王瑾1，劉小旭1，陸浩然1，李德富1，鞏萌萌2
（1．北京宇航系統工程研究所，北京 100076；2．中國運載火箭技術研究院 研究發展中心，北京 100076）
摘要：隨著航天器輕量化以及微型化發展趨勢，微小飛行器作為一種高功能性、低成本的航天器得到了廣泛的關注，同時微小飛行器電子設備集成化以及輕量化會給熱控系統帶來設計難度。針對某微小飛行器的軌道參數和結構性能，提出了采取等溫化以及機-電-熱一體化的熱設計方案，并通過Thermal Desktop軟件建立飛行器在軌狀態的熱模型，仿真分析飛行器的高溫和低溫極端外熱流工況以及瞬態溫度分布。仿真結果表明，采取的熱控方案能夠解決該類微小飛行器的熱設計難題。
關鍵詞：微小飛行器；熱模型；外熱流；瞬態溫度分布
中圖分類號：V416文獻標識碼：ADOI： 10.19358/j.issn.1674-7720.2017.07.027
引用格式：王瑾，劉小旭，陸浩然，等.基于集成電子設備的微小飛行器熱控設計及分析［J］.微型機與應用，2017,36（7）：91-94.
0引言
隨著計算機、微電子機械、新材料、微納米、高密度能源及空間推進技術的迅速發展，衛星的重量和尺寸顯著減小。以微小飛行器為代表的微小型航天器以一種全新的設計理念成為航天領域最活躍的研究方向，并廣泛應用于數據通信與傳輸、地面與空間環境監測、導航定位及科學實驗以及數據通信與傳輸等諸多領域［1］。但是微小飛行器重量輕、體積小的同時會給電子設備熱控制帶來一定的困難，主要是高熱流密度和低熱慣性兩方面［2 4］。
本文以某立方型架構的微小飛行器為例，針對電子設備散熱問題，通過Thermal Desktop建立其在軌狀態下的節點網絡熱模型，進行散熱面設計以及外熱流分析，采取等溫化以及機-電-熱一體化的熱設計方案，仿真模擬了該方案下的飛行器瞬態溫度場以及單機熱環境。
1飛行器設計狀態
1.1飛行器概況
該微小飛行器結構采用分艙式設計，主要由電源艙、控制艙和載荷艙等部分組成。電氣系統采用一體化設計，其核心為兩塊雙機冷備份的數管計算機，其他模塊或部件包括姿態控制、測控、電源、任務載荷等都直接連接到數管計算機外部接口上。電子設備包括反作用飛輪、三軸陀螺、電源系統（DCDC模塊、蓄電池以及電源控制器）、任務管理組合、相機、GPS接收機、測控設備等，總重量約30 kg。圖1為某微小飛行器的結構布局圖。
1.2設備工作溫度要求
飛行器電子設備溫控范圍見表1。
1.3軌道環境分析
飛行器運行在一個140 km×400 km的橢圓形低地球軌道上，軌道傾角約為40.7°，近地點輻角為51°，升交點經度為19°，分離時刻真近點角為20°。
1.3.1軌道外熱流
考慮飛行器在一年中任意時刻發射，根據飛行彈道數據可以計算獲得太陽光矢量與軌道之間的夾角，即β角的變化規律。
圖2(a)為飛行器在一年內任意時刻入軌的β角變化規律。其中，β角變化范圍為-64.5°~64.5°。圖2(b)為2016年一年不同入軌時刻下的飛行器在軌地影時間。表2為飛行器在140 km×400 km橢圓軌道下的軌道周期以及地影時間。
根據飛行器一年內的在軌地影時間和β角分析，可知針對橢圓軌道，其外熱流極端高溫工況為β角最大以及地影時間最小時刻，極端低溫工況為β角最小以及地影時間最大時刻，表3列出了飛行器在軌極端外熱流工況。
1.3.2散熱面設計
表4列出了不同β角下飛行器本體各個表面所接收到的太陽輻射、地球反照輻射以及地球紅外輻射之和，初始設計飛行器本體各個表面的外表面屬性為太陽吸收比0.13，紅外發射率0.13。從表4可以得出：
(1)在β=0°時到達-Z面的外熱流最大，最高可達152.43 W/m2，并且平均外熱流值也較高，外熱流變化幅度較大。其余幾個面所接受到的外熱流基本相同，都相對較小，均在18~33 W/m2左右；
(2)β=64.5°工況下，-Y面接受到的外熱流最大，為233.85 W/m2，并且變化幅度較大，平均外熱流達到167.99 W/m2，到達-Z面、+X面和+Z面的外熱流比較平均，均在100 W/m2左右，+Y面受太陽照射最小，外熱流最大值為25.91W/m2，-X面由于安裝展開面，考慮到展開面的遮擋效應，表面接受的外熱流最小；
(3)綜上述所，無論在β=0°還是β=64.5°工況下，+Y 面所接受的外熱流為最小，且變化比較平均，+X面次之；-Z面在β=0°時外熱流達到最大值，-Y面在β=64.5°時所接受到的外熱流最大。因此，初步設計選取+Y面為散熱面。
2熱控設計方案
2.1熱控設計難點
(1)分離前與箭體在軌時間長。在進入預計軌道之前，搭載上面級長時間飛行。由于長時間飛行段電氣設備不加電，導致電氣設備面臨低溫環境。
(2)任務管理組合一體化設計。由于微小飛行器體積小，空間有限，采取任務管理組合對飛行器進行統一管理。
2.2熱控措施
為了節約星上資源以及輕量化設計，熱控系統只采用被動熱控措施。首先采取表面熱特性控制、熱傳導設計以及熱排散的合理布局等實現飛行器艙內的等溫化設計；其次，對大功率電子芯片采取機-電-熱一體化的設計思路。具體采取的熱控措施包括飛行器艙壁包覆多層隔熱組件，外表面采用單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，薄膜面朝外；飛行器艙壁內表面噴涂SR107白漆；+Y面為散熱面，散熱面外表面噴涂SR107白漆；載荷安裝面與金屬骨架、橫梁安裝面涂導熱脂；飛行器分離機構與固定裝置上端面固連，安裝面與固定裝置之間墊隔熱墊；分離機構采取包覆多層隔熱組件的方法進行隔熱，外表面采用單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，鍍鋁面朝外；對任務管理組合進行單獨的熱設計，在PCB板進行設計時考慮鋪銅，將大功率元件布置在靠近邊緣位置利于導熱，并且在PCB板周圍安裝銅條，加強與艙壁的導熱。
2.3熱控重量統計
某微小飛行器所用的熱控產品主要有多層隔熱組件和涂層。經統計，熱控重量0.8 kg左右，僅占整星重量的2.7%。
3熱分析計算
3.1熱網絡模型建立
3.1.1模型簡化與處理
在航天器熱分析過程中，普遍采用的是建立熱網絡數學模型，用有限差分方法進行計算。選用Sinda/Fluint進行熱計算。為了計算方便，作出以下假設：對于星內電氣設備，忽略內部結構，視為等溫體；不考慮星內儀器電纜設備以及緊固件，如星內電纜線、連接件、電連接器以及螺釘等；各表面當作灰體處理，不考慮表面之間的鏡面反射，表面輻射滿足Lambert定律；地球是一個均勻的球形熱輻射平衡體，各處的紅外輻射相同，太陽光為平行光；儀器與安裝板之間的接觸熱阻傳熱系數取干接觸界面為50 W/(m2·K)，濕接觸界面為400 W/(m2·K)；把多層隔熱材料整體地看成一種結構連續、性質均勻的實體，其傳熱性能采用常值當量導熱模擬。
3.1.2節點的劃分與節點特性
節點劃分依據以下原則：
(1)對各個艙段側板采用等分法劃分節點單元；
(2)一般設備視為一個等溫體，作為一個擴散節點，節點溫度代表了等溫控制體的平均溫度；
(3)對關鍵的散熱部位或漏熱部位，適當細分節點。
根據模型簡化及節點劃分原則，對飛行器進行節點劃分，節點示意圖如圖3所示。
3.1.3材料熱物性參數
計算用的熱控材料的物性參數見表5。
3.2溫度瞬態分析
表6列出了控溫范圍滿足情況統計。圖4給出了結構和儀器設備溫度變化曲線。
根據計算結果分析可以看出：（1）儀器設備溫度均在要求的范圍之內，說明熱控設計合理有效；（2）相比較其他儀器設備，DCDC模塊、GPS天線、測控天線溫度變化較為劇烈，這是由于DCDC模塊直接安裝在+Y面上，+Y面為散熱面，散熱面直接受空間外熱流的影響，溫度變化幅度較大，因此DCDC模塊相較其他設備溫度變化較大。GPS天線、測控天線無遮擋，直接面對空間環境，受外熱流影響溫度變化劇烈，說明在飛行器外表面包覆多層隔熱組件能夠有效抵擋外部環境激烈變化帶來的影響；（3）對于微小飛行器，采取被動熱控措施（多層、涂層以及導熱等），可以成功解決微小飛行器的高熱流密度、低熱慣性的熱控問題。
4結論
本文針對某微小飛行器的熱控輸入，采用被動熱控措施對其進行熱控設計，建立了飛行器的幾何數學模型和熱數學模型，得到了在軌外熱流以及瞬態溫度場分布，模擬了飛行器儀器設備的熱環境。仿真結果表明儀器設備溫度均滿足溫度指標要求，結果可為其他微小飛行器的熱分析提供借鑒。
參考文獻
［1］ 廖文和.立方體衛星技術發展及其應用［J］.南京航空航天大學學報,2015,47(6):792-797.
［2］ 劉佳,李運澤,常靜,等.微小衛星熱控系統的研究現狀及發展趨勢［J］.航天器環境工程,2011,28(1):77-82.
［3］ 丁延衛,付俊明,尤政.納型衛星熱控系統設計與仿真［J］.系統仿真學報, 2006,18(1): 169-172.
［4］ 潘增富.微小衛星熱控關鍵技術研究［J］.航天器工程,2007,16(2):16-21.