2022, Vol. 54
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。
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图 1 正梯形构型 Fig. 1 Positive trapezoidal configuration |
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图 2 倒梯形延展板箱式构型 Fig. 2 Inverted trapezoidal extension panel configuration |
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°]。
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表 1 轨道参数 Tab. 1 Orbital parameters |
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图 3 卫星在轨β角随时间变化 Fig. 3 Variation of β angle of in-orbit satellite with time |
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sin β为负值时，则应为180°与所求出β值之差。
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]。
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。
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表 2 热控涂层参数 Tab. 2 Surface coating parameters |
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：
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图 4 到达正梯形蜂窝板太阳辐照及地球反照平均值 Fig. 4 Average solar and albedo on positive trapezoidal honeycomb panels |
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表 3 到达正梯形蜂窝板地球红外热流密度 Tab. 3 Earth radiation density on positive trapezoidal honeycomb panels |
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 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：
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图 5 正梯形构型在不同β角下寿命末期散热能力@20 ℃ Fig. 5 Heat rejection @20 ℃ at different β angles for positive trapezoidal configuration at end of life |
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表 4 正梯形构型在轨寿命末期平均散热能力@20 ℃ Tab. 4 Average heat rejection @20 ℃ of positive trapezoidal configuration at end of life |
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；
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。
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图 6 正梯形与倒梯形±Y面到达热流对比 Fig. 6 Comparison of heat flux on ±Y panels between positive trapezoidal and inverted trapezoidal configurations |
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。
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图 7 倒梯形延展板太阳辐照与地球反照平均值 Fig. 7 Average solar and albedo on inverted trapezoidal extension panels |
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：
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表 5 各蜂窝板面积 Tab. 5 Area of honeycomb panels |
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表 6 到达倒梯形蜂窝板地球红外热流密度 Tab. 6 Earth radiation density on inverted trapezoidal honeycomb panels |
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表 7 倒梯形构型在轨寿命末期平均散热能力@20 ℃ Tab. 7 Average heat rejection @20 ℃ of inverted trapezoidal configuration at end of life |
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表 8 倒梯形与正梯形构型寿命末期散热能力对比@20 ℃ Tab. 8 Comparison of heat rejection @20 ℃ between inverted trapezoidal and positive trapezoidal configurations at end of life |
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%。
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。
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图 8 整星坐标系及构型 Fig. 8 Coordinate system and configuration of satellite |
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。
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表 9 设备热耗及控温指标 Tab. 9 Thermal dissipation and temperature control requirement |
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。
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图 9 预埋热管网络 Fig. 9 Embedded heat pipe network |
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图 10 U型热管耦合蜂窝板散热 Fig. 10 U-shaped heat pipe coupled with honeycomb panels for heat rejection |
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。
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表 10 整星各个蜂窝板散热能力及利用率@20 ℃ Tab. 10 Heat rejection capacity and utilization rate of honeycomb panels @20 ℃ |
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。
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图 11 整星在不同β角下吸收热流 Fig. 11 Heat flux absorption of satellite at different β angles |
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 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。
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图 12 +Z/ ±Y蜂窝板在不同β角下吸收热流 Fig. 12 Heat flux absorption of +Z/±Y panels at different β angles |
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。
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图 13 卫星热平衡试验状态 Fig. 13 Satellite in thermal balance test |
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。
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图 14 高温工况(β角60.0°)热平衡试验结果 Fig. 14 Thermal balance test results of hot case (β 60.0°) |
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图 15 低温工况(β角-90.0°)热平衡试验结果 Fig. 15 Thermal balance test results of cold case(β-90.0°) |
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。
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