可展开式辐射器热控对航天器轨道调整的适应性分析

2021-03-31梁新刚

宇航学报 2021年3期

刘欣，梁新刚

(1.清华大学航天航空学院热科学与动力工程教育部重点实验室，北京 100084；2.中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

近年来，随着应用需求的不断扩大与增多，航天器在飞行过程中，往往可能需要进行轨道调整。航天器轨道的变化，可以增强航天器的机动性、灵活性，以适应更多的任务需求。但对航天器热控系统而言，轨道的变化就意味着空间热环境的变化，这也对航天器热控系统的适应能力提出了更高的要求。传统的航天器采用结构表面作为热辐射散热面[1-2]，当航天器运行轨道发生变化时，只能被动地接受空间环境变化带来的影响，其散热能力无法主动调节。与流体回路耦合的可展开式辐射器热控系统，可以有效解决传统结构辐射器的不足，通过调节辐射器的展开角度，改变辐射器所受空间热环境的影响，从而提高热控系统对航天器轨道调整的适应能力。

20世纪80年代末在国际空间站的建造过程中，为了解决空间站的散热难题，国外对可展开式辐射器开展了深入的研究，国际空间站的美国段[3-4]采用了可展开式多板折叠辐射器，面积接近100 m2。日本航天局在ETS-VIII卫星的热控方案研制中，采用了基于环路热管的单板可展开式辐射器[5-6]，在轨展开后的辐射器具有400 W的散热能力。Alcatel宇航公司根据不同卫星平台的特点，研制了不同的可展开式辐射器[7]，为这些卫星的热控提供了良好的散热途径。日本的金星探测器[8-9]设计了两块角度可调节的展开式辐射器，通过辐射器角度的调节改变辐射器散热能力的大小，从而扩大探测器热控系统的适应范围，但该方案散热能力较小，应用于大功率航天器还存在一定局限。刘欣和梁新刚[10]的研究中将流体回路与可展开式辐射器进行耦合设计，通过对辐射器展开角度的调节，不仅可以提高热控系统的散热能力，还可以提高热控系统对舱内热耗变化的适应能力。

目前关于可展开式辐射器的研究，多集中在辐射器散热能力的提升以及辐射器与单相、两相回路的耦合传热，利用辐射器展开角度的改变来调节热控能力的研究还不多见。本文将可展开式辐射器的优势与航天器轨道调整应用背景相结合，分析了轨道调整对热控系统的影响，在此基础上进一步对采用可展开式辐射器航天器的热控特性进行了研究。

1 与流体回路耦合的可展开式辐射器热控方案

假设某一航天器的热控系统方案采用了与流体回路耦合的可展开式辐射器。航天器的结构外形如图1所示。

图1 可展开式辐射器示意图Fig.1 The schematic of the deployable radiator

在航天器舱体两侧设计有两块可展开式辐射器，通过支撑结构固定在航天器上，辐射器与流体回路耦合，通过流体回路将舱内仪器设备工作时产生的热量传输至辐射器向外排散。辐射器的展开角度θ可围绕转轴在0°～90°之间进行调节。

当航天器在轨飞行时，采用三轴稳定、对地定向的姿态。飞行方向为X轴，航天器与地球的连线，且指向地球的方向为Z轴，X-Z轴在航天器飞行轨道面内。X-Y-Z构成右手坐标系。

在整个热控系统方案中，流体回路依次将舱内的设备和辐射器串联在一起，实现热量的收集、传输和排散，热控系统如图2所示。

图2 航天器热控示意图Fig.2 Schematic of thermal control loop

辐射器在空间散热处于热平衡时有：

Qf 1+Qf 2+Qf 3+Qo=Qi

(1)

式中：Qf 1，Qf 2，Qf 3分别为辐射器吸收的太阳辐射热流、地球反照热流和地球红外热流，Qo表示辐射器排散的舱内设备工作时产生的热耗，Qi为辐射器向空间辐射的总热量。

对热控系统进行仿真分析计算时，采用网络节点法将航天器划分为若干个单元体。单元体的中心作为计算的节点，节点的温度和热物性参数代表整个单元体的温度和平均物性参数值。如果考虑节点温度随时间的变化的话，可以建立节点网络方程[1]：

(2)

式中：Qs,j和Qp,j分别为节点j吸收的空间热流和节点j的内热源；Bk,j是节点k辐射出来的能量被节点j表面吸收的份额，这其中包含两个部分:一部分为从k发射出来的热流直接被j吸收的部分，另一部分为经过其他表面多次反射到j表面并被吸收的部分。A表示节点的面积；ε是节点的发射率，T是节点的温度；Dk,j是节点k与节点j之间的热传导系数；m为节点的质量；cp是节点的比热,下标k，j表示节点的编号。

热控系统工作时，流体工质经过温度调节后，按照设定的温度进入航天器舱内收集舱内设备工作时产生的热量

Qo=cmf(To-Ti)

(3)

式中：c为流体工质的比热，mf为管路中工质的流量，To为流体吸热后的温度，Ti为流体进入航天器舱内的温度。

流出舱内的工质通过温控阀的调配分为两股流体。一部分从旁路流走，一部分经辐射器将携带的热量排散到空间：

Qo=cmff(Tro-To)

(4)

式中：f为比例因子，表示分配进入辐射器的流体的比例；Tro为经过辐射器冷却后的流体温度。

经辐射器散热冷却后的流体在控温点处与旁路的流体进行混合

Ti=(1-f)To+fTro

(5)

当温度控制阀的开度不同时，流过辐射器和流过旁路的流体各不相同，通过对流体的分配比例进行调节，可以使混合点的温度Ti达到热控设定值。混合后的流体再进入航天器舱内收集设备热量。

2 轨道调整对热控的影响

如果航天器从半径为r1的初始轨道通过霍曼转移到半径为r2的目标轨道，初始轨道和目标轨道处于一个轨道面内，如图3所示。轨道高度的变化将导致航天器的轨道运行周期、受晒因子等参数发生变化。这些变化都会对航天器运行的热环境带来直接影响。

图3 航天器在轨道面内调整示意图Fig.3 Schematic of spacecraft maneuvering in orbital plane

太阳是一个巨大的热辐射体，太阳辐射Q1也是航天器受到的最大辐射热源。在地球轨道上，太阳光被认为是均匀的平行光束，其辐射强度为一个太阳常数S，地球轨道的太阳辐射强度平均值为1367 W/m2。入射到辐射器表面上任一微元dA上的太阳辐射为[1]

dQ1=Sφ1dA

(6)

其中，φ1为太阳辐射角系数，太阳距离地球的距离约为1.5×108km，航天器围绕地球运行的轨道高度比起太阳与地球的距离来说很小，可认为太阳辐射热流Q1不随轨道高度的改变发生变化。

对于地球反照辐射热流而言，航天器微元表面dA受到的地球反照辐射热流Q2可以用地球红外辐射角系数φ3的形式来表示[1]

dQ2=ρSφ3cosψdA

(7)

式中：ρ为地球平均反照率，S为太阳辐射常数，ψ为航天器—地球之间连线与太阳光之间夹角。

对于地球红外辐射热流Q3而言，航天器微元表面dA上受到的地球红外热流为[1]

(8)

地球红外辐射角系数φ3是关于ke的函数[1]，且

(9)

其中，re为地球半径，H为航天器飞行高度。因此，轨道高度的变化将会引起地球红外辐射角系数φ3的变化，而φ3的变化又会使得地球反照热流和地球红外热流发生变化。

航天器在轨运行过程中，除了空间辐射热流对航天器的影响外，受照时间的长短也是影响其散热环境的一个关键因素，可以用受晒因子τs对受照情况进行评估。τs表示航天器在一个运行周期内受到的太阳照射的时间与运行周期[1]的比值

(10)

其中，θi为自会日点算起的航天器进入地球阴影的角度，θo为航天器出阴影的角度。θi与θo的大小为方程(11)的两个解：

(11)

其中，βs为太阳光与航天器运行轨道面的夹角。由式(11)可知，受晒因子τs与航天器飞行高度有着密切的关系。随着轨道高度的增加，受晒因子τs逐渐增大，航天器受太阳照射的时间也逐渐增长。

3 轨道机动时可展开式辐射器热控特性分析

假设航天器舱体结构为圆柱形。航天器辐射器采用蜂窝平板，蜂窝板内埋置流体管路，单侧辐射器的大小为0.6 m×2.5 m。辐射器表面热控涂层的太阳吸收/发射比α/ε为0.39/0.87。流体回路管路的直径为10 mm，流体工质为乙二醇水溶液，工质物性如表1所示，流体工质的工作温度范围为243 K～373 K，工质流量为0.0445 kg/s。航天器运行轨道为圆轨道，根据任务需要高度可在300 km～1000 km内变化。分析时按太阳光与航天器运行轨道面的夹角βs为70°考虑。采用热分析软件Thermal-Desktop进行建模，对轨道调整时可展开辐射器的热控特性进行研究。航天器表面安装多层隔热组件，多层隔热材料具有很好的隔热性能，在分析舱体与辐射器之间的辐射换热关系时，近似将航天器舱体视为绝热表面。

表1 乙二醇水溶液物性Table 1 Thermal physics properties of glycol solution

3.1 轨道运行周期及受晒因子变化

当航天器轨道高度发生变化时，航天器绕地球运行的轨道周期将发生变化，航天器受太阳照射的时间也将发生变化。不同轨道高度时，航天器运行的轨道周期如图4所示。从图4可以看出，航天器在轨运行周期随着轨道高度的提高而逐渐延长，轨道高度从300 km上升到1000 km，轨道周期从90.52 min增加到105.12 min。

图4 不同轨道高度下的运行周期Fig.4 Orbit period of spacecraft at different orbit altitudes

当太阳光与航天器运行轨道面的夹角βs为70°时，不同轨道高度航天器的受晒因子如图5所示。当运行轨道小于410 km时，航天器每个轨道周期内会进入阴影区域，其受晒因子小于1；当运行轨道大于410 km后，航天器运行的轨道全部处于太阳光照射之下，其轨道周期的受晒因子为1。受照时间越长，航天器吸收的空间热流越多。

图5 不同轨道高度受晒因子Fig.5 Exposure factor of spacecraft at different orbit altitudes

3.2 不同轨道高度时空间热流分析

当轨道高度发生变化时，辐射器吸收总的空间辐射热流将发生变化。图6～图9是辐射器展开角度分别为0°，30°，60°，90°，航天器运行于不同轨道高度时，辐射器吸收总的空间热流随时间的变化。

从图6～图9可以看出，辐射器吸收的空间辐射热流大小，随航天器轨道运行过程周期波动。当航天器运行高度发生变化后，辐射器吸收空间热流的波动周期和波动范围也将发生变化。

而当辐射器角度可调节时，通过调节辐射器的展开角度，虽然不能改变其吸收空间热流的波动周期，但却能有效改变辐射器吸收热流的波动范围，从而改变辐射器的辐射散热环境，进一步对辐射器的热控性能带来影响。

图6 不同轨道高度辐射器吸收辐射热流总和(辐射器展开角度=0°)Fig.6 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes (Radiator deployment angle=0°)

图7 不同轨道高度辐射器吸收辐射热流总和(辐射器展开角度=30°)Fig.7 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=30°)

图8 不同轨道高度辐射器吸收辐射热流总和(辐射器展开角度=60°)Fig.8 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=60°)

图9 不同轨道高度辐射器吸收辐射热流总和(辐射器展开角度=90°)Fig.9 The total heat flow absorbed by the radiator at different orbit altitudes(Radiator deployment angle=90°)

3.3 不同轨道高度时固定辐射器的热控能力分析

当辐射器展开角度固定不变时，热控系统散热能力的调节主要通过流体回路的流量调节实现。假设辐射器处于初始位置，展开角度为0°，控温点温度设置为283 K。当航天器舱内散热量或是舱外热环境发生变化时，流体回路会对流过辐射器的工质流量进行相应的调整，以满足控温点温度的要求。流体回路系统的热控能力由流过辐射器的流体工质温度决定，一方面流过辐射器的流体工质温度不能低于工质最低工作温度[11]；另一方面又不能完全高于控温点温度，否则无法实现对控温点的温度控制。

图10 展开角度为0°时辐射器出口工质温度(H=400 km)Fig.10 Working fluid temperature at the radiator outlet with the deployment angle of 0°(H=400 km)

图10为辐射器展开角度为0°，航天器轨道高度为400 km时，流体回路工质流过辐射器的温度变化。从图10可以看出，当热控系统散热量为640 W时，经过辐射器散热冷却后的工质温度达到工作温度下限，热控系统散热能力达到最小；当热控系统散热量为870 W时，辐射器出口工质温度围绕控温温度上下波动，热控系统散热能力达到最大。辐射器的热控能力范围为640 W～870 W。

当航天器运行高度发生变化时，空间热环境也会发生变化，为了达到控温点温度控制要求，热控系统会对流经辐射器的流体工质流量进行调节，从而使得热控系统的散热能力随之改变，同样可以通过计算得到航天器运行在其他轨道时热控系统的散热能力，如图11所示。

图11 展开角度为0°时不同高度下辐射器散热能力Fig.11 Heat dissipation capability of the radiator at different orbit altitudes with the deployment angle of 0°

从图11可以看出，由于辐射器在不同轨道上吸收的空间热流在发生变化，航天器热控系统的最小散热能力在640 W～680 W之间变化，最大散热能力在870 W～900 W之间变化。

3.4 不同轨道高度下辐射器展开角度对散热能力的影响

热控系统仅通过流体回路的流量调节来满足系统控温的要求，流量的调节十分有限。在此基础上可进一步通过对辐射器的角度进行调节，改变辐射器吸收空间热流的大小，使热控系统的能力得到扩展与提升，使航天器对空间环境的适应能力进一步得到提高。

在第3.3节的基础上进一步调节辐射器的展开角度，对不同高度时热控系统的散热能力进行分析计算，可以得到不同轨道高度时可展开式辐射器的最小、最大热控能力，如图12和图13所示。从图12和图13可以看出，航天器飞行高度相同时，调节辐射器的展开角度，热控系统的散热能力也会随之改变。

图12 不同轨道高度可展开式辐射器最小热控能力比较Fig.12 Comparison of minimum thermal control capabilities of deployable radiator at different orbit altitudes

图13 不同轨道高度可展开式辐射器最大热控能力比较Fig.13 Comparison of maximum thermal control capability of deployable radiator at different orbit altitudes

当航天器飞行高度为300 km时，将辐射器展开角度调节到90°，热控系统具有最小散热能力；当航天器飞行高度超过400 km后，将辐射器展开角度调节到60°，热控系统具有最小散热能力。不同飞行高度时热控系统最小散热能力在560 W～610 W之间变化。而当航天器运行高度在300 km～1000 km之间变化时，相对于辐射器其它展开角度，将辐射器展开角度设置在90°，热控系统具有最大散热能力。不同高度时，热控系统最大散热能力在900 W～945 W之间变化。

图14中阴影区域表示航天器在300 km～1000 km轨道高度之间进行轨道机动时，采用可展开式辐射器流体回路后，热控系统控温能力的范围与辐射器展开角度为0°时热控系统散热能力的比较。从图14可以看出，采用可展开式辐射器后，热控系统的散热能力调节范围可以得到有效扩展，在不同高度通过对辐射器展开角度进行调节，热控系统散热能力范围最小可扩大100 W，最大可扩大115 W，散热能力的调节范围可扩大43.5%～52.3%。