星载激光通信终端在轨机动对温度影响

2018-12-06刘绍然李一帆张文睿陶家生

宇航学报 2018年11期

刘绍然，李一帆，张文睿，陶家生

(1. 中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094；2. 西安空间无线电技术研究所，西安 710100)

0 引言

空间激光通信是一种新兴的通信方式，相较于传统的微波通信，具有体积小、重量轻、速率高、保密性好、无频谱资源限制等优势，可满足未来高数据率、高清晰度、高分辨率的空间数据传输需求，将会得到更广泛的应用[1-2]。激光通信是一个光学链路过程，终端对温度指标要求严苛。研究表明，温度交变和温度梯度引起的指向机构变形或镜面畸变会导致跟瞄或通信质量下降，终端的温度水平和均匀度是关系到光通信链路系统性能的重要因素[3-4]。终端的部分结构暴露在卫星外侧，其瞬态温度场是由热环境、自身构型、姿态、热耗和热控措施共同作用的结果，但目前还没有公开报道针对终端在轨机动导致姿态变化，进而对温度的影响研究。

光通信终端的在轨状态热分析计算的温度是终端系统设计及其优化的重要参考数据。但根据公开的文献，目前对航天器运动设备的温度场仿真多是固定姿态、不同轨道位置下的热分析，如文献[4-5]进行在轨热分析时仅考虑外热流随轨道的周期性变化，没有反映设备在轨机动的影响，文献[6]将二维转台认为对日定向，在日照区内同一表面始终受阳光照射。而文献[7-8]虽然考虑了在轨机动，但都将二维转动简化为“一静一动”的一维转动。他们都没有根据实际在轨工作姿态仿真瞬态温度场。另外，在研制光通信终端时，进行准确的热试验验证是必要的，获得的温度是评价系统性能的主要参数[9]。要准确地模拟外热流对复杂构型光机电设备的影响，可选择太阳模拟器模拟入射太阳光，但设备若要完成二维运动，需要增设大质量的配重，对设备形成辐射遮挡和热容附加，而如果简化热试验中设备的机动模式，保持静止或仅进行一维运动，则要讨论姿态不同对温度场的影响。

针对上述问题，根据GEO激光通信终端在轨多姿态变化的特点，建立热分析及机动模型，进行考虑粗瞄机构在轨机动影响下的瞬态仿真和计算，得出终端温度的周期性瞬态响应，分析在轨机动的热影响。

1 激光通信终端

激光通信终端安装在卫星平台对地板外部的北侧，以便进行光信号的对地收发，粗瞄机构和光学天线示意图见图1。这种结构通过反射式卡塞格伦天线实现光束的收发合一，在粗瞄机构上安装两个45°反射镜改变光束方向。粗瞄机构是终端进行瞄准、捕获和跟踪的二维粗指向调节机构，采用潜望式结构形式，主要由电机、支撑结构和光电码盘等组成，在电机驱动下带动反射镜实现方位、俯仰两轴转动，此时，方位和俯仰电机各有1 W的热耗。

太阳直接照射到光学元件上时会引起镜片表面膜系损伤，造成系统无法工作，甚至永久失效[10-11]。阳光对镜组的直接照射只能采取在轨机动规避，以镜组不被太阳直射为约束前提，经轨道和光学计算，设计终端在轨运行策略见图2。

相对于传统的星载设备，激光通信终端在轨运行情况具有以下特点：

1)终端在1个轨道周期内需要经历3次大的姿态调整，其中在星上时4∶00-12∶00时间段，为避免太阳光照射光学天线,粗瞄机构绕方位轴机动向西，俯仰轴指向地面站工作。

2)在12∶00位置，为避免太阳光照射光学天线，粗瞄机构绕方位轴机动向东，俯仰轴指向地面站，持续工作至20∶00。

3)在20∶00-4∶00+1时间段内，为避免太阳光照射反射镜和光学天线，粗瞄机构转向卫星对地板，避光休眠。

以上运行策略保证了终端镜组不会受到太阳直射，但遮光罩和粗瞄机构的内外表面仍会被太阳照射，在轨道周期内产生大幅波动，进而导致温度剧烈变化，而终端在工作时要求温度的高稳定度和均匀度，如主、次镜的工作温度指标为25±2 ℃，电机为10～60 ℃，反射镜为0～40 ℃(不均匀度≤5 ℃)。因此对终端采取了相应的热控措施，主要包括：终端外表面包覆多层隔热组件；终端隔热安装于卫星；主、次镜的正面采用高反射镀层处理；天线筒外表面粘贴低发射率薄膜；其余各部件的外表面进行高发射率表面处理；各主要部件进行主动控温。

2 热分析

2.1 热分析模型

激光通信终端瞬态温度场分析是一个包含时间、空间变量的高度非线性的问题，很难进行理论分析，本文使用NX UG有限元软件的Space System Thermal模块，采用数值分析求解瞬态温度场。终端系统复杂，零件繁多，运行周期内入口面朝向不同，给整个温度场计算带来了困难。在正确描述终端热结构的前提下进行结构简化和合理假设，以缩短求解时间，主要如下：

1)接插件与电缆线不参与建模，并忽略其与星内设备之间的连接导热影响。

2)忽略结构孔(槽)、结构倒角、小短边以及螺钉等微小几何特征对传热的影响，但在模型中考虑其热容。

3)壳体、印刷线路板均为薄壳结构，采用Shell单元划分网格。

4)为准确反映主镜、次镜、反射镜等温度均匀度敏感部件的温度，采用Solid单元进行模拟，并进行局部单元加密。

5)计算各部(零)件间的接触热阻，施加热耦合关系。

6)各表面一般视为漫发射和漫反射表面，对于镜面或辐射透过材料，按实际性质考虑为镜反射表面或透过性材料。

7)离散方位轴和俯仰轴的转动时刻，使用Articulation功能，分步完成对应维度的机动模拟。

建立的热分析有限元模型如图3所示(为便于显示，隐去了多层和热相关部件)。

2.2 热分析工况

终端处于舱外，除了机动姿态不同，其温度还受季节、地球阴影、涂层退化等因素的影响。研究结果表明[12]，在寿命末期极端高温工况时，终端温度场严重超出指标要求上限是制约正常光通信的症结。根据GEO外热流变化规律、热控涂层退化趋势、终端位于卫星北侧，确定寿命末期夏至和分点为2个极端高温工况，下文以此为背景，设计3种典型姿态进行瞬态温度场的仿真比较，如表1所示。

表1 热分析工况设置Table 1 Simulation cases

终端机动过程用时约30 s，而终端温度场稳定时间大于10 min，在姿态仿真时认为机动瞬时完成，忽略中间过程。温度场仿真的起始时刻设为星上时午夜，初始温度设为22 ℃，进行3个轨道周期的计算，只采纳第3周期的结果。

3 计算结果与讨论

3.1 寿命末期夏至

整个终端的部件较多，选择有代表性的电机表面、主镜、次镜和反射镜等部位进行比较，给出其寿命末期夏至日的温度瞬态变化，如图4～6所示。

由图4～6可知，终端的温度明显受太阳辐射影响，温度最大峰值出现在午夜之后，从星上时18∶00起，太阳光逐步照射终端各部位，导致温度逐渐升至高峰，在进入背阳区后温度下降。但由于位置和热容不同，各部件的温度变化不一致，位于终端结构前端的俯仰反射镜在固定姿态模式下，温度波动高达36.5 ℃/天；而末端的主镜部分位于舱内，自身热惯性较大，温度峰值出现时刻滞后且波动最小，仅8.9 ℃/天。固定姿态或一维转动相对二维转动，温度变化存在较大差异，固定姿态时各部件温度波动最大，高达22.9 ℃(俯仰反射镜的11700 s处)。

图4所示电机位于终端外侧，虽然在轨机动导致吸收外热流变化，但表面温度波动小于光学天线和反射镜，这反映多层隔热组件的隔热效果明显；由于俯仰电机位于粗瞄机构的出光口处，受到遮光罩和冷黑空间的影响大于方位电机，温度波动更大。

图5所示主次镜位于粗瞄机构内部，在固定姿态下的温度波动大于一维转动，反映出上、下午方位轴分别机动向西、东，有利于减少午夜太阳入侵。在二维转动下的温度波动也大于一维转动，这是由于机动至停靠位阻隔了光学系统向冷黑空间热排散。

图6所示俯仰反射镜在固定姿态和一维转动下的温度波动程度相差不大，与二维转动对比，表明机动至停靠位，避免太阳光照射反射镜，可有效缓解温度波动，温度最高可降低21.6 ℃。温差变化曲线表明，如果不在午夜前后避光机动，俯仰反射镜不能长期稳定工作。方位反射镜与俯仰反射镜不同，三种机动模式的温度水平都符合指标要求，一维转动和二维转动下的温度波动程度相差不大，但在固定姿态下超出了温差要求。

3.2 寿命末期分点

由图7～9可知，同夏至相似，在分点的向阳区温度大幅攀升，而在背阳区温度下降；各部位温度变化的特点也相似，固定姿态中俯仰电机的温度波动最大(30.1 ℃/天)，此模式中主镜温度波动最小(6.3 ℃/天)；固定、一维转动相对二维转动，温度存在较大差异，最大可达23.0 ℃(俯仰电机的84600 s处)。但与夏至不同，分点时午夜前后约72 min的地影区内，除终端末端的主镜外，各部位的温度、温差下降，固定姿态的俯仰反射镜降幅最大，为9.6 ℃。此外，各前端部件的最高温度相较于夏至有6～16 ℃下降，但后端部件的最高温度相差不大。

综合分析极端高温工况，光学天线和反射镜温度场严重超出指标要求上限是制约光通信的瓶颈，其中夏至时热环境更为恶劣，仅3.5 h的可工作时长。不同位置的各部件受到机动模式的影响程度也不同，其中光学天线工作温度范围窄，布置在舱外的粗瞄机构内部，受到外热流剧烈变化、热排散能力不足的双重影响，难以控制在期望的温度稳定度。