Thermal analysis of large communication satellite platform in geostationary transfer orbit
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摘要: 为了增强大型高价值卫星的抗风险能力，针对极端温度环境以及相较一般发射工作程序有所偏离的情况，进行转移轨道卫星平台的热性能分析。对抛整流罩、星箭分离、出地影、南板受照、北板受照5个典型状态下的卫星平台进行热分析，结果显示：卫星平台本体的温度包络为51.68～-16.35 ℃，未超出一般要求，表明卫星平台的热性能有一定保持能力，但平台本体温度与热控要求间的裕度仅3.3～3.6 ℃，须予以关注；同时，采用3D舱板的有限元分析方法揭示出服务舱板厚度方向热梯度在出地影时刻最大值达5 ℃，对结构精度和机构运动性能或带来潜在风险。Abstract: To enhance the anti-risk capability of the high-value large communications satellite under extreme thermal conditions, and with some deviation from the selected working procedure, this paper analyze the platform temperature distributions in the geostationary transfer orbit(GTO) in five typical states, namely, the fairing jettisoning, the SC/LV separation, the exiting from the Earth’s shadow, the +y board under illumination, and the -y board under illumination. The thermal analysis result shows that the temperature of the platform is from 51.68 ℃ to-16.35 ℃, well within the required temperature limit, which demonstrates that the platform has an adequate ability to keep its temperature condition, but the margin between the temperature of the platform body and the thermal control requirements is only between 3.3 ℃ and 3.6 ℃, which should be paid attention to. At the same time, the finite element analysis method with 3D cabin reveals that the maximum thermal gradient in the direction of the thickness of the service cabin is 5 ℃at the time of exit from the ground shadow, which may bring potential risks with regard to the structural accuracy and the kinematic performance of the mechanism.
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Keywords:
- communication satellite /
- GTO /
- temperature distributions /
- FEM
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0. 引言
为了尽可能确保GEO卫星的发射成功，不应忽视其在转移轨道段的潜在热风险[1]。热控除了应保证卫星平台处于规定的工作温度外，也应保障卫星的结构精度。对于高价值的大型卫星，应对潜在的风险因素进行必要的分析研究。
本文以大型GEO通信卫星为例，开展卫星平台热分析。首先对大型通信卫星平台的构型进行简单归纳，将归纳出的一般性构型作为研究对象；然后采用有限元分析方法，研究在假定不利条件下，5种典型热状态下的平台热分布。
1. 大型通信平台的共性结构与构型
GEO通信卫星作为一类重要卫星，主要有欧洲的Astrium平台的通信卫星（图1为2020年发射的Ka波段W6A通信卫星[2]），美国的柔性太阳翼通信卫星[3]，俄罗斯的“快讯”-AM8通信卫星，印度的GSAT-6通信卫星，以及中国的“亚太九号”“东方红四号”通信卫星等。这些大型通信卫星平台大都采用长方体构型[4]，为了提高结构重量效率，其主要结构普遍采用复合材料，如铝合金蒙皮铝蜂窝复合材料、碳蒙皮铝蜂窝复合材料等[5]。在利用有限元分析方法进行结构热分析时，复合材料的采用增加了卫星平台热性能预示的复杂度，故为了提高分析效率一般采用壳单元表征舱板结构[6-7]，但这一方法忽略了舱板厚度方向的热梯度。为此，本文的有限元分析中采用3D舱板，能更好地预示热分布对卫星结构精度的影响，为卫星机构运动顺利与否、搭接零部件的可靠与否等提供分析依据，也作为进一步的热变形分析以及力热综合变形分析的基础条件。
2. 特定研究条件
GEO通信卫星发射过程中可能遭遇以下不利情况：
1）发射时，发射场局地上空的大气环流和气象条件出现极端现象，如高空大气强对流[8]，导致卫星在整流罩内遭遇较极端的高温条件；
2）卫星在转移轨道段出现与设定工作程序的偏离，如太阳电池阵延迟展开。
本研究针对以上不利条件开展卫星平台热分析。在转移轨道段，卫星平台有5个具有特征意义的热状态节点——抛整流罩、星箭分离、出地影时刻、南/北太阳电池阵受照时刻。抛整流罩和星箭分离是运载形成的2个特征点，有不同的热边界条件，抛整流罩前运载和有效载荷之间的热交换将使热性能研究变得较为复杂[9]；出地影时刻是卫星在转移轨道经历的一个自然热边界条件的特征点，它体现了卫星热边界状态的剧烈变化[10]。南/北太阳电池阵受照时刻则是卫星在转移轨道的典型状态，在太阳电池阵尚未展开的条件下，由于太阳电池阵没有热控多层，卫星受照一侧处于对阳光的最大吸收状态，而与之对应的另一侧则处于热辐射出射最强的状态[11]。
NASA认为一般的电子设备工作环境温度应保证在-15～50 ℃，整星热控可按实际情况留出约5 ℃的调整裕度。
3. GEO平台热分析建模
3.1 星箭模型
大型通信卫星平台的构型普遍采用长方体形状，作为主承力构件的承力筒采用碳蒙皮铝蜂窝复合材料，承力筒下部的对接框采用铝合金材料，南北舱板采用铝合金蒙皮铝蜂窝复合材料，东西舱板和水平舱板采用碳蒙皮铝蜂窝复合材料。本研究以舱板作为主要关注对象，采用3D舱板建模并进行均质化处理，以便更全面地反映平台结构的温度分布。
对长方体构型平台进行有限元建模如图2，主要分析对象为南/北通信舱板、服务舱电池/仪器板，太阳电池阵主要作为热分析中的一个热传导环节，模型表面按实际卫星平台的多层包覆热特性处理。
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图 2 通信卫星平台有限元模型Figure 2. Finite element model of the communication satellite platform3.2 热边界条件
图3所示为整流罩内的通信卫星平台模型，发射过程中，卫星平台与整流罩之间存在热交换，并将导致通信卫星的温度变化。
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图 3 整流罩内的通信卫星平台Figure 3. Model of the communication satellite platform inside the fairing由于GEO卫星于入夜发射，在星箭分离10 min后出地影，卫星处于太阳辐照、地球反照及4 K冷空间背景之下，卫星姿态慢旋从北板受照到南板受照用时25 min[9]。
在GEO卫星平台的5个典型热状态中，抛整流罩前，卫星的热环境由运载的整流罩提供，图4所示为主动段内高空大气强对流的情况下，整流罩内表面温度在主动段内阶段性变化情况的归一化曲线，其横坐标是由发射时刻至抛罩时刻的归一化时间。
从抛整流罩至星箭分离时刻轨道段，卫星平台的热环境主要面向冷空间，仅有平台的背地面朝向运载。此时轨道较低，有地球的反照作用。
从星箭分离至出地影时刻，卫星平台的6个面除受地球的反照外，完全朝向冷空间，且随轨道高度的不断升高，地球反照的作用也逐渐减小。在轨道建模中，出地影时刻为卫星平台的-y（北）太阳电池阵受照状态。
从出地影时刻至+y（南）太阳电池阵受照前，卫星平台的边界条件由冷空间背景、地球反照和太阳辐照综合决定。
从星箭分离时刻起，卫星平台处于不断慢旋的状态，平台的温度分布与此因素密切相关[9]。
4. 平台的热分析结果
4.1 从发射至抛整流罩阶段
在此阶段卫星平台的热边界条件由整流罩提供，整流罩内表面的温度如图4所示。通过对图3的星箭模型分析，获得卫星平台热分布如图5所示。图5(a)中的粉色南太阳电池阵是卫星+y向，开有工艺孔的东侧板是卫星的+x向，向上的方向是卫星的+z向。
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图 5 抛整流罩时的平台热分布Figure 5. Platform temperature distributions of the platform upon jettison of fairing图5显示：两侧的太阳电池阵温度较高，南、北太阳电池阵的温度分别约为23 ℃和24 ℃，原因是太阳电池阵表面没有热控多层，吸收系数较大；其次是服务舱板温度较高，原因是在此轨道段服务舱的设备开机工作的较多，热耗大于其他舱段。从图中还可看到服务舱板的高温具有小的区域性，其原因是设备局部热耗集中。东、西舱板（+x、-x向）的局部高温处是舱板上的工艺孔处，温度约为22 ℃，其原因是此处材料的热惯性小。卫星平台的其余外表面温度基本约为20 ℃，与发射时的温度较为接近，其原因是这些表面都包覆有热控多层。
太阳电池阵为大型柔性部件，在轨允许温度波动范围大；考虑本次热分析的主要对象是卫星平台本体温度的变化，因此，在图6中展示了略去太阳电池阵后的抛整流罩时刻的平台本体热分布。图6显示：通信舱南、北板的温度基本保持了发射时的温度，约为20 ℃。其原因在于虽然通信舱南、北板有热辐射能力，但在发射至抛整流罩阶段，其被太阳电池阵遮挡，形成了相当于卫星平台本体的内部环境。图中为数不多的局部高温区，是因为少量设备在发射至抛整流罩轨道阶段处于开机工作状态，同时又被太阳电池阵完全遮挡，处于不易散热状态。比较图6(b)和图5(b)的服务舱板区域，在图5(b)的服务舱板外表面最高温处，温度为28.17 ℃，对应区域的内表面温度为30.68 ℃，内外温差约2.5 ℃。
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图 6 抛整流罩时的平台本体热分布Figure 6. Temperature distributions on the main part of the platform upon jettison of fairing4.2 从抛整流罩至星箭分离阶段
图7是星箭分离时刻的卫星平台外表面热分布情况。从图7(a)可见，南太阳电池阵温度最低，约为-87.31 ℃。从图7(b)可见，北太阳电池阵温度最低，约为-51.1 ℃。卫星平台的其余表面温度约为16 ℃。该轨道段的卫星平台外表面温度低于从发射至抛整流罩阶段，是因为从抛整流罩时刻起卫星平台的外表面即面向冷空间，仅个别方向（如北太阳电池阵方向）受到地球反照的作用。这与抛罩前的平台热边界条件完全不同。
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图 7 星箭分离时刻的平台热分布Figure 7. Temperature distributions on the platform upon SC/LV separation图8中展示了略去太阳电池阵的星箭分离时刻平台本体的热分布。图8显示：通信舱南、北板的温度与抛罩前的状态不同，通信舱南板的温度约为13 ℃，通信舱北板的温度约为18 ℃，温度相差5 ℃。通信舱南、北板的上部边缘都出现了低温区域，南舱板上部低温区的温度约为-10 ℃，北舱板上部低温区的温度接近0 ℃，是因为通信舱南、北板上部面向冷空间所致。其余舱板外表面温度约为15 ℃。背地板温度平均约为17 ℃，是由于受运载对接面相互热辐射的影响。
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图 8 星箭分离时刻的平台本体热分布Figure 8. Temperature distributions on the main part of the platform upon SC/LV separation从图8(a)可见，服务舱仪器板温度较高，平均接近30 ℃。其原因是该舱板上的工作设备多，热耗较大，又被太阳电池阵遮挡，热量不易辐射出去。
从图8(b)可见，服务舱仪器板局部温度高，外表面温度达到48.35 ℃。其原因亦为此处工作设备热耗集中，又被太阳电池阵遮挡，热量不易辐射出去。
对比图8和图6可见，抛整流罩至星箭分离轨道段较之发射至抛整流罩轨道段，平台本体的温度分布范围有了显著扩大，最高温度50.84 ℃，最低温度-11.89 ℃，但距第2章所述整星热控温度范围要求尚有余量。
4.3 转移轨道出地影时
从星箭分离至转移轨道出地影前，卫星环境一直处于低温状态，出地影后才能受到阳光照射。按照当前的星箭热分析模型，在卫星出地影时刻，卫星的姿态是北太阳电池阵方向受照。
在出地影时刻卫星平台的热分布如图9所示。由图9(a)可见，卫星的最低温度出现在南太阳电池阵表面，温度-95.10 ℃，较星箭分离时刻的-87.31 ℃，明显降低。这是因为太阳电池阵表面既没有热控多层，也未受到阳光照射。由图9(b)可见，卫星的北太阳电池阵表面温度约为-36 ℃，因为在转移轨道出地影时刻，该太阳电池阵对太阳可见，故其温度比另一侧的南太阳电池阵温度高。
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图 9 转移轨道出地影时刻的平台热分布Figure 9. Temperature distributions on the platform upon exiting from the Earth’s shadow略去太阳电池阵和东西板上的工艺孔后，卫星平台本体的热分布如图10所示。比较图10与图8可知，通信舱南、北板的温度均比星箭分离时有所下降，通信舱南板的温度约为9 ℃，通信舱北板的温度约为15 ℃，温差为6 ℃。通信舱南、北板的上部边缘都出现低温区域，且温度比星箭分离时更低，南舱板上部低温区温度约为-14 ℃，北舱板上部低温区的温度接近-1 ℃。其余舱板外表面温度约为13 ℃。背地板平均温度也接近13 ℃，此时背地板已经没有与运载对接面的辐射换热。
从图10(a)可见，服务舱仪器板温度有所降低，平均约为20 ℃。这是因为该舱板朝向冷空间，虽有部分被太阳电池阵遮挡，但长时间的热辐射出射，使其温度下降。该服务舱仪器板-x侧边缘部分在舱板厚度方向上出现5 ℃的温度梯度，显示出3D舱板的采用对于卫星平台结构板温度状态具有更加深入的揭示能力。
从图10(b)可见，服务舱仪器板仍然保持了局部高温状态，高温处的舱板外表面温度为48.29 ℃。这是因为该舱板上的工作设备热耗集中，又被太阳电池阵遮挡，热量不易辐射出去，且在出地影时刻该舱板为受照状态。
对比图10和图8可见，出地影时的平台本体温度较星箭分离时刻的温度略有降低。
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图 10 转移轨道出地影时刻的平台本体热分布Figure 10. Temperature distributions on the main part of the platform when exiting from the Earth’s shadow4.4 转移轨道南板受照时
自星箭分离时刻起，卫星建立起姿态缓变的巡航姿态；此后，卫星将从出地影时的北板受照状态缓变到南板受照状态。南板受照时卫星平台的热分布如图11所示。由图11(a)可见，在卫星南板受照时，由于太阳电池阵没有热控多层，南太阳电池阵的温度由出地影时的-95.10 ℃剧烈升至79.81 ℃，温度变化达175 ℃。由图11(b)可见，北太阳电池阵的温度由其受照时的约-36 ℃降至-80.79 ℃，也有约45 ℃的较大降幅。
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图 11 转移轨道南板受照时刻的平台热分布Figure 11. Temperature distributions of the platform when +y board is illuminated略去太阳电池阵和东西板上的工艺开孔后，卫星平台的本体热分布如图12所示。比较图12与图10可知，在卫星姿态缓变的循环中以及在卫星热控多层的保护下，卫星平台本体的温度已渐趋稳定——出地影北板受照时卫星本体的温度是50.84～-14.51 ℃，卫星南板受照时卫星本体的温度是48.73～-11.22 ℃，后者较前者的温度上限和下限分别下降了约2 ℃和3 ℃。
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图 12 转移轨道南板受照时刻的平台本体热分布Figure 12. Temperature distributions on the main part of the platform when +y board is illuminated由图12(a)可见，通信舱南板的温度约为7.5 ℃，与出地影北板受照时相比降低了约2 ℃。服务舱南仪器板的平均温度约为24 ℃，比出地影北板受照时升高了约4 ℃。其原因在于服务舱板是热控辐射面，且较大部分未受太阳电池阵遮挡，此时是受照状态。
由图12(b)可见，通信舱北板的平均温度约为11 ℃，与出地影北板受照时相比降低了约4 ℃。服务舱北仪器板的局部高温处的舱板外表面温度为46 ℃，比出地影北板受照时降低了约2 ℃，温度变化较小，原因是该处舱板受太阳电池阵遮挡。
图12中平台本体的其余舱板外表面温度约为11 ℃，与出地影时相比降低了2 ℃，温度变化较小。
4.5 转移轨道北板受照时
在转移轨道卫星从南板受照状态缓变到北板受照状态时，卫星平台的热分布如图13所示。由图13(a)可见，在卫星北板受照时，南太阳电池阵表面温度由南板受照时的约79.81 ℃降至-71.8 ℃，温度变化达152 ℃。由图13(b)可见，北太阳电池阵表面温度由南板受照时的约-80.79 ℃升至75.73 ℃，温度变化达157 ℃。温度剧烈变化的原因是太阳电池阵表面没有热控多层。
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图 13 转移轨道北板受照时刻的平台热分布Figure 13. Temperature distributions on the platform when -y board is illuminated略去太阳电池阵和东西板上的工艺开孔后，卫星平台本体的热分布如图14所示。比较图14与图12可知，在卫星姿态缓变的循环中以及在卫星热控多层的保护下，卫星平台本体的温度变化较小——南板受照时卫星本体的温度是48.73～-11.22 ℃，北板受照时卫星本体的温度是51.68～-16.35 ℃，后者较前者的温度上限和下限都扩大了约5 ℃。
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图 14 转移轨道北板受照时刻的平台本体热分布Figure 14. Temperature distributions on the main part of the platform when -y board is illuminated由图14(a)可见，通信舱南板的温度约为8 ℃，与南板受照时的温度基本持平；服务舱南仪器板的平均温度约为17.4 ℃，比南板受照时的约24 ℃有所降低，原因在于服务舱板是热控辐射面且较大部分未受太阳电池阵遮挡，此时不是受照状态。
由图14(b)可见，通信舱北板的平均温度约为10 ℃，比南板受照时降低了约1 ℃，温度波动不大；服务舱北仪器板的局部高温处的舱板外表面温度为49 ℃，比南板受照时升高了3 ℃，温度变化较小，原因是该处受到太阳电池阵遮挡。
图14中平台主体的其余舱板外表面温度约为8 ℃，与南板受照时相比降低了3 ℃，温度变化较小。
5. 热分析与热试验的结果比较
有限元模型在北板受照时的热分析结果和卫星在转移轨道热平衡工况下的试验结果对比如表1所示，其中热分析结果为平均值。
表 1 热试验与热分析结果比较Table 1. Comparison between thermal test result and the analysis result部件名称 部件温度/℃ 试验结果 分析结果 通信舱板 10.3～22.0 9.0 服务舱南仪器板 2.4～5.5 17.4 服务舱北仪器板 4.8～11.2 20.7 服务舱南电池板 -4.3～-3.1 3.3 服务舱北电池板 2.4～5.5 10.8 从表1可见，与热试验结果相比，北板受照时，服务舱板温度的分析结果偏高，通信舱温度的分析结果偏低。这是由于卫星转移轨道的热平衡试验工况是在卫星处于正常运行情况下的热试验结果，有主动热控功能，太阳电池阵正常展开，而热分析中的卫星平台是在发射中整流罩内温度条件偏高和太阳电池阵延迟展开的情况下得出的分析结果。热分析关心的是平台本体在各典型热状态下的热性能保持情况，仅反映了各单机设备的热耗及其产生的时间，未对其详细一一建模。
6. 结束语
对于高价值的大型GEO通信卫星，为了确保其发射成功，分析了转移轨道段热因素诱导的潜在风险。对抛整流罩、星箭分离、出地影时刻和南/北太阳电池阵受照时刻的卫星平台热分布进行了分析，涵盖了卫星转移轨道的各种典型热状态，并与卫星总体热试验的结果进行了比较印证，为抑制工程卫星的潜在风险提供参考。从分析的结果看，在自然环境导致整流罩内温度偏高、太阳电池阵展开延迟的条件下，卫星平台本体最高温度出现在北板受照时，服务舱板温度达51.68 ℃；卫星平台本体最低温度出现在通信舱南板上部，为-16.35 ℃。这表明大型通信卫星平台对于较极端的热环境有一定的温度保持能力，本体温度未超出一般热控要求的范围。由于本研究主要目的是考察平台性能，仪器设备单机未一一建模。
本研究中还揭示出一些值得关注的问题：
1）平台本体温度距热控要求温度裕度不大，高温裕度仅3.3 ℃，低温裕度仅3.6 ℃。
2）在采用3D舱板的热分析中，在卫星出地影时刻，服务舱板厚度方向存在5 ℃的温度梯度。
3）从转移轨道的整个轨道的时间维度考虑，南北面的轮流受照循环状态远未结束，分析至此是与工程实际状态相吻合的。后续状态分析的必要性可参考文献[11]并结合具体工程实际特点决定取舍。鉴于分析工作繁复，此处不再赘述。
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图 2 通信卫星平台有限元模型
Figure 2. Finite element model of the communication satellite platform
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图 3 整流罩内的通信卫星平台
Figure 3. Model of the communication satellite platform inside the fairing
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图 5 抛整流罩时的平台热分布
Figure 5. Platform temperature distributions of the platform upon jettison of fairing
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图 6 抛整流罩时的平台本体热分布
Figure 6. Temperature distributions on the main part of the platform upon jettison of fairing
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图 7 星箭分离时刻的平台热分布
Figure 7. Temperature distributions on the platform upon SC/LV separation
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图 8 星箭分离时刻的平台本体热分布
Figure 8. Temperature distributions on the main part of the platform upon SC/LV separation
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图 9 转移轨道出地影时刻的平台热分布
Figure 9. Temperature distributions on the platform upon exiting from the Earth’s shadow
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图 10 转移轨道出地影时刻的平台本体热分布
Figure 10. Temperature distributions on the main part of the platform when exiting from the Earth’s shadow
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图 11 转移轨道南板受照时刻的平台热分布
Figure 11. Temperature distributions of the platform when +y board is illuminated
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图 12 转移轨道南板受照时刻的平台本体热分布
Figure 12. Temperature distributions on the main part of the platform when +y board is illuminated
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图 13 转移轨道北板受照时刻的平台热分布
Figure 13. Temperature distributions on the platform when -y board is illuminated
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图 14 转移轨道北板受照时刻的平台本体热分布
Figure 14. Temperature distributions on the main part of the platform when -y board is illuminated
表 1 热试验与热分析结果比较
Table 1 Comparison between thermal test result and the analysis result
部件名称 部件温度/℃ 试验结果 分析结果 通信舱板 10.3～22.0 9.0 服务舱南仪器板 2.4～5.5 17.4 服务舱北仪器板 4.8～11.2 20.7 服务舱南电池板 -4.3～-3.1 3.3 服务舱北电池板 2.4～5.5 10.8 
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1. 刘涛，李书博，赵启龙，曹斌，刘汉武，李鹏. 航天器热变形控制设计及验证. 航天制造技术. 2024(05): 74-79 . 
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