大型高轨通信平台主动段热变形分析

陶家生，林骁雄，王浩攀，钟红仙

(中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094)

0 引 言

大型高轨通信卫星的热分析和热试验主要是围绕卫星平台为星上设备提供合适的工作温度环境而展开的。或者是针对星上重要设备或温度敏感设备进行的热分析和热试验[1-2]。一般情况下认为大型通信卫星发射的主动段热环境是适宜的，但对于大型航天发射任务，应该尽可能发掘各种不确定因素，研究其风险诱导可能，以提高任务可靠性。

在某些极端环境条件下，发射主动段大型通信卫星平台的热分布和热变形是关系卫星顺利入轨与否的一个重要因素。为了探究这方面的问题，开展了大型通信卫星平台的热变形研究工作。

大型高轨通信卫星平台的结构构成较为复杂，为了轻量化，大量采用复合材料，复合材料的采用增加了热变形分析工作的复杂度。为了提高热分析工作的效率，一般采用壳单元[3-4]，这一方法难于反映结构的热翘曲。这里的热变形分析采用了3D舱板建模的方法，以求尽可能深入、全面地反映卫星结构热变形的真实情况。

研究大型高轨通信卫星平台主动段的热变形问题时，涉及到运载和有效载荷之间的热交换问题，使问题的研究变得更为复杂。仅是卫星的外热流分析计算已是很复杂的了[5]，再进行星箭耦合的整星的温度场分析，在热分析的基础上完成整星的结构变形分析是复杂和困难的[6-7]。

本文的研究结果为该类平台的热特性研究和平台应用提供借鉴。

1 大型通信平台的结构与构型

大型高轨通信卫星平台是一大类重要航天器，在欧洲主要有Astrium平台，如为2012年发射任务研制的W5A通信卫星[8]，美国的MUOS军用静止轨道移动通信卫星，俄罗斯快讯-AM8通信卫星如图1所示[9]，印度2013年发射的GSAT-6地球同步轨道通信卫星，尺寸2.1 m×2.5 m×4.1 m，中国的通信卫星亚太-9如图2所示，DFH-4卫星平台本体长2.63 m、宽2.1 m、高3.6 m，太阳翼展开后跨度为26 m，东方红-4增强平台采用多层通信舱，平台加高0.6 m，这些大型通信卫星平台都是长方体构型。

图1 俄罗斯快讯-AM8通信卫星

图2 中国的通信卫星亚太-9

大型通信卫星平台为了提高结构重量效率，主要结构普遍采用复合材料[10]，如铝合金蒙皮铝蜂窝复合材料的南北舱板，碳蒙皮铝蜂窝复合材料的承力筒及东西舱板和水平舱板。

2 大型通信平台的热分析建模

通过前述的分析和归纳，大型通信卫星平台的热分析建模采用长方体构型，南北舱板采用铝合金蒙皮铝蜂窝复合材料，承力筒及东西舱板和水平舱板采用碳蒙皮铝蜂窝复合材料，对接框采用铝合金材料。复合材料的分析建模较为复杂，为了提高工作效率一般采用壳单元，但如此简化也会带来分析结果的偏差。这里的分析对复合材料的舱板采用3D舱板建模并进行均质化处理，以便更全面深入地体现平台结构本身的热变形情况。舱板的3D建模采用文献[2]的3层蜂窝夹层结构，对3层材料分别赋以相应的材料属性。为了使热分析和结构变形分析建模相一致，热分析和结构变形分析中，均采用这种3层夹层结构。热分析中的材料线胀系数见表1。

表1 主要结构材料的线胀系数

大型通用卫星平台的有限元模型如图3所示，图中a为太阳翼、b为南舱板、c为服务舱电池板、d为服务舱仪器板。分析中主要关注对象是南北舱板、服务舱板，太阳翼主要是在热分析中作为热传导的一个环节。模型表面按实际热特性建有多层隔热组件。

图3 通信平台有限元模型

3 主动段的热边界条件

俄罗斯的质子-M运载火箭，欧洲的阿里安-5运载火箭，印度的“地球同步轨道卫星运载火箭”，中国的长征-3B运载火箭，日本的H-2A运载火箭，美国的猎鹰-9运载火箭和宇宙神-5火箭都是地球静止轨道大型通信卫星的运载工具。中国采用CZ-3B或CZ-5运载火箭发射地球静止轨道大型通信卫星。如图4是整流罩内的通信卫星，在主动段内卫星与整流罩会有热交换发生，并导致通信卫星温度的变化。在主动段内的大气中间层内有高空大气对流[11]，在某些极端情况下会导致发射过程中整流罩温度升高。当发射过程产生程序偏离等情况时，如太阳翼延迟展开等也会导致通信卫星发射主动段的热边界条件波动。图5是一个整流罩内表面温度变化情况的简化曲线，图中归一化地表达了主动段的温度阶段性变化情况，纵坐标单位℃。

图4 整流罩内的通信平台

图5 整流罩内温度简化曲线

4 平台主动段热分析

4.1 抛罩前轨道段

4.1.1抛罩前平台热分布分析

按照前述的大型通信卫星平台的建模和热边界条件，通过有限元分析，获得卫星平台的热分布情况如图6所示。

图6 抛罩时的平台热分布

在运载火箭抛整流罩时刻，卫星平台的热分布见图6(a)，是卫星平台含太阳翼的热分布状态，其温度分布取决于卫星表面的热吸收大小和卫星内部热源分布。由于太阳翼外露表面没有热控多层，因此其温度较其它平台外露表面温度略高，约为23 ℃。太阳翼为柔性较高部件，其在轨温度波动范围可达百余度，因此这里的温度分析重点不在太阳翼。为了表示平台的本体温度分布在图6(b)中，略去了太阳翼，展示了卫星平台主体部分在抛整流罩时刻的温度分布情况，仪器板上的高温斑外表面温度为28.166 ℃，该区域的内表面温度最高为30.683 ℃。内外温差2.5 ℃。图中显示南舱板的温度水平与其它星表基本相同，图中西舱板上的6处工艺开孔处的温度比其它舱板外表面的温度高，约为22 ℃，原因在于其热惯性小。

4.1.2抛罩前平台热变形

利用前述通信卫星平台的热分析结果，采用有限元建模分析方法，进一步开展平台的热变形分析，其分析结果如图7所示。

图7 抛罩时的平台热变形

从热变形的状态可知，卫星平台的最大变形发生在服务舱仪器板上，这与抛整流罩时刻的平台热分布相符，见图6(b)。在抛整流罩时刻平台的该处温度最高，导致的热变形也最大，变形量0.185 mm。

从图7的卫星平台热变形图中明显看到服务舱仪器板产生了显著的翘曲，这正是3D舱板建模的效果。

4.2 星箭分离前轨道段

4.2.1星箭分离前平台热分布分析

星箭分离时刻的热分布如图8所示，图8(a)展示的是卫星平台含太阳翼的温度分布，可见最高温度发生在服务舱仪器板上，温度50.8 ℃。最低温度发生在太阳翼上，温度-87.3 ℃。

同样是由于太阳翼为柔性较高部件，其在轨温度波动范围可达百余度，因此这里的温度分析重点不在太阳翼。为了表示平台的本体温度分布，在图8(b)中，略去了太阳翼，展示了卫星平台主体部分在星箭分离时刻的温度分布情况，显示南板舱的温度水平与其它星表基本相同，图中西舱板上的6处工艺开孔处的温度也予以略去。图8(b)中，略去太阳翼后的卫星平台主体部分最高温度仍在服务舱仪器板，温度50.8 ℃。最低温度发生在平台南板上部，温度-11.9 ℃。因为这一部分卫星表面朝向4 K冷空间。

图8 星箭分离时刻的平台热分布

4.2.2星箭分离前平台热变形

利用前述通信卫星平台的热分析结果，采用有限元建模分析方法，进一步开展平台的热变形分析，其分析结果如图9所示。

图9 星箭分离时刻的平台热变形

由图9可知，卫星平台的最大变形发生在服务舱仪器板上，这与星箭分离时刻平台的热分布相符，见图8(b)。在星箭分离时刻平台在该处温度最高，导致的热变形也最大，变形量0.506 mm。

从图9的卫星平台热变形图中明显看到服务舱板产生了显著的翘曲，这正是3D舱板建模的效果。

5 热分析与热试验的结果比较

将卫星转移轨道热平衡试验结果和本文较极端的热边界条件的星箭分离时刻热分析结果列入表2。

表2 热试验与热分析的温度比较

卫星转移轨道热平衡试验结果是在正常卫星运行条件下获得的热试验结果，有主动热控功能，太阳翼正常展开。本分析则是在发射中整流罩内温度条件偏高，太阳翼延迟展开情况下的结果。从表2的分析结果可知，通信舱的温度分析结果偏低，原因是在转移轨道通信舱的设备处于工作状态的少，分析中未开主动温控。服务舱的分析结果温度偏高，主要是因为在抛整流罩到星箭分离阶段服务舱的工作设备较多，热耗较大，但散热面被太阳翼遮挡，温度比试验结果偏高。

6 结 论

本文的研究是在发射的自然条件导致整流罩的内表面温度出现较为极端的温度和卫星发射工作程序有偏离的情况下，卫星平台的力热性能保持情况。通过研究发现卫星可能存在的较薄弱环节，以便对这些环节有所认识，进而有所预防，同时也为卫星技术状态的不断演进提供改进方向。

1)从对卫星主动段的力热研究结果看，在较常态工作程序有一定偏离时，卫星平台的温度条件尚能够保持在要求的温度范围内。分析得到的最高温度50.8 ℃，最低温度-11.89 ℃，未超出卫星的极限温度要求，表明卫星的热性能有一定保持能力。

2)从对卫星主动段的形状精度的研究结果看，在边界条件较常态有一定偏离时，卫星平台的温度会偏离试验中所获得的结果，这些变化会反映到平台结构精度的变化上。从结构精度保持情况看，舱板的最大变形在抛罩时刻为0.185 mm。在星箭分离时刻结构的最大变形量为0.506 mm，已经接近结构局部精度的要求量级，应该给予关注。

3)从本文的卫星平台力热性能的分析方法看，采用3D舱板模型进行卫星平台结构热变形分析，其结果达到了尽可能深入、全面地反映卫星结构热变形的目的，揭示出舱板厚度方向温差的存在，这一温差的存在将导致舱板的翘曲，可能导致结构局部平面度超差，并且翘曲的形式在抛罩和星箭分离时在仪器板上完全相反，这也意味着它将是潜在的热振动的振源。