一颗小卫星的稳态热分析计算
微纳卫星热状态仿真及分析
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律验证了内热源 是 决 定 电 推 力 器 整 体 温 度 水 平
的主导因素 [9]。 通 过 物 理 实 验 方 法 进 行 动 态 热
分析研究较为不便且不适用,热网络法细节繁多
复杂,计 算 耗 时,传 统 的 数 字 仿 真 并 不 能 满 足 微
纳卫星快速热分析的需要。
本文将综合 考 虑 卫 星 内 外 的 受 热 情 况 等 因
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卫星微元表 面 dF 上 地 球 红 外 辐 照 热 流 的
计算与经过 F 面的地 球 切 线 与 地 心 连 线 的 夹 角
稳态月面火星火箭发动机热工循环性能的研究
稳态月面火星火箭发动机热工循环性能的研究一、引言月面登陆已成为人类太空探索的重要领域之一。
在探测任务中，火箭发动机是最关键的装置之一。
为了确保任务的成功，需要研究新型的发动机。
本文针对稳态月面火星火箭发动机热工循环性能进行了研究，旨在提高发动机的性能和效率。
二、稳态热力学循环原理1. 热力学模型火箭发动机的热力学循环可按周期性和连续性两种方式来划分。
这里我们重点研究连续性循环，该循环的热力学网为两级压气机、两级混合器、喷气喉、燃烧室、喷管扩散器和喷管喷喉组成。
在该循环中，空气被压缩并加热至燃烧室的着火温度，并通过燃烧产生高温高压气体。
这些气体通过喷气喉进入喷嘴扩散器，高速喷出并形成推力。
而废气在离开喷嘴后经过扩散器后，其废热也被用来加热压气机的进口空气。
在这个过程中，废气的最终排放温度要低于大气温度才符合环保要求。
2. 热工循环特性热工循环特性包括冷却空气计划（MCA）、过氧化氢发生温度（OT）和喷淋冷却过程，这些因素对稳态月面火星火箭发动机的性能影响很大。
冷却空气计划MCA是冷却空气流量与主气流量之比，其大小可影响燃烧室的生产率。
实验数据表明，当燃料偏瘤越大，燃烧模式越不对称，MCA越高则燃烧室内温度分布越合理，思科径向对称性（ROS）指数越高。
过氧化氢发生温度OT是决定燃烧室PT - OT，喷气喉出口PT - OT两参数的重要因素。
过低的温度容易引起爆燃，急速升温可能导致燃烧室聚合及气轮机叶片受热过高。
因此，需要选择合适的OT值以保证热力学循环的正常运行。
喷淋冷却工艺是通过在燃烧室中加入适量水来冷却、稳定火焰温度，有效降低NOx排放的技术，但如果水含量过大，会导致火焰不稳定、喷气喉灭火等问题。
三、数值计算分析在本文中我们采用AVL-FIRE软件完成了稳态月面火星火箭发动机的热力学网计算，并对热力学循环性能进行评估。
计算结果表明：1. 随着喷嘴入口压力的增加，喷管真空压力Pn逐渐减小，燃料温度加大，推力增大。
三轴稳定式卫星的热特性研究-海军航空工程学院学报
空间轨道外热流包括太阳直接辐射热流、地球反 照热流、地球红外辐射热流[19]，对卫星温度分布具有重 要的影响。卫星所受空间轨道外热流主要取决于太
阳、卫星、地球三者相对位置及卫星几何构造和运行 姿态，是随时间不断变化的。本节建立卫星空间轨道 外热流计算模型，该模型可计算获得卫星在任意轨 道、任意天、轨道上任意点的三维坐标，以及轨道高度 和各面瞬时受到的各种空间轨道外热流。
-
k2
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(1 k
- k2)1/2ù
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β
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。
（3）
式（2）、（3）中，k
=
Re Re +
h
，h/
km
为卫星轨道高度。
对于三轴稳定式卫星：面 1 的 β 为 0° ，面 3 的 β
为 180° ，可利用式（2）计算；面 2、面 4、面 5 和面 6 的 β
为 90° ，可利用式（3）计算。
卫星各面温度分布。分析了太阳吸收系数和卫星内部热载荷对表面温度分布的影响。研究结果表明：卫星在地球
阴影区各面温度明显降低；除了散热面，太阳吸收系数对卫星表面温度影响显著；可以根据散热面大致地判断卫星
运行状况。
关键词：卫星；温度分布；太阳吸收系数；内部热载荷
中图分类号：V423.4
文献标志码：A
热特性研究对于卫星的设计研制、正常工作以及 状况分析具有重大意义，它是卫星热控制系统、红外 辐射特性研究及红外隐身设计的基础和重要组成部 分。卫星几何构造、运行轨道以及所处空间环境的复 杂性，均加大了其热特性研究的难度。国内外针对车 辆[1-3]、船舰[4-5]、飞机[6-8]、导弹[9-11]等军用目标的热特性进 行了大量的研究，并取得了较大成果。相较之下，卫 星[12-18]的热特性研究较晚，尽管已具备较成熟的基本 理论，但仍有待更深入的研究与完善。影响卫星表面 温度分布的因素很多，且不同因素相互影响。因此， 建立卫星瞬时温度场求解模型，并获得特定环境下卫 星温度分布，利用控制变量法分析讨论影响卫星温度 的主要因素，有利于加强对卫星热特性的认知。
光学遥感卫星能量计算公式
光学遥感卫星能量计算公式光学遥感卫星是一种通过接收和记录地球表面反射的太阳能和热能辐射来获取地球表面信息的卫星。
在进行遥感数据处理和分析时，能量计算是一个非常重要的步骤。
本文将介绍光学遥感卫星能量计算的公式及其应用。
能量计算是指通过测量地球表面的辐射能量来推断地表特征和环境的一种方法。
在光学遥感中，能量计算主要包括太阳辐射能量和地表反射辐射能量的计算。
这两种能量的计算公式如下：1. 太阳辐射能量计算公式：太阳辐射能量 = 太阳辐射强度太阳天顶角余弦值。
太阳辐射强度是指太阳辐射在单位面积上的能量，通常以W/m^2为单位。
太阳天顶角是指太阳光线与垂直于地表的夹角，其余弦值可以通过太阳高度角来计算。
太阳高度角是指太阳光线与地平线的夹角，其计算公式为：sin(太阳高度角) = sin(纬度) sin(太阳赤纬) + cos(纬度) cos(太阳赤纬) cos(时角)。
其中，纬度是地点的纬度，太阳赤纬是太阳在黄道上的位置，时角是太阳时角与当地子午线时角之差。
通过太阳高度角的计算，可以得到太阳天顶角的余弦值，从而计算太阳辐射能量。
2. 地表反射辐射能量计算公式：地表反射辐射能量 = 地表反射率太阳辐射能量。
地表反射率是指地表对太阳辐射的反射能力，通常取值在0到1之间。
地表反射率的计算可以通过遥感影像的反射率谱进行，或者通过地面观测仪器进行实地测量。
通过地表反射率和太阳辐射能量的乘积，可以得到地表反射辐射能量。
在实际应用中，光学遥感卫星能量计算公式可以用于计算地表的光学特性，如地表反照率、植被指数等。
这些光学特性对于环境监测、资源调查和地质勘探等领域具有重要的应用价值。
例如，通过计算地表反射率可以推断出地表的类型（如水体、植被、建筑物等），从而实现对地表覆盖类型的分类和监测。
另外，地表反射率还可以用于计算地表温度，从而实现对地表热环境的监测和分析。
除了能量计算公式，光学遥感卫星数据处理中还涉及到大量的数据预处理、辐射校正和影像解译等步骤。
卫星稳态热模型参数修正方法研究
主要 集 中在表 面辐 射参 数 等 方 面 ， 于更 不能 确 定 对 的接触换 热系数 等 参数 反 而 没有 引 起 足够 的关 注 ， 而 后者现 在 已成 为影 响模型精 度 的主要 因素 。文献 ［ ］ 用蒙特 卡罗 法 对某 一 卫 星 的热 模 型参 数 进行 ３采 了敏 感性分 析 ， 过 计算 卫 星 温度 与 表 面涂 层 热光 通
修正来 提高修 正精度 的修正方 法 。
１ 热 分 析 模 型
的结果 。但是 ， 这些措 施都 面临着一 个主要 问题 ， 即 如何对 热模 型参 数进行 修正完 全取决 于分析 者 的经 验判 断 ， 于经验 丰 富者来 说 ， 作 效率 比较 高 ， 对 操 也
１ １ 物理模 型描述 ．
卫 星采 用 立方 体板 架 式结 构形 式 ， 整星 结构 其 和仪器 布局如 图 １ 示 。 所
卫 星采用太 阳 同步轨道 ， 飞行姿 态为对地 定 向。
轨 道参 数 如 下 ： 道 高 度 ｈ ＝５ ０ ｋ 倾 角 ｉ＝ 轨 ０ ｍ；
可能会 得到很好 的修 正结果 ， 然而 ， 由于过分 依赖分
时 ， 管 采 用 多 种 方法 ， 所 得 出 的修 正 结 果 精度 都 不 高 。 针 对 上述 问题 ， 出 了对 不 确 定 参 数 进 行 分 层 修 正 的 方 尽 但 提
法 ， 先 修正 对 设 备温 度 影 响 较 大 、 设 备 温度 相 关 性 较 高 的 全局 关 键 参 数 ， 即 与 在此 基 础 上 再 进 一 步 修 正 局 部 关 键 参
第 ３ 卷第 ｌ １ 期
２１ ０ ０年 １ 月
宇 航 学 报
Ｊ ｕｎ １ ｆ ｔ ｎ ｕｉｓ ｏ ｒａ ｏ ｒ ａ ｔ Ａｓ ｏ ｃ
低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证
第２８卷㊀第１１期２０２０年１１月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀光学精密工程㊀O p t i c s a n dP r e c i s i o nE n g i n e e r i n g㊀㊀㊀㊀㊀㊀V o l ．２８㊀N o ．１１㊀㊀N o v ．２０２０㊀㊀收稿日期:２０２０Ｇ０５Ｇ２８;修订日期:２０２０Ｇ０６Ｇ２３．㊀㊀基金项目:科技部重大专项资助项目(N o ．２０１６Y F B ０５００９０４)文章编号㊀１００４Ｇ９２４X (２０２０)１１Ｇ２４９７Ｇ１０低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证柏㊀添１,孔㊀林１∗,黄㊀健１,姜㊀峰１,张㊀雷１,２(１．长光卫星技术有限公司,吉林长春１３００３３;２．中国科学院大学,北京１０００４９)摘要:为了满足卫星平台热控指标及空间相机桁架的精密控温需求,同时尽量降低卫星主动热控功耗,合理规划了卫星热传递网络,并进行了相机高精度控温设计.根据卫星结构布局㊁单机功耗分布和低倾角空间外热流特点进行了任务分析,确定了热设计的重点和难点.然后进行了卫星热控系统的详细设计,通过标定测温电路,采用多层表面均温措施和开设各组件间的热交换通道,合理利用整星资源进行了一体化热控设计,并进行了热仿真分析.最后开展了卫星热平衡试验,对热设计方案进行验证.卫星在轨飞行数据表明,卫星各单机温度处于－０．５~２８．８ħ,相机桁架的温度波动和均一性小于ʃ０．１５ħ,在轨平均功耗为９．３W ,满足平台的控温指标与相机的成像需求.热控分系统质量为１．５k g ,仅占比整星质量的３％,为低成本商业遥感卫星的热设计奠定了良好的基础.关㊀键㊀词:商业遥感卫星;低倾角轨道;热设计;热试验;在轨飞行中图分类号:V ４７４．２㊀㊀文献标识码:A㊀㊀d o i :１０．３７１８８/O P E ．２０２０２８１１．２４９７T h e r m a l d e s i g na n d v e r i f i c a t i o no fm i c r o r e m o t e Ｇs e n s i n g s a t e l l i t e i n l o w i n c l i n a t i o no r b i tB A IT i a n １,K O N GL i n １∗,HU A N GJ i a n １,J I A N GF e n g １,Z H A N GL e i １,２(１．C h a n g G u a n g S a t e l l i t eT e c h n o l o g y L T D ．C O ,C h a n gc h u n １３００３３,C h i n a ;２．U n i v e r s i t y o f C h i n e s eA c ade m y of S c i e n c e s ,B e i j i ng １０００４９,C h i n a )∗C o r r e s p o n d i n g a u t h o r ,E Ｇm a i l :k o n g l i n ＠c h a r m i n g gl o b e ．c o m A b s t r a c t :T h e r e i san e e dt os a t i s f y t h e t h e r m a l c o n t r o l r e qu i r e m e n t so f s a t e l l i t e p l a t f o r m s ,a c h i e v e p r e c i s e t e m p e r a t u r e c o n t r o l o f s p a c e c a m e r a t r u s s e s ,a n dm i n i m i z e t h e p o w e r c o n s u m pt i o no f t h e r m a l c o n t r o l s y s t e m s ．I n t h i s s t u d y ,t h eh e a td i s s i p a t i o nc h a n n e l o f t h ee l e c t r o n i c e q u i pm e n tw a s p l a n n e d r e a s o n a b l y ,a n d t h e h i g h Ｇp r e c i s i o n t e m p e r a t u r e c o n t r o l o f a s p a c e c a m e r aw a s d e s i gn e d ．F i r s t ,m i s s i o n a n a l y s i s w a s p e r f o r m e d b a s e d o n t h e s a t e l l i t e s t r u c t u r el a y o u t ,t h e p o w e rc o n s u m pt i o n o ft h e e l e c t r o n i c e q u i p m e n t ,a n d t h e h e a t f l o w i n l o w i n c l i n a t i o n o r b i t ,a n d t h u s ,t h e k e y a n d d i f f i c u l t p o i n t s o f t h e t h e r m a l d e s i g nw e r e i d e n t i f i e d ．N e x t ,ad e t a i l e dd e s i g no f t h e s a t e l l i t e t h e r m a l c o n t r o l s ys t e m w a sc a r r i e do u t ．A c a l i b r a t i o n m e t h o df o rt h et e m p e r a t u r e m e a s u r e m e n tc i r c u i t w a s p r o p o s e d ,a m u l t i l a y e r Ｇs u r f a c et e m p e r a t u r e e q u a l i z a t i o n a p p r o a c h w a s a d o p t e d ,a n d h e a t e x c h a n ge c h a n n e l s b e t w e e nd if f e r e n t c o m p o n e n t sw e r e o p e n e d ．H e n c e ,t h e e n t i r e s a t e l l i t e r e s o u r c e sw e r e r e a s o n a b l y us e d f o r i n t e g r a t e d t h e r m a l c o n t r o l d e s i g n ．F i n a l l y ,s a t e l l i t e t h e r m a l b a l a n c e t e s t sw e r e p e r f o r m e d t o v e r i f yt h e t h e r m a l d e s i g n．T h e t e m p e r a t u r eo f t h es a t e l l i t e i no r b i t i n d i c a t e s t h a t t h ee l e c t r o n i ce q u i p m e n t t e m p e r a t u r e r a n g e s f r o m－０．５t o２８．８ħ,a n dt h et e m p e r a t u r ef l u c t u a t i o na n du n i f o r m i t y o f t h e c a m e r a t r u s s a r e l o w e r t h a nʃ０．１５ħ．I na d d i t i o n,t h ea v e r a g e p o w e r c o n s u m p t i o no f t h e t h e r m a l c o n t r o l s y s t e mi no r b i t i s９．３W,w h i c hs a t i s f i e st h et e m p e r a t u r ec o n t r o l i n d e xc o n d i t i o n so ft h e p l a t f o r ma n d t h e f o c u s i n g r e q u i r e m e n t s o f t h e c a m e r a．T h ew e i g h t o f t h e t h e r m a l c o n t r o l s u b s y s t e m i s １．５k g,w h i c ha c c o u n t e d f o r o n l y３％o f t h e t o t a l s a t e l l i t ew e i g h t．T h i s s t u d y l a y s a g o o d f o u n d a t i o n f o r t h e t h e r m a l d e s i g no f l o wＧc o s t c o m m e r c i a l r e m o t eＧs e n s i n g s a t e l l i t e s f o r f u t u r e i n v e s t i g a t i o n s．K e y w o r d s:c o m m e r c i a l r e m o t eＧs e n s i n g s a t e l l i t e;l o wi n c l i n a t i o no r b i t;t h e r m a l d e s i g n;t h e r m a l t e s t;f l y i ng i no r b i t１㊀引㊀言光学遥感卫星在包括资源调查㊁自然灾害监测以及环境保护等空间对地观测领域,扮演着重要角色.世界各国对遥感卫星观测数据高时间㊁高空间分辨率和高稳定性的要求不断提高[１Ｇ２].微小卫星星座组网或编队容易获得高的时间分辨率和观测覆盖性,缩短重访时间,达到甚至超越大型卫星的功能,因此是世界航天发展的趋势[３].美国的S k y s a t卫星质量约为９０k g,对地观测和视频成像的分辨率接近亚米级. 鸽群(F l o c k) 系列卫星质量则很轻,约为３k g,传感器视场角小,分辨率在米级水平,但凭借在卫星数量上的优势,能够实现更短的重访周期[４].阿根廷S a t e l l o g i c公司也计划创建一个大型对地观测星座[５],预计２０２３年实现３００卫星同时在轨的目标.国内的长光卫星技术有限公司也在积极组建光学遥感星座,２０１９年６月 吉林一号 星座入轨第十三颗卫星,与之前发射的卫星进行组网.该卫星是长光卫星技术有限公司探索短周期㊁低成本㊁高分辨率㊁高集成度卫星技术的又一突破.星上主载荷是一台低倾角轨道高分辨率推扫成像相机.该卫星整星质量约为４０k g,在５７３k m低倾角轨道下相机分辨率为１．０６m.为保证相机的在轨成像质量和指向精度,相机的主要部组件需在全寿命周期内保持较高的温度稳定性[６].目前,光学遥感卫星主要采用太阳同步轨道,鲜有采用低倾角轨道的案例,对低倾角遥感卫星热设计的报道几乎没有.相比太阳同步轨道,低倾角轨道上的卫星对低纬度地区有着更高的重访周期,但低倾角轨道的热流环境变化更为复杂,卫星(特别是遥感相机)的热设计难度更大.卫星运行的低倾角轨道β角在－６７ʎ~＋６７ʎ间交替变化,导致空间热流波动大,卫星最长会经受约为７天的全阳照时间;整星承力筒既为卫星单机安装提供附着点和支撑,也充当相机的 遮光罩 ,承力筒一面长期对日,导致承力筒的温度不均匀增大,影响光学系统的温度稳定性;卫星质量轻,受热扰动温度变化明显,单机一体化程度高,热流密度大,单机自身散热困难,且由于单机安装于承力筒上,单机的温度波动会间接导致光学组件的温度波动,故亟待开辟新的散热途径.该星研制成本低㊁周期短,分配给热控的资源少,除相机㊁蓄电池以外,其余单机均采用被动热控.总的来说,低倾角轨道所带来的全阳照时间,单机一体化程度高㊁热流密度大㊁安装位置特殊,相机热控精度要求高,承力筒材料导热系数低㊁温度不均匀等给整星热控设计带来很大挑战.本文给出了详细的卫星热控设计方案,并经过地面试验和在轨飞行验证了该热控系统设计的正确性和合理性.２㊀卫星概述卫星主要由相机组件㊁承力筒㊁大综电系统㊁飞轮以及推进系统等部分组成.承力筒是整星的主承力结构㊁材料为碳纤维.整星没有严格意义的单机舱.根据坐标系,卫星外表面可划分为＋X,－X,＋Y,－Y,＋Z,－Z共６个方向,结构布局如图１所示.相机通过隔振垫与承力筒相连,单机主要集中布置在承力筒－Y侧.整个承８９４２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀力筒为整星所有单机组件提供固定安装界面并承受作用在卫星上的静力和动力载荷,同时起到相机 遮光罩 的作用,卫星一体化程度高.为了满足光学相机的在轨成像要求,相机桁架的在轨全寿命温度均匀性ɤʃ０．４ħ,全寿命温度稳定性ɤʃ０．２ħ,且温度水平在１５~２５ħ可调.图１㊀ 吉林一号 卫星总体布局F i g ．１㊀O v e r a l l l a yo u t o f J L Ｇ１s a t e l l i t e 星上核心部件大综电分系统由多个单机构成,包括数传端机㊁测导单元㊁中心机㊁配电热控单元㊁电源控制器和成像处理单元等,峰值热耗约为８５W .卫星主要部件的控温指标如表１所示.表１㊀热控分系统技术指标T a b ．１㊀T e c h n i c a l i n d i c a t o r s o f t h e r m a l c o n t r o l s ys t e m (ħ)组件名称热控指标电子学单机－１０~４５蓄电池１０~３０星敏感器－３０~４５星敏安装面１８ʃ１相机主体温度１０~３０(目标温度２０,轴向温差ɤ４)相机桁架热控调焦调焦温度范围１５~２５,在轨全寿命温度均匀性ɤʃ０．４,全寿命温度稳定性ɤʃ０．２太阳电池阵－７０~１２０天线－９０~９０３㊀外热流分析外热流的准确分析是热设计和热试验的基础.卫星轨道的β角越大,单轨阳照时间越长,卫星散热能力越差.当地球位于冬至点时,太阳辐射热流最强,卫星的β角变化是－６７ʎ~６７ʎ.故本文利用软件计算了两个极端工况(β＝０ħ,夏至日和β＝６７ħ,冬至日)的外热流,结果如图２和图３所示.图２㊀低温工况(夏至日&β＝０)热流F i g ．２㊀H e a t f l o wo f l o wt e m pe r a t u r e c o n d i t i on 图３㊀高温工况(冬至日&β＝６７ʎ)热流F i g ．３㊀H e a t f l o wo f h i g h t e m pe r a t u r e c o n d i t i o n 由热流分析结果可知:卫星三轴对日状态下,除对日面(＋X 面)以外,其余各向热流较小,均可做卫星散热面,但由于卫星结构限制,仅－Y 面为主要散热面,且散热面的散热能力受到展开帆板温度水平的影响.高温工况中,从＋X 面热流可以看出,卫星处于全阳照轨道段,热环境极为恶劣,对日面热量累积比较大.与低温工况热流相比,－X 面热流有所减小,导致高温工况下承力筒的温度不均匀性加剧.且帆板长期处于高温度９９４２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证水平,散热面散热能力下降,整星热控面临严峻挑战.４㊀热设计任务分析热控分系统在轨长期功耗不能超过１２W,质量小于１．５k g.所处空间热环境复杂,热设计难度大,主要体现在:相比太阳同步轨道,低倾角轨道卫星所处空间热环境更加复杂㊁恶劣.单轨阳照时间变化大,存在７d左右的全阳照时间.全阳照会使整星热量累积,散热通道受阻,整星温度升高,碳纤维承力筒温度不均匀性加剧,相机所处环境条件更加恶劣.相机桁架杆热控指标高,给测温精度和控温精度都提出了较高的要求.在整星质量较小㊁热惯性较低的情况下,抑制外热流扰动,保持相机内部温度稳定难度很大[７].为满足高分辨率成像需求,桁架杆在轨全寿命周期的温度稳定性要小于ʃ０．２ħ,均匀性小于ʃ０．４ħ.大综电分系统集成度高㊁热流密度大㊁承力筒热导率低,主要依靠散热面进行散热,散热通道单一,散热效率受单轨阳照时间限制.５㊀热控系统设计卫星在轨主要工作模式有:三轴对日模式㊁推扫成像业务模式㊁对地数传业务模式以及实时数传业务模式等等.其中,三轴对日整星功耗约为４０W,成像模式功耗约为１００W,数传模式功耗约为１４０W,实时数传模式功耗约为１７０W.最长数传时间为６００s,最长成像时间为３００s,发热功率主要集中在大综电分系统,功耗非常集中,热流密度大.结合卫星的任务特点和所处的低倾角轨道环境,在 被动热控措施为主,主动热控手段为辅 的前提下,提出了一系列有针对性的热控措施,实现相机的高精度控温,保证卫星平台工作在合适的温度区间.５．１㊀整星散热面开设方案总体上,除入光口㊁散热面以及有视场要求的位置以外,其余表面基本都包覆了多层隔热组件,尽可能减小外热流变化对卫星的影响[８].单机主要布置在整星的－Y侧,且无结构件将单机与空间环境隔离,故直接实施多层隔热组件来满足热控㊁结构及电子学方面的隔离需求.通过在多层隔热组件上面开口的方式开设散热面.为了使不常工作单机和大功耗单机均处于合适的温度区间,需要精确计算散热面面积.计算结果再代入仿真计算中进行校核,最终确认散热面面积.在估算中,卫星布置单机的－Y侧通过多层隔热组件吸收和辐射的热量可忽略,通过散热面接收空间外热流,并向空间辐射热量.根据上述条件,散热面吸收的热量Q１为:Q１＝Q内＋αˑq１ˑA＋εˑq２ˑA,(１)其中:Q内为内热源热量,q１为太阳直射和地球返照的入射热流,q２为地球红外的入射热流,α为散热面太阳吸收率,ε为散热面表面发射率,A为散热面面积.散热面辐射的热量Q２为:Q２＝AˑεˑσˑT４,(２)其中σ为斯忒藩Ｇ玻尔兹曼常量.当热平衡时,有:Q１＝Q２．(３)将估算结果代入仿真计算中进行迭代分析,最后确定在整星－X向㊁－Y向分别开设面积约为０．０５,０．１３m２的散热面,位置如图４所示,散热面为一层F４６膜.图４㊀卫星散热面示意图F i g．４㊀C o o l i n g s u r f a c e o f s a t e l l i t e ５．２㊀相机热设计卫星的主载荷为２６０m m口径同轴反射式相机,如图５所示,次镜安装于桁架杆顶端,主要由三根桁架杆来保证主㊁次镜的位置关系,桁架的材料为钛合金,线胀系数约为９ˑ１０－６K－１,所以保证三根桁架杆温度的均匀性和稳定性至关重要.００５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀图５㊀相机布局示意图F i g ．５㊀L a yo u t o f c a m e r a 与太阳同步轨道的相机有所不同,该相机所处轨道外热流变化复杂,且单机安装位置离相机近,易对相机温度造成扰动,影响热控调焦精度.采用的热控措施如下:桁架共设置了４个主动控温加热区,如图６所示.加热片直接粘贴在桁架表面,粘贴好加热片以后,整体粘贴一层导热石墨片,然后包覆１０单元的多层隔热组件.每根桁架杆的温度都可单独调整,通过合理分配加热区功率,优化控温算法,保证了桁架的轴向温差和径向温差都优于０．８ħ.图６㊀桁架加热区布置局示意图F i g ．６㊀L a y o u t o f t r u s sh e a t i n g z o n e 在整星承力筒－Y 侧(单机安装面),即承力筒内壁铺设１０单元多层隔热组件,如图７所示,以此来隔绝单机热源对相机的影响.否则单机的热耗会使桁架局部温度偏高,无法满足桁架杆的温度均一性指标,而且过大的单机热量传递到相机会使桁架杆温度调节范围变窄.图７㊀承力筒内部多层位置F i g ．７㊀P o s i t i o no fm u l t i Ｇl a y e r i n s i d e c yl i n d e r 桁架杆上粘贴两层导热石墨片,粘贴后钛合金材料的桁架杆等效导热系数可提升至８０W m －１ K －１,从而提高桁架的等温性.由于桁架杆需要单独的控温区间,需要减小桁架杆与其他组件的温度耦合,才能满足精确控温指标;而采用聚酰亚胺隔热垫不能满足相机结构的刚度指标,故将桁架底部安装面铣出凸台,并将凸台镂空,尽可能增大接触热阻,减小桁架杆与其他组件热耦合的同时满足结构安装及力学特性.为了保证桁架的测温精度,需要标定相机测温用的热敏电阻,热敏电阻标定后,在１５~２５ħ具有小于ʃ０．１ħ的互换精度.同时还需对星上的测温电路进行标定.利用标准电阻模拟热敏电阻对应温度下的电阻值,接入星上测温电路,然后对测温电路输出的十六位码值进行修正,可使测温电路的测温精度在ʃ０．０３ħ以内,从而满足测温精度需求.承力筒采用均温措施,主要通过在承力筒表面和承力筒多层隔热组件最外层薄膜的内表面铺设导热石墨片的方法,将热量由承力筒受照面导向背阴面,从而减小承力筒各区域的温度梯度[９],保证相机桁架温度的均一性和稳定度,如图８所示.５．３㊀单机设备热控设计单机集中布置在碳纤维承力筒的－Y 侧,碳纤维承力筒导热差,不利于单机间的热量相互传导,各单机温度差异大.功率密度大的单机(如大综电分系统)温度水平高,任务期间温升快,连续任务后热量难以及时导出,需要开设较大面积的散热面.而不开机单机则无常值功耗(如S 向飞１０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证轮),要保证其零度以上的待机温度且不消耗主动热控资源,散热面不能过大.综上,单机设备的热控设计要统筹考虑各单机的在轨工作状态,保证其在适宜的温度区间工作,由于锂电池安装在综合电箱上,为防止综合电箱对其温度产生影响,采用聚酰亚胺垫隔热安装,且安装面也需要包覆多层聚酰亚胺以进一步隔离综合电箱对锂电池的加热.同时在锂电池的其他面开设一定面积的散热面,并辅以主动热控,可精确地将锂电池控制在１９~２０ħ.图８㊀承力筒均温措施示意图F i g ．８㊀T e m p e r a t u r e e q u a l i z a t i o nm e a s u r e s o f b e a r i n gs t r u c t u r eS 飞轮需要与承力筒隔热安装(S 飞轮安装位置的承力筒温度低于－１０ħ),并将S 飞轮可与承力筒进行辐射换热的面用多层隔热组件包覆,进一步防止承力筒拉低S 飞轮温度,S 飞轮其他面外漏并喷涂黑漆,加强与其他单机的辐射换热.大综电分系统集成了数传终端㊁测导一体机㊁中心机㊁配电热控单元㊁电源控制器和成像处理箱等单机,质量小于５k g ,峰值功耗大于８０W .单机主要通过－Y 侧的散热面进行散热,该散热面的散热能力受展开帆板温度的影响较大.４５ʎ低倾角轨道卫星存在全阳照时间段,为散热带来巨大压力.另一方面,推进贮箱在轨无功耗,且位于舱外,仅依靠多层隔热组件等被动热控手段,无法满足其０ħ以上的温度接口要求.综合考虑后,将推进朝向大综电单机侧不用多层包覆,并用导热石墨片将两者连接(如图７所示).可将大综电单机热量导向推进贮箱,有效利用了星上废热进行热设计,既满足了大综电系统的散热需求,又满足了推进贮箱的保温要求,节约了整星资源.推进贮箱为了在轨长期保持０ħ以上的温度,除了与大综电分系统形成热交换通道以外,还在推进贮箱多层隔热组件靠近帆板位置开设了吸收帆板热量的窗口(如图９所示),进一步确保在不消耗主动热控资源的情况下维持推进贮箱及电磁阀长期处于０ħ以上.图９㊀推进贮箱换热示意图F i g ．９㊀H e a t t r a n s f e r o f c h a n n e l p r o pu l s i o n t a n k ５．４㊀主动热控措施为满足整星低热控功耗的要求,在不影响卫星性能的前提下,整星热设计优先考虑被动热控手段,尽可能减少主动热控回路数量和功耗以降低卫星成本㊁缩短研制周期.整星仅对含热控调焦的主载荷相机㊁决定无控定位精度的星敏支架以及蓄电池提供主动热控手段,共计１０路电加热回路,设计功耗１４W .其中用于相机热控及调焦共７路,蓄电池控温２路,星敏支架１路.卫星主动热控以最低的回路数量和热控功耗满足了总体对热控分系统的要求.６㊀热分析计算根据上述热设计方案,利用有限元热分析软件对该卫星进行建模.卫星主要划分为壳单元,并对导热石墨片㊁螺钉㊁隔热垫等物体进行简化处理,用等效热耦合的方式进行代替,热模型如图１０所示.在仿真计算中,根据前述外热流分析和卫星在轨长期姿态㊁单机工装状况㊁热控涂层退化等情况,确定了两个热分析极端工况.２０５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀图１０㊀卫星热分析模型F i g．１０㊀T h e r m a l a n a l y t i cm o d e l o f s a t e l l i t e ６．１㊀低温工况太阳常数取最小值１３２２W/m２,取β角为０ʎ;单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命初期定义,参数为αs/ε＝０．３６/０．６９;F４６膜性能按寿命初期定义,参数为αs/ε＝０．１３/０．６９;天线等喷涂的S７８１白漆性能按寿命初期定义参数为αs/ε＝０ １７/０．８５;帆板电池片按最大光电转化效率计算,参数定义为:αs/ε＝０．７７５/０．８５;相机㊁数传等任务系统均不工作,其余各单机按功耗最小配置;桁架杆目标温度分别为２０ħ和２５ħ.６．２㊀高温工况太阳常数取最小值１４１２W/m２,取β角为６７ʎ,为全阳照模式;单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命末期定义,参数为αs/ε＝０．５/０．６９;F４６膜性能按寿命末期定义,参数为αs/ε＝０．３/０．６９;天线等喷涂的S７８１白漆性能按寿命末期定义参数为αs/ε＝０．４/０．８５;帆板电池片按最小光电转化效率计算,参数定义为:αs/ε＝０．９１５/０．８５;任务模式按一轨成像一轨数传的模式配置,各单机按功耗最大配置;桁架杆目标温度分别为２０ħ和２５ħ.依照上述工况进行热分析,相机桁架杆及各电子学单机的热分析结果如表２所示.热分析结果显示,各热控措施效果明显,各单机均在要求范围内,桁架杆温控满足指标要求,但余量较小,由于分析软件的主动热控算法与卫星温控算法有差异,故桁架的温控指标需待热试验时进行进一步验证.表２㊀卫星不同工况典型位置温度T a b．２㊀T y p i c a l p o s i t i o n t e m p e r a t u r e o f s a t e l l i t eu n d e rd i f fe r e n tw o r kc o n d i t i o n s(ħ)名称低温工况高温工况温度要求主镜温度１９．６~２０．３１９．５~２０．４次镜温度１９．３~２０．５１９．５~２０．５１８~２２背板温度１８．０~１９．０１８．５~２０．１＋Y桁架温度１５．２~１５．５２４．７~２５．１１５．３~１５．５２４．４~２４．７温度均匀性ɤʃ０．４,稳定性ɤʃ０．２＋X桁架温度１４．７~１５．１２４．８~２５．１１５．７~１６．０２４．８~２５．２－X桁架温度１５．０~１５．４２５．１~２５．５１５．２~１５．４２５．１~２５．６锂电池温度１１８．０~１９．２２１．５~２２．５１０~３０星敏支架温度１８．２~２０．３１９．４~２２．０１８~２２冷推贮箱温度３．０~４．０１２．０~１３．０－２０~６０焦面电箱温度１４．５~１６．０１６．０~２１．０－１０~４５大综合电箱温度２２．２~２３．７３２．２~３６．２相控阵天线温度－４．０~０．５１２．０~３２．０－３０~５０星敏１温度１４．０~２２．５１５．０~２３．３－３０~４０星敏２温度１３．０~１９．２１２．０~２０．１X向飞轮温度２０．０~２１．０３０．０~３１．２Y向飞轮温度１２．８~１５．２２６．２~３３．５Z向飞轮温度２０．２~２１．８３１．２~３４．６－１０~４５S向飞轮温度１．２~２．２１３．３~１４．２磁强计温度１２．２~１５．０２１．５~２４．５光纤陀螺温度６．０~６．８１１．０~１２．８冷推喷嘴温度２．０~４．２９．８~１０．２－２０~６０数字太阳敏温度２８．０~３５．２３０．８~３７．８－３０~６０７㊀试㊀验真空低温环境下的热平衡试验是验证热设计正确性的有效手段,也是对卫星在轨温度最精确的预测[１０].为此,卫星进行整机地面热平衡试验,对整星热设计进行了充分验证.低倾角轨道外热流变化复杂,导致整星承力筒㊁星敏㊁磁强计㊁背板等组件外热流模拟困难,试验利用红外加热笼与表贴加热片相结合的方式,模拟整星的外热流环境.根据热分析的工况划分情况,进行了试验工况的设置,如表３所示,表３包含了卫星在轨可能出现的极端工况与热控调焦各工况的随机组合.３０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证根据表３的工况划分,在极端低温工况和极端高温工况都需进行桁架杆温度调节,以确保在轨各卫星运行工况中,桁架杆都能满足温度调节范围㊁均一性和稳定性的要求.表３㊀热平衡试验工况T a b．３㊀T h e r m a l b a l a n c e t e s t c a s e s工况名称桁架杆温度/ħ轨道外热流卫星表面属性单机状态１５夏至外热流寿命初期功耗最小低温工况２０夏至外热流寿命初期功耗最小２５夏至外热流寿命初期功耗最小１５冬至外热流寿命末期功耗最大高温工况２０冬至外热流寿命末期功耗最大２５冬至外热流寿命末期功耗最大统计了半年的卫星在轨温度数据,相机桁架杆的温度波动如图１１所示,其余位置的热平衡试验结果与在轨飞行温度数据对比如表４所示.可以看出,桁架杆在轨进行了两次温度调整,在当前的热控措施下,桁架杆温度稳定性㊁均一性小于ʃ０．１５ħ,符合指标要求.卫星各组件㊁单机温度均能满足指标要求,且在轨温度处于试验高温工况温度和低温工况温度之间,这是符合预期的.图１１㊀桁架杆在轨温度波动状态F i g．１１㊀T e m p e r a t u r e f l u c t u a t i o n s o f i nＧo r b i t t r u s s表４㊀热平衡试验和在轨飞行温度数据T a b．４㊀T e m p e r a t u r e d a t a o f t h e r m a l b a l a n c e t e s t a n d i nＧo r b i t o p e r a t i o n部件热平衡温度/ħ低温工况高温工况在轨温度/ħ在轨温度波动/ħ控温指标满足度主镜２０．０２０．０１９．９６~２０．０６０．１０满足次镜２０．０２１．０１９．９７~２０．１３０．１６满足背板１８．５１９．６１８．５~１８．８０．３０满足＋Y桁架１９．９２０．０１９．１３~１９．２７０．１４满足＋X桁架１９．９２０．０１９．１４~１９．３０．１５满足－X桁架１９．９２０．０１９．１３~１９．２７０．１４满足桁架底部１９．５２０．０１９．１８~１９．２７０．０９满足锂电池１１８．２２０．０１８．０~２０．５满足星敏支架１８．６２０．０１９．５~２１．５２．００满足冷推贮箱６．０２１．８１５．３~１７．０满足焦面电箱１５．０１７．５１５．１~１６．２满足推进电磁阀１．９１７．３１０．９~１５．６满足测导一体机２１．９３５．２２３．８~３４．２满足中心机２４．８３８．４２４．９~３５．４满足电源控制器２５．４３９．５２３．７~３４．０满足成像处理箱２１．５３５．８２１．１~２８．８满足S向飞轮３．４１４．６６．１~１２．７满足光纤陀螺－３．１－０．５６－０．５~５．１满足相控阵天线－１．９１０．５５．６~１０．８满足４０５２㊀㊀㊀㊀㊀光学㊀精密工程㊀㊀㊀㊀㊀第２８卷㊀㊀㊀热控分系统在轨平均功耗约为９．３W ,其中相机热控功耗为８．３W .这说明除需精密控温的相机组件,整星热控资源消耗少,符合卫星低成本的需求.针对推进贮箱和大综电分系统开辟的热交换通道在轨表现也十分明显.通过图１２可以明显看到,在卫星任务期间,贮箱温升趋势与大综电一致,表明利用大综电废热对推进贮箱加热的方法作用明显,提升了大综电的散热能力,并以最低的资源损耗满足了贮箱热控需求.图１２㊀大综电分系统与推进系统的在轨温度F i g ．１２㊀I n Ｇo r b i t t e m p e r a t u r e s o f e l e c t r o na n d p r o pu l s i o n ８㊀结㊀论本文结合低倾角卫星在轨任务模式㊁相机及单机温度要求㊁所处空间环境以及整星资源约束,详细分析了低成本㊁低功耗㊁商业遥感卫星热设计的难点以及重点,并提出了一些有针对性的热控措施.对于相机桁架精密控温需求,采用单机安装平面与相机舱隔热设计;桁架杆与背板隔热设计;承力筒均温设计;测温电路标定方法等,保证了桁架杆温度的均一性和稳定性.单机热设计方法如下:不依靠结构件,利用F ４６膜作为单机散热面,锂电池开设散热面,S 飞轮局部多层包覆法,大综电分系统与推进系统联合热设计,开设帆板与推进贮箱传热通道等,用最小的热控资源达到了最优的热控效果.卫星的热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,卫星各单机处于－０．５~３５．４ħ,相机桁架的温度波动和均一性小于ʃ０．１５ħ,热控分系统质量小于１．５k g ,在轨平均功耗为９．３W ,满足卫星在轨温度需求.该卫星的成功在轨运行为未来低成本㊁低质量㊁高分辨率商业卫星的热设计提供了参考.参考文献:[１]㊀武佳丽,余涛,顾行发,等．中国资源卫星现状与应用趋势概述[J ]．遥感信息,２００８,２３(６):９６Ｇ１０１．WUJL ,Y U T ,G U XF ,e t a l ．．S t a t u s a n d a p pl i Ｇc a t i o nt r e n d o f C h i n e s e e a r t h r e s o u r c e s s a t e l l i t e s [J ]．R e m o t e S e n s i n g I n fo r m a t i o n ,２００８,２３(６):９６Ｇ１０１．(i nC h i n e s e)[２]㊀李果,孔祥皓,刘凤晶,等．高分四号 卫星遥感技术创新[J ]．航天返回与遥感,２０１６,３７(４):７Ｇ１５．L IG ,K O N GX H ,L I UFJ ,e t a l ．．G F Ｇ４s a t e l l i t er e m o t es e n s i n g t e c h n o l o g y in n o v a t i o n [J ]．B a s i c A u t o m a t i o nS p a c e c r a f tR e c o v e r y &Re m o t eS e n s Ｇi n g ,２０１６,３７(４):７Ｇ１５．(i nC h i n e s e )[３]㊀张少康,何民,薛力军．商业微小卫星发展战略研究[J ]．卫星应用,２０１８,７７(５):５２Ｇ５７．Z H A N GS H K ,H E M ,X U ELJ ．R e s e a r c ho n c o m Ｇm e r c i a lm i c r o s a t e l l i t e d e v e l o p m e n t s t r a t e g y [J ]．S a t e l Ｇl i t e A p p l i c a t i o n ,２０１８,７７(５):５２Ｇ５７．(i nC h i n e s e )[４]㊀胡芬,高小明．面向测绘应用的遥感小卫星发展趋势分析[J ]．测绘科学,２０１９,４４(１):１３２Ｇ１３８,１５０．HU F ,G A O X M．D e v e l o p m e n t t r e n da n a l y s i so f r e m o t es e n s i n g s m a l ls a t e l l i t e f o r s u r v e y i n g a n d m a p p i n g [J ]．S c i e n c e o f S u r v e y i n g a n d M a p p i n g ,２０１９,４４(１):１３２Ｇ１３８,１５０．(i nC h i n e s e )[５]㊀林来兴．微小卫星技术发展和应用前景[J ]．国际太空,２０１９(６):４６Ｇ４８．L I N L X．T e c h n o l o g y d e v e l o p m e n t a n da p pl i c a t i o n p r o s p e c t s o fm i c r o s a t e l l i t e s [J ]．S pa c e I n t e r n a t i o n Ｇa l ,２０１９(６):４６Ｇ４８．(i nC h i n e s e)[６]㊀孔林,杨林．空间相机温度Ｇ离焦特性分析与试验[J ]．光学精密工程,２０１７,２５(７):１８２５Ｇ１８３１．K O N GL ,Y A N GL ．S t u d y an d t e s t o f t h e r m a l Ｇd e Ｇf o c u s i n gp r o p e r t y i n s p a c e c a m e r a [J ]．O pt ．P r e c i Ｇs i o nE n g ．,２０１７,２５(７):１８２５Ｇ１８３１．(i nC h i n e s e )[７]㊀Y A N GL ,L IQ ,K O N GL ,e t a l ．．Q u a s i Ｇa l l Ｇpa s s i v e t h e r m a l c o n t r o l s y s t e md e s i g na n do n Ｇo rb i tv a l i Ｇd a t i o n o f l u o j i a １Ｇ０１s a t e l l i t e [J ]．S e n s o r s ,２０１９,１９(４):８２７．[８]㊀孔林,王栋,姚劲松,等．轻型空间相机支撑桁架的精确控温[J ]．光学精密工程,２０１４,２２(３):７１２Ｇ７１９．５０５２第１１期㊀㊀㊀㊀柏㊀添,等:低倾角轨道微小遥感卫星的热设计及验证。
小卫星瞬态热分析模型修正方法
２ ． １ 修 正参 数集 合
某 型微小 卫 星为 ５ ０ ０ ｋ ｍ 太 阳同 步 轨 道 。热 分 析 模 型 中主 要 输 入 热 参 数 按 照类 型可 以划 分 为 ３类 ：涂 层 热光 学参 数 、当量 导热参 数 、比热容 参数 ，与稳态模 型修 正时 不 同 的是 引入 了对 瞬 态温 度场 有影 响 的 比热容参 数 。各分 类参 数及 其 理论值 和 变化 范 围如表 １所示 。
１ 引 言
热分 析在 校核 卫星 热控 系统设 计 、预计 卫星 在轨 温度 、定位 热控在 轨故 障等方 面都 起着 至关 重 要 的作用 。但 受到 建模 中传 热参数 输入 值与 实 际工程值 存在 偏差 的影 响 ，热 分析 温度结 果 的准确性
难 以把握 ，因而诸 多学 者对 热试验 数据 修正 热分 析模 型参数 的方 法进行 了广 泛研 究 。在 稳态 热分 析
２ ４
中 国 空 间 科 学 技 术
微小卫星能量平衡精细化分析方法
微小卫星能量平衡精细化分析方法曹哲;尤政【摘要】In order to simulate the dynamic changing of the satellite's input power and load power under the complicated light condition and operating condition,the refine analysis of power system model of satellite is presented based on the static energy balance analysis here. Based on the power system parameters of the Nano Satellite 2(NS-2)designed by Tsinghua University,the corresponding relation between the loading condition and power supply condition is built by this method. By integrating the equivalent circuit model and the charge-discharge model of storage battery,the initial state of charge of the storage battery is determined and the state of power supply with time-varying load power is simulated,and the accuracy of energy balance simulation method is improved. The experiment shows that,this model can generate the result remarkably similar with the measured data of the on-orbit NS-2 and can simulate various solar cells,batteries and any power supply and distribution structures and their energy transfer efficiency,and the proposed simulation method is with strong adaptability.%为了模拟复杂光照条件和工况下微小卫星的输入功率和负载功率的动态变化,该文在静态能量平衡分析方法基础上,提出了一种精细化卫星电源系统模型分析方法.该方法基于清华大学纳星二号卫星(NS-2)的电源系统参数,建立了载荷工况和电源工况之间的对应关系,通过同时引入蓄电池等效电路模型和充放电模型,实现了对蓄电池初始容量的确定和时变负载功率下电源供电状态的模拟,提高了能量平衡仿真方法的精度.实验结果表明,该方法不仅能够生成与NS-2在轨卫星实测数据高度相似的仿真结果,而且能够模拟各类型号的太阳能电池和蓄电池以及任意供配电结构与能量的传递效率,所提出的仿真方法具有较强的适应性.【期刊名称】《南京理工大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2018(042)002【总页数】8页(P169-176)【关键词】微小卫星;电源;能量平衡;精细化分析【作者】曹哲;尤政【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京100094;清华大学机械工程学院,北京100084;清华大学机械工程学院,北京100084【正文语种】中文【中图分类】V566卫星电源系统是保障卫星载荷正常工作的关键部位[1]。
小卫星动态传热特性分析与热控设计方法研究
小卫星动态传热特性分析与热控设计方法研究1. 本文概述随着航天技术的飞速发展，小卫星因其成本低廉、研制周期短、发射方式灵活等优点，在通信、遥感、科学实验等领域发挥着越来越重要的作用。
小卫星在复杂的空间环境中运行时，面临着严峻的热控挑战。
由于小卫星体积小、热容量有限，其热控系统设计显得尤为重要。
本文旨在对小卫星的动态传热特性进行分析，并探讨相应的热控设计方法。
本文将详细分析小卫星在轨道运行过程中所面临的传热问题，包括外部空间环境的影响、内部热源的分析以及热传递途径的探究。
针对小卫星的特殊传热特性，本文将提出一系列的热控设计方法，包括被动热控和主动热控策略，以及材料选择、热界面设计等方面的考虑。
通过仿真分析和实验验证，本文将评估所提出的热控设计方法的有效性和可行性。
本文的研究成果将为小卫星的热控系统设计提供理论依据和技术支持，对于提高小卫星在轨运行的稳定性和可靠性具有重要意义。
同时，本文的研究方法和结论也可为其他航天器的热控设计提供参考和借鉴。
2. 小卫星传热特性分析小卫星由于其尺寸小、质量轻、运行轨道多变等特点，其传热特性相较于大型卫星存在显著差异。
小卫星的动态传热特性分析是热控设计的基础，对于确保卫星在轨正常运行具有重要意义。
小卫星的表面积与体积比相对较大，导致其表面热辐射能力强，但同时，由于体积小，内部空间有限，热容量较小，使得小卫星对外部热环境的响应更加敏感。
这种特点使得小卫星在遭遇快速变化的空间热环境时，内部温度波动较大，容易引发热控问题。
小卫星的轨道多变，从低轨到高轨，甚至深空探测，其面临的热环境差异巨大。
在低轨，由于地球的热辐射和大气的影响，小卫星的表面温度波动较大而在高轨或深空，由于空间背景辐射的影响，小卫星的表面温度又可能过低。
这种复杂的热环境使得小卫星的热控设计更加复杂。
小卫星的组件布局紧凑，电子设备的热量分布不均，容易导致局部热岛效应。
这种热岛效应不仅影响设备的正常运行，还可能引发卫星的热失控。
多维稳态导热的数值计算方法
多维稳态导热的数值计算方法
多维稳态导热是研究热传导在多个空间方向上的稳定分布的过程。
计算多维稳态导热的数值方法是一种重要的工具，可以用于预测材料的温度分布和热流传输的行为。
本文将探讨一些常用的数值计算方法，并拓展一些新的方法。
一种常见的数值计算方法是有限差分法。
它将空间离散化为一系列的节点，然后使用差分近似来计算节点之间的温度差。
有限差分法可以用来解决一维、二维和三维问题。
对于多维问题，有限差分法需要在多个方向上进行迭代计算，直到稳定的解得到。
另一种常用的数值计算方法是有限元法。
有限元法将连续的物理域划分为有限数量的单元，然后使用基函数来近似解。
有限元法可以处理复杂的几何形状，并能够适应不规则网格。
除了有限差分法和有限元法，还有其他一些拓展的数值计算方法可以用于多维稳态导热。
例如，基于谱方法的计算方法可以使用特定的基函数来近似解，这些基函数具有高精度和收敛性。
另一个方法是基于网格自适应的技术，它可以根据解的特性自动调整网格，以提高计算精度。
在进行多维稳态导热的数值计算时，还需要考虑材料的热性质。
通
常，热导率和热容量是温度的函数，因此需要在计算中考虑这些非线性变化。
此外，边界条件也是重要的因素，需要根据实际情况进行合理的设定。
总之，多维稳态导热的数值计算方法是研究热传导的重要工具。
有限差分法、有限元法以及其他拓展的方法可以用于解决多维问题。
随着计算机技术的不断进步，我们可以期待更多高效和精确的数值计算方法的出现，以进一步推动多维稳态导热问题的研究。
微型航天器热控系统设计
2002年10月第13卷第5期装备指挥技术学院学报Journal of t he Academy of Equipment Command &T echnolog y October 2002Vol.13 No 5收稿日期:2002 05 08基金项目:国家教委骨干教师资助项目(2000 1027 01056133) 作者简介:向四桂(1970-),男,讲师,硕士.微型航天器热控系统设计向四桂 沈怀荣(装备指挥技术学院试验工程系,北京101416)摘 要:20世纪80年代中期以来,小卫星技术发展十分迅速,并带动了卫星向小型化发展。
介绍了微型航天器温度环境分析方法,使用简单热分析模型和整星热分析模型分析了某微型航天器的温度情况,并介绍了其热控系统设计方案。
关 键 词:微型航天器;热控系统;辐射中图分类号:V 423.4文献标识码:A 文章编号:CN11 3987/G3(2002)05 0044 03人造卫星热控制技术是控制卫星内部及外部环境热交换过程,使其热平衡温度处于要求范围内的技术,它是航天技术的重要组成部分[1]。
由用于卫星热控制的各种材料、部件和设备组成的卫星热控系统,是卫星各系统中十分重要的系统之一;其系统性能的优劣,可靠性的高低直接影响到其他系统的工作状态及卫星的工作寿命。
以华盛顿大学研制的Daw gstar 小卫星[2]为例,它是华盛顿大学与犹他州大学、维吉尼亚工业学院联合研制的一种小卫星,用于验证小总线技术、小卫星编队飞行以及太空中分布式卫星的性能。
为保证成功飞行,Daw gstar 的所有部件无论是否工作,其温度都必须控制在一定的范围之内。
而当卫星每90分钟绕轨道飞行一周时,由于各种因素的影响,卫星将经历不同的热量梯度。
这就要求为其设计一个热控子系统,以保证各部件在任何情况下都能正常工作。
1 最简单的热量分析模型在对Daw gstar 的热量情况进行详细分析之前,首先要估算其经历的最高温度(卫星处于一个最小的背阴轨道)和最低温度(卫星处于一个最大的背阴轨道),可以通过如图1所示的模型进行估算。
一颗小卫星的稳态热分析计算
一颗小卫星的稳态热分析计算作者：刘绍然张春元许忠旭付仕明摘要：本文对一颗使用被动热控技术为热控措施的小卫星进行了热分析。
用MSC.SINDA 和NEVADA 软件建立了卫星热分析模型，对卫星的在轨稳态温度状态上进行了仿真分析,仿真结果满足星上单机的工作范围。
这表明本颗卫星的热设计思想和所采取的热设计措施可行。
关键词：小卫星，热分析，仿真，稳态温度1.引言小卫星是当前航天技术发展的重要方向之一。
由于卫星的小型化和微型化，卫星设计将面临高热流密度和低热惯性等困难，小型卫星的热控技术和热试验技术可能向新的方向发展，对小卫星的进行细致地热分析有重要的意义。
本文所研究的小卫星是我国的第一颗公益星、科普星。
其轨道为太阳同步轨道，在轨运行工作期间，没有姿态控制。
因此，在热设计过程中，以尽量满足所有旋转主轴为目的。
此小卫星体积较小，星本体为对称八边形立柱结构，太阳电池片采用体装式，这导致卫星本体的散热能力较低。
本文根据此小卫星的特点，在热控设计的基础上，通过稳态热分析计算，模拟星上单机的热力学环境。
2.热分析计算一般而言，航天器热模型的输入输出关系可通过几何数学模型（Geometrical Mathematical Model, GMM）和热数学模型（Thermal Mathematical Model, TMM）两个子模型描述。
几何数学模型是卫星物理表面的数学模型，被用于计算各表面间的灰体辐射耦合关系和周围环境引起的外热流。
热数学模型多数是卫星的热容、热导耦合关系的集中参数网络模型，被用于预示卫星的温度。
其中，几何数学模型计算得到的辐射换热关系和环境热流被用于建立热数学模型。
本次热分析采用MSC.SINDA 和NEVADA 热分析计算软件，针对本颗卫星的特点，以及输出数据的需要，添加部分自编FORTRAN 代码进行了分析计算。
2.1 热分析计算模型（1）热模型的简化由于航天器热物理问题的复杂性，在建造数学模型时，不可能也无必要把所有影响换热的因素都考虑进去。
北京三号A-B卫星热设计及验证
北京三号A-B卫星热设计及验证北京卫星三号A/B的热设计和验证摘要：北京卫星三号（BJ-3）A/B卫星是一个重要的遥感卫星系统，被广泛应用于地球观测和环境监测等领域。
热设计和验证是保证卫星系统正常工作的关键因素之一。
本文介绍了BJ-3 A/B卫星的热设计和验证工作，包括热设计原理、辐射计算、热平衡分析、热控制和热验证测试等方面。
通过合理的热设计和验证，确保卫星在不同工作模式下的热平衡和稳定运行，为卫星系统的性能和可靠性提供了保障。
1. 引言BJ-3 A/B卫星是我国自主研制的一颗遥感卫星系统，具有高分辨率、广覆盖范围和快速更新等特点。
为了保证卫星在各种工作环境下的稳定性和可靠性，热设计和验证工作显得尤为重要。
2. 热设计原理热设计原理是热设计和验证的基础，它主要包括热平衡方程、热交换原理和温度控制原则等。
通过理论计算和仿真模拟，确定卫星在不同工作模式下的热平衡和热交换方式，为后续的热控制和验证提供依据。
3. 辐射计算辐射计算是热设计和验证中的重要环节。
根据卫星的结构和各个部件的热特性，计算卫星在太空中的辐射吸收和辐射散射等参数，并结合太阳辐射和地球辐射等外界热源进行综合分析。
通过辐射计算，评估卫星在不同工况下的热负荷和热平衡情况。
4. 热平衡分析热平衡分析是热设计和验证中的关键步骤，它主要包括热分析模型的建立、热平衡方程的求解和热分布图的绘制等。
通过热平衡分析，确定卫星在各工作模式下的热温度分布，为后续的热控制和热验证提供依据。
5. 热控制热控制是热设计和验证的关键环节，它主要包括被动热控制和主动热控制两种方式。
被动热控制通过优化卫星结构和热材料的选择来调整热平衡，防止过热或过冷。
主动热控制则通过加热和散热设备来调节卫星温度，确保卫星在各工作模式下的正常工作。
6. 热验证测试热验证测试是热设计和验证的最后一步，通过地面测试和航天器测试来验证热设计的可行性和准确性。
地面测试主要包括热真空测试和热环境测试，用于验证卫星在真空和高温环境下的热性能。
卫星热平衡温度
卫星热平衡温度
卫星的热平衡温度是指卫星在热平衡状态下，其表面和内部各部分的温度。
在热平衡状态下，卫星的吸热和散热达到平衡，没有净热量传递。
卫星的热平衡温度取决于多种因素，如卫星的材料、尺寸、形状、表面涂层、轨道高度和太阳辐射压等。
在地球同步轨道上，卫星受到太阳辐射压和地球辐射压的双重作用，其热平衡温度通常在-50℃至50℃之间。
对于低轨道和高轨道卫星，热平衡温度也会有所不同。
为了使卫星在热平衡状态下正常工作，需要对其进行热设计。
卫星的热设计包括选择合适的材料、优化卫星的结构和表面涂层、合理布置热管和散热器等。
良好的热设计可以保证卫星在各种工作条件下，其温度变化范围在允许的范围内，从而保证其正常工作和延长使用寿命。
I-DEAS在航天器热分析中的应用
I-DEAS在航天器热分析中的应用
钟杨帆;朱敏波;魏锋
【期刊名称】《计算机工程与设计》
【年(卷),期】2006(27)12
【摘要】为了保证航天器在宇宙空间热环境中安全可靠地工作,需要对航天器进行合理地热分析计算,针对航天器在轨工作的特征,介绍了I-DEAS Mater Series TMG 软件的主要功能,并通过TMG计算了一卫星模型的在轨瞬态温度场,为进一步的在轨热变形计算提供了必要的温度数据,并对以后的热控方案具有一定的参考作用.【总页数】3页(P2306-2308)
【作者】钟杨帆;朱敏波;魏锋
【作者单位】西安电子科技大学,机电工程学院,陕西,西安,710071;西安电子科技大学,机电工程学院,陕西,西安,710071;西安电子科技大学,机电工程学院,陕西,西安,710071
【正文语种】中文
【中图分类】V416.4
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利用稳态数据修正航天器热网络方程及其系数
利用稳态数据修正航天器热网络方程及其系数
翁建华;闵桂荣;潘增富
【期刊名称】《工程热物理学报》
【年(卷),期】1998(19)2
【摘要】本文提出了一种利用稳态数据的热网络修正模型及方法．考虑到航天器内部换热的特点及辐射系数计算精度的提高，引入综合辐射修正系数，克服了修正系数、尤其辐射系数多，一些节点无温度测点的困难．通过对一航天器实验模型的热网络修正，证明了该修正模型及方法的有效性。
【总页数】6页(P218-223)
【关键词】航天器;热分析;节点网络法;模型修正
【作者】翁建华;闵桂荣;潘增富
【作者单位】同济大学热能工程系;中国空间技术研究院;北京空间飞行器总体设计部
【正文语种】中文
【中图分类】V423
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卫星散热面积计算公式
Q=a(tw-to)F式中，Q 为散热量，单位为w。
tw为散热面的表面温度，℃。
to 为环境温度，℃。
F 为散热面的面积，m^2。
a 为综合换热系数，w/(℃×m^2)。
其中，a 要根据表面的形状（如柱面与平面就不同）、特征（如水平面和垂直面就不同）及(tw-to)的大小，以及流体速度的大小，来确定的。
一般可在《传热学》、《工业炉设计手册》等资料中查取或计算出来。
扩展资料
供暖散热器按我国国家标准GB/T13754-1992在闭式小区按规定条件所测得的散热量，单位是瓦（W）.规定条件是：热酶为热水，进水温度是95℃，出水温度70℃，平均水温是（95+70）/2=82.5℃，室温是18℃。
计算温差△T=82.5℃-18℃=64.5℃.这是散热器的主要技术指标，各种散热器在标准中都有明显规定，在出厂和售货时都应标出。
标准散热量：例举散热器，指其进水温度95℃，出水温度70℃，室内温度18℃，温差△T=64.5℃时的散热量。
而工程选用时的散热量是按工程提供的热媒条件来计算的散热量。
一般工程条件为供水80℃，回水60℃，室内温度为20℃，因此散热器△T=（80℃+60℃）÷2－20℃=50℃的散热量为工程上实际散热量。
因此，在对工程热工计算中必须按照工程上的散热量来进行计算。
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一颗小卫星的稳态热分析计算
作者：刘绍然张春元许忠旭付仕明
摘要：本文对一颗使用被动热控技术为热控措施的小卫星进行了热分析。
用MSC.SINDA和NEVADA 软件建立了卫星热分析模型，对卫星的在轨稳态温度状态上进行了仿真分析,仿真结果满足星上单机的工作范围。
这表明本颗卫星的热设计思想和所采取的热设计措施可行。
关键词：小卫星，热分析，仿真，稳态温度
1. 引言
小卫星是当前航天技术发展的重要方向之一。
由于卫星的小型化和微型化，卫星设计将面临高热流密度和低热惯性等困难，小型卫星的热控技术和热试验技术可能向新的方向发展，对小卫星的进行细致地热分析有重要的意义。
本文所研究的小卫星是我国的第一颗公益星、科普星。
其轨道为太阳同步轨道，在轨运行工作期间，没有姿态控制。
因此，在热设计过程中，以尽量满足所有旋转主轴为目的。
此小卫星体积较小，星本体为对称八边形立柱结构，太阳电池片采用体装式，这导致卫星本体的散热能力较低。
本文根据此小卫星的特点，在热控设计的基础上，通过稳态热分析计算，模拟星上单机的热力学环境。
2. 热分析计算
一般而言，航天器热模型的输入输出关系可通过几何数学模型（Geometrical Mathematical Model, GMM）和热数学模型（Thermal Mathematical Model, TMM）两个子模型描述。
几何数学模型是卫星物理表面的数学模型，被用于计算各表面间的灰体辐射耦合关系和周围环境引起的外热流。
热数学模型多数是卫星的热容、热导耦合关系的集中参数网络模型，被用于预示卫星的温度。
其中，几何数学模型计算得到的辐射换热关系和环境热流被用于建立热数学模型。
本次热分析采用
MSC.SINDA 和NEVADA 热分析计算软件，针对本颗卫星的特点，以及输出数据的需要，添加部分自编FORTRAN 代码进行了分析计算。
2.1 热分析计算模型
（1）热模型的简化
由于航天器热物理问题的复杂性，在建造数学模型时，不可能也无必要把所有影响换热的因素都考虑进去。
模型的简化可以大大减少建模和计算耗费的大量时间和劳动。
物理模型的简化必须要有充分的依据，严格控制模型简化带来的温度和热流误差。
通常根据航天器的技术状态和换热特点进行简化。
针对此颗小卫星的主要简化假设有：
a、太阳光为平行光；
b、地球是一个圆形球，均匀的热辐射平衡体，各处的红外辐射相同；
c、卫星的各表面的外热流的变化在连续的轨道周期内是一致的；
d、认为单机是等温体，不考虑其温度不均匀性影响；
e、认为星体外单机与卫星本体绝热；
f、考虑单机与安装板之间填充接触导热填料；
g、不考虑电缆对星体内部的辐射换热的影响；
h、不考虑结构件的边缘漏热的影响；
（2）节点的划分与节点特性
热网络数学模型中节点位置的选取、节点的数量直接关系到计算结果正确性、计算的耗时和成本。
总的原则是，在能反映航天器主要热特性和满足工程设计要求的前提下，尽可能地减少节点数量。
最终本颗卫星节点的划分依据如下原则：
a、一般设备视为一个等温体，作为一个扩散节点，节点温度代表了等温控制体的平均温度；
b、为了便于分析，星体壳体外部和星体壳体内部结点一一对应；
c、对卫星的仪器安装板及侧板采用等分法划分节点单元（网络均匀划分）；
d、对于关键的散热部位、漏热部位或热试验中关注的部位，适当细分节点。
e、每段热管当作一个节点；
简化物理模型、划分节点后的部分设备节点示意图如图1、2 所示。
对卫星的安装板及侧板采用等分法划分节点单元。
图1 载荷舱设备节点示意图
图2 平台舱设备节点示意图
2.2 外热流的计算
这里，选用NEVADA 软件建立小卫星的几何数学模型，采用RENO 计算卫星各表面间的辐射换热系数，VEGAS 计算轨道空间外热流。
最后用GRID，将RENO 运算后产生的文件中的角系数或辐射换热系数进行归一性检验，然后转化为SINDA 可以接受的格式；用CNT98，将VEGAS计算后产生的文件中的
瞬态热流值用分段梯形积分平均，转化为平均外热流值，并表达为SINDA 可以接受的格式。
（1）卫星轨道参数
轨道高度1200km
轨道倾角100.48°。
（2）轨道环境参数
（3）小卫星热控材料的热物性参数（略）
2.3 温度场的计算
这里采用航天领域常用的系统级热分析软件MSC.SINDA 建立卫星的热数学模型，此软件的集总参数共同守则来自于热分析者抽象组成模型的模块的能力。
（1）主要输入参数
a、外热流和辐射热导
几何数学模型计算所得的外热流以热源的形式进入热数学模型，而辐射换热系数则以热导的形式进入模型。
b、材料导热参数
20 单元多层当量辐射率ε eff=0.03
10 单元多层当量辐射率ε eff=0.04
干接触传热系数h=100W/ m2.K，
导热脂传热系数h=1000 W/ m2.K
铝合金导热系数k=121.8 W/m.K
铝蜂窝板导热系数k=2.0W/m.K
（2）计算过程说明
a、卫星的初始温度在计算低温工况时被设为10℃，计算高温工况时设为15℃，这符合卫星在运载器整流罩内的可能温度变化。
对低温或高温工况，空间背景温度都设为-269.15℃（4K）。
b、在工况三、四的计算中，将每个载荷的加热功率在整个功率控制周期上进行了平均，这实际上并不严格符合有效载荷发热的实际情况，但有利于热计算达到稳态平衡，也利于热计算结果与热平衡试验结果进行比较。
c、稳态采用SNSOR 求解子程序。
d、判据的设置
控制扩散节点温度变化的松弛常数DRLXCA=0.001；控制算术节点温度变化的松弛常数ARLXCA=0.0001。
在工况一的第一次计算中，发现未能收敛，检查后得知起始控制系统能量平衡判据BALENG=0.001 设置的过低，在输出结果中找到总能量
SENGIN=3.03478E+02，根据BALENG 取其0.5%的经验，更改为1.2，BENODE 取其1/2，为0.6。
再次计算，系统能量平衡满足收敛判据。
其余各个工况亦各自进行了系统能量平衡判据的重设。
2.4 计算结果及分析
通过计算不同工况下卫星温度场分布，如表3 所示，可看出卫星内部单机的温度大部分在5-15℃之间（UHF 天线网络除外）。
所有设备的温度都满足要求的工作温度，两蓄电池的温差也符合5℃的要求。
另外，由于卫星热控采用等温化设计，在不同工况中各单机的温度变化都在10℃以内。
至于UHF 天线网络，可能是由于单独处于-Z 舱板上，与其它单机的热耦合关系弱，而受-Z 舱板接受外热流影响大的缘故。
至于其它具体原因，要与热试验或者在轨数据对比后得出。
3.总结
本文通过对小卫星外热流以及稳态温度场的分析计算，模拟出卫星在寿命初期、寿命末期不同轨道中太阳电池片的外热流变化，及整星各个单机、部件温度的极值，反映了设计关键点的温度变化情况。
计算结果表明本星的热控设计可以把整星温度控制在要求的工作温度范围内。
参考文献
[1] 潘增富．微小卫星热控关键技术研究．航天器工程，2007，16（2）：16~21
[2] Blake A. Moffitt, Clair Batty. Predictive Thermal Analysis of The Combat Sentinel Satellite.
[3] Gilmore D G ．Spacecraft thermal control handbook ，Volume I ：fundamental technologies[M]．California：The Aerospace Press，2002
[4] 侯增祺，胡金刚．航天器热控制技术——原理及其应用[M]．北京：中国科学技术出版社，2007(end)。