某空間光譜成像儀熱管理初析

申春梅 李春林 高長春

（北京空間機電研究所，北京 100076）

1 引言

某空間光譜成像儀（以下簡稱成像儀）作為我國第二代從可見光到熱紅外光譜范圍的星載多光譜成像儀，能夠獲得覆蓋可見多光譜、中短波紅外以及長波紅外在內的較高空間分別率的多譜段圖像數據，將在我國環境監測及資源調查等應用領域發揮重要作用。成像儀在軌工作時，其溫度會受到冷黑空間背景、軌道外熱流（太陽直射、地球紅外、地球反照）以及成像儀上發熱設備（內熱源）的影響[1-4]，進而影響到成像儀的結構穩定性和成像性能，因此，熱控設計是成像儀在軌性能的決定性因素之一。而內熱源作為遙感器內部發熱設備，熱設計時必須采取合適熱控措施對其熱耗進行疏導和控制，否則，不但設備本身溫度無法滿足降額要求，出現燒壞等問題，也會對其周圍環境造成不利影響。

成像儀配置有可見光、中短波紅外、長波紅外等多組焦面視頻處理器以及2臺脈沖管制冷機，這些設備是成像儀主要內熱源，分散布置于成像儀內部狹小空間，總熱功耗362W，且控溫要求差異大，制冷機控溫要求在10℃以下，視頻處理器要求不超過45℃，光學鏡頭組件及其安裝結構件則要求室溫水平。成像儀內熱源的大熱耗和制冷機的低溫要求，使成像儀散熱面面積需求很大且功耗資源緊張，給熱設計帶來困難，本文基于熱管理理念[5-7]，圍繞控制內熱源散熱面面積、利用內熱源熱耗對成像儀主體進行保溫從而節省主動控溫功耗這兩個原則，解決成像儀內熱源熱設計難題。

2 成像儀內熱源

為完成在軌多光譜成像任務，成像儀上布置有中短波紅外探測器、長波紅外探測器和可見光焦面組件，與各探測器配套的電子設備有中短波紅外視頻處理器、長波紅外視頻處理器和可見光視頻處理器，成像儀系統簡圖如圖1所示（黃色部分為成像儀主要內熱源）。中短波紅外探測器工作溫度要求80K，長波紅外探測器工作溫度要求60K。為此，成像儀主體上布置2臺脈沖管制冷機，分別用于中短波紅外探測器和長波紅外探測器焦平面的制冷。

在結構布局上，成像儀內熱源與光學鏡頭組件同處在成像儀外罩內，與光學鏡頭組件共用安裝底板和支撐結構；在溫度要求上，兩臺制冷機熱端和壓縮機分別是-40℃～0℃和-40℃～10℃，視頻處理器盒體-10℃～45℃，光學鏡頭組件及其支撐結構件則要求在20℃±2℃的水平；在工作熱耗上，兩臺制冷機工作峰值熱耗共計295W，3臺視頻處理器熱耗分別為17W、25W和25W。

圖1 成像儀系統簡圖Fig.1 Diagram of imager system

3 內熱源熱設計思路

3.1 內熱源熱控任務特點及難點

成像儀外罩、底板、光學鏡頭支架等主體結構溫度要求20℃附近，成像儀內熱源處在由外罩和底板圍成的空間內，且與光學鏡頭組件共用固定支架和安裝底板，制冷機熱端溫度要求-40℃～0℃，制冷機壓縮機溫度要求-40℃～10℃，上限均低于20℃的安裝環境溫度，因此，必須對制冷機配備空間輻射散熱面進行散熱。3臺視頻處理器盒體溫度要求-10℃～45℃，上限雖然高于20℃，但初步計算結果表明（詳見表1），在20℃環境溫度下，僅有輻射換熱、無其它散熱措施的條件下，視頻處理器盒體在軌高溫溫度已接近45℃，不僅視頻處理器本身高溫溫度與高溫限之間的余量不大 ，其高溫水平也會對其周圍光學鏡頭組件的溫度造成不良影響。因此，從傳統熱設計思路看[8-11]，視頻處理器也需要配備空間輻射散熱面進行散熱。

表1 室溫環境下的視頻處理器盒體溫度Tab.1 Temperature of video processors at room temperature environment

成像儀衛星平臺運行軌道為太陽同步軌道，+X為飛行方向，+Z為對地方向，飛行過程中無姿態機動和偏轉，軌道升交點地方時為13∶30。在此軌道上運行，衛星+Y面為背陰面，始終不受太陽照射，是布置散熱面的最佳方位，但限于衛星平臺+Y面艙板散熱面資源緊張，成像儀僅能在自身+Y側有限空間內布置散熱面，如圖2所示。成像儀所配置的2臺脈沖管制冷機峰值熱耗達295W，且熱端峰值溫度要求低于0℃，壓縮機峰值溫度要求低于10℃。若散熱面放置在成像儀+Y側，初步估算散熱面需約1.3m2，已把成像儀+Y側散熱面布置空間占滿。若按照傳統熱設計思路，對視頻處理器也配備散熱面，其散熱面則只能布置在成像儀+Z側，+Z面為對地面，地球紅外和地球反照外熱流較大，散熱效率不高，初步估算散熱面需約0.4m2，由此可見，若對制冷機和視頻處理器都配備空間輻射散熱面，成像儀內熱源散熱面需求很大，此外，成像儀內熱源峰值熱耗362W，較大的內熱源熱耗也使成像儀功耗資源緊張。因此，散熱面需求大，散熱面資源和功耗資源緊張是成像儀內熱源熱控任務的特點和難點。

圖2 成像儀星上安裝位置示意圖Fig.2 Deploymentof spectral imageron satellite platform

3.2 基于熱管理理念的熱設計思路

航天器熱管理理念的重要特點是從系統角度出發[5-7]，對航天器有關熱環境和子系統的熱行為進行統一調配與綜合利用，使能量消耗和排散廢熱達到最小程度。為有效解決成像儀散熱面和功耗資源都緊張的特點和難點，可基于熱管理理念，以控制散熱面大小和節省主動控溫功耗為原則，對成像儀內熱源進行熱設計。基于熱管理理念，制冷機與主體結構必須最大程度熱隔離，否則，主體結構（溫度水平20℃）必通過制冷機（制冷機必須散熱，并且溫度水平低于10℃）向外空間漏熱，從而增大維持20℃溫度水平所需的主動控溫功耗。同時，光學系統向制冷機的漏熱，則會增加制冷機散熱面負擔，增大散熱面需求。基于熱管理理念，對視頻處理器應以充分利用其工作熱耗為首要原則，而不是按照傳統熱設計思路對其散熱。在與20℃環境溫度僅有輻射換熱時，視頻處理器盒體溫度并沒超過其溫度上限，且由工作和不工作時的熱耗變化引起的溫度波動也不大（詳見表1），若能在視頻處理器與成像儀主體之間建立合適導熱通路，增大吸收視頻處理器熱耗的熱容，可在拉低視頻處理器溫度水平的同時，利用視頻處理器熱耗對成像儀主體保溫，在一定程度上節省維持成像儀主體20℃溫度水平所需的功耗。

4 基于熱管理理念的成像儀內熱源熱設計

4.1 脈沖管制冷機

基于熱管理理念，需將制冷機與主體結構最大程度的熱隔離，因此需對制冷機采取如下熱控原則：首先，在制冷機安裝面與安裝支架之間墊隔熱墊片，盡量隔斷制冷機和室溫之間的導熱換熱通路；其次，在制冷機其它各表面以及散熱熱管外表面均包覆多層隔熱組件，盡量隔斷制冷機和主體結構之間的輻射換熱通路。此外，在對制冷機進行散熱設計時，還需盡量控制其散熱面大小。

根據散熱面能量守恒，若散熱面單位面積吸收的外熱流密度以及內熱源熱耗一定，散熱面溫度越高，排散相同熱量所需的散熱面面積越小；若內熱源溫度一定，則內熱源與散熱面之間的總熱阻越小散熱面溫度越高。因此，為控制制冷機散熱面面積，應盡量提高制冷機散熱面溫度，同時降低制冷機與散熱面之間的熱阻。制冷機壓縮機溫度上限10℃，熱端溫度上限0℃。從兩者溫度上限看，制冷機壓縮機和熱端應分開散熱，因為分開散熱后，壓縮機散熱面溫度可以高于熱端散熱面溫度，從而節省散熱面面積。

兩臺脈沖管制冷機熱端溫度上限均為0℃，從二者溫度上限看，二者似乎可共用一塊散熱面，但初步熱分析計算結果表明：當60K和80K制冷機熱端分開散熱，散熱面大小分別為0.87m2、0.38m2時，高溫工況下，60K制冷機熱端溫度在軌波動范圍-18.94℃～-2.527℃，80K制冷機熱端溫度在軌波動范圍-13.09℃～-6.265℃；而當兩制冷機共用散熱面，散熱面大小為1.25m2（0.87m2+0.38m2）時，僅80K制冷機熱端溫度在0℃以下波動，而60K熱端溫度則高于0℃。這是因為，內熱源與散熱面之間的溫差與內熱源熱耗成正比，60K制冷機熱端熱耗遠大于80K制冷機熱耗（60K制冷機熱端峰值熱耗104W，80K制冷機熱端峰值熱耗52W），當共用一塊散熱面時，散熱面溫度相同，60K制冷機熱端溫度必高于80K制冷機熱端溫度，即在共用散熱面的情況下，若80K制冷機熱端為0℃，則60K制冷機熱端必高于0℃。為使60K制冷機熱端溫度達到0℃，則需進一步增大散熱面面積，而此時80K制冷機熱端溫度水平則已在0℃以下。當兩者分開散熱時，60K散熱面只需保證峰值熱耗時60K熱端溫度為0℃，80K熱端散熱只需保證峰值熱耗時80K熱端溫度為0℃即可。因此，為盡量控制制冷機散熱面大小，兩臺制冷機的熱端需各自配備一塊散熱面分開散熱。同理，兩臺壓縮機熱耗也有差別，也應分開散熱。

此外，為盡量降低熱端以及壓縮機與散熱面之間傳熱路徑的總熱阻，在結構設計允許的情況下，從熱端和壓縮機直接拉熱管到散熱面，中間無任何熱量中轉結構，以避免引入額外導熱熱阻和接觸熱阻，且盡量增加熱管與熱端、壓縮機以及散熱面的接觸長度，并在接觸面處涂導熱硅橡膠。

4.2 視頻處理器

從熱管理的角度出發，將成像儀外罩、視頻處理器、視頻處理器安裝支架以及成像儀底板連成如圖3所示的熱網絡。在此熱網絡中，3臺視頻處理器均用熱管與成像儀外罩熱導通，同時，成像儀外罩上布置均溫熱管；中短波紅外視頻處理器與成像儀底板導熱安裝，長波紅外視頻處理器和可見光視頻處理器與其安裝支架導熱安裝，安裝支架再與成像儀底板導熱安裝，成像儀底板內部預埋熱管做均溫化處理，同時，長波紅外視頻處理器和可見光視頻處理器盒體外貼熱管與底板預埋熱管導熱搭接。

采用上述熱網絡對視頻處理器進行熱控有如下優點：

1）可以用較大的熱容吸收視頻處理器工作熱耗，從而拉低視頻處理器工作溫度，同時，降低因視頻處理器工作和非工作時的熱耗變動造成的溫度波動；

2）視頻處理器工作熱耗可以通過熱控網絡傳導至成像儀外罩和底板上，起到對外罩和底板的加熱作用，從而降低將成像儀外罩和底板維持在20℃溫度水平所需要的主動控溫功耗，節省資源；

3）與采用配備空間輻射散熱面相比，采用此熱網絡法，不需在成像儀+Z側布置視頻處理器散熱面，降低了結構設計的難度，減輕了成像儀質量。

圖3 視頻處理器熱控網絡Fig.3 Thermalcontrolling network of video processors

表2給出了采用熱控網絡方案時視頻處理器溫度計算結果，表1給出的是在20℃環境溫度下，僅有輻射換熱、無其它散熱措施時視頻處理器溫度計算結果，由表1和表2結果對比可發現，對視頻處理器，采用熱控網絡方案后，視頻處理器盒體溫度水平明顯降低，工作和不工作時的熱耗差造成的溫度波動也有所降低。同時，采用熱控網絡法之后，布置于成像儀外罩上處于視頻處理器附近的主動控溫加熱回路在整個軌道周期內都不加熱，這說明視頻處理器通過熱網絡傳遞到成像儀外罩的熱量足以使其附近外罩溫度水平處在室溫水平，此區域不需要再給成像儀外罩主動控溫補償功率，因此起到了節省功耗的作用。

表2 采用熱網絡熱控方案時視頻處理器溫度Tab.2 Video p rocessors' temperature w ith thermal controlling network

5 結束語

針對某空間光譜成像儀散熱面布置空間和主動控溫功耗資源均緊張的特點，基于熱管理理念對成像儀內熱源熱進行了熱設計，節省了散熱面面積和主動控溫功耗，降低了成像儀結構設計的難度，同時成功減輕了成像儀的質量。本文所述內熱源熱設計思路，對其它光學遙感器尤其是大型光學遙感器熱設計具有一定參考和借鑒意義。

（References）

[1]閔桂榮.衛星熱控制技術[M].北京：中國宇航出版社，1991.M IN Guirong.Satellite ThermalControl Technolgiy[M].Beijing:China Astronautic Publishing House，1991.(in Chinese)

[2]譚維熾，胡金剛.航天器系統工程[M].北京：中國科學技術出版社，2009.TANWeizhi，HU Jingang.SpacecraftSystems Engineering[M].Beijing：China Science Publishing House，2009.(in Chinese)

[3]David G.Spacecraft Thermal Control Handbook Volume I:Fundamental Technologies[M].EICalifornia:The Aerospace Press,2002.

[4]陳維春，杜以強.空間光學遙感器熱控系統優化分析功能設計[J]，航天返回與遙感，2004，25（2）：17-22.CHENWeichun，DU Yiqiang.Function Design for Optimization Analysis in Thermal Control System of Space Optical Remote Sensor[J].SpacecraftRecovery and Remote Sensing，2004，25（2）：17-22.(in Chinese)

[5]過增元，梁新剛，張信榮.空間站熱管理[J]，科學通報，2001，46（16）：1403-1408.GUO Zengyuan，LIANGXingang，ZHANGXinrong.Thermal Management System ofSpace Station[J].Chinese Science Bulletin，2011，46（16）：1403-1408.(in Chinese)

[6]范含林.載人航天器熱管理技術發展綜述[J].航天器工程，2007，16（1）：28-32.FANHanlin.Manned Spacecraft Thermal Management Technologies Development Overview[J].Spacecraft Engineering，2007，16（1）：28-32.(in Chinese)

[7]徐小平，李勁東，范含林.大型航天器熱管理系統集成分析[J].中國空間科學技術，2004，24（6）：11-17.XU Xiaoping，LIJindong，FAN Hanlin.Integrated Analysis of Thermal Management System in Large Spacecraft[J].2004，24（6）：11-17.(in Chinese)

[8]趙振明，王兵，高娟.地球靜止軌道凝視型相機熱分析與熱設計[J]，航天返回與遙感，2010，31（3）：34-40.ZHAO Zhenming，WANG Bing，GAO Juan.Prelim inary Research on the Thermal Design Methods of the Geosynchronous Orbit Staring Camera[J].SpacecraftRecovery and Remote Sensing，2010，31（3）：34-40.(in Chinese)

[9]訾克明，吳清文，李澤學，等.某空間光學遙感器的熱分析和熱設計[J]，光學技術，2008，34（增刊）：89-91.ZIKem ing，WU Qingwen，LIZexue，etal.ThermalAnalysisand Design fora Space OpticalRemote-sensor[J].Optical Technical，2008，34（supplementPublishing）：89-91.(in Chinese)

[10]楊文剛，余雷，陳榮利，等.高分辨率空間相機精密熱控設計及驗證[J].光子學報，2009，38（9）：2363-2367.YANG Wengang，YU Lei，CHEN Rongli，etal.Precise Thermal Control Design and Validation for High Resolution Space Camera[J].Acta Photonica Sinica，2009，38（9）：2363-2367.(in Chinese)

[11]陳榮利，耿利寅，馬臻，等.空間相機的熱分析和熱設計[J].光子學報，2006，35（1）：154-157.CHENRongli，GENG Liyin， MA Zhen，etal.ThermalAnalysisand Design forHigh Resolution Space Telescope[J].Acta Photonica Sinica，2006，35（1）：154-157.(in Chinese)