王珊珊，陈 丽，张丽新，裴 佩，代铭秋，蒋 茜

（上海卫星装备研究所，上海 200240）

0 引言

地球轨道上运行的航天器主要接受3 部分的热能输入：太阳的直射能量、地球及其大气反射的太阳能和地球红外辐射能，三者统称为空间外热流。为充分验证航天器在轨运行情况，需在地面试验中模拟航天器在轨外热流环境，主要模拟方法包括入射热流模拟法及吸收热流模拟法[1]。当前国内多采用吸收热流模拟法（利用红外加热笼、板式加热器、贴片式电阻加热器及红外灯阵等）进行地面真空热试验[2]。随着航天器构形的日趋复杂和多样化，例如具有热光效应的光学载荷卫星、具有多次反射效应的复杂星外部件及具有特殊表面性能的卫星的出现，传统的吸收热流模拟法将无法满足这些航天器的动态外热流模拟需求。而太阳模拟器具有较好地模拟太阳辐照环境及其效应的能力，能较真实地模拟外层空间太阳光谱分布，并有较高的准直性，其作为可控的室内模拟太阳光源得到了广泛的应用[3]。

美国是最早研制太阳模拟器的国家，建立了SS15B 太阳模拟器。欧空局在ESTEC 大型空间环模设备上建立了大型太阳模拟器，日本筑波空间中心在大型空间环境模拟器设备上配置了大型太阳模拟器，俄罗斯建有两2 套大型太阳模拟器[4-5]。我国现在拥有KM6 及Y1H 等系列太阳模拟器[6]。未来型号具有更大视角光学相机，需要太阳模拟器在地面热试验时提供更大的辐照面尺寸。而太阳模拟器系统建造完成后其辐照面尺寸是一定的。为满足日益增大的辐照范围需求，入射热流模拟法与吸收热流模拟法相结合的组合热流模拟方法应运而生。

NASA 探索项目火星探测器巡航阶段的试验，要求模拟施加在稳定旋转状态航天器上的太阳辐照热负荷，此时航天器偏离太阳入射光的角度在0°到60°之间。在距离太阳相同距离的情况下，不同的角度会导致最严酷的热环境出现在航天器的不同区域。传统方法难以满足这一模拟需求，而采用红外灯阵与太阳模拟器组合的方法较好地完成了该项试验中对航天器远离太阳的动态热环境的模拟。同时，由于红外灯阵的加入，使得对太阳模拟器辐照面直径的要求由5.7 m 减小到3.1 m[7]。

本文针对某型号光学载荷不同区域对高精度热流模拟的需求，采用红外灯阵配合太阳模拟器的模拟外热流加载方案进行真空热试验。但2 种热流同步施加会形成部分区域热流重叠，同时太阳模拟器输出为瞬态热流，导致热流重叠区域随时间发生变化，因此必须采取有效措施解决两者相互干扰的问题，以提高地面热试验模拟的准确度。

1 某载荷组合热流模拟方案设计

选取某型号载荷为研究对象，其太阳光受照面直径为2.5 m，而真空热试验所用太阳模拟器辐照面直径为1 m，因此需采用组合热流模拟方法来降低对辐照面直径的要求。遮光罩内为光学系统，在轨受太阳照射影响，其三轴反射镜易形成光路汇聚及热量聚焦。传统热流模拟方法（红外灯阵或红外加热笼）无法准确模拟其外热流，因此采用太阳模拟器进行热流模拟。载荷散热面在轨受低热流影响，利用红外灯阵遮挡系数小的优点可准确模拟其外热流。图1 为某载荷真空热试验外热流模拟方案示意图，照射在遮光罩表面及进入光学系统内部的外热流均通过太阳模拟器来实现，并通过运动模拟器的水平转动来模拟阳光每日自东向西的入射角度变化，通过调节运动模拟器的俯仰角度来模拟阳光随季节发生的南北倾角变化；同时在散热面（北冷板及散热北板）采用红外灯阵进行外热流模拟。

图1 某载荷真空热试验热流模拟方案Fig.1 Schematic diagram of satellite payload in thermal test

2 组合热流模拟干扰分析及抑制

试验中载荷通过运动模拟器与模拟太阳光之间形成不同夹角以实现瞬态热流模拟，但红外灯阵随运动模拟器一起运动（参见图1），其位置相对载荷固定不动，因此需要分析太阳光与红外灯阵间的热流重叠及干扰情况。

2.1 热流重叠分析

本文研究的型号在轨正常工作时太阳光与卫星载荷之间的夹角在±8.8°区间为地影区。热试验中，运动模拟器摆动角为±60°，可模拟太阳光与载荷间光角在±60°之间的变化。因此，选取+60°、+9°、-9°及-60°共4 个极限光角研究太阳光与载荷位置关系，如图2 所示。

图2 不同太阳入射角下载荷受照情况Fig.2 Irradiation on the satellite payload atdifferent solar angles

由图2 可见：太阳光角从+60°变换至+9°的过程中，载荷上的太阳辐照面由遮光罩右侧转至全覆盖遮光罩，同时在2 个散热面出现与红外灯阵热流的辐照重叠区；太阳光角从-9°变换至-60°的过程中，载荷上的太阳辐照面由全覆盖遮光罩转至遮光罩左侧，在散热北板上的辐照重叠区面积也相应改变。

通过简化载荷模型及应用热分析软件，仿真得到在+60°、+9°、-9°及-60°这4 个极限太阳光角下载荷遮光罩和散热面的温度场分布情况（仿真过程不考虑内热源及壳体外热流），如图3 和图4 所示。

图3 不同太阳入射角下载荷遮光罩温度分布情况Fig.3 Temperature distributions of satellite payloads at different solar angle

图4 不同太阳入射角下载荷散热面温度分布情况Fig.4 Temperature distributions of satellite payloads at different solar angles

根据热分析结果发现：由于各表面的相互遮挡及太阳入射角的变化，载荷表面温度分布极不均匀且变化非常剧烈；随着光照角度的变化，遮光罩上的最高温出现在不同位置，散热面上温度出现相应变化。如表1 所示：随着太阳入射角从+60°变换至+9°，太阳光的覆盖区域增加，2 个散热面温度上升；经过+9°至-9°的地影区后，入射角从-9°变换至-60°时太阳光的覆盖区域减小，2 个散热面温度下降。

表1 不同太阳入射角下的散热面温度Table 1 Temperature on radiator surface at different solar angles

2.2 热流干扰抑制

在轨运行时散热面的外热流为低热流，热试验时通过红外灯阵进行相应的热流模拟与施加，表2所示为散热面上施加的红外热流模拟值。

由2.1 节的重叠热流分析可知，太阳辐照对散热面热流的影响随太阳入射角的变化而变化，为抑制其对散热面外热流的干扰，须增加遮光挡板。辐照重叠区出现在太阳模拟器与红外灯阵相互作用区域，为排除两者干扰，且不影响遮光罩及光学系统的热流施加，根据散热面上辐照重叠区的最大尺寸在散热面的太阳入射光路上设置遮光挡板，位置参见图5 中的绿色区域。遮光挡板为镜面铝合金材料，迎光面涂覆吸光涂层，背光面设置多层隔热组件，可有效降低遮光挡板反照作用对遮光罩的影响，减小挡板温度对载荷热影响。由图5 可以看出，增加遮光挡板后，2 块散热面在+60°至-60°的太阳入射角范围内可以免受太阳辐照影响。

表2 散热面上红外灯阵外热流模拟值Table 2 Simulated heat flux on the radiator surface by infrared lamp array

图5 不同太阳入射角下遮光挡板的遮挡效果Fig.5 Effect of light shield at different solar angles

3 试验验证及分析

应用组合热流模拟方法进行载荷热试验，试验结果如图6 所示。在北冷板、散热北板和遮光罩典型位置分别粘贴热电偶，测量这3 个区域在1 个轨道周期内温度变化情况。

图6 1 个周期内载荷不同区域的温度变化Fig.6 Temperature on the satellite payloads during one orbital period

由图6 可以看出，在1 个轨道周期内，遮光罩温度分布极不均匀，且随着太阳光角的变化，最高温度出现在不同位置。太阳光角由+60°变换至+9°，遮光罩同一位置的最大温差达88.2 ℃。太阳光角由+60°变换至+9°及从-9°变换至-60°时，北冷板及散热北板温度基本保持稳定。在+9°～-9°的地影区，载荷整体温度下降，出地影后温度恢复。太阳光角由+60°变换至+9°，有遮光挡板时北冷板和散热北板同一位置的最大温差分别为0.75 ℃和1.34 ℃，而无遮光挡板仿真结果中的北冷板与散热北板同一位置的最大温差分别为12.63 ℃和13.98 ℃。可见，增加遮光挡板后最大温差明显缩小，分别为无遮光挡板时的5.93%和9.58%，说明增加遮光挡板有效抑制了重叠热流的干扰。

4 结束语

本文将组合热流模拟方法应用于某载荷热试验，在光学系统区域采用太阳模拟器进行入射热流模拟，在散热面采用红外灯阵进行吸收热流模拟，并针对2 种热流施加重叠情况，增加遮光挡板进行热流干扰的抑制。试验结果表明，增加遮光挡板后散热面同一位置最大温差为无遮光挡板时的5.93%及9.58%，干扰抑制措施有效，组合热流模拟方法可行。

本方法可解决高成像精度卫星复杂光学载荷、尺寸日益增大的星外部件等对地面热试验高精度热流模拟与有限太阳模拟器辐照面之间的矛盾，通过分析特定载荷在轨热流情况，充分利用入射热流模拟法与吸收热流模拟法特点，在地面热试验时通过设置遮光挡板精确区分热流施加区域并有效减少两者干扰影响，可保证热流模拟精度。