航天器热设计中的系统性和鲁棒性

李国强

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

长期以来，我国航天器的热设计一般采用以被动热控为主、电加热主动热控为辅的热控方案。这种传统的设计方法，比较适合于温度控制要求不高的热控系统［1］。随着技术的发展，电加热技术的主要控制及执行机构——控温仪有了长足的进步，已经从最初的开关执行机构演化为具有CPU 的智能型高精度控温仪，电加热对星上能源的消耗可以通过CPU 灵活控制，可靠性也大为提高，因此，电加热主动热控技术已被广泛应用于一些控温精度要求较高的航天器仪器设备的热控制。

航天器对热控系统的主动调节能力需求大为增加，除在轨正常设计需求外，这种能力还表现在：热控系统作为基础服务系统，必须应对航天器研制过程中各级别可能的技术状态更改需求，以及在轨飞行期间突发的非正常设计状态带来的温度保障需求。因此，有必要讨论传统热设计以被动热控为主、辅以适当主动热控这一首要原则在航天器是否须要做出调整，提高目前相对成熟可靠的电加热主动控制所占的份额，在某种程度上可以提升航天器热控总体设计水平，实现热控系统的系统性和鲁棒性设计，从而在航天器系统工程研制中起到应有的热总体作用。

2 热设计应以系统总体最优为前提

2．1 热设计应从总体的角度来把握

在航天器系统工程中，“热控”一直作为航天器的一个重要“分系统”进行研制。但是，与“分系统”的定义不同，在航天器实际研制过程中，无论是航天器总体设计人员，还是其他各分系统设计人员，又都普遍认为热控“分系统”具有“总体性质”。这主要是由热控分系统在航天器研制中的特殊地位决定的。

（1）航天器热接口复杂。广义而言，许多大总体接口，如运载火箭的热环境、发射塔架的热环境及航天器在轨热环境等，均与热有关；单就某一航天器而言，热控在研制中与总体及各分系统间都存在输入输出关系，如结构、总装、数管、电源、轨道、控制等。同时，热控要保证航天器所有设备的工作温度环境。

（2）热控分系统研制流程涉及航天器全流程。和一般的以电或结构为主的分系统不同，热控分系统研制涉及到从航天器最初的单机设备研制、航天器结构部装到最后的航天器总装、电性能测试及大型试验研制的全流程，以及航天器在轨飞行的整个寿命期间，热控分系统都要提供保障。

综上，把热控作为分系统降低了热控的职责要求，可能会造成航天器总体设计的缺陷。极端时，甚至会造成“分系统最优而系统差”的局面。这将与航天器系统工程的设计思想背道而驰。

作为分系统，系统总体会向其下达一系列的技术要求和指标，其中质量和功耗必不可少，这两个指标也是目前热控（以及其他）分系统力保“最优”的设计指标，因此一般采取了质量轻、耗能少的被动热控设计方法。这种设计方法，如果航天器在轨运行处于预先设计条件时，可以很好地满足设计指标；但当航天器在轨遇到意外故障时，往往由于适应性差，无法采取针对性补救措施。

如果不把质量、功耗作为考核热控设计的必要条件，允许热控设计从总体的角度进行全盘规划，从形式上解放热控作为“分系统”的限制和束缚，为航天器预留一定的主动热控措施，虽然表面上是“热控分系统”占用了更多的资源，但整个系统却能实现适应性好的较优结果。

2．2 热设计应对系统资源进行管理

各设备的功耗是航天器分热控系统和电源分系统最重要的设计输入条件。多个航天器型号工程研制经验表明，航天器设计初期各研制方提供的功耗参数，大多数会比最终产品的实测值大，有些甚至相差非常大。表1是某有较大继承性设计的遥感卫星实例，在设计之初签定的功耗与最终实测数据对比相差了23．4%。这主要是因为传统观念鼓励各分系统在研制过程中节约星上能源，因此各设备研制方在设计之初，对自己的设备没有足够把握时，往往多申请能源需求，避免后续研制阶段出现需求不足的情况。这种思路对电源分系统设计没有问题：只要航天器能够满足最大能源需求，后续研制过程出现能源富裕时，可将多余的能源采取分流措施。

但热控设计不同，既要考虑功耗高时的散热，又要考虑功耗低时的保温，因此希望功耗输入条件在研制过程中不出现大的改变，即不是前文提到的“鼓励节约能源”。当电源系统把原设计多出来的能源分流时，热控分系统还要设法修改为大功耗设计的散热面参数。

实现航天器废热的再利用，一直是航天器热管理的目标之一。如果热控分系统在设计之初，就为这些能源提供可供“主动分流”的加热器，正常情况下这些加热器关闭，在需要分流或航天器处于非设计状态时开启，则可变能源分流为热管理，实现热控和电源分系统联合设计的双赢。

表1 某遥感卫星功耗统计Table 1 Power consumption of a remote sensing satellite

3 提高热设计的鲁棒性

鲁棒性设计就是回答如下问题：寻找满足所有限制时的最大可靠性，或者，在一定可靠性99．7%（三个标准偏差）要求前提下，找到最佳性能或最小质量设计［2］。按照这个概念，如果完全从鲁棒性设计的定义去考虑热控分系统设计，即单从热控自身的角度考虑鲁棒性设计，可能会陷入对热控系统可靠性、质量设计的限制中，从而导致“分系统最优而非系统最优”的局面。因此，本文所说的提高热设计“鲁棒性”，是借用鲁棒性的含义，从提高热控分系统的适应性角度来说明问题。

3．1 热设计应具有适应航天器研制问题的最小重构能力

工程经验表明，航天器的研制过程并不会完全按照设计的条件和状态开展。在遇到航天器或其分系统发生技术状态更改时，热控分系统可能会受到较大的影响。尤其是当其他分系统遇到无法解决的热环境问题时（往往是在设计约定的温度范围内，某设备性能下降不能满足要求，必须在一定的、较狭窄的温度范围内，设备才能正常工作），航天器总体会从全局考虑更改的影响，从而让热控分系统为出现问题的设备予以更精确的温度保障。这样，利用散热手段为其制造热沉环境、再通过电加热进行主动控温是最方便的处理方式，对航天器的改动会较小。散热手段一般较易实施，对整星影响较小；而电加热控制则需要航天器电源、数管、电缆网等多个接口资源。如果热控分系统在设计之初只考虑本“分系统”的设计最简单可靠，未预留出电加热控制资源，就会陷入接口不足的被动。

例如，某遥感卫星平台采取最简单可靠的被动热控为主完成热设计，整星经优化后仅保留8路电加热控温回路，用于设计之初提出要求的特殊设备［3］。但是，卫星研制后期遇到了红外地球敏感器堵转难题，敏感器研制单位经过大量的分析、试验论证，无法通过改进敏感器单机设计解决问题，而好的温度环境能够帮助解决问题，于是向总体部门提出了主动控温要求。总体部门在综合评价了进度、风险等环节后，认为这也是解决问题的唯一办法，因此要求热控分系统能够完成该敏感器的主动控温。该星由于未预留电加热资源，只得采取“拆借”、合并其他加热回路、降低整个系统可靠性的方法来解决。在另一颗遥感卫星上也发生了类似的问题。

3．2 热设计应为解决在轨意外故障提供温度保障手段

热控措施的选择与整星的设计思想有关，如在轨道上发生局部温度过高时，常规的热控措施是无法解决的；而温度过低时，则可以用电加热的方法解决。因此，应考虑采用偏低温的设计思路，给高温端留有更多的设计余量，同时采用增加电加热功率的方法保证不超过低温限。这就需要根据具体条件对星上资源消耗和安全可靠之间进行分析后，合理选择。我国通信卫星热设计中，在载荷开通前采用替代加热器的做法［4］，是一种典型应用。

航天器热设计应参照这些思路，在有条件的情况下设置部分“冬眠”加热回路，为航天器在轨意外故障提供热控保障能力：当航天器按预先设计条件正常工作时，这些加热回路处于“禁止工作”状态（休眠），当航天器在轨遇到意外，出现了整体或局部温度下降，在航天器自身能源许可的条件下，通过智能型控温仪［5］唤醒这些加热回路，使航天器温度能逐渐恢复正常，从而保证航天器的正常工作。

我国一些遥感卫星的热控设计中，已逐渐应用了这一提高热控设计系统性的思路。如某“晨昏”轨道太阳同步卫星有效载荷在轨长期工作，但发射初期要经过约一个月的在轨测试，期间载荷不工作，而载荷工作与否的整星功耗差异约370 W，占总功耗的34%。借鉴通信卫星替代加热器的设计思路，该卫星在有效载荷舱设置了6路补偿加热回路，每路60 W，这样保证在轨测试期间载荷的最低储存温度。同时，正常状态这些回路将休眠，而其控制温度的中心值、阈值等可根据需要在轨注入到星上。这也是电源系统希望的情况：补偿加热功率起到了对能源“削峰填谷”的作用。这个设计后来为卫星在轨遇到问题时的应急处理提供了有力保障：卫星发射后遇到了严重的姿态异常，载荷温度降到-30 ℃；航天器姿态好转时，补偿加热器开启，保证了卫星温度快速回升到正常范围。

这种设计思路，不仅可用于能源充足的“晨昏”轨道卫星热设计中，对于一般光学成像卫星采取的上午或下午降交点地方时的太阳同步轨道也适用。在某10：30AM 降交点地方时太阳同步轨道卫星热设计中，也采取了类似的载荷舱补偿加热的方法［6］。

4 利用电加热提高热设计的系统性和鲁棒性

随着热控技术的发展，可变发射率技术、可变热导热管、热开关、自主适应的电加热控温等技术都成为具有强适应性热控技术的概念［7］。但是，目前为止，大部分新型热控技术在长寿命航天器实际应用中还很少被用到。电加热的主动控制技术则得到大量应用，尤其是以遥感卫星光学相机主动热控制的应用越来越多，使这项技术已经相对简单。以往这项技术受困于其控制设备的可靠性，通过冗余和备份设计，则可实现加热回路的高可靠性设计，使其成为实现热控设计鲁棒性的一种简便途径。表2是某卫星平台电加热控制器（控温仪）的技术参数发展历程。可见，控温仪目前已经发展的成熟、可靠［8］。

表2 控温仪参数比较Table 2 Comparison of thermal controllers

以成熟的散热＋电加热设计手段为前提，航天器系统性和鲁棒性热设计方案和流程如下：

（1）在航天器设计初期，各分系统功耗不十分准确的前提下，热设计以简单、全面为主，在可以喷涂热控涂层的外壁板上全部设计为散热面。如果外壁板上没有安装仪器设备，从流程优化的角度考虑，在航天器热平衡试验前再对这些散热措施予以实施，这时，可根据各设备实测热耗对散热面进行修改，减小热设计的不确定性。

（2）在合适的位置尽量多地布置补偿电加热回路，包括航天器散热面上。部分加热回路并非热控正常控制所需，而是为研制过程和在轨运行阶段预留调控资源。

（3）使用相对而言路数更多、性价比更高的控温仪进行电加热控制。

（4）根据研制过程中航天器的技术状态变化，为发生变化的设备提供必要的电加热控制。

（5）在航天器出厂前，确定根据出厂状态确定的最终加热回路路数，并将其他的回路设置为关闭的状态，使相应加热回路“休眠”。

（6）航天器在轨运行时，如遇到意外故障情况，根据需要唤醒休眠的加热回路，为航天器温度提升及控制提供保障。

5 结束语

电加热的主动控制方式，一直是我国航天器以被动为主的热控方法里最主要的辅助主动热控手段。技术发展到今天，这种方法也越来越成熟。在航天器的研制中，越来越要求热控以系统总体设计为目标，且要求在尽量采用成熟、继承性好的技术前提下完成设计，因此，电加热的主动控制方法应该是以提升设计适应性为主导的航天器热设计研制思路之一。

用电加热控制来提升航天器热控设计的鲁棒性，进而提升航天器的鲁棒性，其所占用的航天器资源、可靠性提升等问题，不是热控“分系统”级的问题，而是航天器系统工程设计最优的问题，应该从系统总体的角度加以综合考虑。

（References）

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Hou Zengqi，Hu Jingang．Theory and application of spacecraft thermal control technology［M］．Beijing：China Science and Technology Press，2007，3：276-277（in Chinese）

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Xu Xiaoping，Li Jindong，Fan Hanlin．Integrated analysis of thermal management system in large spacecraft［J］．Chinese Space Science and Technology，2004，24（4）：11-17（in Chinese）

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［7］徐小平，麻慧涛，范含林．具有强适应性热控技术的概念研究［C］／／第六届空间热物理会议．北京：中国宇航学会，2003：6-11

Xu Xiaoping，Ma Huitao，Fan Hanlin．Concept study of powerful adaptability thermal control technology［C］／／6thChina Space Thermal Physics Congress．Beijing：Chinese Society of Astronautics，2003：6-11（in Chinese）

［8］李国强，姚根和．中国星载CCD 相机控温仪性能比较［J］．航天返回与遥感，2006，27（4）：44-48

Li Guoqiang，Yao Genhe．Property comparison of thermal controller for CCD camera on board china satellite［J］．Spacecraft Recovery ＆ Remote Sensing，2006，27（4）：44-48（in Chinese）