某光學遙感器熱試驗的定溫邊界模擬技術

李曉春，藏 磊

（北京空間機電研究所，北京 100094）

0 引言

航天光學遙感器是搭載在光學遙感器上的有效載荷，其熱環境有2種狀態，分位于光學遙感器艙外、直接面對外界空間環境，或位于光學遙感器的密封艙內。光學遙感器熱試驗是光學遙感器研制過程中的重要環節之一。對于（部分）衛星/飛船艙內的光學遙感器，其表面或部分表面受到飛船附加艙壁的遮擋，因此可以用基于定溫邊界的光學遙感器熱環境模擬方法來完成光學遙感器熱試驗[1]。

定溫邊界的溫度及其均勻性影響模擬外熱流的真實性和可靠性，從而對驗證光學遙感器熱控設計合理性產生重要影響。本文介紹了某光學遙感器溫度邊界的模擬方法，并提出了提高光學遙感器機械安裝結構處溫度邊界模擬均勻性的設計方法[2]。

1 定溫邊界模擬方法

1.1 定溫邊界模擬的優點

基于定溫邊界的熱環境模擬方法的優點是：1）以溫度為邊界條件，不必對空間外熱流特別是太陽輻射進行模擬，大大簡化了模擬程序，節約了大量資金；2）放寬對空間低溫熱沉的模擬精度要求，大大降低熱試驗成本。

某型號光學遙感器真空熱試驗溫度邊界為多面體，溫度邊界與產品接觸安裝的部分為安裝底板（對參試產品的溫度水平影響較大），其余面與參試產品不接觸。非接觸面采用3 mm厚的鋁板，外表面粘貼應用熱控措施[3]的聚酰亞胺薄膜電加熱器。參試光學遙感器通過螺釘固定于衛星安裝板。因指向需要，安裝法蘭面與頂板上表面有5°夾角。該光學遙感器在衛星上的安裝位置與坐標選取方式如圖1所示。

圖1 某光學遙感器的星上安裝位置示意Fig.1 Installation positions in satellite for the optical remote sensor

1.2 定溫邊界模擬設計思路

熱邊界條件模擬組件由艙段模擬組件、軌道艙端面法蘭模擬組件、遮光鏡筒伸出部分外側壁模擬組件等組成。艙段上溫度非均勻分布，故需將該模擬組件劃分成若干個相互隔熱的子區域。該模擬組件采用鋁制框架鋁蒙皮結構，其表面熱控涂層與飛船安裝實際狀態一致。艙段的各個區粘貼聚酰亞胺薄膜加熱片，作為艙段艙壁熱控的加熱器。每個加熱器通過程控電源調節加熱功率控制附加段各個區的內表面溫度。端面法蘭采用鋁制框架蓋板結構，在朝向相機主體的蓋板裸露處表面模擬實際狀態。在蓋板背部安裝電加熱帶，用于模擬軌道艙端面法蘭溫度邊界狀況，將端面法蘭與艙段模擬組件的底端面熱隔離。遮光鏡筒通光孔處的熱交換采用控制熱真空試驗裝置熱沉前端面圓形平板組件的溫度來實現，且與相機遮光鏡筒前端口保持適當距離，圓形平板組件背向相機一側貼電加熱膜。在遮光鏡筒伸出艙段艙體部分的外表面上貼電加熱膜。

1.3 定溫邊界模擬設計具體實施方案

為了近似等效模擬光學遙感器的熱邊界，采用溫控艙來實現。圖2為某型號試驗狀態。

圖2 某型號熱試驗狀態示意Fig.2 Schematic diagram of test state

光學遙感器熱試驗為單機產品熱試驗，不具備整星裝星狀態，因此必須模擬衛星載荷艙殼體及天線艙殼體熱邊界。在熱試驗中用外形尺寸與真實產品相同的3 mm厚的鋁板模擬衛星載荷艙殼體及天線艙殼體結構，并對殼體結構內、外表面采取熱控措施，保證光學遙感器試驗時的熱邊界狀態與真實熱邊界狀態一致，確保試驗的有效性。

溫控艙用于實現光學遙感器實際裝星狀態熱邊界的近似模擬，其需要根據光學遙感器實際裝星狀態熱邊界的不同區域進行溫度分區，再根據溫度分區和光學遙感器外形幾何包絡進行結構設計。為減少近似模擬誤差和熱耦合，各加熱區距離光學遙感器間的距離應盡量控制在200 mm左右。另外結構設計還應考慮試驗現場的實際安裝問題。

2 定溫邊界仿真模擬

ANSYS作為針對系統級熱仿真軟件，與CAD軟件有接口，利用Pro/E軟件建立三維模型后，應用GAMBIT、ICEM等軟件生成網格，使用結構化網格方法生成三維模型。ICEM提供Hexa Unstructured（非結構化網格）、Hexa Cartesian（結構化網格），通過局部加密網格以連續或非連續劃分網格方式控制網格質量，精確得到與模型本身幾何構形相貼體的網格。通過邊界條件，用Fluent求解器計算參數設置，得到精度較高的計算結果，再將計算結果輸出到CFD-Post，可顯示等值云圖、矢量、跡線等[4]。

建立由各加熱板組成的溫控艙、熱沉和光學遙感器的熱節點網絡模型，然后對溫控艙、熱沉和產品進行耦合仿真。

產品在工作過程中產生25 W的熱量。由于產品外表面均包覆多層隔熱組件且產品與控溫艙為導熱安裝狀態，所以在產品工作時產生的熱量主要由安裝板導出，故在建模過程中給產品安裝面加載恒定25 W的功耗。

模擬艙形狀較規則，因此采用結構化網格進行劃分。使用S2S模型通過封閉系統的計算角系數進行輻射換熱計算，S2S模型非常適用于封閉空間中沒有介質的輻射情況，如航天器的排熱系統、太陽能收集系統、輻射供熱裝置等。

根據光學遙感器的定溫邊界試驗要求，在控溫裝置結構基本確定后進行控溫裝置的熱設計，即溫控艙各個加熱面的熱設計。主要有以下步驟：

1）功率計算[5]

產品通過鋁板與碳鋼支架向空間中輻射熱量。熱輻射控制方程為

其中：a=λ/ρc為熱擴散率；為單位時間單位體積中內熱源；ρ為微元體的密度。溫度穩定時生成的熱量應等于散失的熱量，即Qin=Qout，此時散失的熱量全部輻射出去，輸出熱流為

式中：A為有效輻射面積；σ為斯忒藩-玻耳茲曼常量；T為熱力學溫度。根據

計算各個艙板加熱回路的加熱功率，式中：ε為表面發射率；ΔT為控溫小艙內外溫度差，K；S為加熱面積，m2。設計功率通常為計算功率的130%～150%。

2）薄膜式電加熱器設計

通過在各艙板表面粘貼薄膜式電加熱器組成控溫加熱回路，再通過控溫系統實現對控溫艙的溫度控制，從而滿足熱試驗邊界要求。為保證定溫邊界的溫度均勻性，薄膜式電加熱器設計原則是滿足電加熱器覆蓋率80%以上，綜合考慮薄膜式電加熱器額定功率和加熱回路的總電阻值進行電加熱器設計。

① 模型分析

物體的傳熱過程分熱輻射、熱傳導和熱對流3種模式。高真空條件下，互相不接觸的2個物體之間主要的傳熱方式為熱輻射，產品在真空設備中主要的傳熱方式是產品、支架以及熱沉之間的熱傳導，以及熱沉冷背景與產品和支架之間的熱輻射。

以本試驗的工裝三維結構（圖3）為例，產品放置于底板背向支架側，底板材料為鋁，支架為結構鋼，底板與支架中間放置玻璃鋼隔熱。除底板安放產品側外，其他部位外側面均受到冷黑背景輻射。試驗中溫度恒定。

圖3 底板、支架三維模型Fig.3 3D model diagram of the base plate and the bracket

用Pro/E等軟件建立完三維模型后，應用GAMBIT、ICEM等軟件生成網格，使用結構化網格方法對產品進行網格劃分，對曲面或者空間的擬合采用樣條差值法，區域光滑與實際模型更接近。本次使用結構化網格劃分的三維模型如圖4所示。

圖4 由ICEM結構化網格底板、支架三維模型Fig.4 ICEM and structured meshes

② 數值計算

計算2種防漏熱方法對底板及支架的影響。

被動防漏熱設計：底板與支架間添加隔熱墊塊、隔熱襯套，支架、底板以及隔熱襯套包覆20單元的多層隔熱組件。其數值計算結果如圖5所示。

圖5 被動防漏熱設計Fig.5 Passive heat leakage protection design

主動防漏熱設計：底板與支架間添加隔熱墊塊、隔熱襯套，并在支架支點處粘貼主動控溫回路。支架包覆20單元的多層隔熱組件，底板及墊塊包覆單層鍍鋁聚酯膜。其數值計算結果如圖6所示。

圖6 主動防漏熱設計Fig.6 Active heat leakage protection design

③ 試驗驗證

對上述2種防漏熱設計進行驗證。由表1可以看出數值計算出的底板平均溫度與實際測量的平均溫度間的偏差在工程計算的允許偏差范圍內。

表1 數值計算與實際測量對比Table 1 Comparison between numerical calculation and actual measurement

3 光學遙感器安裝時的防漏熱措施

光學遙感器安裝底板既是光學遙感器的安裝邊界，也是重要的熱邊界，因此它必須同時滿足光學遙感器的安裝要求和定溫邊界要求。安裝要求主要是光學遙感器安裝水平度、光學調試、結構剛性等，定溫邊界要求是指光學遙感器安裝底板作為熱邊界的一部分，由于需要安裝光學遙感器，對結構剛性有一定的要求，導致其熱阻比較大，會對升、降溫帶來較大影響。在進行熱設計時要重點考慮這些情況。

光學遙感器在進行熱試驗時必須將其固定安裝在試驗支架及安裝底板上，試驗支架與低溫真空容器相接觸會導致漏熱，為盡可能地減少漏熱對產品熱邊界的影響，必須采取防漏熱措施：

1）安裝支點的結構防漏熱

在支點與安裝底板接觸點處安裝30 mm左右的玻璃鋼墊塊，并在連接支點與安裝板的螺釘外加套隔熱襯套。

2）防漏熱設計

① 被動防漏熱設計

在底板與支架之間加隔熱襯墊、隔熱襯套、包覆20層多層隔熱組件，防止熱量從安裝底板傳向支架。其優點是實施簡單、工作量小。圖7為被動防漏熱設計安裝示意圖，綠色部分為支架，棕色部分為隔熱襯墊，灰色部分為安裝底板。

圖7 被動防漏熱設計安裝示意圖Fig.7 Assembly diagram for passive heat leakage protection

以某次試驗的定溫邊界為例，支架與底板之間用玻璃鋼墊塊隔熱。環境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。圖8為采用被動防漏熱方式時的試驗控溫曲線。

從圖8可以看出，目標溫度為15 ℃，實際平均溫度為9.45 ℃，方均根誤差為5.12 ℃。由于安裝底板與支架間還是存在熱傳導，不能達到完全隔熱，導致安裝底板的溫度分布不均勻。支架在沒有進行加熱補償的情況下，熱傳導效應導致相機安裝位置溫度分布梯度很大。

圖8 被動防漏熱法控溫曲線Fig.8 Passive temperature control curves

② 主動控溫防漏熱設計

在試驗支架的支點處粘貼加熱器，設計主動控溫加熱回路，并在隔熱墊塊下安裝控溫熱電偶。跟蹤控溫方式有動態跟蹤控溫和靜態跟蹤控溫2種。動態跟蹤控溫是在隔熱墊塊上、下表面分別粘貼熱電偶，作為控溫熱電偶和被跟蹤熱偶，這種方式對于漏熱較小的結構比較適合；而對于隔熱墊塊上、下表面溫差較大的結構，由于防漏熱隔熱裝置和溫度的遲滯性，會導致溫度波動大，影響定溫邊界的溫度均勻性和穩定性。圖9是采取動態跟蹤控溫防漏熱方式進行的產品試驗控溫曲線，其中環境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。

圖9 動態跟蹤法某平衡時間段內溫度曲線Fig.9 Temperature curves in dynamic tracking mode

從圖9可以得到目標溫度為25 ℃，實際的平均溫度為25.07 ℃，方均根誤差為0.07 ℃。靜態跟蹤控溫方式是指在主動控溫加熱回路處粘貼熱電偶，將此處溫度控制在與安裝底板相同或略高于安裝底板。試驗證明這種方式對于隔熱墊塊上、下表面溫差較大的結構防漏熱效果比較好。圖10為采取靜態跟蹤控溫防漏熱方式的某試驗控溫曲線。環境溫度為100 K，支架底板、隔熱襯墊的ε=0.1。

圖10 靜態跟蹤法某平衡時間段內溫度分布曲線Fig.10 Temperature curves in static tracking mode

由此可見，采取主動控溫防漏熱設計的控溫精度明顯優于被動防漏熱設計。

4 結束語

通過對航天光學遙感器所在的空間環境模擬試驗中的定溫邊界模擬誤差的分析，結合實際工程中試驗條件，提出了定溫邊界的光學遙感器熱環境模擬方法。該設計方法實現了在真空、冷、黑環境條件下模擬空間外熱流環境及艙壁熱接口和艙內主要熱環境，適用于空間光學遙感器的熱試驗。同時考慮到光學遙感器對于溫度場均勻性有較高的要求，因此在試驗支撐結構的熱設計上采取動態跟蹤溫度控制措施，保證光學遙感器定溫邊界滿足試驗測試要求。該設計方法已在多型號光學遙感器熱試驗中應用，效果良好。