空間光學遙感器熱設計

楊獻偉，吳清文，李書勝，江 帆，李志來

（1.中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033；2.三一重機有限公司，江蘇昆山215300）

空間光學遙感器熱設計

楊獻偉1，吳清文1，李書勝2，江 帆1，李志來1

（1.中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033；2.三一重機有限公司，江蘇昆山215300）

為了保證空間光學遙感器所需溫度條件，本著被動熱控為主、主動熱控為輔的原則對其進行了熱設計。首先，分析了遙感器在軌工作模式，建立了遙感器外熱流計算模型，根據遙感器各面外熱流變化，確定了3個極端工況。然后，以對日低溫工況熱設計為主對遙感器進行了熱設計。最后，對熱設計進行了熱仿真分析和熱試驗驗證。結果表明：鏡組溫度水平可控制在（18±1.5）℃，且滿足軸向溫差要求；CCD器件溫度變化為18～26℃，相鄰軌道無溫度累加。該熱控設計方案可行，可對其它低能量、大窗口空間光學遙感器的熱設計提供借鑒。

光學遙感器；熱設計；熱仿真；CCD

1 引 言

航天器運行在外太空，受外部熱環境劇烈變化的影響，在最壞情況下，航天器部件溫度變化值可達±150℃［1］，對于大部分星上儀器來說，在這樣大幅度的溫度漲落下是無法工作的。空間光學遙感器作為衛星有效載荷，對溫度水平和溫度梯度有著更加苛刻的要求。實際上為了在安裝時節省資源，大型空間光學遙感器多直接搭載在衛星平臺上，裸露在外太空［2］，這樣遙感器在軌工作受惡劣內外熱環境的影響極大，極易使結構件產生溫度載荷，從而導致結構件產生熱應力和熱變形，并且使結構件間的尺寸穩定性遭到破壞，從而影響成像質量。

文獻［3］對不同溫差對光學系統的影響做了較為全面的研究，文獻［4］對空間光學遙感器的環境適應性和熱控設計做了大量的研究工作，提供了豐富的經驗。文獻［7］通過空間光學遙感器熱分析得到了空間熱狀態，提出了指導熱設計和熱試驗方案。本文對一個運行于低軌道上的光學遙感器進行了熱設計，它具有低外熱流和低功耗供給的特點，熱分析和熱試驗結果表明文中的熱設計滿足遙感器對溫度的要求。

2 遙感器簡介

2.1 遙感器結構及工作模式

遙感器安裝在衛星平臺上，暴露在外太空，如圖1所示，+X向安裝太陽帆板。遙感器采用離軸三反光學系統，由主鏡、次鏡、三鏡、調焦鏡和CCD器件組成。主體由前框架和后框架構成，前框架安裝次鏡和調焦鏡，后框架安裝主鏡、三鏡和焦面盒，前后框架由6根碳纖維桿聯接，在主體外包碳纖維蒙皮。蒙皮尺寸為800 mm×550 mm× 840 mm，遮光罩窗口尺寸為375 mm×310 mm，太陽帆板面積為0.570 m2，太陽吸收率αs=0.92，紅外發射率ε=0.82，光電轉化率為15％。

遙感器運行于260 km的太陽同步軌道，軌道傾角為95.5°，軌道偏心率為0，降交點地方時為10：00 AM。遙感器在軌不工作時帆板對日定向，稱為對日模式，工作時入光口轉為對地定向，稱為對地模式，每軌工作約10 min。

圖1 遙感器安裝位置示意圖Fig.1 Location sketch of remote sensor

2.2 熱設計約束

總體給定衛星平臺溫度為0～30℃，主動功耗為50 W，焦面組件功耗為13.62 W。遙感器主要溫度指標包括：溫度水平（18±2.5）℃，光學組件溫度（18±1.5）℃，主、次鏡溫差≤1℃，主、三鏡溫差≤1℃，CCD溫度水平15～30℃。

3 熱工況分析

進行熱設計前，首先要認真分析熱狀態，或稱熱工況，選定的熱設計工況應滿足：只要遙感器溫度在各設計工況均滿足要求，就能確信遙感器在所有的工況都將處在規定的溫度范圍內［8］。

3.1 熱環境分析

遙感器在軌運行時，從宇宙空間、衛星載荷吸收的熱量與遙感器自身產生的熱量之和，應等于遙感器向自身外界排出的能量與遙感器內能變化之和，這個條件確定了遙感器在軌溫度水平。

與遙感器有熱交換的邊界包括衛星平臺和太陽帆板，吸收外熱流主要包括太陽直射、地球陽光返照和地球紅外輻射。太陽常數為1 367 W/m2，隨日地距離在1 322～1 414 W/m2變化，遠日點最小，近日點最大。地球 -大氣平均反射率 ρ= 0.3，地球紅外熱流取0.25·S（1-ρ），S為太陽常數。內熱源包括 CCD及驅動板，功耗為13.2 W（調焦電機和調偏流電機因功率小、工作時間短而被忽略）。

3.2 外熱流分析

由于遙感器運行軌道為太陽同步軌道，遙感器在軌運行以對日模式為主，軌道β角變化對遙感器外熱流影響較小。本文用I-DEAS/TMG建立了遙感器外熱流計算模型，分析了遠日點對日模式和近日點對地模式遙感器各面及太陽帆板外熱流變化，如圖2、圖3所示。表1為平均到達外熱流統計表。

圖2 遠日點對日模式各面到達外熱流Fig.2 All surface heat flux under sun-oriented work pattern on aphelion

圖3 近日點對地模式各面到達外熱流Fig.3 All surface heat flux under earth-oriented work pattern on perihelion

表1 各面平均到達外熱流

Tab.1 Average flux on each surface （W/m2）

表面 遠日點對日模式 近日點對地模式太陽及地球返照熱流 地球紅外輻射熱流 太陽及地球返照熱流 地球紅外輻射熱流+X 0.42 1.86 1.41 2.51 -X 84.82 88.81 281.23 98.89 +Y 50.72 76.42 41.82 93.80 -Y 26.19 75.81 184.02 90.21 +Z 41.81 87.30 124.13 226.04 -Z 13.20 19.70 44.50 0

從遙感器外熱流看出，對日模式下太陽帆板阻擋了能夠到達遙感器本體的陽光直射熱流，遙感器僅獲得少量陽光返照，遙感器各面紅外熱流變化劇烈，但峰值僅為200 W/m2；對地模式下，除太陽帆板和-X面因有短暫的太陽直射熱流，外熱流變化較為劇烈外，其它各面外熱流較小，各面地球紅外熱流穩定，最大值在 +Z面為226 W/m2。綜合比較，遙感器±Y面熱流小且穩定，適合設置散熱面。

式（1）為平面在空間的熱平衡方程，平面一側設為絕熱面，其中A為該平面表面積，αs為太陽吸收率；S為太陽直射和地球反射平均熱流，εe為紅外發射率，Ee為地球紅外平均熱流，σ為斯特藩-玻耳茲曼常數，T為平衡溫度。

利用式（1）分別計算得-X面在兩種工況下平衡溫度分別為：-55.3℃，-21.4℃（αs= 0.39，εe=0.85）；+Z面平衡溫度為 -54.7℃，7.1℃（αs=1，εe=1）。遙感器在軌處于低能量狀態，特別是入光口，因面積大，且無法用多層組件包覆，相當于一個大面積散熱面，因此熱設計以保溫為主。

太陽帆板外熱流變化劇烈，在遠日點對日模式下，陽照區陽光和地球陽光返照、地球紅外輻射熱流平均值為1 377 W/m2和34.66 W/m2，陰影區僅有地球紅外輻射熱流，平均值為156.3 W/m2。以公式（1）計算太陽帆板溫度（去除光電轉換太陽能），陽照區為123.3℃，陰影區為-44℃（αs=0.92，εe=0.82），因此，這里要將遙感器本體與太陽帆板進行熱隔離，以減小帆板溫度波動對遙感器本體的影響。

3.3 熱工況

忽略遙感器表面涂層性能變化的影響，影響各工作模式外熱流大小的因素歸于太陽常數變化。規劃了3個極端工況：對日低溫工況、對日高溫工況和對地高溫工況。

對日低溫工況：太陽帆板對日定向，衛星平臺溫度取0℃，內熱源不工作，取遠日點軌道，太陽常數取1 322 W/m2，陽光返照率取0.3，地球紅外輻射取231 W/m2。

對日高溫工況：太陽帆板對日定向，衛星平臺溫度取30℃，內熱源工作，取近日點軌道，太陽常數取1 412 W/m2，陽光返照率取0.3，地球紅外輻射取247 W/m2。

對地高溫工況：太陽帆板對地定向，衛星平臺溫度取30℃，內熱源工作，取近日點軌道，太陽常數取1 412 W/m2，陽光返照率取0.3，地球紅外輻射取247 W/m2。

綜上所述，遙感器在軌處于低能量狀態，取對日低溫工況作為熱設計工況，并對熱設計結果進行仿真分析，檢驗是否滿足其它兩個極端工況。

4 熱設計

遙感器熱設計的目的就是通過控制遙感器內外熱交換來滿足遙感器對溫度的要求。遙感器熱設計是以軌道參數、工作模式、遙感器結構特點、設備布局等為輸入條件，以控制設備溫度水平和溫度變化速率為目的，在熱控系統重量和電加熱功率等限制條件下，設計出高可靠度的熱控系統的過程。設計力求簡單可靠，盡量采用成熟可靠的熱控制技術、材料和實施工藝，以被動熱控為主，主動熱控為輔。4.1 遙感器本體熱設計

圖4 太陽帆板支架Fig.4 Modal of solar panel′s support

熱隔離：為減少外熱流和空間冷黑環境對遙感器本體溫度的影響，縮小遙感器在軌道陰影區和日照區溫度差異，除入光口外，在遙感器本體外表包覆20單元多層隔熱組件。對能夠引起遙感器溫度波動的熱邊界進行隔熱，以太陽帆板為例，太陽帆板與遙感器本體之間采用了大熱阻的柔性支架（圖4）聯接，并使用兩層聚酰亞胺墊安裝，同時為減小安裝支架溫度波動，在支架外也包覆多層隔熱組件。

熱控涂層：為實現遙感器內部溫度均勻性，在遙感器蒙皮上噴黑漆，要求ε＞0.85，結構件內表面均作氧化發黑處理，要求ε＞0.85。

主動加熱：為維持遙感器溫度水平和減小遙感器不同部位的溫度梯度，在碳纖維蒙皮外側及前后框架設置了加熱區，采用高精度熱敏電阻和電加熱片進行閉環控制。

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多層組件原子氧防護：遙感器運行在260 km低地球軌道上，遙感器表面材料會受到高密度原子氧的剝蝕和氧化。為了防止原子氧對多層材料的侵蝕，選擇一種玻纖聚四氟乙烯材料（β布）作為其防護層。β布是一種長壽命空間飛行器上使用的熱控材料，基于玻璃纖維對底層材料的保護作用［10］，在空間環境中可以抵抗原子氧剝蝕［9］。這里取太陽吸收率 αs=0.39，紅外半球發射率εH=0.85。

4.2 遮光罩熱設計

窗口通過兩種途徑散熱：一是遙感器本體通過窗口向外輻射熱量；二是通過遮光罩以輻射方式向外太空散熱，只有后者輻射熱量可調。式Q=FAεσT4為熱輻射公式，通過減小散熱面積A和溫度T的措施來減小散熱。反映在熱控措施上表現為：1）光闌之間的遮光罩內側貼5單元多層隔熱組件，多層面膜使用黑膜；2）在遮光罩下面的蒙片上貼加熱片，對其進行熱補償。

4.3 遙感器鏡組熱控

鏡組作為光學系統重要的組件，具有較高的溫度敏感性，由于對溫度水平和溫度梯度有較高要求，本文結合鏡組材料和結構特點對其進行了熱設計。

反射鏡材料為碳化硅，有較好的熱穩定性和溫度均勻性，能夠保證溫度變化引起的熱變形較小。另外反射鏡采用柔鉸支撐結構，框架變形引起的鏡組變形較小。為保證遙感器工作時鏡組溫度水平和軸向溫差滿足要求，在主鏡和三鏡鏡罩背面及次鏡和折疊鏡背部蒙皮外側貼聚酰亞胺電加熱膜，采用熱輻射的方式進行溫度補償。圖5為主鏡及其鏡罩模型。4.4 遙感器CCD焦面組件散熱

圖5 主鏡和鏡罩模型Fig.5 Modals of primary mirror and cover

CCD是光學遙感器的成像元件，也是重要的內熱源，其熱設計結果直接關系到成像質量，如何保證其滿足溫度指標，是光學遙感器熱設計的重點。CCD器件的熱控一般通過熱疏導和熱補償等措施進行。本遙感器CCD功耗較小，工作時間短，熱量由焦面盒等本地部件消耗，并通過焦面盒輻射給遙感器，圖6為CCD焦面組件傳熱路線圖。

圖6 CCD焦面組件散熱邏輯通道示意圖Fig.6 Sketch of path for heat dissipation of CCD assembly

5 熱仿真和熱試驗

5.1 熱仿真分析

根據熱設計采用的熱控措施所得到的主要分析參量見表2，用I-DEAS/TMG軟件建立了遙感器熱仿真分析模型，以3.3節確定的3個極端工況作為輸入條件，進行穩態分析。圖7為對日低溫工況鏡組溫度場，鏡組溫度水平及溫差滿足要求。同時對其它兩個工況進行了分析，分析結果均滿足要求。

表2 主要分析參量Tab.2 Main parameters for simulation

圖7 鏡組溫度場Fig.7 Temperature field of mirrors

5.2 熱試驗

為驗證熱設計的正確性和有效性，在ZM4300空間模擬器中進行了熱平衡試驗，如圖8所示。試驗真空度優于1.3×10-3Pa，熱沉溫度低于100 K。對衛星平臺、太陽帆板通過貼電加熱膜進行溫度模擬，用紅外加熱籠模擬外熱流。

圖8 真空罐內遙感器、紅外加熱籠等布局結構Fig.8 Layout of remote sensor，infrared cage，et al.in vacuum vessel

試驗分3個工況進行，分別為對日高、低溫工況和對地高溫工況。表3為試驗結果，從表中可以看出，各工況下關鍵部件溫度都在（18± 1.5）℃，主鏡與次鏡溫差≤1.0℃；主鏡與三鏡溫差≤1.0℃滿足溫度指標。同時CCD焦面溫度為17～26℃，滿足使用要求。

表3 遙感器在各工況下熱試驗結果Tab.3 Test results of remote sensor under each condition （℃）

CCD組件瞬態試驗：為了保證CCD組件溫度在遙感器工作期間能夠在指標內，在對地高溫工況平衡后，模擬遙感器工作時CCD組件溫度變化，遙感器每軌工作10 min。如圖9所示，CCD最高溫度為26℃，焦面盒最高溫度為23℃。

6 結 論

為了保證遙感器熱控系統在軌工作的溫度水平和溫度梯度，本文根據遙感器工作模式，分析了遙感器外熱流變化，確定了3個極端工況，以保溫為目標，對遙感器進行了熱設計。

通過熱分析和熱平衡試驗驗證了熱控方案的可行性。試驗結果表明：熱設計均能滿足遙感器溫度指標：光學鏡組組件溫度可控制在（18± 1.5）℃，主鏡與次鏡溫差≤1℃，主鏡與三鏡溫差≤1℃；遙感器工作時CCD器件溫度變化為18～26℃，相鄰軌道無溫度累加。

圖9 遙感器工作時CCD及焦面盒溫度曲線Fig.9 Temperature curves of CCD and focal plane box when remote sensor works

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Thermal design of space optical remote sensor

YANG Xian-wei1，2，WU Qing-wen1，LI Shu-sheng2，JIANG Fan1，LI Zhi-lai1

（1.Changchun Institute of Optics，Fine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China；2.Sany Heaυy Machinery Co.，Led.，Kunshan 215300，China）

In order to maintain the temperature of a space optical remote sensor in orbit，a thermal control system was designed according to a thermal control strategy that was based on the passive thermal control and aided with the active thermal control.Firstly，based on the work patterns of the space optical remote sensor，a modal for its flux calculation was established.Three extreme conditions were confirmed after analysis on the thermal flux and temperature boundary conditions of the sensor.Then，thermal design was concentrated on the sun-oriented work pattern in a low-temperature condition primarily.Finally，the thermal simulation and thermal test for thermal control system were performed.Simulation and test results show that the temperature fluctuations of mirrors are at（18±1.5）℃ and the axis temperature difference meets the requirements of the optical system.The temperature of CCD device can be controlled between 18℃ and 26℃.The results demonstrate that the thermal design is feasible and these experiments can provide a reference for the thermal design of other optical remote sensors with low energies and big optical windows.

optical remote sensor；thermal design；thermal simulation；CCD

2010-10-12；

2011-12-13

TP73；V445.8

A

1674-2915（2011）02-0139-08

楊獻偉（1983—），男，河南安陽人，碩士，主要從事空間光學遙感器熱設計及熱分析方面的研究。E-mail：yangxianwei521@163.com