但憑借在衛(wèi)星數(shù)量上的優(yōu)勢，能夠?qū)崿F(xiàn)更短的重訪周期[4]。阿根廷Satellogic公司也計劃創(chuàng)建一個大型對地觀測星座[5]，預(yù)計2023年實現(xiàn)300衛(wèi)星同時在軌的目標(biāo)。國內(nèi)的長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司也在積極組建光學(xué)遙感星座，2019年6月“吉林一號”星座入軌第十三顆衛(wèi)星，與之前發(fā)射的衛(wèi)星進行組網(wǎng)。該衛(wèi)星是長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司探索短周期、低成本、高分辨率、高集成度衛(wèi)星技術(shù)的又一突破。星上主載荷是一臺低傾角軌道高分辨率推掃成像相機。該衛(wèi)星整星質(zhì)量約為40 kg，在573 km低傾角軌道下相機分辨率為1.06 m。為保證相機的在軌成像質(zhì)量和指向精度，相機的主要部組件需在全壽命周期內(nèi)保持較高的溫度穩(wěn)定性[6]。

目前，光學(xué)遙感衛(wèi)星主要采用太陽同步軌道，鮮有采用低傾角軌道的案例，對低傾角遙感衛(wèi)星熱設(shè)計的報道幾乎沒有。相比太陽同步軌道，低傾角軌道上的衛(wèi)星對低緯度地區(qū)有著更高的重訪周期，但低傾角軌道的熱流環(huán)境變化更為復(fù)雜，衛(wèi)星(特別是遙感相機)的熱設(shè)計難度更大。

衛(wèi)星運行的低傾角軌道β角在-67°～+67°間交替變化，導(dǎo)致空間熱流波動大，衛(wèi)星最長會經(jīng)受約為7天的全陽照時間；整星承力筒既為衛(wèi)星單機安裝提供附著點和支撐，也充當(dāng)相機的“遮光罩”，承力筒一面長期對日，導(dǎo)致承力筒的溫度不均勻增大，影響光學(xué)系統(tǒng)的溫度穩(wěn)定性；衛(wèi)星質(zhì)量輕，受熱擾動溫度變化明顯，單機一體化程度高，熱流密度大，單機自身散熱困難，且由于單機安裝于承力筒上，單機的溫度波動會間接導(dǎo)致光學(xué)組件的溫度波動，故亟待開辟新的散熱途徑。該星研制成本低、周期短，分配給熱控的資源少，除相機、蓄電池以外，其余單機均采用被動熱控?？偟膩碚f，低傾角軌道所帶來的全陽照時間，單機一體化程度高、熱流密度大、安裝位置特殊，相機熱控精度要求高，承力筒材料導(dǎo)熱系數(shù)低、溫度不均勻等給整星熱控設(shè)計帶來很大挑戰(zhàn)。

本文給出了詳細(xì)的衛(wèi)星熱控設(shè)計方案，并經(jīng)過地面試驗和在軌飛行驗證了該熱控系統(tǒng)設(shè)計的正確性和合理性。

2 衛(wèi)星概述

衛(wèi)星主要由相機組件、承力筒、大綜電系統(tǒng)、飛輪以及推進系統(tǒng)等部分組成。承力筒是整星的主承力結(jié)構(gòu)、材料為碳纖維。整星沒有嚴(yán)格意義的單機艙。根據(jù)坐標(biāo)系，衛(wèi)星外表面可劃分為+X，-X，+Y，-Y，+Z，-Z共6個方向，結(jié)構(gòu)布局如圖1所示。相機通過隔振墊與承力筒相連，單機主要集中布置在承力筒-Y側(cè)。整個承力筒為整星所有單機組件提供固定安裝界面并承受作用在衛(wèi)星上的靜力和動力載荷，同時起到相機“遮光罩”的作用，衛(wèi)星一體化程度高。

為了滿足光學(xué)相機的在軌成像要求，相機桁架的在軌全壽命溫度均勻性≤±0.4 ℃，全壽命溫度穩(wěn)定性≤±0.2 ℃，且溫度水平在15～25 ℃可調(diào)。

圖1 “吉林一號”衛(wèi)星總體布局

星上核心部件大綜電分系統(tǒng)由多個單機構(gòu)成，包括數(shù)傳端機、測導(dǎo)單元、中心機、配電熱控單元、電源控制器和成像處理單元等，峰值熱耗約為85 W。衛(wèi)星主要部件的控溫指標(biāo)如表1所示。

表1 熱控分系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)

3 外熱流分析

外熱流的準(zhǔn)確分析是熱設(shè)計和熱試驗的基礎(chǔ)。衛(wèi)星軌道的β角越大，單軌陽照時間越長，衛(wèi)星散熱能力越差。當(dāng)?shù)厍蛭挥诙咙c時，太陽輻射熱流最強，衛(wèi)星的β角變化是-67°～67°。故本文利用軟件計算了兩個極端工況(β=0 ℃，夏至日和β=67 ℃，冬至日)的外熱流，結(jié)果如圖2和圖3所示。

圖2 低溫工況(夏至日& β=0)熱流

圖3 高溫工況(冬至日& β=67°)熱流

由熱流分析結(jié)果可知：衛(wèi)星三軸對日狀態(tài)下，除對日面(+X面)以外，其余各向熱流較小，均可做衛(wèi)星散熱面，但由于衛(wèi)星結(jié)構(gòu)限制，僅-Y面為主要散熱面，且散熱面的散熱能力受到展開帆板溫度水平的影響。高溫工況中，從+X面熱流可以看出，衛(wèi)星處于全陽照軌道段，熱環(huán)境極為惡劣，對日面熱量累積比較大。與低溫工況熱流相比，-X面熱流有所減小，導(dǎo)致高溫工況下承力筒的溫度不均勻性加劇。且帆板長期處于高溫度水平，散熱面散熱能力下降，整星熱控面臨嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

4 熱設(shè)計任務(wù)分析

熱控分系統(tǒng)在軌長期功耗不能超過12 W，質(zhì)量小于1.5 kg。所處空間熱環(huán)境復(fù)雜，熱設(shè)計難度大，主要體現(xiàn)在：相比太陽同步軌道，低傾角軌道衛(wèi)星所處空間熱環(huán)境更加復(fù)雜、惡劣。單軌陽照時間變化大，存在7 d左右的全陽照時間。全陽照會使整星熱量累積，散熱通道受阻，整星溫度升高，碳纖維承力筒溫度不均勻性加劇，相機所處環(huán)境條件更加惡劣。

相機桁架桿熱控指標(biāo)高，給測溫精度和控溫精度都提出了較高的要求。在整星質(zhì)量較小、熱慣性較低的情況下，抑制外熱流擾動，保持相機內(nèi)部溫度穩(wěn)定難度很大[7]。為滿足高分辨率成像需求，桁架桿在軌全壽命周期的溫度穩(wěn)定性要小于±0.2 ℃，均勻性小于±0.4 ℃。

大綜電分系統(tǒng)集成度高、熱流密度大、承力筒熱導(dǎo)率低，主要依靠散熱面進行散熱，散熱通道單一，散熱效率受單軌陽照時間限制。

5 熱控系統(tǒng)設(shè)計

衛(wèi)星在軌主要工作模式有：三軸對日模式、推掃成像業(yè)務(wù)模式、對地數(shù)傳業(yè)務(wù)模式以及實時數(shù)傳業(yè)務(wù)模式等等。其中，三軸對日整星功耗約為40 W，成像模式功耗約為100 W，數(shù)傳模式功耗約為140 W，實時數(shù)傳模式功耗約為170 W。最長數(shù)傳時間為600 s，最長成像時間為300 s，發(fā)熱功率主要集中在大綜電分系統(tǒng)，功耗非常集中，熱流密度大。結(jié)合衛(wèi)星的任務(wù)特點和所處的低傾角軌道環(huán)境，在“被動熱控措施為主，主動熱控手段為輔”的前提下，提出了一系列有針對性的熱控措施，實現(xiàn)相機的高精度控溫，保證衛(wèi)星平臺工作在合適的溫度區(qū)間。

5.1 整星散熱面開設(shè)方案

總體上，除入光口、散熱面以及有視場要求的位置以外，其余表面基本都包覆了多層隔熱組件，盡可能減小外熱流變化對衛(wèi)星的影響[8]。

單機主要布置在整星的-Y側(cè)，且無結(jié)構(gòu)件將單機與空間環(huán)境隔離，故直接實施多層隔熱組件來滿足熱控、結(jié)構(gòu)及電子學(xué)方面的隔離需求。通過在多層隔熱組件上面開口的方式開設(shè)散熱面。為了使不常工作單機和大功耗單機均處于合適的溫度區(qū)間，需要精確計算散熱面面積。計算結(jié)果再代入仿真計算中進行校核，最終確認(rèn)散熱面面積。

在估算中，衛(wèi)星布置單機的-Y側(cè)通過多層隔熱組件吸收和輻射的熱量可忽略，通過散熱面接收空間外熱流，并向空間輻射熱量。根據(jù)上述條件，散熱面吸收的熱量Q1為：

Q1=Q內(nèi)+α×q1×A+ε×q2×A，

(1)

其中：Q內(nèi)為內(nèi)熱源熱量，q1為太陽直射和地球返照的入射熱流，q2為地球紅外的入射熱流，α為散熱面太陽吸收率，ε為散熱面表面發(fā)射率，A為散熱面面積。

散熱面輻射的熱量Q2為：

Q2=A×ε×σ×T4，

(2)

其中σ為斯忒藩-玻爾茲曼常量。

當(dāng)熱平衡時，有：

Q1=Q2.

(3)

將估算結(jié)果代入仿真計算中進行迭代分析，最后確定在整星-X向、-Y向分別開設(shè)面積約為0.05，0.13 m2的散熱面，位置如圖4所示，散熱面為一層F46膜。

圖4 衛(wèi)星散熱面示意圖

5.2 相機熱設(shè)計

衛(wèi)星的主載荷為260 mm口徑同軸反射式相機，如圖5所示，次鏡安裝于桁架桿頂端，主要由三根桁架桿來保證主、次鏡的位置關(guān)系，桁架的材料為鈦合金，線脹系數(shù)約為9×10-6K-1，所以保證三根桁架桿溫度的均勻性和穩(wěn)定性至關(guān)重要。

圖5 相機布局示意圖

與太陽同步軌道的相機有所不同，該相機所處軌道外熱流變化復(fù)雜，且單機安裝位置離相機近，易對相機溫度造成擾動，影響熱控調(diào)焦精度。采用的熱控措施如下：桁架共設(shè)置了4個主動控溫加熱區(qū)，如圖6所示。加熱片直接粘貼在桁架表面，粘貼好加熱片以后，整體粘貼一層導(dǎo)熱石墨片，然后包覆10單元的多層隔熱組件。每根桁架桿的溫度都可單獨調(diào)整，通過合理分配加熱區(qū)功率，優(yōu)化控溫算法，保證了桁架的軸向溫差和徑向溫差都優(yōu)于0.8 ℃。

圖6 桁架加熱區(qū)布置局示意圖

在整星承力筒-Y側(cè)(單機安裝面)，即承力筒內(nèi)壁鋪設(shè)10單元多層隔熱組件，如圖7所示，以此來隔絕單機熱源對相機的影響。否則單機的熱耗會使桁架局部溫度偏高，無法滿足桁架桿的溫度均一性指標(biāo)，而且過大的單機熱量傳遞到相機會使桁架桿溫度調(diào)節(jié)范圍變窄。

圖7 承力筒內(nèi)部多層位置

桁架桿上粘貼兩層導(dǎo)熱石墨片，粘貼后鈦合金材料的桁架桿等效導(dǎo)熱系數(shù)可提升至80 W·m-1·K-1，從而提高桁架的等溫性。

由于桁架桿需要單獨的控溫區(qū)間，需要減小桁架桿與其他組件的溫度耦合，才能滿足精確控溫指標(biāo)；而采用聚酰亞胺隔熱墊不能滿足相機結(jié)構(gòu)的剛度指標(biāo)，故將桁架底部安裝面銑出凸臺，并將凸臺鏤空，盡可能增大接觸熱阻，減小桁架桿與其他組件熱耦合的同時滿足結(jié)構(gòu)安裝及力學(xué)特性。

為了保證桁架的測溫精度，需要標(biāo)定相機測溫用的熱敏電阻，熱敏電阻標(biāo)定后，在15～25 ℃具有小于±0.1 ℃的互換精度。

同時還需對星上的測溫電路進行標(biāo)定。利用標(biāo)準(zhǔn)電阻模擬熱敏電阻對應(yīng)溫度下的電阻值，接入星上測溫電路，然后對測溫電路輸出的十六位碼值進行修正，可使測溫電路的測溫精度在±0.03 ℃以內(nèi)，從而滿足測溫精度需求。承力筒采用均溫措施，主要通過在承力筒表面和承力筒多層隔熱組件最外層薄膜的內(nèi)表面鋪設(shè)導(dǎo)熱石墨片的方法，將熱量由承力筒受照面導(dǎo)向背陰面，從而減小承力筒各區(qū)域的溫度梯度[9]，保證相機桁架溫度的均一性和穩(wěn)定度，如圖8所示。

5.3 單機設(shè)備熱控設(shè)計

單機集中布置在碳纖維承力筒的-Y側(cè)，碳纖維承力筒導(dǎo)熱差，不利于單機間的熱量相互傳導(dǎo)，各單機溫度差異大。功率密度大的單機(如大綜電分系統(tǒng))溫度水平高，任務(wù)期間溫升快，連續(xù)任務(wù)后熱量難以及時導(dǎo)出，需要開設(shè)較大面積的散熱面。而不開機單機則無常值功耗(如S向飛輪)，要保證其零度以上的待機溫度且不消耗主動熱控資源，散熱面不能過大。綜上，單機設(shè)備的熱控設(shè)計要統(tǒng)籌考慮各單機的在軌工作狀態(tài)，保證其在適宜的溫度區(qū)間工作，由于鋰電池安裝在綜合電箱上，為防止綜合電箱對其溫度產(chǎn)生影響，采用聚酰亞胺墊隔熱安裝，且安裝面也需要包覆多層聚酰亞胺以進一步隔離綜合電箱對鋰電池的加熱。同時在鋰電池的其他面開設(shè)一定面積的散熱面，并輔以主動熱控，可精確地將鋰電池控制在19～20 ℃。

圖8 承力筒均溫措施示意圖

S飛輪需要與承力筒隔熱安裝(S飛輪安裝位置的承力筒溫度低于-10 ℃)，并將S飛輪可與承力筒進行輻射換熱的面用多層隔熱組件包覆，進一步防止承力筒拉低S飛輪溫度，S飛輪其他面外漏并噴涂黑漆，加強與其他單機的輻射換熱。

大綜電分系統(tǒng)集成了數(shù)傳終端、測導(dǎo)一體機、中心機、配電熱控單元、電源控制器和成像處理箱等單機，質(zhì)量小于5 kg，峰值功耗大于80 W。單機主要通過-Y側(cè)的散熱面進行散熱，該散熱面的散熱能力受展開帆板溫度的影響較大。45°低傾角軌道衛(wèi)星存在全陽照時間段，為散熱帶來巨大壓力。另一方面，推進貯箱在軌無功耗，且位于艙外，僅依靠多層隔熱組件等被動熱控手段，無法滿足其0 ℃以上的溫度接口要求。綜合考慮后，將推進朝向大綜電單機側(cè)不用多層包覆，并用導(dǎo)熱石墨片將兩者連接(如圖7所示)。可將大綜電單機熱量導(dǎo)向推進貯箱，有效利用了星上廢熱進行熱設(shè)計，既滿足了大綜電系統(tǒng)的散熱需求，又滿足了推進貯箱的保溫要求，節(jié)約了整星資源。

推進貯箱為了在軌長期保持0 ℃以上的溫度，除了與大綜電分系統(tǒng)形成熱交換通道以外，還在推進貯箱多層隔熱組件靠近帆板位置開設(shè)了吸收帆板熱量的窗口(如圖9所示)，進一步確保在不消耗主動熱控資源的情況下維持推進貯箱及電磁閥長期處于0 ℃以上。

圖9 推進貯箱換熱示意圖

5.4 主動熱控措施

為滿足整星低熱控功耗的要求，在不影響衛(wèi)星性能的前提下，整星熱設(shè)計優(yōu)先考慮被動熱控手段，盡可能減少主動熱控回路數(shù)量和功耗以降低衛(wèi)星成本、縮短研制周期。整星僅對含熱控調(diào)焦的主載荷相機、決定無控定位精度的星敏支架以及蓄電池提供主動熱控手段，共計10路電加熱回路，設(shè)計功耗14 W。其中用于相機熱控及調(diào)焦共7路，蓄電池控溫2路，星敏支架1路。衛(wèi)星主動熱控以最低的回路數(shù)量和熱控功耗滿足了總體對熱控分系統(tǒng)的要求。

6 熱分析計算

根據(jù)上述熱設(shè)計方案，利用有限元熱分析軟件對該衛(wèi)星進行建模。衛(wèi)星主要劃分為殼單元，并對導(dǎo)熱石墨片、螺釘、隔熱墊等物體進行簡化處理，用等效熱耦合的方式進行代替，熱模型如圖10 所示。

在仿真計算中，根據(jù)前述外熱流分析和衛(wèi)星在軌長期姿態(tài)、單機工裝狀況、熱控涂層退化等情況，確定了兩個熱分析極端工況。

圖10 衛(wèi)星熱分析模型

6.1 低溫工況

太陽常數(shù)取最小值1 322 W/m2，取β角為0°；單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜性能按壽命初期定義，參數(shù)為αs/ε=0.36/0.69；F46膜性能按壽命初期定義，參數(shù)為αs/ε=0.13/0.69；天線等噴涂的S781白漆性能按壽命初期定義參數(shù)為αs/ε=0.17/0.85；帆板電池片按最大光電轉(zhuǎn)化效率計算，參數(shù)定義為：αs/ε=0.775/0.85；相機、數(shù)傳等任務(wù)系統(tǒng)均不工作，其余各單機按功耗最小配置；桁架桿目標(biāo)溫度分別為20 ℃和25 ℃。

6.2 高溫工況

太陽常數(shù)取最小值1 412 W/m2，取β角為67°，為全陽照模式；單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜性能按壽命末期定義，參數(shù)為αs/ε=0.5/0.69；F46膜性能按壽命末期定義，參數(shù)為αs/ε=0.3/0.69；天線等噴涂的S781白漆性能按壽命末期定義參數(shù)為αs/ε=0.4/0.85；帆板電池片按最小光電轉(zhuǎn)化效率計算，參數(shù)定義為：αs/ε=0.915/0.85；任務(wù)模式按一軌成像一軌數(shù)傳的模式配置，各單機按功耗最大配置；桁架桿目標(biāo)溫度分別為20 ℃和25 ℃。

依照上述工況進行熱分析，相機桁架桿及各電子學(xué)單機的熱分析結(jié)果如表2所示。熱分析結(jié)果顯示，各熱控措施效果明顯，各單機均在要求范圍內(nèi)，桁架桿溫控滿足指標(biāo)要求，但余量較小，由于分析軟件的主動熱控算法與衛(wèi)星溫控算法有差異，故桁架的溫控指標(biāo)需待熱試驗時進行進一步驗證。

表2 衛(wèi)星不同工況典型位置溫度

7 試 驗

真空低溫環(huán)境下的熱平衡試驗是驗證熱設(shè)計正確性的有效手段，也是對衛(wèi)星在軌溫度最精確的預(yù)測[10]。為此，衛(wèi)星進行整機地面熱平衡試驗，對整星熱設(shè)計進行了充分驗證。低傾角軌道外熱流變化復(fù)雜，導(dǎo)致整星承力筒、星敏、磁強計、背板等組件外熱流模擬困難，試驗利用紅外加熱籠與表貼加熱片相結(jié)合的方式，模擬整星的外熱流環(huán)境。根據(jù)熱分析的工況劃分情況，進行了試驗工況的設(shè)置，如表3所示，表3包含了衛(wèi)星在軌可能出現(xiàn)的極端工況與熱控調(diào)焦各工況的隨機組合。

根據(jù)表3的工況劃分，在極端低溫工況和極端高溫工況都需進行桁架桿溫度調(diào)節(jié)，以確保在軌各衛(wèi)星運行工況中，桁架桿都能滿足溫度調(diào)節(jié)范圍、均一性和穩(wěn)定性的要求。

表3 熱平衡試驗工況

統(tǒng)計了半年的衛(wèi)星在軌溫度數(shù)據(jù)，相機桁架桿的溫度波動如圖11所示，其余位置的熱平衡試驗結(jié)果與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)對比如表4所示?？梢钥闯?，桁架桿在軌進行了兩次溫度調(diào)整，在當(dāng)前的熱控措施下，桁架桿溫度穩(wěn)定性、均一性小于±0.15 ℃，符合指標(biāo)要求。衛(wèi)星各組件、單機溫度均能滿足指標(biāo)要求，且在軌溫度處于試驗高溫工況溫度和低溫工況溫度之間，這是符合預(yù)期的。

圖11 桁架桿在軌溫度波動狀態(tài)

表4 熱平衡試驗和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)

熱控分系統(tǒng)在軌平均功耗約為9.3 W，其中相機熱控功耗為8.3 W。這說明除需精密控溫的相機組件，整星熱控資源消耗少，符合衛(wèi)星低成本的需求。

針對推進貯箱和大綜電分系統(tǒng)開辟的熱交換通道在軌表現(xiàn)也十分明顯。通過圖12可以明顯看到，在衛(wèi)星任務(wù)期間，貯箱溫升趨勢與大綜電一致，表明利用大綜電廢熱對推進貯箱加熱的方法作用明顯，提升了大綜電的散熱能力，并以最低的資源損耗滿足了貯箱熱控需求。

8 結(jié) 論

本文結(jié)合低傾角衛(wèi)星在軌任務(wù)模式、相機及單機溫度要求、所處空間環(huán)境以及整星資源約束，詳細(xì)分析了低成本、低功耗、商業(yè)遙感衛(wèi)星熱設(shè)計的難點以及重點，并提出了一些有針對性的熱控措施。對于相機桁架精密控溫需求，采用單機安裝平面與相機艙隔熱設(shè)計；桁架桿與背板隔熱設(shè)計；承力筒均溫設(shè)計；測溫電路標(biāo)定方法等，保證了桁架桿溫度的均一性和穩(wěn)定性。單機熱設(shè)計方法如下：不依靠結(jié)構(gòu)件，利用F46膜作為單機散熱面，鋰電池開設(shè)散熱面，S飛輪局部多層包覆法，大綜電分系統(tǒng)與推進系統(tǒng)聯(lián)合熱設(shè)計，開設(shè)帆板與推進貯箱傳熱通道等，用最小的熱控資源達到了最優(yōu)的熱控效果。衛(wèi)星的熱平衡試驗和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，衛(wèi)星各單機處于-0.5～35.4 ℃，相機桁架的溫度波動和均一性小于±0.15 ℃，熱控分系統(tǒng)質(zhì)量小于1.5 kg，在軌平均功耗為9.3 W，滿足衛(wèi)星在軌溫度需求。該衛(wèi)星的成功在軌運行為未來低成本、低質(zhì)量、高分辨率商業(yè)衛(wèi)星的熱設(shè)計提供了參考。