基于蜂窩板鋪層技術(shù)的某光學(xué)衛(wèi)星有效載荷安裝面的熱變形優(yōu)化

楊 林，王巖松*，魏 磊，胡自強(qiáng)

（1. 山東大學(xué)前沿交叉科學(xué)青島研究院，山東青島266200；2. 山東大學(xué)空間科學(xué)研究院，山東威海264209）

1 引 言

近年來，衛(wèi)星對(duì)地觀測(cè)成為航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，光學(xué)遙感衛(wèi)星作為對(duì)地觀測(cè)的主力軍，逐步向更高精度和更高分辨率發(fā)展，因此對(duì)衛(wèi)星相關(guān)技術(shù)提出了更高的要求。其中，衛(wèi)星平臺(tái)結(jié)構(gòu)作為光學(xué)有效載荷的安裝基準(zhǔn)，有義務(wù)為光學(xué)有效載荷提供良好的安裝平面精度和長(zhǎng)期在軌熱穩(wěn)定性。軌道溫度環(huán)境中的熱變形隨溫度而變，需通過設(shè)計(jì)措施保證熱變形在規(guī)定的范圍內(nèi)，同時(shí)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)應(yīng)保證衛(wèi)星結(jié)構(gòu)不會(huì)因溫度載荷產(chǎn)生的熱應(yīng)力而發(fā)生破壞［1］。本文在模擬軌道外熱流的影響下，通過優(yōu)化有效載荷安裝面的蜂窩板增強(qiáng)樹脂碳纖維（Carbon Fiber Reinforced Plastic，CFRP）鋪層角度，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)熱變形的抑制。

本文的研究對(duì)象是一顆高分辨率太陽同步軌道衛(wèi)星，所謂太陽同步軌道就是軌道的升交點(diǎn)赤經(jīng)Ω 的變化率等于地球公轉(zhuǎn)的平均角速度（0.985 6（°）/d），使得衛(wèi)星軌道平面、地球和太陽三者之間的關(guān)系基本保持不變，有利于對(duì)地面的觀測(cè)［2］。大多數(shù)太陽同步軌道高度介于400～1 200 km，可以獲得穩(wěn)定的太陽光照和對(duì)地觀測(cè)條件［3］。衛(wèi)星軌道高度為481 km 太陽同步軌道，軌道傾角為97.47°，降交點(diǎn)地方時(shí)為11：30。

太陽同步軌道的特點(diǎn)使得運(yùn)行在該軌道上的遙感衛(wèi)星外熱流環(huán)境復(fù)雜，因而有效載荷安裝面的熱變形較大且復(fù)雜［4］。為獲取高質(zhì)量的對(duì)地觀測(cè)遙感圖像，衛(wèi)星平臺(tái)要具有高姿態(tài)指向精度，高穩(wěn)定度，有效載荷成像高分辨的前提下，還需要降低衛(wèi)星圖像配準(zhǔn)的難度，即盡量減小衛(wèi)星平臺(tái)有效載荷安裝面熱變形對(duì)載荷的影響。傳統(tǒng)的安裝面熱變形解決方法包括采用柔性連接消除有效載荷安裝板與側(cè)板之間的熱變形耦合［5］，“相鄰構(gòu)件線膨脹系數(shù)互異”方法［6］，以及自適應(yīng)熱變形主動(dòng)控制補(bǔ)償結(jié)構(gòu)［7］等。本文對(duì)太陽同步軌道遙感衛(wèi)星有效載荷安裝面的熱變形方法進(jìn)行了研究，提出基于CFRP 鋪層技術(shù)，對(duì)安裝面鋪層角度進(jìn)行優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)熱變形抑制，其成本更低、可靠性更高。然而，在優(yōu)化鋪層角度時(shí)不僅要關(guān)注熱變形，還需要關(guān)注衛(wèi)星的總體基頻，以滿足運(yùn)載火箭要求。本文以某高精度遙感衛(wèi)星為例，設(shè)計(jì)了有效載荷安裝面的熱變形抑制方案，并分析優(yōu)化趨勢(shì)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了工藝可行性。

2 軌道熱環(huán)境分析

2.1 衛(wèi)星平臺(tái)布局

本文描述的衛(wèi)星為大幅寬、高分辨率的光學(xué)遙感衛(wèi)星，整星質(zhì)量＞1 200 kg，采用六面體構(gòu)型。封閉衛(wèi)星載荷艙由有效載荷安裝板、對(duì)接板、±X外板、±Y外板和艙內(nèi)隔板等構(gòu)成，艙內(nèi)安裝各種電子學(xué)單機(jī)設(shè)備及推進(jìn)分系統(tǒng)。離軸三反式光學(xué)載荷通過三個(gè)剛性支腿支撐，由于高分辨率相機(jī)對(duì)于熱變形較為敏感，因此需要對(duì)相機(jī)安裝面熱變形進(jìn)行控制［8］。對(duì)接板連接對(duì)接環(huán)在發(fā)射時(shí)間段內(nèi)用來承載整星。衛(wèi)星平臺(tái)的結(jié)構(gòu)布局如圖1 所示。

圖1 衛(wèi)星平臺(tái)構(gòu)型示意圖Fig.1 Configuration of satellite bus

太陽同步軌道衛(wèi)星受照面相對(duì)固定，衛(wèi)星春秋分繞偏航軸機(jī)動(dòng)180°，受照面年變化小。星體溫差的溫度場(chǎng)相對(duì)固定［9］。發(fā)射入軌后，衛(wèi)星-Z軸對(duì)日定向保持三軸穩(wěn)定；照相及數(shù)傳過程中，衛(wèi)星+Z軸對(duì)地定向三軸穩(wěn)定，每軌最長(zhǎng)拍照時(shí)間為400 s，每軌最長(zhǎng)數(shù)傳時(shí)間為800 s；拍照或數(shù)傳任務(wù)完成后，衛(wèi)星-Z軸對(duì)日定向三軸穩(wěn)定。

2.2 熱工況定義

根據(jù)一年中太陽常數(shù)的峰谷值和涂層壽命來定義高、低溫工況［10］。冬至、壽命末期涂層的退化導(dǎo)致對(duì)太陽光吸收的增加，又由于冬至太陽常數(shù)最大，導(dǎo)致散熱面吸收的外熱流較大，同時(shí)星內(nèi)儀器設(shè)備的功耗按最大配置，此時(shí)為高溫工況。夏至、壽命初期散熱面吸收的外熱流較小，同時(shí)星內(nèi)儀器設(shè)備的功耗按最小配置，衛(wèi)星采取對(duì)日定向姿態(tài)，此時(shí)為低溫工況。

然后，綜合衛(wèi)星在長(zhǎng)期模式下的飛行姿態(tài)、外熱流分析結(jié)果以及工作模式來確定其熱分析工況，定義衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間的高溫和低溫工況如下：

（1）高溫工況

1）太陽常數(shù)取最大值1 412 W/m2（冬至）；

2）多層面膜為聚酰亞胺膜，壽命末期，性能參數(shù)為αs/ε＝0.64/0.69；

3）散熱面涂層壽命末期，性能參數(shù)為αs/ε＝0.36/0.87；

4）星上儀器設(shè)備功耗按最大配置，主動(dòng)熱控。

（2）低溫工況

1）太陽常數(shù)取最小值1 322 W/m2（夏至）；

2）多層面膜為聚酰亞胺膜，壽命初期，性能參數(shù)為αs/ε＝0.36/0.69；

3）散熱面涂層壽命初期，性能參數(shù)為αs/ε＝0.17/0.87；

4）星上儀器設(shè)備功耗按最小配置，主動(dòng)熱控。

分析計(jì)算衛(wèi)星的高溫工況和低溫工況外熱流圖如圖2 所示。

圖2 衛(wèi)星在高低溫工況下的軌道外熱流Fig.2 Heat influx on satellite under high and low temperature conditions

通過Thermal desktop 軟件對(duì)該衛(wèi)星高溫和低溫工況下的溫度狀態(tài)進(jìn)行分析，得到衛(wèi)星平臺(tái)的穩(wěn)態(tài)溫度分布如圖3 所示。在高溫工況下，衛(wèi)星平臺(tái)出現(xiàn)在有效載荷安裝板上的最高溫度為30.2 ℃；在低溫工況下，衛(wèi)星平臺(tái)出現(xiàn)在有效載荷安裝板上的最低溫度為-5℃。根據(jù)國(guó)內(nèi)外航天器環(huán)境試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)［8］，衛(wèi)星總裝過程中溫度要求為15～25 ℃，而且還需要考慮在軌道運(yùn)行條件下衛(wèi)星平臺(tái)載荷安裝面的瞬態(tài)變化是否能夠滿足載荷的使用要求。

圖3 高低溫工況下衛(wèi)星平臺(tái)的溫度分布Fig.3 Temperature cloud of satellite bus under high and low temperature conditions

3 仿 真

3.1 熱變形抑制方案

目前，常見的幾種熱變形抑制方案如下：

（1）“柔性連接”方案［5］：采用柔性連接消除有效載荷安裝板與側(cè)板之間的熱變形耦合，保證有效載荷安裝板上載荷的光軸指向精度。

（2）“相鄰構(gòu)件線膨脹系數(shù)互異”方案［6］：根據(jù)溫度場(chǎng)的變化對(duì)相鄰構(gòu)件間的線膨脹系數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，使得相鄰構(gòu)件間的熱變形可以相互抑制，以達(dá)到抑制整星熱變形的目的。

（3）“主動(dòng)控制”方案［7］：以記憶合金、薄膜壓點(diǎn)材料等為基礎(chǔ)，將衛(wèi)星關(guān)注區(qū)域設(shè)計(jì)為具備自適應(yīng)熱變形補(bǔ)償結(jié)構(gòu)。

方案（1）會(huì)降低整星的結(jié)構(gòu)剛度和頻率，使衛(wèi)星在發(fā)射過程中與運(yùn)載發(fā)生動(dòng)力學(xué)耦合。方案（2）在外熱流穩(wěn)定的情況下可以取得良好的效果，但是衛(wèi)星在空間飛行過程中外熱流處于不斷變化中，衛(wèi)星構(gòu)件及相互連接關(guān)系繁多且復(fù)雜，難以有效解決多構(gòu)件間的熱變形耦合。方案（3）不利于衛(wèi)星工程可靠性和經(jīng)濟(jì)性的提高。因此，本文將構(gòu)件設(shè)計(jì)為碳纖維面板蜂窩夾層板/碳纖維桿件，根據(jù)溫度場(chǎng)將碳纖維鋪層優(yōu)化達(dá)到近零變形的線膨脹系數(shù)（綜合線膨脹系數(shù)及強(qiáng)度，采用±45°鋪層的線膨脹系數(shù)可達(dá)到1×10-6/℃），熱變形最小。這一方案成本較低、可靠性較高，更適用于太陽同步軌道衛(wèi)星有效載荷安裝面的熱變形抑制。

3.2 CFRP 復(fù)合材料熱變形特性

單向復(fù)合材料存在各向異性，除拉壓變形的線膨脹系數(shù)外，還需要考慮剪切變形的線膨脹系數(shù)。單向復(fù)合材料各方向的線膨脹系數(shù)為［11］：

式中：αx，αy分別為單向復(fù)合材料沿纖維和垂直纖維方向的線膨脹系數(shù)；l=cosθ，m=sinθ，θ為計(jì)算方向和纖維方向的夾角。

設(shè)層合材料由n層單層材料沿z向疊合而成，當(dāng)存在溫度變化Δt時(shí)，x-y向上每個(gè)單層的應(yīng)力σˉ應(yīng)變?chǔ)拧リP(guān)系滿足［12］：

層合板是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的特征單元，是結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)成。對(duì)稱鋪層層合板的線膨脹系數(shù)如下：

衛(wèi)星平臺(tái)外板采用T700 碳纖維面板鋪層而成，多層預(yù)浸料以一定的角度層疊，實(shí)現(xiàn)一定的力學(xué)特性，鋪層示意如圖4 所示。該碳纖維0°的熱膨脹系數(shù)α11=0.5×10-6/°C；90°的熱膨脹系數(shù)α22=44.9×10-6/°C；通過鋪層可以獲得0.5×10-6～44.9×10-6/°C 的任意膨脹系數(shù)。碳纖維面板共鋪8 層，單層厚度為0.1 mm，鋪層角度順序?yàn)閇90°，+θ，0°，-θ，-θ，0°，+θ，90°]；其中的優(yōu)化設(shè)計(jì)變量為θ，θ∈(0°，90°)。綜合考慮角度變化對(duì)線膨脹性能的影響和工作效率，取步長(zhǎng)為5°。

圖4 碳纖維增強(qiáng)樹脂材料鋪層示意圖Fig.4 Schematic diagram of CFPR lamination

3.3 優(yōu)化問題求解

設(shè)優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為線膨脹系數(shù)α(θ)，則優(yōu)化問題可表示為min(α)，θ∈(0°，90°)。θ的優(yōu)化設(shè)計(jì)是一單變量?jī)?yōu)化問題，用直接迭代算法求解該變量。根據(jù)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)特點(diǎn)建立熱變形分析有限元模型，如圖5 所示。將上文中分析求得的衛(wèi)星平臺(tái)溫度分布作為整星的載荷輸入，設(shè)計(jì)變量為載荷安裝面碳纖維鋪層的角度，優(yōu)化目標(biāo)為線膨脹系數(shù)，優(yōu)化設(shè)計(jì)的約束函數(shù)為載荷安裝界面+Y側(cè)，-Y側(cè)，+X側(cè)3 個(gè)載荷安裝面的平面度變化和角度變化，X/Y/Z方向的基頻。基頻范圍根據(jù)運(yùn)載火箭的要求設(shè)定，X/Y方向基頻大于13 Hz，Z方向基頻避開（40±3）Hz，以大于43 Hz為最優(yōu)。衛(wèi)星結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)是從多方案中選擇最優(yōu)設(shè)計(jì)，本文主要采用NSGA-II 遺傳算法［14］，使用工程優(yōu)化軟件Isight 建立目標(biāo)函數(shù)和模型，在滿足多種約束和設(shè)計(jì)目標(biāo)條件下求最優(yōu)解。這里要求工程人員具有豐富的經(jīng)驗(yàn)，方能依據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)優(yōu)選最終的方案組合。最后，綜合考慮優(yōu)化結(jié)果選擇鋪層角度。

圖5 衛(wèi)星有限元模型Fig.5 Finite Element Model（FEM）of satellite

優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果如下：

（1）+Y側(cè)和-Y側(cè)載荷安裝面平面度隨著θ角度的增大平面度先降低后升高。+Y側(cè)載荷安裝面平面度的最小值出現(xiàn)在θ=30°；-Y側(cè)載荷安裝面平面度的最小值出現(xiàn)在θ=45°。+X側(cè)載荷安裝面平面度小于其他兩個(gè)平面，隨著θ角度的增大其平面度先升高后降低，最大值出現(xiàn)在θ=50°。不同θ載荷安裝面的平面度變化如圖6所示。根據(jù)光學(xué)載荷要求，當(dāng)θ∈(20°，50°)時(shí)，3個(gè)載荷安裝面的平面度變化不大于0.05 mm。

圖6 光學(xué)載荷安裝面的平面度變化Fig.6 Changing curves of optical payload mounting surface flatness

圖7 光學(xué)載荷安裝面角度變化Fig.7 Changing curves of angles of optical payload mounting surface

圖8 衛(wèi)星X/Y/Z 的一階頻率變化Fig.8 First-order frequencies in X/Y/Z axes of satellite

（2）+Y側(cè)和-Y側(cè)載荷安裝面角度變化隨著θ角單調(diào)遞增；當(dāng)θ∈(5°，60°)時(shí)，載荷安裝面角度的變化幅度較大，當(dāng)θ∈(60°，85°)時(shí)，載荷安裝面角度趨于穩(wěn)定。+X側(cè)載荷安裝面的角度變化大于其他兩個(gè)相機(jī)支腿安裝平面，隨著θ的增加先增大后減小，最小值出現(xiàn)在5°，最大值出現(xiàn)在60°。不同θ載荷安裝面角度變化如圖7所示。

（3）衛(wèi)星X軸、Y軸和Z軸的一階頻率隨θ先增大后減小，當(dāng)θ=45°時(shí)，X軸、Y軸和Z軸的一階頻率最大，如圖8 所示，滿足運(yùn)載橫向一階頻率≥20 Hz，縱向避開（40±3）Hz 的要求。

綜合考慮相機(jī)支腿安裝平面的平面度、角度以及整星3 個(gè)方向一階頻率的變化情況，當(dāng)θ=40°時(shí)，外板的蜂窩板面板鋪層角度順序?yàn)閇90°，+40°，0°，-40°，-40°，0°，+40°，90°]，載荷安裝面及整星的頻率均達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)，能夠滿足載荷及運(yùn)載的相關(guān)要求。

4 試 驗(yàn)

按照上述優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行試驗(yàn)，首先對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行熱試驗(yàn)，試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)如圖9 所示。

在高溫試驗(yàn)工況下，模擬冬至在軌飛行時(shí)的外熱流，并且衛(wèi)星內(nèi)部?jī)x器設(shè)備處于最大功耗，表面涂層狀況處于壽命末期的情況。高溫工況的參數(shù)設(shè)置如下：

（1）陰影區(qū)相機(jī)工作120 s，下一軌陽照區(qū)數(shù)傳工作300 s；其他各個(gè)單機(jī)按低功耗模式設(shè)置；

（2）主動(dòng)熱控工作，相機(jī)本體控溫門限在12 ℃左右，蓄電池控溫門限在18 ℃左右；

（3）太陽帆板模擬熱流及紅外加熱籠模擬外熱流按熱分析中的高溫工況設(shè)定；

（4）多層及涂層表面輻射屬性按壽命末期模擬。

在低溫試驗(yàn)工況下，模擬夏至在軌飛行時(shí)的外熱流，并且衛(wèi)星內(nèi)部?jī)x器設(shè)備處于最小功耗、表面涂層狀況良好的情況。低溫工況的參數(shù)設(shè)置如下：

（1）相機(jī)不成像，數(shù)傳不工作，其他各個(gè)單機(jī)按最小功耗設(shè)置工作；

（2）主動(dòng)熱控工作，相機(jī)本體控溫門限在12 ℃左右，蓄電池控溫門限在18 ℃左右；

（3）太陽帆板模擬熱流及紅外加熱籠模擬外熱流按熱分析中的低溫工況設(shè)定；

（4）多層及涂層表面輻射屬性按壽命初期模擬。

微位移傳感器的安裝方式如圖10所示，分布在有效載荷安裝面的背面，近似模擬該區(qū)域的熱變形，分析結(jié)果如表1 所示，平面度和角度變化均滿足設(shè)計(jì)要求。然后對(duì)衛(wèi)星進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)熱真空試驗(yàn)。

圖9 衛(wèi)星熱試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)Fig.9 Thermal ambient test site of satellite

圖10 微位移傳感器安裝位置示意圖Fig.10 Installation model of small displacement sensor

表1 熱真空試驗(yàn)結(jié)果Tab.1 Experiment results of thermal ambient test

圖11 衛(wèi)星振動(dòng)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)Fig.11 Vibration test site of satellite

隨后對(duì)該衛(wèi)星進(jìn)行振動(dòng)力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)，現(xiàn)場(chǎng)如圖11 所示。在0.1g掃頻振動(dòng)試驗(yàn)條件下，得到了X/Y/Z3 個(gè)方向的振動(dòng)響應(yīng)曲線，如圖12所示。統(tǒng)計(jì)X/Y/Z3 個(gè)方向的一階頻率并和有限元分析結(jié)果對(duì)比，結(jié)果如表2 所示。數(shù)據(jù)表明，X/Y/Z3 個(gè)方向的一階頻率分別為22，18，49.8 Hz，與仿真結(jié)果相符合，滿足運(yùn)載火箭對(duì)衛(wèi)星的基頻要求。

圖12 衛(wèi)星特征級(jí)正弦掃頻結(jié)果曲線Fig.12 Result curves of characteristic stage sinusoidal sweep frequency of satellite

表2 衛(wèi)星一階頻率試驗(yàn)結(jié)果與分析結(jié)果對(duì)比Tab.2 Comparison of tested first-order frequency and analysis results of satellite

5 結(jié) 論

本文基于蜂窩板碳纖維復(fù)合材料鋪層優(yōu)化技術(shù)，對(duì)某光學(xué)衛(wèi)星的有效載荷安裝面結(jié)構(gòu)熱變形進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。首先分析得到衛(wèi)星所在軌道的外熱流數(shù)據(jù)，根據(jù)外熱流數(shù)據(jù)及衛(wèi)星熱控設(shè)計(jì)計(jì)算得到衛(wèi)星各艙板的高溫工況和低溫工況的溫度。根據(jù)極限工況下分析得到的衛(wèi)星平臺(tái)的溫度，求得衛(wèi)星平臺(tái)相機(jī)支腿安裝平面的平面度、角度以及整星3 個(gè)方向的一階頻率變化。然后進(jìn)行迭代優(yōu)化，以5°作為步長(zhǎng)，多輪優(yōu)化后得到：當(dāng)θ=40°時(shí)，外板的蜂窩板面板鋪層角度順序 為 [90°，+40°，0°，-40°，-40°，0°，+40°，90°]，載荷安裝面及整星的頻率均達(dá)到最優(yōu)狀態(tài)。然后，實(shí)施了整星系統(tǒng)級(jí)的熱真空試驗(yàn)和振動(dòng)試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，設(shè)計(jì)方案能夠滿足光學(xué)載荷的安裝精度以及運(yùn)載火箭對(duì)整星系統(tǒng)X/Y/Z3個(gè)方向的一階頻率要求。該方案可靠性高、成本低，可為其他類型的光學(xué)遙感衛(wèi)星安裝面熱設(shè)計(jì)提供一定的借鑒。