GEO卫星热控能源优化设计方法研究及实践

朱丽瑶 徐天潇 阮世庭 董丽宁 韩小晨 陈钢 王江

(上海卫星工程研究所,上海 201109)

一方面,随着卫星的功能日益复杂化、多样化,所配置的单机和载荷的数量及功耗均大大增加,对整星的能源供给提出了更高的要求;另一方面,卫星受质量及尺寸等限制,能够提供的能源总量有限,对各分系统提出了更为严苛的能源资源额度限定。因此,各分系统需要优化能源资源配置,以精准实现整星的能源平衡。

卫星热控制分系统作为卫星一个重要的服务系统,任务是控制卫星设备和结构的温度在要求的范围内[1]。为保证卫星在全寿命期内既能满足高温工况下的散热需求,同时也能在低温工况下保持各单机满足温度指标,热控制分系统通常采用偏低温设计理念,对能源需求较高。

现代航天器设计对传统主、被动热控系统的控制品质和适用范围都提出了新的要求:能够提高星载能源的利用系数,减少质量体积和飞行代偿,满足节能降耗[2]。当前针对卫星加热器控制技术的研究方向主要集中于高精度的智能控制策略[3]以及优化占空比以减小峰值功耗等,系统的开展热控制能源优化的工作鲜见报道。

本文针对地球同步轨道卫星对减少热控制系统能源消耗、减轻整星能源负担的迫切需求,提出了热控制系统的优化设计方案及实践措施。

1 热控制系统能源优化措施

目前,我国卫星普遍存在工作轨道段热控功率占比偏高的问题,以通信卫星为例,地球同步轨道卫星热控功率预算占平台设备总功率的50%～72%[4]。热控功率几乎全部用于电加热器的供电,因此加热器功率优化是提升卫星平台功率承载能力的重要措施[5]。

热控初步方案通常是在总体方案和其他分系统要求的基础上同步完成的,在整星总体初步方案阶段总体方案有局部变化的可能性,为热控系统的优化提供了条件[6]。因此在总体初步设计阶段就需要统筹考虑能源优化方案,在满足温度要求的前提下,提高热补偿效率,降低功耗需求,为整星节约宝贵的功耗、质量等资源,提升卫星热控设计的经济性。据此可将平台加热器功率需求的主要优化措施划分为两个阶段。

第一阶段为卫星构型布局确定前,热控分系统参与单机布局设计,通过合理选择散热面、布置热管,优化不同热耗、不同热容的单机相对位置,以使得卫星单机布局整体处于热量相对均衡的状态为总体设计原则,可为后续热控方案详细设计过程中加热器的功耗设计奠定良好的基础。第二阶段为卫星构型布局确定后,对局部加热器的设计方案进行优化。

本文主要针对以上两个阶段设计过程,从精准热补偿、错峰热补偿、精细化热设计、整星资源统筹等几个角度提出了热控能源优化设计实践方案。

2 精准热补偿

某地球同步轨道卫星采用流体回路技术实现了大热耗排散。卫星平台配备了共享的流体回路辐射器,用于大功耗载荷工作时的散热。当载荷不工作时则需要进行热补偿以防止管路内流体工质冻结。辐射器主体为30mm厚蜂窝板,蜂窝板内侧面向卫星舱内,表面喷涂黑漆;外侧面面向冷空间,表面粘贴铈玻璃镀银二次表面镜热控涂层。流体管道为工字形铝合金管路,预埋在蜂窝板内,管路安装面与蜂窝板外蒙皮胶接,辐射器进出口管路垂直于蜂窝板伸出,与外回路连接,形成回路。

由于散热面外蒙皮表面采用铈玻璃镀银二次表面镜热控涂层,无法粘贴加热器。若采用常规热控补偿方式,则需要将加热器实施在辐射器内蒙皮表面。因辐射器内埋管路与蜂窝板不等高,加热器与需要被加热的流体管路之间有20mm厚的铝蜂窝,热阻较大,且横向漏热模式复杂不易定量控制,需要大面积加热并留有足够的温度余量才能够保证流体工质不冻结。因此,常规热补偿效率较低,需要较大的补偿功耗。为节约整星能源,减少热补偿功耗,将加热器直接粘贴至流体管路翅片表面,实现精准加热,如图1所示。

图1 热补偿方式示意图Fig.1 Schematic diagram of thermal compensation method

经过多轮工艺方案论证及工艺试验,多次优化并调整工艺工装,最终成功实现了该设计方案,加热器实施后的预埋管路工艺件如图2所示。

图2 工艺件实物图Fig.2 Physical drawing of process parts

实际使用中,辐射器内预埋流体管路长约4.5m,由于该管路长度较长,为保证管路温度均匀性,进行分段控温。热平衡试验中,辐射器上加热器按照阈值[-5,-4]℃控温。单个测温点的温度波动约2℃,整根管路温度最大温差约6℃,控温精度及均匀性较好。

为比较常规热补偿方式与精准热补偿方式所需的功率差别,试验中先仅开预埋管路加热器,控温阈值设置为[-5,-4]℃,温度平衡后计算得到平均加热功率约为260W。再打开辐射器内表面加热器,加热功率设置为260W,发现内表面加热器打开后,预埋管路加热功率减小,但仍需施加平均加热功率约60W,才能保证预埋管路温度维持在控温阈值范围内,补偿功率变化曲线如图3所示。

图3 辐射器补偿功率曲线Fig 3 Radiator compensation power curve

试验结果表明,直接通过预埋管路加热器进行加热的效率高于辐射器内表面区域加热,该精准温控的设计方案能够满足温度要求,保证流体工质不冻结,同时也减小了补偿功耗,提高了热补偿的收益率。经试验验证,该设计方案可节能约23%。

3 错峰热补偿

根据GEO卫星故障统计结果,卫星在轨故障多是由于能源系统出现异常所导致的[7]。特别是在星蚀期,在太阳帆板无法提供能源的条件下蓄电池组开始对整星供电,如果在该时间段出现异常或故障,将会对卫星造成灾难性后果[8]。

当整星处于光照期时,电力较为充足,而当卫星进入阴影期,则只能依靠蓄电池为整星供电,对于地球同步轨道的卫星,春秋分工况最长阴影期约72min。在此期间需要维持卫星各分系统的正常工作状态,同时需要进行热补偿以保持各单机及各部件温度满足指标要求,整星能源较为紧张,因此需要热控分系统尽量减少用电。

为降低阴影期的热补偿功耗,实行“光照期对卫星提前加热升温、阴影期利用其自身热容维持低温限”的方案。即光照期时将部分热容较大的单机及部件设置较高的控温阈值,使其温度达到较高水平,当整星进入阴影期时,再将其设置为较低的控温阈值,利用单机热容延迟热补偿开启时间,以减小阴影期热补偿功耗。光照期控温阈值可通过仿真分析初步得出,设定原则:不能超过单机、部件的最高允许温度范围;设定目标:在阴影期不需要开启温度补偿加热器。

部分典型单机及部件光照区、地影区控温阈值如表1所示。

表1 控温阈值表Table 1 Temperature control threshold table ℃

经仿真分析,春秋分低温工况下整星平台平均加热功耗约1170W,峰值功耗最大值约1650W;阴影期平均功耗约685W,阴影期峰值功耗约为800W,如图4所示。该控温方案下,阴影期热补偿功耗可降低至光照期一半的功耗,有利于保证整星阴影期的能源安全。

图4 加热功率变化曲线Fig.4 Heating power variation curve

4 精细化热设计

4.1 热耗分布与单机布局耦合设计

整星单机主要分布在南板、北板、贮箱板和载荷板上,各单机热耗差异较大,且工作模式、工作时长差异较大。综合考虑高温工况下单机散热需求以及低温工况下减小热补偿功耗的需求,经过与总体布局迭代设计,将长期工作的较大热耗单机安装在南北散热面上,热耗较小的单机安装在贮箱板和载荷板上,并使得南北板上单机热耗尽量均匀分配。此外,各安装板上的单机使用热管网络连接,以利于大热耗单机散热,同时能够减小短期工作单机或小热耗单机所需的热补偿功耗。

4.2 优化加热器双母线供电配置

整星加热器供电单机共两台,分别为总体电路控制器及总体电路扩展单元,总体电路扩展单元供电模块又分为调节母线和非调节母线,两台供电单机的供电能力不相同。考虑到以上因素,热控加热器在设计时就需要进行精细化配置,才能实现热补偿效率最大化。

为保证星上各分系统供电安全,供电单机限制了加热器总功耗,当所需加热功率大于设定值,则部分加热器无法开启。因此热控制系统根据各路加热器的重要性、温度裕度等因素给所有加热器排列了优先级,降低能源资源占用的同时确保各单机的温度水平。

由于非调节母线为锂电池供电,而锂电池作为整星阴影期唯一能量来源,需要控制光照期尽量不消耗电能,才能保证阴影期有足够的电能给整星供电。因此加热器分配的基本原则是将备份加热器分配至非调节母线,主份加热器分配至调节母线,同时在阴影期时将主备份加热器控温阈值调换,使得备份加热器优先启动。根据整星能源状态,通过对加热器路数优化组合分配及控温阈值的精细化设计,不同时段使用不同控温策略,以适应控温需求及能源限制。主备份加热器资源分配见图5。

图5 加热器资源配置图Fig.5 Heater resource allocation diagram

5 整星资源统筹

舱外载荷常规设计方案,一般为独立热设计,需要将其与整星隔热安装,以弱化平台与载荷的耦合关系,减小两者之间的相互影响。考虑到卫星的部分舱外载荷仅短期工作,为保证其能够适应卫星寿命期内各种高低温工况,工作时的温度水平满足指标要求,通常会按照最恶劣高温工况设计载荷散热通道,那么载荷在低温工况下存储状态时往往需要较多热补偿资源,以维持其存储温度。

由于整星能源紧缺,从整星资源统筹角度出发,通过仿真分析在保证载荷满足高温工况散热需求的条件下,将部分舱外载荷与卫星平台导热安装,以减小非工作模式下热补偿功耗,但载荷工作时必不可少会对平台温度产生一定的影响,因此载荷布局时需要选择距离平台重要单机较远的位置,以减小对舱内单机的影响。这种导热安装方式可以利用平台的大热容,减少舱外载荷的补偿功耗,以实现整星资源统筹,提高资源使用效率。

整星顶板外侧安装有多个舱外载荷,部分载荷工作模式复杂,热耗较大且温度要求较高,需要进行独立热设计。其中也有部分载荷,如测角仪、某小型相机等热耗较小,结构相对简单,经过仿真分析,与整星导热安装可满足载荷温度指标要求,同时可减少热控资源需求。

以测角仪为例,单机热耗18W,安装在载荷板外侧,若采取独立热控则需要在本体上开散热面,冬至工况下,光照期工作最高温度达到50℃,由于受主载荷遮挡的影响,测角仪受遮挡时又需要加热补偿,平均补偿功耗约15W。若采用与平台导热安装的方式,载荷不需要开独立散热面,可借助于载荷板的大热容,降低光照期的峰值温度至39℃,受遮挡时也可以不需要额外的加热补偿,就能维持在其工作温度范围内。

两种不同热控方案下,测角仪温度变化曲线如图6所示。

图6 测角仪温度变化曲线Fig.6 Temperature variation curve of goniometer

综上所述,测角仪与平台导热安装,不仅有利于降低其高温工况下的峰值温度,也可减少整星的能源消耗,有利于产品安全性及整星能源平衡。

6 结束语

能源优化设计不仅要从热控自身角度通过精准热补偿,错峰热补偿等方式进行一定的优化设计,还需要与总体布局,总体电路等分系统进行反复迭代设计,找出更优化的解决路径,同时需要考虑整星的资源统筹,必要时甚至需要跨系统联合设计。因此,热控制系统需要从卫星设计初期开始就参与整星的设计,有利于从源头上为整星的能源优化提供解决方案。

热控制系统作为服务型系统,需要保证卫星在不同工况下温度水平满足指标要求,同时占用尽量少的资源,因此热控设计在满足温度要求的基础上进行了多轮优化设计。经仿真分析及试验验证,本文列举的措施能够有效提高整星资源利用率,可为后续卫星热控制系统能源优化设计提供参考。