MEO导航卫星热控系统设计及验证

林士峰; 李锴; 林宝军; 蒋桂忠; 马二瑞

doi:10.11728/cjss2022.01.200930087

MEO导航卫星热控系统设计及验证

doi: 10.11728/cjss2022.01.200930087 cstr: 32142.14.cjss2022.01.200930087

林士峰^{1, 2,},
李锴^{1, 2},
林宝军^{1, 2, 3, 4},
蒋桂忠^{1, 2},
马二瑞^{1, 2}

1.
中国科学院微小卫星创新研究院　上海　201203
2.
上海微小卫星工程中心　上海　201203
3.
中国科学院大学航空宇航学院　北京　100049
4.
上海科技大学信息学院　上海　201203

基金项目: 中国第二代卫星导航系统重大专项资助（GFZX15 M001）

详细信息

作者简介:

林士峰：E-mail：linshifeng@126.com

中图分类号: V524
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出版历程
- 收稿日期: 2020-09-30
- 录用日期: 2021-05-18
- 修回日期: 2021-05-28
- 网络出版日期: 2022-05-25

Thermal Control Design and Validated for MEO Navigation Satellites

LIN Shifeng^{1, 2
,},
LI Kai^{1, 2},
LIN Baojun^{1, 2, 3, 4},
JIANG Guizhong^{1, 2},
MA Errui^{1, 2}

1.
Innovation Academy for Microsatellites of Chinese Academy of Sciences, Shanghai 201203
2.
Shanghai Engineering Center for Microsatellites, Shanghai 201203
3.
School of Aeronautics and Astronautics, University of Chinese Academy of Sciences, Beijing 100049
4.
School of Information Science and Technology, Shanghai Tech University, Shanghai 201203

摘要

摘要:
为解决MEO导航卫星整星热控设计以及有特殊温控指标要求设备的温度控制问题，结合卫星构型、轨道姿态、工作模式等特点，采用被动散热、扩热及局部隔热的热控措施，辅以开关或高精度比例控温算法分级主动热控设计原则。针对载荷大功率设备和相控阵天线，采用热管网络结合扩展散热区的热控措施；针对有温度敏感指标要求的蓄电池组、原子钟等采用隔热措施，辅以主动热控进行独立控温设计；热控软件设计采用在轨自主故障诊断及自动隔离设计方法，显著提升热控系统在轨自主运行能力。经过地面整星级热平衡试验验证及优化设计，在轨多颗卫星的飞行数据表明：整星热控方案设计合理，星上各仪器设备温度满足要求，温度设计余量及变化趋势符合预期。
- MEO导航卫星 /
- 热控系统 /
- 方案设计 /
- 在轨验证
Abstract:
In consideration of the configuration design, orbital attitude, and operation mode of the MEO navigation satellite, both passive and active thermal designs including conduction, diffusion, insulation, switch or proportional control and multistage control strategy are used in the satellite thermal system to satisfy the strict temperature requirements. For high-power payloads and phased array antennas, heat pipe networks along with extended radiators are employed; for temperature-sensitive equipment like battery and atomic clock, thermal insulation along with active control are applied. On-orbit fault diagnosis and automatic isolation designs are utilized in the thermal control software to improve the on-orbit autonomous operation capability. The satellite thermal design is validated by the ground thermal balance test and the performance of satellites in orbit. Validation results illustrate that on-board equipment satisfies temperature requirements, and the design margin and temperature trend lines well with expectation.
- MEO Satellite /
- Thermal system /
- Thermal design /
- Validated in orbit

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图 1 高低温工况外热流分析结果

Figure 1. Heat flux of hot and cold case

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图 2 卫星散热区设计

Figure 2. Design of radiator for satellite

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图 3 载荷–Y板热管网络设计

Figure 3. Design of heat pipes for –Y plate loads cabin

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图 4 典型控温逻辑自主控制策略

Figure 4. Typical thermal control logic and strategy

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图 5 蓄电池组热控设计

Figure 5. Thermal design of battery

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图 6 原子钟舱隔热设计

Figure 6. Thermal insulation design of cabin for atomic clock

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图 7 原子钟舱等温化设计

Figure 7. Isothermal design of cabin for atomic clock

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图 8 相控阵天线热控设计

Figure 8. Thermal design of phased array antenna

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图 9 卫星热物理模型

Figure 9. Thermophysical model of satellite

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图 10 高低温工况仿真温度曲线

Figure 10. Temperature simulation curve of hot and cold case

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图 11 部分设备在轨温度曲线

Figure 11. Temperature curves of equipments in orbit

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表 1 星上设备温度指标要求统计表

Table 1. Temperature requirement of equipments in satellite

序号	设备名称	温度指标/℃		备注
序号	设备名称	工作温度	储存温度	备注
1	推进系统	+5~+60	+5~+60	–
2	平台电子设备	–15~+50	–20~+50	–
3	蓄电池组	+15~+30	0~+15	阳照区0~+15℃，地影季+15~+30℃，单体温差≤3℃
4	帆板驱动机构	–20~+55	–30~+60	–
5	反作用轮	–5~+50	–20~+55	–
6	磁力矩器	–15~+45	–40~+70	–
7	星敏感器	–30~+50	–55~+60	–
8	载荷电子设备	–10~+45	–40~+70	–
9	行放1/2/3	–20~+60	–40~+70	–
10	固放1/2/3	–25~+50	–40~+70	–
11	相控阵天线	–10~+45	–35~+70	–
12	原子钟	–10~+15	–20~+30	温变速率≤±0.5°C/15 h
13	载荷无源设备	–25~+60	–40~+70	–
14	载荷时频设备	–15~+45	–40~+70	温变速率≤ ±5°C/24 h

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表 2 卫星各舱板热耗及散热面积统计

Table 2. Statistical data of heat consumption radiational area

散热区方位	热耗统计/W	散热面积/m²
平台舱+X板	38	—
平台舱+Y板	阳照48/地影72	0.60
平台舱–Y板	阳照101/地影108	0.59
平台舱+Z板	24	0.18
平台舱–Z板	97	0.51
小计	阳照270/地影301	1.88
载荷舱–X板	284	0.95
载荷舱+Y板	主份240/备份220（150）	1.29（0.59）
载荷舱–Y板	主份458/备份413（150）	1.76（0.63）
载荷舱–Z板	156	0.75
小计	主份1138/备份1073（300）	4.55（1.22）
原子钟舱板	65	0.70

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表 3 仿真及在轨温度数据分析

Table 3. Temperature data analysis by simulation and in orbit

序号	名称	温度/°C
		仿真数据		在轨数据
		高温工况	低温工况	6个月	18个月	30个月
1	贮箱	25.1	19.2	19.0	20.8	21.3
2	反作用轮X	33.3	23.2	25.1	28.3	29.6
3	反作用轮Y	33.9	24.5	26.4	29.2	30.7
4	反作用轮Z	34.4	21.9	27.0	30.2	31.5
5	反作用轮S1	36.2	25.0	26.7	29.1	31.2
6	蓄电池组（1^#~6^#）	16.5	2.4*	3.3*	3.0*	3.5*
7	电源控制器（7^#）	29.8	16.1	20.4	23.8	25.4
8	星载计算机（8^#）	18.7	10.3	11.8	12.9	13.8
9	主配电器（9^#）	25.7	10.5	14.6	17.6	19.2
10	测控固放	25.8	13.5	13.1	16.7	18.6
11	扩频应答机（10^#）	29.1	17.0	21.6	23.4	24.3
12	激光电控箱	28.6	15.4	18.5	22.3	23.9
13	固放1（11^#）	29.0	5.9*	19.6	21.8	23.4
14	行放1	13.1*	26.3	14.9*	17.1*	18.7*
15	固放2（12^#）	35.1	15.2*	24.0	26.5	28.0
16	行放2	19.3*	26.7	13.3*	15.8*	17.2*
17	固放3（13^#）	36.4	14.4*	25.0	27.7	29.9
18	行放3	19.9*	27.9	13.2*	15.8*	16.2*
19	激光终端处理机	17.5	6.6	5.3	7.8	9.0
20	相控阵天线（14^#）	32.4	17.1	19.6	23.1	25.2
21	完好性监测（15^#）	31.1	18.4	18.1	20.4	22.5
22	自主运行单元	29.9	16.4	14.9	17.1	18.7
23	上注接收单元	32.3	18.6	19.0	22.5	24.4
24	导航信号生成单元（16^#）	30.5	18.5	18.6	21.8	22.6
25	基频处理单元（17^#）	31.0	17.4	20.6	22.6	23.2
26	任务处理级（18^#）	28.8	15.5	17.8	20.9	22.5
27	原子钟控温点（19^#）	5.03	5.01	5.03	5.03	5.02
注　$* $表示该设备处于储存状态，其余设备处于工作状态。

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参考文献(5)

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[3]	苗建印, 钟奇, 赵啟伟, 等. 航天器热控制技术[M]. 北京: 北京理工大学出版社, 2018: 2-5 MIAO Jianyin, ZHONG Qi, ZHAO Qiwei, et al. Spacecraft Thermal Control Technology[M]. Beijing: Beijing Institute of Technology Press, 2018: 2-5
[4]	杨军, 李世光, 徐月青, 等. 环境温度对氢原子钟性能的影响[J]. 测试技术学报, 2014, 28(2): 93-97 YANG Jun, LI Shiguang, XU Yueqing, et al. Effect of temperature on hydrogen maser performance[J]. Journal of Test and Measurement Technology, 2014, 28(2): 93-97
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