GEO卫星结构屏蔽设计与性能分析

邹爽，薛碧洁，刘正山，周鑫，盛丽艳



GEO卫星结构屏蔽设计与性能分析

邹爽1，薛碧洁1，刘正山1，周鑫1，盛丽艳2

（1. 中国空间技术研究院通信卫星事业部；2. 北京空间飞行器总体设计部：北京 100094）

地球同步轨道（GEO）卫星在轨期间将遭遇空间带电粒子辐射，导致的电离总剂量效应会损伤星上的电子元器件。在对GEO卫星典型结构进行屏蔽设计时，采用钽箔等材料对卫星结构大开口处进行封堵，又用屏蔽厚度的实体相交法求解卫星的屏蔽性能。建立卫星的三维屏蔽厚度模型，对比屏蔽设计前后的总剂量值，同时分析该封堵方法对卫星机热系统的影响。通过对GEO卫星结构三维屏蔽性能的分析，验证了该封堵方法的有效性。

GEO卫星；空间辐射；总剂量效应；屏蔽设计；结构防护；钽箔

0 引言

空间总剂量效应是影响长寿命卫星寿命与可靠性的关键因素。地球同步轨道（GEO）卫星处于地球外辐射带，不可避免地遭遇各种空间带电粒子辐射。这些带电粒子能量高、能量谱宽，与星上电子元器件及材料相互作用，将产生各种空间辐射效应[1]，其中的电离辐射总剂量效应（总剂量效应）[2-3]是制约卫星在轨寿命和可靠性的重要因素之一。对总剂量效应的防护是GEO卫星总体设计的重要内容。

卫星结构设计对总剂量效应的防护具有显著影响。卫星舱壳结构不仅能阻止部分粒子进入舱内，而且能对进入舱体内的粒子起到能量衰减或改变粒子能谱分布的作用[4]。典型的GEO卫星舱壳结构为由复合材料蜂窝板组成的结构，但是，为满足RF信号传输及总装操作等需要，卫星舱壳并不是全密闭的结构，而是有多个大尺寸的开口，这些开口使得舱内某些设备可能直接暴露在空间辐射之下[5]，令舱壳对带电粒子的屏蔽效能大大减弱。为提升总剂量防护效能，一般采用钽箔等材料对卫星舱壳的大开口进行封堵。

本文以GEO卫星为例，采用辐射剂量的实体相交法对钽箔封堵方案的总剂量防护效能进行了计算，对结构屏蔽的有效性给出了量化的评价。

1 GEO卫星典型构型与防护材料

卫星舱壳内安装了大量的设备，是开展带电粒子屏蔽设计及效能评价的重点对象。

对卫星进行屏蔽设计时，安装在卫星舱壳外部的太阳电池阵与天线，在展开状态下距离星体较远，对星内的屏蔽作用很弱，故可以忽略，而将卫星的基本构型合理简化为承力筒与结构板相结合的形式。天线馈源组件安装在卫星舱体内，馈源口探出星体外部，因此在星体顶端的结构板处存在大尺寸开口；同时，为能在舱板闭合的情况下总装操作星体内部设备，须在卫星结构板上设计大小不一的操作孔。此类开口处的屏蔽措施只有星表包覆的多层隔热材料

卫星结构板包括铝蒙皮蜂窝板和碳蒙皮蜂窝板2种，同时在结构板上布设了热控多层材料，它们的等效铝厚度如表1所示。

表1 星表常用材料的等效铝厚度

钽箔材料是常用的总剂量辐射防护材料，密度为16.6g/cm3，空间的化学性质特别稳定，其力学性能如表2所示。0.1mm厚钽箔的面密度为0.166g/cm2，对应0.6mm的等效铝厚度。

表2 钽箔材料的力学性能参数

用实心球屏蔽模型计算卫星在轨15年的辐射剂量-深度曲线如图1所示。可以看出，只有热控多层防护时，卫星将遭受9.74×108rad(Si)的总剂量辐射，屏蔽性能最弱；当增加钽箔防护后，辐射总剂量为3.82×107rad(Si)，为无防护措施（仅有热控多层的状态）时总辐射剂量的3.92%。

图1 卫星在轨剂量-深度曲线

2 GEO卫星屏蔽厚度分析

卫星在轨运行时，空间带电粒子将依次经过热控多层、卫星结构板、设备外壳等多种屏蔽入射到设备内。但不是每个设备都有如此完备的屏蔽结构，也不是每个方向的屏蔽厚度都相同。因此，必须对卫星进行辐射剂量的三维分析。

考虑地球同步轨道的高能粒子辐射时，通常认为高能粒子入射是直线到达的。对特定方向屏蔽厚度一般采用沿该方向直线上的物质厚度。这种直线近似原理的合理性是因为，首先入射粒子的运动是直线的，对辐射效应的贡献最大；其次由入射粒子碰撞电离产生的次级粒子在入射方向上的分布也最为密集[6-7]。因此，以卫星内某关注点为中心，将4π空间分割成有一定立体角的扇区，用屏蔽模型算出对应的厚度，再结合剂量-深度曲线，得出辐射剂量[8]。假设某敏感器件位于卫星内关注点处，如图2所示的红色方块，带电粒子通过舱板上的操作孔和馈源部分的开口进入星体内部，黄色虚线为辐射路径。

图2 卫星体内辐射敏感器件

以敏感器件为圆心，建立球坐标系，如图3所示，采用实体相交法，计算原点辐射出的射线与结构板的相交长度，得到当量屏蔽厚度，将该射线经历的所有屏蔽材料按密度折算成等效铝厚度并进行累加，得到该方向的总屏蔽厚度。

此敏感器件靠近卫星东板、对地板和南板。设备与其他舱板之间有承力筒、隔板和其他设备阻隔，辐射剂量很小；卫星南板为铝蒙皮蜂窝板，等效铝厚度较大，且南板上没有开口，防护效果好；卫星东板、对地板为碳蒙皮蜂窝板，而且有大尺寸开口。因而分析时主要计算东板和对地板方向的辐射剂量。

图3 敏感器件在星内的球坐标系

相对于此敏感器件：卫星东板的屏蔽厚度为

卫星对地板的屏蔽厚度为

； (2)

馈源开口处三角支架部分的屏蔽厚度为

其中δ为射线经历的第层的屏蔽厚度。

3 典型应用设计

卫星结构板的外侧防护采用钽箔材料，分为上下两部分进行。结构板下部采用简便的直接封堵法。上部的馈源口处，采用直接封堵法和辅助支撑相结合的方式进行屏蔽设计，其中辅助支撑部分由5个钢材料三角支架组成[9]。卫星的防护设计位置与结构板上的开口位置一致，对称分布在星体的两侧。卫星结构板进行屏蔽设计后，空间高能粒子到达星内敏感器件的通路被封堵，卫星星体的屏蔽性能极大程度提高。

卫星结构板经过防护设计后，成为完整的法拉第笼体。未增加防护前，结构板只包覆了多层隔热材料，相当于0.04mm的等效铝厚度；增加防护后，等效铝厚度为0.64mm。

3.1 卫星屏蔽设计的对比分析

将球坐标系的两个角变量方向角、仰角按照有限元方法划分网格，采用式(1)～(3)，计算得到卫星结构板屏蔽厚度的三维曲线。

图4(a)所示为卫星未进行屏蔽设计时的屏蔽厚度曲线，该曲线的极小值为0.0407mm等效铝厚度，对应位置为东板左上部的操作孔，由此孔导致星内敏感器件接受的辐射总剂量为9.74×108rad(Si)（如图5(a)所示）。图4(b)所示为卫星屏蔽设计后的屏蔽厚度曲线，此时的极小值变为0.6508mm等效铝厚度，对应位置仍为东板左上部的操作孔，然而辐射总剂量减小为3.935×107rad(Si)（如图5(b)所示）。

由两图对比可知，屏蔽设计后，卫星结构板屏蔽厚度大幅度增加，屏蔽性能增强。

(a) 屏蔽设计前

(b) 屏蔽设计后

图4 屏蔽设计前后卫星的三维屏蔽厚度曲线

Fig. 4 Shielding thickness curve in three dimensions

(a) 屏蔽设计前

(b) 屏蔽设计后

图5 屏蔽设计前后卫星的三维辐射剂量曲线

Fig. 5 Radiation dose curve in three dimensions

3.2 力学热学性能

卫星结构板下部采用钽箔直接封堵，其四周均与结构板固连，力学性能良好，而钽箔与辅助支撑结构只有一侧与卫星本体固连，因此需对其进行单独力学性能分析；考虑卫星发射时最恶劣情况，载荷工况如表3所示。

表3 力学分析中的载荷工况

力学性能分析结果如表4所示，钽箔与辅助支撑结构的位移和应力响应分别表示在卫星坐标系的3个坐标轴方向上，位移极值出现在组件的方向，如图6所示。辅助支撑结构的应力最大值为9.58MPa，远远小于钢的许用应力235MPa，钽箔的应力最大值为21.8MPa，小于0.1mm厚钽箔的许用应力134MPa。结合钽箔的伸长率分析，其最大位移为11.7mm，不会与卫星内其他设备发生干涉。

表4 力学性能分析结果

(a) 辅助支持结构向位移响应

(b) 钽箔向位移响应

图6 钽箔组件向位移响应

Fig. 6 Displacement response of tantalum foil component indirection

卫星本体防护采用0.1 mm厚的钽箔材料，总重量轻，且采用对称形式布局，对卫星重量、质心的影响可忽略不计，对转动惯量的影响很小。由于屏蔽材料布置在包覆的多层隔热材料之内，故不影响卫星表面的热流密度。同时，钽箔防护有效地增加了结构板的屏蔽厚度，相应地优化了卫星的EMC性能。

4 结束语

本文针对GEO卫星在轨期间的高能粒子辐射环境，对GEO卫星典型的构型布局进行分析，结合带电粒子对星体内设备影响的机理分析，识别出卫星构型布局中屏蔽设计的薄弱环节。

依据典型的屏蔽设计方式，首次采用基于准确卫星模型的屏蔽性能量化计算，运用辐射剂量的实体相交法计算出工程中屏蔽设计前后星内设备所承受的辐射总剂量，实现了三维方向上的定量分析。同时，通过力学分析计算和质心计算，分析出屏蔽设计对整星的性能影响，证明了屏蔽设计的合理性和有效性。应用此方法完成的卫星屏蔽设计，经受了飞行试验验证，效果良好。文中所述方法可推广用于其他GEO卫星。

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（编辑：闫德葵）

Design of shielding for GEO satellite and analysis for its effectiveness

ZOU Shuang1, XUE Bijie1, LIU Zhengshan1, ZHOU Xin1, SHENG Liyan2

(1. Institute of Telecommunication Satellite, China Academy of Space Technology;2. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering: Beijing 100094, China)

Geostationary satellite may be subjected to the charged particle radiation on-orbit, with the total ionizing dose to cause a significant damage to the onboard electronics. During the structural design for the satellite, some materials such as the tantalum foil are used to plug up holes on the honeycomb sandwich board. The shielding effectiveness for the satellite is determined through a three-dimension analysis of the radiation dose. The shielding depth model of the satellite in three dimensions is established to compare the total ionizing dose before and after the shielding design, and the influence on the mechanical and thermal system of the satellite is analyzed. The result have validated the effectiveness of the proposed approach is validated.

GEO satellite; space radiation; total ionizing dose effects; shielding design; structural protection; tantalum foil

R144.1; TL7

A

1673-1379(2017)04-0410-05

10.3969/j.issn.1673-1379.2017.04.012

邹爽（1983—），男，硕士学位，从事卫星机械总体设计工作。E-mail: zoushuanghit@sina.com。

2017-04-20；

2017-07-27