一顆小衛(wèi)星的穩(wěn)態(tài)熱分析計(jì)算

一顆小衛(wèi)星的穩(wěn)態(tài)熱分析計(jì)算作者：劉紹然張春元許忠旭付仕明摘要：本文對(duì)一顆使用被動(dòng)熱控技術(shù)為熱控措施的小衛(wèi)星進(jìn)行了熱分析。用MSC.SINDA和NEVADA軟件建立了衛(wèi)星熱分析模型，對(duì)衛(wèi)星的在軌穩(wěn)態(tài)溫度狀態(tài)上進(jìn)行了仿真分析,仿真結(jié)果滿足星上單機(jī)的工作范圍。這表明本顆衛(wèi)星的熱設(shè)計(jì)思想和所采取的熱設(shè)計(jì)措施可行。關(guān)鍵詞：小衛(wèi)星，熱分析，仿真，穩(wěn)態(tài)溫度引言小衛(wèi)星是當(dāng)前航天技術(shù)發(fā)展的重要方向之一。由于衛(wèi)星的小型化和微型化，衛(wèi)星設(shè)計(jì)將面臨高熱流密度和低熱慣性等困難，小型衛(wèi)星的熱控技術(shù)和熱試驗(yàn)技術(shù)可能向新的方向發(fā)展，對(duì)小衛(wèi)星的進(jìn)行細(xì)致地?zé)岱治鲇兄匾囊饬x。本文所研究的小衛(wèi)星是我國(guó)的第一顆公益星、科普星。其軌道為太陽(yáng)同步軌道，在軌運(yùn)行工作期間，沒(méi)有姿態(tài)控制。因此，在熱設(shè)計(jì)過(guò)程中，以盡量滿足所有旋轉(zhuǎn)主軸為目的。此小衛(wèi)星體積較小，星本體為對(duì)稱(chēng)八邊形立柱結(jié)構(gòu)，太陽(yáng)電池片采用體裝式，這導(dǎo)致衛(wèi)星本體的散熱能力較低。本文根據(jù)此小衛(wèi)星的特點(diǎn)，在熱控設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，通過(guò)穩(wěn)態(tài)熱分析計(jì)算，模擬星上單機(jī)的熱力學(xué)環(huán)境。熱分析計(jì)算一般而言，航天器熱模型的輸入輸出關(guān)系可通過(guò)幾何數(shù)學(xué)模型(GeometricalMathematicalModel,GMM)和熱數(shù)學(xué)模型(ThermalMathematicalModel,TMM)兩個(gè)子模型描述。幾何數(shù)學(xué)模型是衛(wèi)星物理表面的數(shù)學(xué)模型，被用于計(jì)算各表面間的灰體輻射耦合關(guān)系和周?chē)h(huán)境引起的外熱流。熱數(shù)學(xué)模型多數(shù)是衛(wèi)星的熱容、熱導(dǎo)耦合關(guān)系的集中參數(shù)網(wǎng)絡(luò)模型，被用于預(yù)示衛(wèi)星的溫度。其中，幾何數(shù)學(xué)模型計(jì)算得到的輻射換熱關(guān)系和環(huán)境熱流被用于建立熱數(shù)學(xué)模型。本次熱分析采用MSC.SINDA和NEVADA熱分析計(jì)算軟件，針對(duì)本顆衛(wèi)星的特點(diǎn)，以及輸出數(shù)據(jù)的需要，添加部分自編FORTRAN代碼進(jìn)行了分析計(jì)算。2.1熱分析計(jì)算模型（1）熱模型的簡(jiǎn)化由于航天器熱物理問(wèn)題的復(fù)雜性，在建造數(shù)學(xué)模型時(shí)，不可能也無(wú)必要把所有影響換熱的因素都考慮進(jìn)去。模型的簡(jiǎn)化可以大大減少建模和計(jì)算耗費(fèi)的大量時(shí)間和勞動(dòng)。物理模型的簡(jiǎn)化必須要有充分的依據(jù)，嚴(yán)格控制模型簡(jiǎn)化帶來(lái)的溫度和熱流誤差。通常根據(jù)航天器的技術(shù)狀態(tài)和換熱特點(diǎn)進(jìn)行簡(jiǎn)化。針對(duì)此顆小衛(wèi)星的主要簡(jiǎn)化假設(shè)有：a、太陽(yáng)光為平行光；b、地球是一個(gè)圓形球，均勻的熱輻射平衡體，各處的紅外輻射相同；c、衛(wèi)星的各表面的外熱流的變化在連續(xù)的軌道周期內(nèi)是一致的；d、認(rèn)為單機(jī)是等溫體，不考慮其溫度不均勻性影響；e、認(rèn)為星體外單機(jī)與衛(wèi)星本體絕熱；f、考慮單機(jī)與安裝板之間填充接觸導(dǎo)熱填料；g、不考慮電纜對(duì)星體內(nèi)部的輻射換熱的影響；h、不考慮結(jié)構(gòu)件的邊緣漏熱的影響；（2）節(jié)點(diǎn)的劃分與節(jié)點(diǎn)特性熱網(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型中節(jié)點(diǎn)位置的選取、節(jié)點(diǎn)的數(shù)量直接關(guān)系到計(jì)算結(jié)果正確性、計(jì)算的耗時(shí)和成本?？偟脑瓌t是，在能反映航天器主要熱特性和滿足工程設(shè)計(jì)要求的前提下，盡可能地減少節(jié)點(diǎn)數(shù)量。最終本顆衛(wèi)星節(jié)點(diǎn)的劃分依據(jù)如下原則：a、一般設(shè)備視為一個(gè)等溫體，作為一個(gè)擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)，節(jié)點(diǎn)溫度代表了等溫控制體的平均溫度;b、為了便于分析，星體殼體外部和星體殼體內(nèi)部結(jié)點(diǎn)一一對(duì)應(yīng)；c、對(duì)衛(wèi)星的儀器安裝板及側(cè)板采用等分法劃分節(jié)點(diǎn)單元（網(wǎng)絡(luò)均勻劃分）；d、對(duì)于關(guān)鍵的散熱部位、漏熱部位或熱試驗(yàn)中關(guān)注的部位，適當(dāng)細(xì)分節(jié)點(diǎn)。e、每段熱管當(dāng)作一個(gè)節(jié)點(diǎn)；

簡(jiǎn)化物理模型、劃分節(jié)點(diǎn)后的部分設(shè)備節(jié)點(diǎn)示意圖如圖1、2所示。對(duì)衛(wèi)星的安裝板及側(cè)板采用等分法劃分節(jié)點(diǎn)單元。圖1載荷艙設(shè)備節(jié)點(diǎn)示意圖圖2平臺(tái)艙設(shè)備節(jié)點(diǎn)示意圖2.2外熱流的計(jì)算這里，選用NEVADA軟件建立小衛(wèi)星的幾何數(shù)學(xué)模型，采用RENO計(jì)算衛(wèi)星各表面間的輻射換熱系數(shù)，VEGAS計(jì)算軌道空間外熱流。最后用GRID，將RENO運(yùn)算后產(chǎn)生的文件中的角系數(shù)或輻射換熱系數(shù)進(jìn)行歸一性檢驗(yàn)，然后轉(zhuǎn)化為SINDA可以接受的格式；用CNT98,將VEGAS計(jì)算后產(chǎn)生的文件中的瞬態(tài)熱流值用分段梯形積分平均，轉(zhuǎn)化為平均外熱流值，并表達(dá)為SINDA可以接受的格式。(1)衛(wèi)星軌道參數(shù)軌道高度1200km軌道傾角100.48°(2)軌道環(huán)境參數(shù)表1M位「.況利曲溫：祝軌道環(huán)境套款日期太印直肘也虻址球反典率池基而外蛹崖■盤(pán)偵況2S.2D豎至日二-229聊頃■12.0°14070.35229小衛(wèi)星熱控材料的熱物性參數(shù)(略)2.3溫度場(chǎng)的計(jì)算這里采用航天領(lǐng)域常用的系統(tǒng)級(jí)熱分析軟件MSC.SINDA建立衛(wèi)星的熱數(shù)學(xué)模型，此軟件的集總參數(shù)共同守則來(lái)自于熱分析者抽象組成模型的模塊的能力。(1)主要輸入?yún)?shù)a、外熱流和輻射熱導(dǎo)幾何數(shù)學(xué)模型計(jì)算所得的外熱流以熱源的形式進(jìn)入熱數(shù)學(xué)模型，而輻射換熱系數(shù)則以熱導(dǎo)的形式進(jìn)入模型。b、材料導(dǎo)熱參數(shù)20單元多層當(dāng)量輻射率￡eff=0.0310單元多層當(dāng)量輻射率￡eff=0.04干接觸傳熱系數(shù)h=100W/m2.K，導(dǎo)熱脂傳熱系數(shù)h=1000W/m2.K鋁合金導(dǎo)熱系數(shù)k=121.8W/m.K鋁蜂窩板導(dǎo)熱系數(shù)k=2.0W/m.K(2)計(jì)算過(guò)程說(shuō)明a、衛(wèi)星的初始溫度在計(jì)算低溫工況時(shí)被設(shè)為10°C，計(jì)算高溫工況時(shí)設(shè)為15°C，這符合衛(wèi)星在運(yùn)載器整流罩內(nèi)的可能溫度變化。對(duì)低溫或高溫工況，空間背景溫度都設(shè)為-269.15C(4K)。如在工況三、四的計(jì)算中，將每個(gè)載荷的加熱功率在整個(gè)功率控制周期上進(jìn)行了平均，這實(shí)際上并不嚴(yán)格符合有效載荷發(fā)熱的實(shí)際情況，但有利于熱計(jì)算達(dá)到穩(wěn)態(tài)平衡，也利于熱計(jì)算結(jié)果與熱平衡試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較。c、穩(wěn)態(tài)采用SNSOR求解子程序。d、判據(jù)的設(shè)置控制擴(kuò)散節(jié)點(diǎn)溫度變化的松弛常數(shù)DRLXCA=0.001；控制算術(shù)節(jié)點(diǎn)溫度變化的松弛常數(shù)ARLXCA=0.0001。在工況一的第一次計(jì)算中，發(fā)現(xiàn)未能收斂，檢查后得知起始控制系統(tǒng)能量平衡判據(jù)BALENG=0.001設(shè)置的過(guò)低，在輸出結(jié)果中找到總能量SENGIN=3.03478E+02，根據(jù)BALENG取其0.5%的經(jīng)驗(yàn)，更改為1.2，BENODE取其1/2，為0.6。再次計(jì)算，系統(tǒng)能量平衡滿足收斂判據(jù)。其余各個(gè)工況亦各自進(jìn)行了系統(tǒng)能量平衡判據(jù)的重設(shè)。2.4計(jì)算結(jié)果及分析通過(guò)計(jì)算不同工況下衛(wèi)星溫度場(chǎng)分布，如表3所示，可看出衛(wèi)星內(nèi)部單機(jī)的溫度大部分在5-15C之間(UHF天線網(wǎng)絡(luò)除外)。所有設(shè)備的溫度都滿足要求的工作溫度，兩蓄電池的溫差也符合5C的要求。另外，由于衛(wèi)星熱控采用等溫化設(shè)計(jì)，在不同工況中各單機(jī)的溫度變化都在10C以?xún)?nèi)。至于UHF天線網(wǎng)絡(luò)，可能是由于單獨(dú)處于-Z艙板上，與其它單機(jī)的熱耦合關(guān)系弱，而受-Z艙板接受外熱流影響大的緣故。至于其它具體原因，要與熱試驗(yàn)或者在軌數(shù)據(jù)對(duì)比后得出。3.總結(jié)本文通過(guò)對(duì)小衛(wèi)星外熱流以及穩(wěn)態(tài)溫度場(chǎng)的分析計(jì)算，模擬出衛(wèi)星在壽命初期、壽命末期不同軌道中太陽(yáng)電池片的外熱流變化，及整星各個(gè)單機(jī)、部件溫度的極值，反映了設(shè)計(jì)關(guān)鍵點(diǎn)的溫度變化情況。計(jì)算結(jié)果表明本星的熱控設(shè)計(jì)可以把整星溫度控制在要求的工作溫度范圍內(nèi)。參考文獻(xiàn)潘增富.微小衛(wèi)星熱控關(guān)鍵技術(shù)研究.航天器工程，2007,16(2)：16~21BlakeA.Moffitt,ClairBatty.PredictiveThermalAnalysisofTheCombatSentinelSatellite.Gilmor