李新 赵剑锋 赵啟伟 韩崇巍

(北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094)

全球导航卫星系统(GNSS)通过卫星为用户提供实时、高精度的位置和时间信息等服务[1]，各种军事运载体的定位导航都需要卫星定位导航系统的支持[2]。天线作为卫星导航系统的载体，其性能的好坏对导航精度有直接的影响，具有相当重要的实际意义[3]。

高轨GNSS系统具有实时性高、自主性强、精度较高的特点，可以为高轨航天器提供稳定可靠的位置、速度信息。目前GNSS天线已广泛装备在各种地球轨道卫星上[4]，但在高轨卫星上装备GNSS天线，目前已知的作为高轨飞行器中轨道最高的一类，也是较为特殊的一类，仅在对探月轨道上的飞行器利用GNSS定位进行了初步的探索与研究[5-6]。

星载天线由于受到空间外热流的影响，温度变化剧烈，但天线的温度要求范围一般比整星的温度要求宽，因此星载天线的热控一般采取与整星隔热的方式单独考虑。虽然这种设计接口及界面清晰，但随着天线技术的发展，特别是伴随着天线性能的不断提高，对天线工作温度的要求越来越严苛。对于温度范围要求较窄的天线，单独进行热控就需要较多的资源(包括质量、能源等)，而此时整星产生的废热和其本身的大热容蓄热功能却不能被有效利用，从而整星设计不够优化。

本文以更好保证天线最佳工作温度、缩短天线在轨高低温差、更节省整星资源为设计优化方向，提出了一种高轨星载GNSS天线与整星平台一体化热耦合的设计方法，并采用热分析仿真和在轨实测的手段对热控设计的有效性进行了验证。

1 热设计需求分析

目前，高轨卫星主要以通信卫星为主，但随着天线技术的不断发展以及卫星本身的功能需求，在高轨卫星上配置GNSS天线以实现稳定可靠的位置、速度信息已成为卫星发展的趋势。然而地球同步轨道空间热环境较恶劣，外热流变化剧烈，需要对星外GNSS天线进行单独的热设计。

1.1 GNSS天线的组成及温控要求

GNSS天线是卫星有效载荷的组成系统之一，包括12个天线阵元、圆形框架、盖板及SMA型插座组成，安装在卫星的+Z对地面。12个小单元阵列可分为辐射单元、辐射腔体、馈电网络板等几个模块，结构如图1所示。

天线本身没有热耗，工作温度可适应-35～+110 ℃。虽然天线可适应的工作温度范围较宽，但适宜的工作温度、更窄的温区无疑对天线本身性能及热变形的影响都会更小，因此本文重点研究如何采取更优化的热控方案使GNSS天线尽可能工作在适宜的温度范围。

1.2 需求分析

GNSS天线是应用于高轨卫星中的地球同步轨道卫星上的，从卫星发射起，天线随卫星一同经历以下几个不同的热环境阶段：发射前准备阶段、主动段、转移轨道、准地球同步轨道及同步轨道。

发射前和主动段，天线均位于整流罩内，且时间很短，可保证天线处于适宜的温度范围内。

转移轨道卫星轨道高度36 000 km，-Z轴指向太阳，天线所在的+Z面没有太阳热流，同时地球红外辐射和地球反照的影响可以忽略不计，因此为低温工况，此时主要靠主动控温来保证天线不超工作温度下限。

卫星定点后，运行在36 000 km高度的地球同步轨道上，卫星受到的地球辐射和地球反照加热均可忽略不计，影响卫星温度变化的外热源是太阳辐射。天线安装在星体外表面，直接受空间外热流的影响，空间外热流的变化很大[7]。天线所在的对地面外热流在分点和至点一天内的变化曲线如图2、图3所示。

图2 分点对地面太阳直接入射外热流变化曲线

图3 至点对地面太阳直接入射外热流变化曲线Fig.3 Direct incident flux curve of the solstices on earth deck panel

由于天线自身的外形结构较复杂，加上星体及星外部件之间的相互遮挡，导致天线的外热流复杂，变化剧烈，这也将导致天线的温度变化剧烈。因此，必须采取措施减小天线的温度变化幅度和梯度，控制在其能承受的范围内。

2 热设计方法与原理分析

2.1 热设计方法

星外天线一般采取与整星隔热的方式单独考虑热控措施。这种设计优点是界面清晰，星外部件不会影响整星温度水平，但对某些星外载荷，会导致在轨温度变化范围大，为缩减高低温差，就需要更多的资源保障。

基于GNSS天线本身构型、尺寸大小和安装位置，本文提出一种GNSS天线与整星一体化热耦合设计方法，将天线与整星协同热设计，形成封闭腔辐射换热系统，从而进一步缩减天线在轨高低温差，为整星节约能源，具体措施如下。

(1)一体化设计。在对地板天线安装位置开出与天线同等大小的圆洞，将天线“镶嵌”在对地板，与对地板成为一个整体，天线正面面对冷空间，背面面对整星载荷舱内部，天线背面与整星内部形成一个封闭腔辐射换热系统。

(2)热控涂层设计。在天线正面喷涂高发射低吸收的ACR-1白漆，用以削弱太阳外热流的影响，降低高温工况温度；背面黑色阳极氧化，强化与载荷舱内部的热交换。

(3)主动控温设计。为避免天线温度过低及对天线周边推进管路的影响，设计了两主两备共4路补偿加热回路，每路功率15 W，总计60 W。

2.2 原理分析

在任一时刻t，天线的能量收支平衡方程为

Q0+Qh+Qs+Qrad-in=Qrad-out

(1)

式中：Q0为天线本身热耗，Qh为加热器热量，Qs为吸收的太阳外热流，Qrad-in为天线吸收的整星内部的辐射热量，Qrad-out为天线向外辐射的热量，包括向整星内部和冷空间辐射。

如果从封闭腔辐射换热系统角度考虑，式(1)又可以表达为

Q0+Qh+Qs+Φ1=Qrad-space

(2)

式中：Φ1为天线背面在所处的封闭腔内的净辐射换热量，属于多表面系统辐射换热的计算，Qrad-space为天线正面向冷空间辐射的热量。将式(2)展开[8]，即

(3)

式中：T为天线温度，S为太阳常数，α为天线正面白漆的太阳吸收率，A为天线的表面积，θ为阳光与对地面的夹角，Eb1为天线背面的黑体辐射力，J1为天线背面的有效辐射，ε1为天线背面黑色阳极氧化的发射率，ε2为天线正面白漆的发射率。

有效辐射可计算得

(4)

式中：X1,j为天线背面对封闭腔内各面的角系数。

由于整星舱内温度相较于星外天线一般变化范围较小，温度适中，通过此设计，由式(2)、(3)、(4)可知：高温工况某一时刻，Q0与Qh均为0，Qs为定值，Φ1为负值，即天线可通过与舱内设备的辐射热交换将热量传至舱内；另一方面可利用高发射低吸收的ACR-1白漆涂层将热量辐射至冷空间，从而进一步降低天线温度；低温工况某一时刻，Q0为0，Qh与Qs为定值，Φ1为正值，即天线与舱内设备通过辐射热交换，将舱内热量传递给天线，在Qrad-space一定的情况下，减少星上主动控温所消耗的能源。

3 热分析及在轨验证

3.1 热分析验证

为验证热设计的合理性和有效性，对一体化耦合设计和隔热设计两种设计方法分别进行了热仿真分析。根据天线构型、材料、表面参数，按照几何等效和热等效原则进行了适当简化；作为对设计方法的验证，模型只考虑舱板温度对天线的影响，忽略舱内设备的影响。使用I-DEAS/TMG软件建立了GNSS天线热分析仿真模型，如图4所示，共划分3317个网格单元。

本节共分析了3个工况，包含在轨的低温工况和高温工况，同时结合卫星实际在轨状态分析了在轨初期冬至的情况，作为验证工况。分析结果见表1，图5为验证工况下2个轨道周期内的天线温度变化曲线。

图4 GNSS天线热分析仿真模型

表1 GNSS天线热仿真分析结果

注：η为热机效率。

图5 验证工况下GNSS天线温度周期变化曲线Fig.5 Temperature variation curves of verification condition

由表1仿真分析结果可见：

(1)各工况下的天线最高温度，耦合设计均低于隔热设计，寿命末期冬至最高温降低6.7 ℃。由于两种设计方法的低温均由主动控温保证，控温阈值相同，因此耦合设计方法达到了缩减高低温差的目的。

(2)随着末期舱温的升高，耦合设计舱温对天线的辐射热影响越来越大，加之末期白漆吸收率的退化，天线吸收更多的太阳外热流，综合因素下，加热器的占空比不断减小，每个轨道周期内耦合设计对于能源的消耗显著小于隔热设计。末期冬至加热器占空比减小35.8%，每个轨道周期能源消耗减小928 kJ。因此越到末期耦合设计对于能源消耗的优势相较隔热设计愈发明显。

3.2 在轨验证

图6为采用一体化耦合设计、天线实际在轨初期冬至点附近、两个轨道周期的温度变化曲线，与热分析结果一致性较好。从图6中可以得到，天线最高温度为45.460 ℃，高于验证工况5.2 ℃，可见，舱内设备对天线温度的热影响较为明显。

图6 GNSS天线在轨初期冬至温度曲线Fig.6 Temperature variation curves of winter solstice bol on orbit

4 结束语

本文针对高轨卫星星载GNSS天线，提出了一种高轨星载GNSS天线与整星平台一体化热耦合的设计方法，将天线与整星协同热设计，形成封闭腔辐射换热系统。通过与传统隔热设计方法进行分析比较，各工况下的天线最高温度，耦合设计均低于隔热设计，即耦合设计方法也达到了缩减高低温差的目的；随着末期舱温的升高，耦合设计加热器的占空比不断减小，每个轨道周期内耦合设计对于能源的消耗显著小于隔热设计，即耦合设计方法达到了节省整星资源的目的。设计结果通过在轨实测进行了验证，所提出的GNSS天线热控设计方法也同样适用于高轨同类型天线。随着星外载荷对温度的要求越来越高，一体化设计的思路可以更好的做到总体最优，但对于大热耗或尺寸较大的星外载荷，也应评估对整星舱内设备的热影响。