王瑾1，劉小旭1,，陸浩然1,，李德富1，鞏萌萌2
?。?．北京宇航系統(tǒng)工程研究所,，北京 100076；2．中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研究發(fā)展中心,，北京 100076）
摘要：隨著航天器輕量化以及微型化發(fā)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(guān)注,，同時微小飛行器電子設(shè)備集成化以及輕量化會給熱控系統(tǒng)帶來設(shè)計難度。針對某微小飛行器的軌道參數(shù)和結(jié)構(gòu)性能,，提出了采取等溫化以及機(jī)-電-熱一體化的熱設(shè)計方案,，并通過Thermal Desktop軟件建立飛行器在軌狀態(tài)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(tài)溫度分布,。仿真結(jié)果表明,，采取的熱控方案能夠解決該類微小飛行器的熱設(shè)計難題。
關(guān)鍵詞：微小飛行器,；熱模型,；外熱流；瞬態(tài)溫度分布
中圖分類號：V416文獻(xiàn)標(biāo)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(shè)備的微小飛行器熱控設(shè)計及分析［J］.微型機(jī)與應(yīng)用,，2017,36（7）：91-94.
0引言
隨著計算機(jī),、微電子機(jī)械、新材料,、微納米,、高密度能源及空間推進(jìn)技術(shù)的迅速發(fā)展,，衛(wèi)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(shè)計理念成為航天領(lǐng)域最活躍的研究方向,，并廣泛應(yīng)用于數(shù)據(jù)通信與傳輸,、地面與空間環(huán)境監(jiān)測、導(dǎo)航定位及科學(xué)實驗以及數(shù)據(jù)通信與傳輸?shù)戎T多領(lǐng)域［1］,。但是微小飛行器重量輕,、體積小的同時會給電子設(shè)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(gòu)的微小飛行器為例,，針對電子設(shè)備散熱問題，通過Thermal Desktop建立其在軌狀態(tài)下的節(jié)點網(wǎng)絡(luò)熱模型,，進(jìn)行散熱面設(shè)計以及外熱流分析,，采取等溫化以及機(jī)-電-熱一體化的熱設(shè)計方案，仿真模擬了該方案下的飛行器瞬態(tài)溫度場以及單機(jī)熱環(huán)境,。
1飛行器設(shè)計狀態(tài)
1.1飛行器概況
該微小飛行器結(jié)構(gòu)采用分艙式設(shè)計,，主要由電源艙、控制艙和載荷艙等部分組成,。電氣系統(tǒng)采用一體化設(shè)計,，其核心為兩塊雙機(jī)冷備份的數(shù)管計算機(jī)，其他模塊或部件包括姿態(tài)控制,、測控,、電源、任務(wù)載荷等都直接連接到數(shù)管計算機(jī)外部接口上,。電子設(shè)備包括反作用飛輪,、三軸陀螺、電源系統(tǒng)（DCDC模塊,、蓄電池以及電源控制器）,、任務(wù)管理組合、相機(jī),、GPS接收機(jī),、測控設(shè)備等，總重量約30 kg,。圖1為某微小飛行器的結(jié)構(gòu)布局圖,。
1.2設(shè)備工作溫度要求
飛行器電子設(shè)備溫控范圍見表1。
1.3軌道環(huán)境分析
飛行器運(yùn)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(jīng)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(fā)射,，根據(jù)飛行彈道數(shù)據(jù)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(guī)律,。
圖2(a)為飛行器在一年內(nèi)任意時刻入軌的β角變化規(guī)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(jù)飛行器一年內(nèi)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(shè)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(shè)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(fā)射率0.13。從表4可以得出：
(1)在β=0°時到達(dá)-Z面的外熱流最大,，最高可達(dá)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(dá)到167.99 W/m2,，到達(dá)-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(yīng),，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(dá)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(shè)計選取+Y面為散熱面。
2熱控設(shè)計方案
2.1熱控設(shè)計難點
(1)分離前與箭體在軌時間長,。在進(jìn)入預(yù)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(shè)備不加電,，導(dǎo)致電氣設(shè)備面臨低溫環(huán)境,。
(2)任務(wù)管理組合一體化設(shè)計。由于微小飛行器體積小,，空間有限,，采取任務(wù)管理組合對飛行器進(jìn)行統(tǒng)一管理。
2.2熱控措施
為了節(jié)約星上資源以及輕量化設(shè)計,，熱控系統(tǒng)只采用被動熱控措施,。首先采取表面熱特性控制、熱傳導(dǎo)設(shè)計以及熱排散的合理布局等實現(xiàn)飛行器艙內(nèi)的等溫化設(shè)計,；其次,，對大功率電子芯片采取機(jī)-電-熱一體化的設(shè)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(nèi)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(dǎo)熱脂,；飛行器分離機(jī)構(gòu)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(jī)構(gòu)采取包覆多層隔熱組件的方法進(jìn)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(wù)管理組合進(jìn)行單獨的熱設(shè)計,，在PCB板進(jìn)行設(shè)計時考慮鋪銅，將大功率元件布置在靠近邊緣位置利于導(dǎo)熱,，并且在PCB板周圍安裝銅條,，加強(qiáng)與艙壁的導(dǎo)熱,。
2.3熱控重量統(tǒng)計
某微小飛行器所用的熱控產(chǎn)品主要有多層隔熱組件和涂層。經(jīng)統(tǒng)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(wǎng)絡(luò)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(wǎng)絡(luò)數(shù)學(xué)模型,，用有限差分方法進(jìn)行計算。選用Sinda/Fluint進(jìn)行熱計算,。為了計算方便,，作出以下假設(shè)：對于星內(nèi)電氣設(shè)備，忽略內(nèi)部結(jié)構(gòu),，視為等溫體,；不考慮星內(nèi)儀器電纜設(shè)備以及緊固件，如星內(nèi)電纜線,、連接件,、電連接器以及螺釘?shù)龋桓鞅砻娈?dāng)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(shù)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(jié)構(gòu)連續(xù)、性質(zhì)均勻的實體,，其傳熱性能采用常值當(dāng)量導(dǎo)熱模擬,。
3.1.2節(jié)點的劃分與節(jié)點特性
節(jié)點劃分依據(jù)以下原則：
(1)對各個艙段側(cè)板采用等分法劃分節(jié)點單元；
(2)一般設(shè)備視為一個等溫體,，作為一個擴(kuò)散節(jié)點,，節(jié)點溫度代表了等溫控制體的平均溫度；
(3)對關(guān)鍵的散熱部位或漏熱部位,，適當(dāng)細(xì)分節(jié)點,。
根據(jù)模型簡化及節(jié)點劃分原則,，對飛行器進(jìn)行節(jié)點劃分,，節(jié)點示意圖如圖3所示。
3.1.3材料熱物性參數(shù)
計算用的熱控材料的物性參數(shù)見表5,。
3.2溫度瞬態(tài)分析
表6列出了控溫范圍滿足情況統(tǒng)計,。圖4給出了結(jié)構(gòu)和儀器設(shè)備溫度變化曲線,。
根據(jù)計算結(jié)果分析可以看出：（1）儀器設(shè)備溫度均在要求的范圍之內(nèi)，說明熱控設(shè)計合理有效,；（2）相比較其他儀器設(shè)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(shè)備溫度變化較大,。GPS天線,、測控天線無遮擋，直接面對空間環(huán)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(huán)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(dǎo)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(jié)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(jìn)行熱控設(shè)計,，建立了飛行器的幾何數(shù)學(xué)模型和熱數(shù)學(xué)模型,，得到了在軌外熱流以及瞬態(tài)溫度場分布，模擬了飛行器儀器設(shè)備的熱環(huán)境,。仿真結(jié)果表明儀器設(shè)備溫度均滿足溫度指標(biāo)要求,，結(jié)果可為其他微小飛行器的熱分析提供借鑒。
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