許紅陽，林士峰，馬二瑞，張 磊

（中國科學(xué)院 微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 201210）

0 引言

“北斗三號”MEO 衛(wèi)星采用“一箭雙星”的發(fā)射方式，同時(shí)發(fā)射的兩顆衛(wèi)星的研制及試驗(yàn)過程高度重疊，且根據(jù)任務(wù)總體要求每組衛(wèi)星擇機(jī)搭載激光通信、全球短報(bào)文和國際搜救等增量載荷設(shè)備，使得每組衛(wèi)星的熱控狀態(tài)不盡相同，均需進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證。熱控系統(tǒng)綜合考慮研制流程、試驗(yàn)周期及現(xiàn)有試驗(yàn)條件，摒棄傳統(tǒng)批產(chǎn)衛(wèi)星熱平衡試驗(yàn)與熱真空試驗(yàn)串行的方式，提出“雙星同時(shí)進(jìn)罐，單星熱平衡，雙星熱真空”的雙星并行真空熱試驗(yàn)方案。

對于雙星甚至多星并行真空熱試驗(yàn)，一個(gè)不可忽視的因素為衛(wèi)星之間互相遮擋，使得在試驗(yàn)過程中無法準(zhǔn)確模擬在軌真實(shí)外熱流狀態(tài)及輻射散熱條件，從而導(dǎo)致熱平衡各工況試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生誤差。本文詳細(xì)介紹針對“北斗三號”MEO 衛(wèi)星制定的雙星并行真空熱試驗(yàn)的試驗(yàn)方案及流程，重點(diǎn)闡述消除因兩星相互遮擋而產(chǎn)生的試驗(yàn)誤差的方法。

1 衛(wèi)星熱控特點(diǎn)

衛(wèi)星熱控系統(tǒng)是重要的服務(wù)保障系統(tǒng)，需滿足確定軌道、姿態(tài)及工作模式下星上所有儀器設(shè)備的溫度指標(biāo)要求。通過合理的熱控設(shè)計(jì)，有效組織艙內(nèi)、外熱交換，經(jīng)仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證可獲得高效、可靠的熱控方案[1]?！氨倍啡枴盡EO 衛(wèi)星由于采用“一箭雙星”發(fā)射方式，衛(wèi)星本體尺寸受到嚴(yán)格限制，載荷大功率及增量載荷設(shè)備熱耗較試驗(yàn)星階段顯著增加；而MEO 衛(wèi)星屬于典型的高功能密度、高功率密度衛(wèi)星，星體可用散熱區(qū)明顯不足，平臺及載荷設(shè)備散熱壓力大，加之載荷大功率固態(tài)放大器及相控陣天線局部高熱流密度散熱需求，使整星熱控設(shè)計(jì)難度進(jìn)一步增加，需要采取特殊處理措施。此外還須滿足以原子鐘為代表的時(shí)頻系統(tǒng)等溫化和高溫度穩(wěn)定度的控制需求[2]，以及以蓄電池組為代表的溫度敏感設(shè)備的特殊溫控需求。

“北斗三號”MEO 衛(wèi)星之兩星采用框架面板構(gòu)型，儀器設(shè)備布局、熱耗及工作模式完全相同，其熱物理模型如圖1 所示。衛(wèi)星±Y面為主散熱區(qū)，±Z面為輔散熱區(qū)，+X面為向陽面，-X面為背陽面。兩星位于同一軌道面的不同相位，衛(wèi)星姿態(tài)、軌道高度和軌道傾角相同，故兩星所處空間熱環(huán)境一致。因此，可以利用單星熱平衡試驗(yàn)結(jié)果對兩顆衛(wèi)星的在軌溫度進(jìn)行預(yù)示。

圖 1 “北斗三號”MEO 衛(wèi)星熱物理模型Fig. 1 Thermophysical model of the Beidou-3 MEO satellite

2 試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)狀態(tài)

“北斗三號”正樣衛(wèi)星雙星并行真空熱試驗(yàn)在KM4 臥式空間環(huán)境模擬器內(nèi)進(jìn)行，熱沉有效直徑5.5 m，有效長度約8 m。結(jié)合空間環(huán)境模擬設(shè)備尺寸，衛(wèi)星在空間環(huán)境模擬器內(nèi)采用橫臥支撐安裝方式，兩星保持+Y面朝上，+X面相對，同軸等高布置。衛(wèi)星X方向包絡(luò)尺寸為2.5 m，兩星之間間距1 m，衛(wèi)星與真空罐罐底和罐口間距均為1 m，如圖2所示。此狀態(tài)下雙星之間相互遮擋最小，且便于進(jìn)行附加熱流修正?？拷M器內(nèi)部位置的熱沉遮擋較小，空間尺寸寬松，因此將進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)的衛(wèi)星（熱平衡星）放置于模擬器內(nèi)側(cè)靠近罐底，將不進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)的衛(wèi)星（熱真空星）放置于模擬器外側(cè)靠近罐口，兩星之間不設(shè)置移動冷屏熱沉。

圖 2 雙星并行真空熱試驗(yàn)方位示意Fig. 2 Positions of two satellites in parallel vacuum thermal test

2.2 試驗(yàn)工況

根據(jù)衛(wèi)星在軌飛行期間的姿態(tài)、熱耗、工作模式、涂層性能以及太陽常數(shù)等參數(shù)確定熱平衡試驗(yàn)的高、低溫工況。通過在真空冷黑環(huán)境中對熱平衡星施加高、低溫工況外熱流，獲取整星儀器設(shè)備的溫度水平及變化規(guī)律，以修正熱分析模型并進(jìn)行衛(wèi)星的在軌溫度預(yù)示。

1）高溫工況試驗(yàn)條件：外熱流模擬按壽命末期，冬至日附近，軌道光照角+13.5°，偏航對地姿態(tài)的仿真結(jié)果施加；平臺及載荷加電單機(jī)按最大熱耗模式設(shè)置，蓄電池組為工作狀態(tài)，數(shù)傳發(fā)射機(jī)常加電。

2）低溫工況試驗(yàn)條件：外熱流模擬按壽命初期，夏至日附近，軌道光照角+78.5°，偏航對地姿態(tài)的仿真結(jié)果施加；平臺及載荷加電單機(jī)按最小熱耗模式設(shè)置，蓄電池組為儲存狀態(tài)，數(shù)傳發(fā)射機(jī)不加電。

2.3 熱流模擬

外熱流模擬方法選擇是熱平衡試驗(yàn)的關(guān)鍵，直接決定熱平衡試驗(yàn)結(jié)果的有效性，甚至關(guān)系到試驗(yàn)成敗。外熱流模擬方法一般分為入射熱流模擬法和吸收熱流模擬法2 種[3]。綜合考慮衛(wèi)星熱控狀態(tài)、試驗(yàn)設(shè)備性能及試驗(yàn)成本等各方面因素，本次試驗(yàn)的熱平衡星外熱流模擬采用軌道周期熱流積分平均值，使用非接觸式紅外燈陣和絕熱型熱流計(jì)進(jìn)行散熱區(qū)熱流模擬及測量（每只紅外燈對應(yīng)1 只熱流計(jì)），使用接觸式電加熱器進(jìn)行多層組件熱流模擬。熱真空星紅外燈陣設(shè)置與熱平衡星保持一致，在每個(gè)控溫區(qū)中間位置設(shè)置1 只絕熱型熱流計(jì)，用于熱真空試驗(yàn)輔助升溫，熱平衡試驗(yàn)期間不開啟；熱真空星多層組件表面不進(jìn)行熱流模擬。除熱平衡試驗(yàn)外，其他試驗(yàn)工況的外熱流模擬只對實(shí)際控溫溫度進(jìn)行要求，無須考慮具體熱流數(shù)值以及遮擋誤差。

衛(wèi)星分為7 個(gè)控溫區(qū)，包括平臺艙±Y、-Z控溫區(qū)，載荷艙±Y、-Z控溫區(qū)以及原子鐘艙控溫區(qū)。平臺+X面多層組件采用加熱器進(jìn)行熱流模擬；-X面不設(shè)置紅外燈陣。紅外燈陣支撐工裝采用模塊化設(shè)計(jì)，每只紅外燈均具備6 方向自由度，可根據(jù)散熱區(qū)設(shè)計(jì)變化進(jìn)行調(diào)整，各控溫區(qū)通過程控直流電源實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控溫及功率模擬。

由于兩星+X面相對布置，熱平衡試驗(yàn)存在相互遮擋，熱流模擬與實(shí)際在軌工況間存在一定差異，須進(jìn)行修正。建立兩星在真空罐內(nèi)的熱輻射模型如圖3 所示。對熱真空星平臺+X面與熱平衡星各面角系數(shù)及輻射傳遞系數(shù)進(jìn)行分析，結(jié)果如表1所示。

圖 3 兩星熱輻射遮擋情況示意Fig. 3 Thermal radiation shielding of two satellites

表 1 兩星熱輻射遮擋影響分析Table 1 Analysis of thermal radiation shielding of two satellites

由于兩星采用同軸等高布置方式，熱真空星除平臺+X面外，其余表面對熱平衡星均不可見。熱真空星平臺+X面對熱平衡星平臺+X面角系數(shù)為0.231，輻射傳遞系數(shù)為0.155；對熱平衡星其他各面角系數(shù)均為0，輻射傳遞系數(shù)均不大于0.005，熱影響可忽略。因此，修正熱流的數(shù)值等于熱平衡星平臺+X面在有/無遮擋2 種情況下與系統(tǒng)換熱量的差值。

假定熱平衡星平臺+X面為S1(T1,A1,ε1)，熱真空星平臺+X面為S2(T2,A2,ε2)，環(huán)境模擬器表面為S3(T3,A3,ε3)，且在有/無遮擋情況下T1近似保持不變。在無遮擋情況下，熱平衡星平臺+X面與環(huán)境模擬器滿足封閉腔內(nèi)非凹表面輻射換熱公式：

在有遮擋的情況下，熱平衡星、熱真空星與空間熱環(huán)境模擬器共同組成三表面封閉系統(tǒng)，且環(huán)境模擬器可近似為黑體，熱傳遞等效網(wǎng)絡(luò)如圖4 所示。

圖 4 三表面封閉腔熱傳遞等效網(wǎng)絡(luò)Fig. 4 Equivalent network of thermal transmission in threesurface closed cavity

根據(jù)電學(xué)中的基爾霍夫定律，可列出節(jié)點(diǎn)J1和J2處的電流方程：

本次雙星并行試驗(yàn)，A1=A2=1.12 m2；ε1=ε2=0.66；X1,2=0.23，X1,3=X2,3=0.77；σ=5.67×10-8W/(m2·K4)。將各參數(shù)值代入式(1)～式(5)中，可解得熱平衡星平臺+X面的修正熱流為ΔΦ=Φ-Φ′=0.05×(T1/100)4+0.62×(T2/100)4+3.51×(T3/100)4。根據(jù)前序試驗(yàn)星熱試驗(yàn)結(jié)果及在軌溫度數(shù)據(jù)，估算T1和T2在熱平衡試驗(yàn)中的溫度變化范圍分別為0～50 ℃和-50～0 ℃，即：高溫工況下T1和T2取值分別為323 K 和273 K，低溫工況下T1和T2取值分別為273 K 和223 K；環(huán)境模擬器表面溫度T3在熱平衡高、低溫工況下取值均為100 K。最終計(jì)算得到，高溫工況熱流修正數(shù)值為43.4 W，低溫工況熱流修正數(shù)值為21.6 W。實(shí)際施加熱流為理論計(jì)算值減去修正數(shù)值。

2.4 其他設(shè)計(jì)

1）星內(nèi)真空度實(shí)時(shí)監(jiān)測

載荷大功率設(shè)備開機(jī)時(shí)對真空度要求較高，而試驗(yàn)設(shè)備真空規(guī)通常置于內(nèi)壁附近，無法實(shí)時(shí)反映衛(wèi)星艙內(nèi)的真空度情況。本試驗(yàn)設(shè)計(jì)中在衛(wèi)星艙內(nèi)大功率設(shè)備附近布置數(shù)個(gè)真空測量設(shè)備探頭，實(shí)時(shí)監(jiān)測載荷艙內(nèi)真空度變化情況。測試結(jié)果顯示：試驗(yàn)初期，星內(nèi)真空度數(shù)值較罐內(nèi)壁附近低1～2 個(gè)數(shù)量級，艙內(nèi)真空度變化滯后于罐內(nèi)壁附近2～3 天。

2）配置恒星模擬器進(jìn)行閉環(huán)測試

為考查衛(wèi)星姿態(tài)控制能力，并準(zhǔn)確評估星敏感器在真空環(huán)境下的輸出特性，本次真空熱試驗(yàn)引入半物理仿真平臺，星敏感器上接入恒星模擬器（星模），開展星敏感器+反作用輪+星載計(jì)算機(jī)的姿軌控半物理仿真測試，以便更真實(shí)地反映設(shè)備在軌工作狀態(tài)及熱控特性。試驗(yàn)中熱控系統(tǒng)對星模進(jìn)行控溫。

3 試驗(yàn)流程

雙星并行熱試驗(yàn)流程如圖5 所示。

圖 5 雙星并行熱試驗(yàn)流程Fig. 5 Process of the parallel vacuum thermal test of two satellites

試驗(yàn)共分初始測試階段、熱平衡試驗(yàn)及熱真空試驗(yàn)3 個(gè)階段。初始測試階段又分低氣壓測試、高溫出氣以及熱控軟件測試3 個(gè)子工況。熱平衡試驗(yàn)主要對熱平衡星進(jìn)行高、低溫工況考核，此階段熱真空星不進(jìn)行熱流模擬，保持星體外表溫度處于較低水平，星上設(shè)備加電狀態(tài)與熱平衡星保持一致。根據(jù)熱平衡試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行試驗(yàn)大綱規(guī)定的熱真空試驗(yàn)溫度循環(huán)并擇機(jī)完成主/備份設(shè)備切換。熱試驗(yàn)工裝采用模塊化設(shè)計(jì)，可根據(jù)熱控方案的不同適時(shí)進(jìn)行調(diào)整。工裝裝配及電纜敷設(shè)均在罐外完成，再通過移動工裝車轉(zhuǎn)移至試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)導(dǎo)軌上。

3.1 初始測試階段

初始測試階段為MEO 衛(wèi)星正樣階段真空熱試驗(yàn)特有的測試內(nèi)容，旨在考核衛(wèi)星上升段和在軌初期單機(jī)及熱控軟件模塊的環(huán)境適應(yīng)能力，并為后續(xù)熱平衡及熱真空試驗(yàn)載荷大功率設(shè)備開機(jī)提供必要的真空環(huán)境。在此測試期間，衛(wèi)星僅平臺主份單機(jī)加電，外熱流模擬中的雙星相互遮擋誤差可忽略不計(jì)。

3.1.1 低氣壓測試

衛(wèi)星發(fā)射過程中，內(nèi)部單機(jī)產(chǎn)品要經(jīng)歷從常壓到1×10-6Pa 以下的氣壓變化[4]。低氣壓環(huán)境中，氣體帶電粒子在電場的作用下易碰撞中性粒子或在金屬表面激發(fā)二次電子發(fā)射，造成空間中電子數(shù)雪崩式增長，使原本絕緣的氣體變?yōu)閭鲗?dǎo)等離子體，形成低氣壓放電[5]，可能導(dǎo)致單機(jī)信號功能下降、設(shè)備功能喪失甚至損毀。因此，在衛(wèi)星熱試驗(yàn)建立真空環(huán)境的過程中，尤其是真空罐內(nèi)壓力由1000 Pa降至0.1 Pa 時(shí)，須監(jiān)測加電單機(jī)的工作狀態(tài)及遙測參數(shù)是否正常。

3.1.2 高溫出氣

衛(wèi)星裝配及儀器設(shè)備內(nèi)部使用了較多非金屬材料，如各種黏結(jié)劑、熱控涂層及絕緣材料等。這類材料在真空環(huán)境中會出現(xiàn)放氣現(xiàn)象，使星體局部形成低氣壓區(qū)，極易導(dǎo)致敏感設(shè)備發(fā)生低氣壓放電危害[6]。為此增設(shè)高溫出氣工況，為后續(xù)載荷大功率設(shè)備開機(jī)提供高真空環(huán)境。通過輔助升溫加熱器、外熱流模擬熱源及星體主動熱控加熱器提高整星溫度水平，對衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板、單機(jī)設(shè)備、電纜及其他裝星輔料進(jìn)行出氣處理。試驗(yàn)過程中，雙星溫度維持在30～35 ℃之間，持續(xù)時(shí)間不短于24 h。

3.1.3 熱控軟件測試

熱控軟件測試工況是為了驗(yàn)證衛(wèi)星初始入軌段（載荷設(shè)備未開機(jī)）熱控軟件模塊的自主控溫能力以及主動熱控加熱器功率輸出是否正常，將載荷大功率設(shè)備由儲存溫度提升至啟動溫度的能力是否正常，是對熱控系統(tǒng)主動控溫軟硬件性能的綜合考核。測試過程對熱控程控邏輯以及加熱器占空比（平均功率）、熱響應(yīng)周期及溫度控制范圍進(jìn)行評估。此外，還進(jìn)行衛(wèi)星安全模式及最小工作模式下的熱控系統(tǒng)功能測試。

3.2 熱平衡試驗(yàn)

滿足載荷大功率設(shè)備開機(jī)條件后按規(guī)定程序依次加電，開始熱平衡試驗(yàn)。依次進(jìn)行熱平衡試驗(yàn)低溫工況及高溫工況設(shè)置。熱平衡試驗(yàn)過程中，熱平衡星外熱流按軌道周期外熱流積分平均值進(jìn)行模擬，原子鐘艙外熱流按瞬態(tài)熱流進(jìn)行模擬；兩星的星上設(shè)備加電狀態(tài)及時(shí)序均與在軌狀態(tài)保持一致。試驗(yàn)結(jié)果判斷準(zhǔn)則需滿足《航天器熱平衡試驗(yàn)方法》[7]規(guī)定的熱平衡試驗(yàn)穩(wěn)定判據(jù)。

3.3 熱真空試驗(yàn)

熱真空試驗(yàn)的目的是檢驗(yàn)星上儀器設(shè)備耐受熱真空環(huán)境的能力，驗(yàn)證儀器設(shè)備在規(guī)定溫度范圍和高真空度下的功能是否正常，檢驗(yàn)衛(wèi)星制造和組裝工藝，發(fā)現(xiàn)和暴露潛在的元器件、工藝和材料等質(zhì)量缺陷[8]。熱平衡試驗(yàn)結(jié)束后，以熱平衡星高、低溫工況熱平衡溫度數(shù)據(jù)作為雙星熱真空試驗(yàn)溫度拉偏的依據(jù)，進(jìn)行4 個(gè)循環(huán)的熱真空試驗(yàn)，平臺及載荷的主/備份交叉組合進(jìn)行試驗(yàn)：第1 個(gè)循環(huán)平臺主份+載荷備份設(shè)備加電，第2 個(gè)循環(huán)平臺備份+載荷備份設(shè)備加電，第3 個(gè)循環(huán)平臺備份+載荷主份設(shè)備加電，第4 個(gè)循環(huán)平臺主份+載荷主份設(shè)備加電。每個(gè)溫度循環(huán)分為低溫保持、升溫、高溫保持及降溫4 個(gè)階段，高、低溫各保持8 h。

1）高溫保持階段每個(gè)溫度控制區(qū)內(nèi)至少有1 臺單機(jī)的溫度達(dá)到熱平衡試驗(yàn)高溫工況溫度結(jié)果加10～15 ℃，且低于組件驗(yàn)收級最高試驗(yàn)溫度；

2）低溫保持階段每個(gè)溫度控制區(qū)內(nèi)至少有1 臺單機(jī)的溫度達(dá)到熱平衡試驗(yàn)低溫工況溫度結(jié)果減5～15 ℃，且高于組件驗(yàn)收級最低試驗(yàn)溫度。

4 數(shù)據(jù)比較與分析

選取熱平衡試驗(yàn)高、低溫工況溫度數(shù)據(jù)結(jié)果與壽命初期相同工作模式下的在軌遙測數(shù)據(jù)（軌道平均值）進(jìn)行比較，情況如表2 所示。在軌數(shù)據(jù)選取條件為：低溫工況載荷行波管功放設(shè)備（行放）工作，數(shù)傳發(fā)射機(jī)待機(jī)，蓄電池組處于儲存狀態(tài)；高溫工況（初期）載荷固態(tài)功放設(shè)備（固放）工作，數(shù)傳發(fā)射機(jī)處于數(shù)傳模式，蓄電池組處于工作狀態(tài)。

表 2 試驗(yàn)及在軌數(shù)據(jù)比較與分析Table 2 Comparison between and analysis of test and flight data單位：℃

試驗(yàn)及在軌溫度數(shù)據(jù)比較結(jié)果表明：

1）低溫工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)與在軌數(shù)據(jù)一致性較好，其中：平臺艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為1.6～24.9 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低1.8 ℃左右；載荷艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為7.0～29.3 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低0.2 ℃。這是由于試驗(yàn)低溫工況模擬壽命初期的熱控涂層狀態(tài)，與在軌數(shù)據(jù)選取時(shí)間點(diǎn)（發(fā)射后約1 個(gè)月）的熱控涂層性能相近；但試驗(yàn)低溫工況按軌道光照角為+78.5°設(shè)置模擬外熱流，大于在軌數(shù)據(jù)截時(shí)軌道光照角（+43.8°）：結(jié)果導(dǎo)致試驗(yàn)外熱流總體上略低于在軌實(shí)際情況。

2）高溫工況試驗(yàn)數(shù)據(jù)明顯高于在軌數(shù)據(jù)，其中：平臺艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為17.4～35.6 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均高7.5 ℃左右；載荷艙單機(jī)試驗(yàn)溫度范圍為13.5～35.3 ℃，較在軌數(shù)據(jù)平均低8.6 ℃。這是由于試驗(yàn)高溫工況模擬壽命末期的熱控涂層狀態(tài)，與在軌數(shù)據(jù)選取時(shí)間點(diǎn)（發(fā)射后約5 個(gè)月）的熱控涂層性能差異較大。

隨著衛(wèi)星熱控涂層在軌性能逐步退化，整星溫度呈緩慢升高趨勢，因此可以使用熱試驗(yàn)高溫工況溫度數(shù)據(jù)對衛(wèi)星在軌飛行溫度變化趨勢進(jìn)行預(yù)示，并修正相應(yīng)熱控狀態(tài)參數(shù)。

5 結(jié)束語

本文詳細(xì)介紹了MEO 衛(wèi)星雙星并行真空熱試驗(yàn)技術(shù)，通過仿真分析對因兩星相互遮擋引起的附加熱流進(jìn)行修正，提高了試驗(yàn)結(jié)果的有效性和準(zhǔn)確性，實(shí)現(xiàn)了兩星進(jìn)/出1 次空間環(huán)境模擬設(shè)備即可完成熱平衡和熱真空2 項(xiàng)試驗(yàn)考核的目的，其試驗(yàn)流程及狀態(tài)設(shè)計(jì)在提高雙星并行熱試驗(yàn)效率的同時(shí)可有效降低試驗(yàn)成本。試驗(yàn)數(shù)據(jù)與在軌數(shù)據(jù)比較結(jié)果表明：熱平衡試驗(yàn)結(jié)果能較為準(zhǔn)確地預(yù)示星上設(shè)備的在軌溫度。相應(yīng)試驗(yàn)方法、試驗(yàn)狀態(tài)及試驗(yàn)流程對類似衛(wèi)星型號研制具有一定借鑒或參考價(jià)值。