激光通信終端主體熱設計與熱分析

孟恒輝 譚滄海 耿利寅 李國強

(北京空間飛行器總體設計部，北京100094)

激光通信是一種新興的通信方式，包含接收和發送兩部分，利用激光的單色相干光特性，有效地傳遞信息［1-2］.相比較傳統的微波傳輸，激光通信具有數據傳輸速率高、質量輕的特點，有著廣泛的應用前景.

激光通信是一個光學鏈路過程，研究表明，熱變形引起的偏差會導致通信質量下降.目前，溫度場的影響已受到廣泛關注［3-5］.李曉峰等人［3］通過幾種典型工況對激光通信終端反射鏡熱變形導致的光束指向誤差進行了定性的分析;宋義偉等人以TerraSAR-X衛星上的激光通信終端結構為例［6］，開展了空間溫度場對平面反射鏡面形影響的理論研究.上述研究只是針對激光通信的部分部件開展研究，很少對整個部件的溫度場開展研究.研究結果均表明，系統的溫度水平和均勻性是關系到性能指標的重要因素.

國外星地激光通信的發展處于領先優勢，主要是在以下3個平臺上開展［7-9］:STRV-2、ETS-V1(GOLD)和OICETS(KODEN/KIODO).成功進行激光通信功能驗證的只有ETS-V1和OICETS.而在國內，類似的激光通信設備的研究均處于地面研制階段，沒有公開的文獻針對在軌實際應用開展研究，故地面的研究具有局限性.本文以某衛星搭載的有效載荷(激光通信終端主體)為例，對整個系統進行了熱設計和熱分析工作，并對在軌溫度場進行了比較和確認.

1 載荷介紹

激光通信終端主體是我國首例采用激光通信技術的載荷，具有低速和高速通信的功能，產品技術指標處于國際領先水平.其安裝在衛星的+Z/+Y側，由二維轉臺(滾動軸和方位軸)、光學主體及其支架、望遠鏡、雪崩光電二極管APD(Avalanche Photoelectric Diode)、電荷耦合器件 CCD(Charge-Couple Device)和激光二極管LD(Laser Diode)等組成.其中APD，CCD，LD和望遠鏡組件安裝在光學主體支架上，光學主體支架與安裝板(+Z面)相連;二維轉臺位于星外+Y側，其余部件均位于星內.

圖1為激光通信終端主體工作原理圖.在軌時典型工作模式有:休眠、預備、捕獲、跟蹤和通訊.休眠工作模式，設備不工作;而捕獲、跟蹤和通訊工作模式，載荷每圈最大工作時間為30 min，期間二維轉臺熱耗0～16 W，APD熱耗2 W，CCD熱耗1.2W，LD熱耗1.33W以及誤碼器熱耗0.8W.各部件設備指標要求見表1和表2所示.

圖1 激光通信終端主體原理圖

表1 熱控考核指標

表2 溫度均勻性考核指標

2 外熱流分析

外熱流分析，是開展熱設計的基礎.在軌航天器處于超低溫和超真空的環境，受到太陽直射、地球反照和地球紅外的綜合作用.不同方位上到達的外熱流效果也是不同的.隨著季節變化，陰影和光照時間也發生變化.激光通信終端主體的二維轉臺暴露在星外，需要對空間環境進行分析和確認.

激光通信終端主體的軌道參數如表3所示.在軌運行期間衛星+Z軸指向地心.根據太陽同步軌道外熱流的特點，選取6月21日和10月15日兩典型時刻進行分析各方向上的到達外熱流.

從表4和圖2～圖3可知，+Y面沒有太陽直照，地球反射也很小，地球紅外熱流穩定;+Z面，太陽直照熱流不大，地球紅外熱流也基本穩定.考慮到載荷對溫度的敏感性，載荷安裝在衛星的+Z/+Y側，這對激光通信終端主體是有利的.

表3 軌道參數

圖2 衛星夏至各面到達外熱流瞬態曲線

圖3 衛星10月15日各面到達外熱流瞬態曲線

表4 衛星各方向表面的到達外熱流 W/m2

3 熱設計方案

采用機、電、熱一體化的設計思路，在滿足功能和性能的前提下，選擇合理的熱材料，使整個系統的熱膨脹系數匹配.優先采用成熟和有在軌飛行經歷的熱控材料和設計手段，以被動熱控和主動熱控相結合開展熱設計工作［10］.

3.1 等溫化設計

為了增強各部件之間的輻射換熱，各部件外表面的半球紅外發射率εh≥0.85，使得各部件之間的溫度一致;對于溫度要求苛刻的光路系統部分，如望遠鏡的遮光罩內表面、望遠鏡次鏡支架等都需要發黑處理，一方面滿足消光需要，另一方面增強了各部件之間的輻射換熱效果.

3.2 隔熱設計

隔熱設計分為2種，一種是基于導熱性質的隔熱設計，另一種是基于輻射性質的隔熱設計.

導熱隔熱設計，主要體現在設計隔熱墊上.激光通信終端主體與整星的安裝接口處均需要加5 mm玻璃鋼隔熱墊，安裝采用導熱性能差的鈦螺釘.星內和星外部件之間加裝5mm玻璃鋼隔熱墊，弱化星內和星外部件之間的熱耦合.

多層隔熱組件，對阻隔輻射換熱效果顯著，通過多層的換熱一般可忽略不計.載荷除了進光口外，所有的區域均需要包覆15單元多層隔組件，以減小空間外熱流和星內設備溫度波動對終端主體溫度場的影響.

3.3 區域化設計

載荷根據安裝、工作特點以及溫度指標范圍可劃分為兩個區域:星內和星外區域.星內部件主要是光學平臺主體、望遠鏡組件、APD、CCD、LD等部件，溫度范圍在22℃左右;而星外部件主要是二維轉臺，溫度范圍要求寬，為10～45℃.

由于兩者之間的溫度指標不同，在設計時通過隔熱設計來弱化兩者之間的關聯，并且對這兩部分單獨進行設計，使之能更好的滿足要求.

3.4 關鍵器件散熱

激光通信終端主體對溫度要求高，但關鍵元器件由于自身熱容小和熱耗大的特點，工作時溫度上升明顯，需要采取有效的散熱措施，使設備溫度保持在一定的范圍內.

發熱元器件安裝時需要填涂導熱填料，在APD、CCD和LD上安裝導熱板，導熱板與集熱板相連，從而使熱量匯集到集熱板上.集熱板上安裝3根CDRG-NH3-O1-10×φ5(J)熱管，通過熱管把集熱板上的熱量傳導到散熱窗口上散出.導熱板與集熱板之間、熱管與集熱板和散熱窗口之間均需要填涂導熱填料，減小散熱途徑上的接觸熱阻.散熱途徑示意圖如圖4所示.

圖4 散熱途徑示意圖

3.5 散熱窗口設計

考慮到外貼熱管的安裝方便性和兼顧設備工作熱耗特點，在衛星的+Z板上開散熱窗口.由前面外熱流分析可知，+Z面上的外熱流穩定，有利于發熱元器件的溫度穩定性.

在設計散熱窗口時，除了考慮APD、CCD和LD的熱耗外，還需要考慮LD內的TEC在特定溫度下工作時產生的熱耗，使熱設計有更廣泛的適應性.散熱窗口采用OSR鈰玻璃鍍銀二次表面鏡，面積為180 mm ×150 mm.

3.6 高精度控溫

激光通信終端主體對溫度穩定性要求極高，故采取高精度控溫措施，使熱設計具有魯棒性.

高精度控溫是由控溫盒來執行的.圖5為控溫儀的組成和功能示意圖.控溫儀采集高精度熱敏電阻的溫度，與控溫目標值進行比對，計算控溫回路的加熱時間，對控溫回路采取開關加比例控制模式.控溫周期為12 s，控溫精度達0.1℃.

在光學平臺、二維轉臺、望遠鏡等部位布置控溫回路;此外還需要對散熱窗口采取低溫功率補償措施，從而確保低溫工況下，APD，CCD，LD和光學平臺的溫度不低于溫度指標下限.共設計12路控溫回路，并與控溫儀相連.

圖5 控溫儀組成及功能示意圖

4 熱分析

4.1 熱分析方法［11］

對航天器在軌飛行環境而言，傳導和輻射換熱是主要熱量交換方式，忽略對流換熱因素，故對航天器的熱網絡模型可簡化為

其中，(cm)j代表節點j的熱容量;τ為時間;Qsj為節點j吸收的空間外熱流;Qpj為節點j的內熱源;Ri，j為熱輻射角系數;Di，j為傳熱系數;σ 為斯蒂芬-波爾茲曼常數(5.67×108).

4.2 熱分析模型

根據激光通信終端主體的熱設計狀態，采用Thermal Desktop軟件建立了熱分析數學模型.對主體結構上的倒角、螺釘、墊片等不劃分網格，在模型中考慮其計算熱阻;發熱設備部件作為一個等溫體，平均分布在設備殼體上;忽略激光器工作時，激光脈沖對設備溫度的影響.激光通信終端主體位于星內的部分位于1個熱分析小艙內，來模擬其在衛星上的真實情況.其中安裝板采用真實外熱流模擬狀態，其余艙板采用定溫邊界處理.

熱分析模型如圖6所示，共劃分784個節點.其中對于望遠鏡組件進行局部加密，分析周圍環境對其溫度均勻性的影響.采用有限差分法和集總參數法進行仿真分析［11］.

圖6 熱分析模型

4.3 熱分析工況

由于激光通信終端主體的散熱窗口布置在衛星+Z面上，散熱面受外熱流變化影響終端主體的溫度，而其余部件由于包覆多層隔熱組件受外熱流影響小，從而決定了終端主體的高低溫工況與+Z面外熱流情況相關.

由外熱流分析可知，衛星+Z面到達外熱流最小情況出現在10月15日，衛星+Z面到達外熱流最大的情況出現在6月21日.根據軌道外熱流、涂層性質、載荷工作模式以及整星的溫度場邊界確定了極端高低溫工況的參數，詳見表5所示.

表5 計算工況列表

4.4 計算匯總

對激光通信終端主體進行瞬態熱分析工作，計算結果見表6，溫度均勻性統計表見表7.

表6 溫度數據統計表

表7 溫度均勻性統計表

4.5 結果分析

4.5.1 低溫工況

由表6可看出，在低溫工況下，滾動軸、方位軸、望遠鏡次鏡和主光學平臺的溫度都滿足要求.該工況下，APD，CCD和LD不工作，并且散熱面所吸收的空間外熱流最小，因此光學器件需要補償功率.熱分析結果表明控溫回路設計合理，APD，CCD和LD的溫度均能達到22±4℃的要求.

4.5.2 高溫工況

高溫工況下，APD，CCD，LD等發熱部件每圈工作30 min，使得激光通信終端主體上的各設備整體上溫度隨之波動.從表6中可看出，在高溫工況下，激光通信終端主體溫度均滿足要求，高功率部件的散熱通道設計合理.

為了進一步分析關鍵部件的溫度的變化，圖7～圖9給出了發熱元器件、光學平臺和望遠鏡次鏡相應的變化曲線.從圖7中可看出，APD，CCD和LD的溫度都隨著設備的工作模式更替而變化，并且APD的溫度波動大，主要是由于其設備熱耗大原因導致的.從圖8中可看到，光學平臺的溫度受到發熱元器件工作影響明顯，并且距離發熱元器件較近的光學平臺，其溫度波動與相鄰的發熱元器件溫度波動較為一致.這也進一步說明，發熱元器件的工作，一定程度上破壞了光學平臺的整體溫度水平.從圖9中可看出，望遠鏡次鏡的溫度在周期內波動小，這是由于望遠鏡次鏡遠離發熱元器件，并且望遠鏡遮光罩采用高精度控溫，使得望遠鏡次鏡的溫度不受周圍環境影響.

圖7 發熱元器件溫度隨時間的變化

圖8 光學平臺溫度隨時間的變化

圖9 望遠鏡次鏡溫度分布

4.5.3 溫度均勻度

由表7可知，在高低溫工況下，激光通信終端主體的溫度均勻度均滿足要求.由于滾動軸的進光口正對著復雜的外空間環境，使得其溫度均勻性較差.在高溫工況下，發熱部件的工作，也使得其周圍部件的溫度波動較大，尤其是光學平臺，其在高溫工況下的均勻性不如低溫工況.而望遠鏡組件部分，其位于終端主體內部，并且采用高精度控溫，受周圍環境影響較小，均勻性很穩定.

4.6 在軌溫度

激光通信終端主體于2011年8月發射，目前在軌已運行2年多，設備狀態良好.選擇在軌2個典型時刻對溫度進行比對和說明.在軌飛行中，激光通信終端主體大部分時段處于不工作狀態.從表8中數據可看出，在軌溫度與計算分析數據誤差在1℃之內，進一步說明熱設計和熱分析的正確性.

表8 溫度數據統計表

5 結束語

以空間環境的外熱流分析為依據，結合載荷工作特點，以被動熱控和主動熱控相結合的方式開展熱設計工作.經過極端工況的熱分析計算，并與在軌飛行數據比對，驗證了激光通信終端主體熱控設計的有效性和正確性.這對激光通信的精密熱控具有一定的指導和借鑒作用:

1)被動熱控手段是基礎:對不同區域和不同熱控指標的部件要進行隔熱設計;同一區域的部件要開展等溫化設計;良好的散熱通道設計是重要環節，也是被動熱控的主要難點，需要根據構形設計適宜的有效可靠的散熱通道;

2)主動熱控手段設計是關鍵:合理的加熱回路設計，是主動熱控的難點.加熱回路設計時，優先考慮對溫度敏感的部件，通過高精度控溫保證關鍵部件的溫度水平，同時也能一定程度的削弱周圍環境溫度波動的影響.

References)

［1］徐香，王平.衛星激光通信關鍵技術［J］.艦船電子工程，2008，28(3):87-89 Xu Xiang，Wang Ping.Key technologies of satellite laser communication［J］.Ship Electronic Engineering，2008，28(3):87-89(in Chinese)

［2］劉立人.衛星激光通信I鏈路和終端技術［J］.中國激光，2007，34(1):1-18 Liu Liren.Laser communications in space I optical link and terminal technology ［J］.Chinese Journal of Lasers，2007，34(1):1-18(in Chinese)

［3］李曉峰.空地激光通信星載光學天線在太陽陰影區的鏡面熱變形有限元分析［J］.光電子·激光，2006，17(2):183-186 Li Xiaofeng.Finite element analysis of mirror thermal distortion within the sun shadow in space-to-ground laser communication links［J］.Journal of Optoel Ectronics Laser，2006，17(2):183-186(in Chinese)

［4］趙立新.空間相機光學窗口的熱光學評價［J］.光學學報，1998，18(10):1440-1444 Zhao Lixin.Thermal-optical evaluation to optical windows of space camera［J］.Acta Optica Sinica，1998，18(10):1440-1444(in Chinese)

［5］李曉峰，汪波，胡渝.在軌運行熱環境下的天線鏡面熱變形對空地激光通信鏈路的影響［J］.宇航學報，2005，26(5):581-585 Li Xiaofeng，Wang Bo，Hu Yu.Influence of mirror thermal distortion in therm osphere to space-to-ground laser comm unication links［J］.Journal of Astronautics，2005，26(5):581-585(in Chinese)

［6］譚立英，宋義偉，馬晶，等.溫度對潛望式激光通信終端SiC反射鏡性能影響［J］.強激光與粒子束，2010，22(11):2545-2550 Tan Liying，Song Yiwei，Ma Jing，et al.Effects of temperature distribution on performance of SiC reflectors in periscopic laser communication terminals［J］.High Power Laser and Particle Beams，2010，22(11):2545-2550(in Chinese)

［7］ Kim I I，Hakakha H.Preliminary results of the STRV-2 satelliteto-ground lasercom experiment［C］//Free-Space Laser Communication Technologies XII.Bellingham:SPIE，2000:21-34

［8］ Arimoto Y.Preliminary result on laser communication experiment using engineering test satellite-VI(ETS-VI)［C］//Free-Space Laser CommunicationTechnologiesVII.Bellingham:SPIE，1995:151-158

［9］ Takayama Y，Jono T.Tracking and pointing characteristics of OICETS optical terminal in communication demonstrations with ground stations［C］//Free-Space Laser Communication Technologies XIX and Atmospheric Propagation of Electromagnetic Waves.Bellingham:SPIE，2007:1-9

［10］ 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):154-156 Chen Rongli，Geng Liyin，Ma Zhen，et al.Thermal analysis and design for higher reslution space telescope［J］.Acta Potonica Sinica，2006，35(1):154-156(in Chinese)

［11］候增祺，胡金剛.航天器熱控制技術——原理及其應用［M］.北京:中國科學技術出版社，2007:347-358，402-412 Hou Zengqi，Hu Jingang.Thema1 control techno1ogy of spacecraft［M］.Beijing:Chinese Science and Technology Press，2007:347-358，402-412(in Chinese)