“高分四號”衛星相機在軌溫度分析及熱設計優化

于峰，徐娜娜，趙振明

（1.北京空間機電研究所，北京100094； 2.先進光學遙感技術北京市重點實驗室，北京100094）

地球靜止軌道（Geostationary Orbit，GEO）高分辨率成像衛星監視范圍廣、時間分辨率高，具備極高的響應能力，可對拍攝區域內目標進行持續觀測，甚至視頻觀測，美國和歐洲等主要航天機構在靜止軌道對地觀測領域均開展了相關研究［1-4］。“高分四號”衛星是中國第一顆民用地球靜止軌道高分辨率光學遙感衛星，填補了中國乃至世界高軌高分辨率遙感衛星的空白［5］。星載凝視相機是“高分四號”衛星的有效載荷，具備在地球靜止軌道獲取星下點可見光近紅外譜段（全色及多光譜）50m地面像元分辨率，中波紅外譜段400m地面像元分辨率圖像數據的能力，設計壽命8年［6］。

相機的高精度熱控是保證相機的成像質量、實現相機的壽命和可靠性的重要條件，為保證在軌成像品質和指向精度，相機的主要部組件需在全壽命周期內保持較高的溫度穩定性［7］。而相機在軌運行中要長期經受太陽、行星和空間低溫熱沉的交替加熱和冷卻，給熱設計帶來挑戰［8］。目前，相機通常所采用的熱控技術與衛星平臺大體一致，其主要思路是：采用被動的熱防護措施，如多層隔熱材料來隔絕相機與外部空間環境的輻射換熱；在主承力結構、鏡頭及支撐結構等關鍵部位設計主動加熱回路來調控溫度水平；采用槽道熱管或環路熱管［9］將內部熱耗引出至星外熱輻射器，最終排散到冷空間［10-11］。對于地球靜止軌道相機，所處空間熱流變化更為復雜［12-13］，一個軌道周期內，外熱流變化劇烈，高低溫持續時間長。針對地球靜止軌道空間熱環境特點和相機工作模式，“高分四號”衛星相機在熱設計中提出了一些創新性的設計方法，并進行了充分的地面驗證。

“高分四號”衛星于2015年12月成功發射，目前已在軌穩定運行4年，相機熱控系統表現良好，在軌溫度數據符合預期；通過在軌數據與仿真分析數據、地面試驗數據的對比分析，驗證了相機熱仿真分析模型和試驗驗證方案的正確性，并根據在軌運行情況提出了設計優化建議，為后續地球靜止軌道遙感器的熱設計和優化提供參考和指導。

1 相機熱設計

1.1 相機熱設計任務分析

“高分四號”衛星相機具有較高的分辨率和指向精度，需主光學系統和結構在全壽命周期內保持高溫度穩定性和均勻性，但相機所處的地球靜止軌道空間熱環境惡劣，且相機自身尺寸大、結構復雜、熱源多，給熱設計帶來極大挑戰。

1）地球靜止軌道的軌道周期長，冷熱交變劇烈且持續時間長，相機表面周期性的溫度變化幅度可達±200℃，維持相機內部溫度穩定難度極大。

2）午夜前后4 h內太陽光可能入侵相機內部，輻射強度接近一個太陽常數，給遮光罩和主光學系統的熱設計造成了巨大的困難。

3）相機具有可見光近紅外和中波紅外2個成像通道，熱源分散、功耗大，±Y面外熱流相對較為穩定，但不同季節之間也面臨著0～560W/m2左右的太陽輻射外熱流變化，相機散熱設計難度大。

1.2 相機熱設計方案

根據“高分四號”衛星相機任務特點及要求，提出如下相機熱設計方案［14］。

1.2.1 隔熱設計

1）相機遮光罩的部分外表面、前承力框外表面、相機后罩外表面等與外部空間和衛星艙板有輻射關系的位置包覆多層隔熱組件。

2）制冷機、可見光焦面電路、紅外焦面電路、紅外視頻盒等功耗較大的內熱源外部包覆多層隔熱組件，同時與主承力隔熱安裝。

3）相機通過阻尼桁架與衛星艙板連接，滿足結構強度的同時實現了相機與艙板的高效隔熱。

1.2.2 主光學系統熱設計

高軌相機遮光罩內部甚至光學系統（見圖1）在“日凌”時刻會面臨長時間的太陽照射，主光學系統的熱設計是影響相機成像質量的關鍵因素，主要措施如下：

1）相機遮光罩上筒及光柵采用高導熱率的2A12O鋁合金材料，快速拉均太陽輻射熱量，消除局部熱點。

圖1 相機主光學系統示意圖Fig.1 Schematic diagram ofmain optical system of camera

2）遮光罩外表面噴涂低吸收-發射比的熱控涂層，降低高溫工況主光學系統的溫度，同時充分考慮低溫工況相機無外熱流條件下的溫度補償，將散熱區域面積與包覆多層區域面積進行反復迭代計算，既滿足高溫指標又能達到資源優化。

3）主鏡背面安裝高發射率輻射板，輻射板上布置主動控溫加熱回路，通過控制輻射板溫度達到控制主鏡溫度的目的。

4）午夜前后衛星進行姿態調整，調整策略根據遮光罩長度設計，避免光學系統接受太陽照射。

1.2.3 電子設備散熱設計

1）中波紅外通道電子設備選用散熱條件較好的±Y面散熱面；白天開機的可見光近紅外通道電子設備選用+Z面散熱面。

2）采用槽道熱管將±Y面散熱面連通，提升散熱面的散熱效率。

3）合理設計散熱路徑，采用內部熱管與高導熱材料將分散熱量集中后再排散出去，降低結構布局及總裝難度。

電子設備散熱設計如圖2所示。

圖2 電子設備散熱設計示意圖Fig.2 Schematic diagram of heat dissipation design of electronic equipment

2 相機在軌溫度數據及分析

“高分四號”衛星于2015年12月發射，目前相機已成功經歷了轉移軌道及數次春分、8.8°（指太陽光與相機光軸的夾角為8.8°）和夏至等典型高低溫工況的考驗。表1列出了典型工況下相機關鍵部組件的溫度數據，溫度均滿足相機成像要求；圖3～圖6列出了光機主體和關鍵電子學設備在軌4年的溫度變化趨勢。

分析“高分四號”衛星相機各關鍵部組件4年的溫度變化趨勢，可以得出如下結論：

1）前鏡筒和主承力結構溫度水平直接影響相機的成像性能，因此有著極高的溫度穩定性和均勻性要求。主承力結構與阻尼桁架、可見光焦面組件、后承力筒、中心消光筒等多個部組件具有安裝接口，前鏡筒安裝接口雖較少，但處于相機前端，與空間環境熱交換較大，針對上述特點，熱設計中一方面提升與主承力結構有安裝接口的相同溫區的部組件的溫度穩定度，另一方面在不同溫區部組件間安裝導熱系數較低的支撐結構作為溫度過度，支撐結構與主承力結構隔熱安裝的同時，在支撐結構安裝面上布置控溫回路，將安裝面控制在主承力結構的溫區內；前鏡筒內外壁均包覆多層隔熱組件，細化加熱回路分區。表1給出了前鏡筒和主承力結構各24路測控溫點在軌的溫度變化情況，各個位置均在（20±0.5）℃范圍內，圖3給出了主承力結構單路測溫點在軌溫度變化曲線，4年內溫度波動在±0.3℃以內。在軌數據表明，該處熱設計有效屏蔽了內外熱流擾動對主承力結構和前鏡筒的溫度擾動，主支撐結構在全周期內達到較高的溫度穩定性，溫度幾乎不隨季節的變化而變化。

2）圖4給出了主鏡在軌溫度變化情況。雖然對遮光罩的長度、均溫性、散熱能力進行了細致的熱設計，同時配合進行整星姿態調整，但目前設計條件下，主鏡反射面面對入光口空間熱流及冷黑空間交替、遮光罩高低溫變化及前鏡筒內壁多層溫度交變的惡劣熱環境作用下，主鏡溫度存在一定的軌道周期性與季節性變化，且隨著遮光罩外側ACR-1熱控涂層退化的影響存在小幅上升。

表1 相機各關鍵部組件溫度數據Tab le 1 Tem perature data of key com ponents of cam era

圖3 主承力結構在軌溫度數據Fig.3 On-orbit temperature data ofmain bearing structure

3）表1給出了制冷機、紅外焦面電路盒、紅外視頻電路盒等紅外通道電子設備的溫度范圍，圖5給出了制冷機在軌溫度變化情況。紅外通道的電子設備長期開機，且功耗大，溫度指標要求高，將熱量引至散熱條件較好的±Y面散熱面，并采用偏低溫的設計思路，確保制冷機具有良好的制冷能力。在軌飛行數據表明，制冷機壓縮機各工況溫度維持在4.2～5.3℃之間，膨脹機溫度維持在3.3～5.0℃之間，且未隨時間加長而升高，具有良好的溫度穩定性。

圖4 主鏡在軌溫度數據Fig.4 On-orbit temperature data ofmain m irror

4）可見光通道僅白天開機，因此將其熱量排散至+Z面散熱面。表1和圖6給出了CMOS器件在軌溫度范圍和變化情況，在軌飛行數據表明，CMOS器件白天工作時段溫度維持在7.2～10.5℃之間，具有較好的溫度穩定性，午夜非工作段因其散熱面受到太陽輻射熱流影響升溫較為明顯，且隨在軌時間的增加而上升，上升幅度逐年減小。這是由于地球靜止軌道中的空間低能帶電粒子環境和紫外光輻照環境會對散熱面（Optical Solar Reflector，OSR）及附近遮光罩下段多層面膜造成嚴重損傷，導致熱控涂層的太陽吸收率增大，表現為散熱面溫度逐年上升。帶電粒子環境對衛星表面太陽吸收率參數影響較大的主要是外輻射帶和熱等離子體環境，材料性能會隨輻照累積而慢慢退化；太陽紫外線會使材料發生降解而形成新的成分，紫外引起太陽吸收比退化具有開始非常快、后來漸漸減慢的特點。

圖5 制冷機熱端在軌溫度數據Fig.5 On-orbit temperature data of refrigerator’s hot end

圖6 CMOS在軌溫度數據Fig.6 On-orbit temperature data of CMOS

本文對+Z面散熱面溫度上升的原因進行了仿真分析，采用經試驗及在軌數據校正后的相機仿真模型調整OSR和多層面膜太陽吸收率參數，獲得散熱面溫度，對散熱面自身（OSR）性能退化與遮光罩下段多層面膜退化影響進行敏度分析。分析結果表明，二者退化均對散熱面溫度產生了影響，自身OSR性能退化影響更大，遮光罩多層因與散熱面輻射角系數較小而對散熱面升溫貢獻相對較小，4年內OSR太陽吸收比每年退化在0.008～0.012之間，前兩年退化量相當，第3年和第4年退化有所降低；多層面膜退化對散熱面溫度影響偏小，相機該位置在軌未布置直接溫度測點，因此本文無法給出定量化分析。

3 高軌相機熱設計優化

隨著中國空間遙感技術的發展，高軌遙感器以覆蓋視場大、機動靈活、響應快等特點，成為航天領域重點研究方向之一，常用軌道包括地球靜止軌道、超地球同步軌道、有傾角的地球同步軌道、大橢圓軌道等。隨著軌道高度的增加，相機口徑也大大增加，惡劣空間環境下提高光機主體的控溫均勻性和穩定性成為進一步提升高軌相機成像質量的瓶頸問題。

“高分四號”衛星相機為目前國際上分辨率最高的地球靜止軌道遙感器，相機熱控系統的穩定運行給相機成像提供了良好的溫度環境。針對有別于太陽同步軌道的特殊熱環境，相機采用了多種有針對性的熱設計方法，同時選用了具有高軌空間適應性的熱控產品，為后續高軌遙感器的熱設計提供了參考。隨著“高分四號”衛星相機持續在軌運行，目前已獲取了4年以上的在軌溫度數據，為高軌相機熱仿真分析模型修正和經驗參數的選擇提供了依據，同時，借鑒“高分四號”衛星相機熱設計經驗，可為后續高軌相機熱控系統及光機結構等關鍵部組件熱設計提供如下建議，以進一步提升控溫精度及穩定性，節約主動控溫功耗和重量等星上資源。

3.1 高軌相機熱控系統設計思路

1）光機主體熱設計。高軌相機工作軌道周期長，高低溫交變持續時間長，且外熱流變化幅度大，為了提升光機主體控溫精度和穩定性，給相機成像提供良好的溫度條件。一是要根據相機成像特點和溫度指標要求開展遮光罩結構設計和均溫性設計，必要時采取適當的衛星姿態調整或者遮光罩位置調整等措施，屏蔽入光口熱流擾動，為光學系統提供良好的溫度環境；二是采用間接輻射熱控的設計方法，在主鏡背面設置輻射板，通過控制輻射板的溫度控制主鏡溫度，提升主鏡溫度均勻性；三是開展輕質高導熱材料的研究，提高大型承力結構件的均溫性，滿足高軌大口徑遙感器的結構穩定性要求。

2）電子設備散熱設計。高軌遙感器各面均可接受到太陽輻射熱流，無長期穩定的背陰面可選擇作為散熱面，散熱資源消耗比較大，應結合相機工作模式及控溫需求，采用綜合熱管理技術進行分溫區設計與廢熱利用設計，同時開展熱致變色涂層、電致變色涂層等智能熱控技術的研究，減少散熱面質量及主動控溫功耗，節約星上資源。

3）熱控產品選用。開展空間用熱控涂層材料研究，通過膜系設計調節紫外波段能量的吸收和反射、增強在軌空間穩定性，降低熱控涂層末期的吸收發射比至0.25以下（15年），同時滿足高軌防靜電要求，降低太陽輻射熱流對相機溫度的影響［15-16］。

3.2 遮光罩熱設計優化

“日凌”現象會導致太陽光長時間入射相機遮光罩內壁，甚至入侵相機內部，是導致相機主光學系統溫度變化劇烈的重要因素，因此，遮光罩溫度控制是相機控溫的關鍵因素之一，提高相機遮光罩的等效導熱系數從而提升遮光罩整體均溫性，使遮光罩內壁吸收的熱量迅速擴散，并傳遞至外壁不受曬的區域散出。“高分四號”衛星相機遮光罩的內外蒙皮、鋁蜂窩及光柵均選用了高導熱系數的鋁合金材料，是普通5A06鋁合金導熱系數的近2倍，有效將遮光罩局部熱點溫度降至49℃，滿足遮光罩≤50℃的溫度指標要求。進一步降低遮光罩溫度則可為主鏡提供更好的溫度環境。傳統的優化設計方法為在夾層蜂窩中預埋熱管，但該方案存在問題如下：相機遮光罩以圓柱形居多，在圓弧形蜂窩結構中預埋熱管工藝難度較大；預埋后可提升周向或軸向的均溫性，難以形成正交布局提升整個面內的均溫性；熱管質量大，大大增加遮光罩的質量；地面試驗受逆重力的影響無法完全啟動，導致地面驗證不充分。本文提出一種新型輕質高導熱復合材料，材料由碳纖維+石墨+碳纖維復合而成，中間石墨層由多層25μm左右的石墨膜熱壓黏接復合，多層復合式結構導致層間導熱系數較低，法相傳熱性能較差，但經仿真計算，材料面內等效導熱系數可達1 100W/（m·K）以上［17-18］，實測結果與仿真結果較為一致，且該材料具有密度低、導電性能好、比強度和比模量高等優點，可作為高導熱結構材料替換遮光罩內外蒙皮。

以“高分四號”衛星相機為例進行遮光罩優化方案的分析計算，對內外蒙皮的鋁合金材料更改優化為新型復合材料，遮光罩原設計方案為選用鋁蒙皮（外蒙皮）+鋁蜂窩+鋁蒙皮（內蒙皮），優化方案1為新型復合材料（外蒙皮）+鋁蜂窩+鋁蒙皮（內蒙皮），優化方案2為新型復合材料（外蒙皮）+鋁蜂窩+新型復合材料（內蒙皮）。使用UG NX商用熱分析軟件對3種遮光罩設計方案進行相機系統級仿真計算，根據熱分析計算的需要對模型進行了適當的簡化，忽略相機內部微小結構件對導熱、輻射的影響，將螺釘等局部結構特征進行簡化處理，熱分析有限元模型如圖7所示，根據相機熱平衡試驗和在軌溫度數據對模型中的熱耦合進行修正。圖8和圖9給出了3種設計方案高溫工況遮光罩及主鏡溫度對比。

圖7 相機熱分析模型Fig.7 Thermal analysismodel of camera

圖8 相機遮光罩溫度變化情況對比Fig.8 Temperature change comparison of camera’s hood

圖9 相機主鏡溫度變化情況對比Fig.9 Temperature change comparison of camera’s main mirror

經過上述計算分析可知，與原設計方案相比，優化方案1（遮光罩外蒙皮由鋁合金材料更換為新型石墨復合材料）將遮光罩局部熱點溫度由49℃降低至37℃，遮光罩溫度梯度由82℃降低為61℃，對控制遮光罩局部熱點溫度，降低雜光對相機成像性能的影響效果極為明顯，同時主鏡最高溫度由21.6℃降低至21.25℃，雖最低溫度有所降低，但溫度下限可通過多種熱控手段進行提升，因此該方案對主光學系統溫度控制有較好的效果；優化方案2在優化方案1的基礎上，將遮光罩內蒙皮也更換成新型石墨復合材料，遮光罩與主光學系統控溫效果也有所提升，但效果不再明顯。

3.3 主鏡熱設計優化

主鏡溫度受所處環境輻射影響和支撐結構導熱影響，在相機工作軌道和相機結構確定的基礎上，要提高主鏡的溫度均勻性和溫度穩定性應從主鏡輻射屬性和安裝結構入手。一是通過優化主鏡正面膜層設計，在保證光學設計的基礎上降低該面紅外發射率，以此降低空間環境、遮光罩和前鏡筒內壁多層溫度波動對主鏡溫度的影響；二是主鏡背面噴涂高紅外發射率的黑漆，提升主鏡與主鏡輻射板間的間接輻射控溫效果，降低主鏡溫度波動；三是開展結構熱控一體化設計，通過控制安裝結構與主鏡的導熱熱阻優化主鏡控溫。針對“高分四號”衛星相機可從如下2個方面進行優化：

1）提升間接輻射控溫效果。“高分四號”衛星相機原設計方案為主鏡背面不做處理（紅外發射率約為0.7），主鏡輻射板噴涂黑漆（紅外發射率為0.85），該設計狀態下主鏡溫度可控制在相機工作要求范圍內，滿足成像溫度要求。如因相機成像要求需進一步提升主鏡溫度穩定性，可在主鏡背面與主鏡輻射板均噴涂黑漆，增強二者之間的輻射換熱關系，同時增加主鏡輻射板的面積，調整其控溫閾值，提升主鏡低溫下限的情況下降低高溫工況主鏡輻射板對主鏡的影響。

2）強化主鏡與主鏡托框的導熱。主鏡與主鏡托框的導熱熱阻是影響主鏡控溫的重要因素之一。“高分四號”衛星相機主鏡組件采用裝框式輔以限位塊的復合式支撐技術，主鏡與主鏡托框通過分段齒狀徑向膠斑黏接；主鏡采用SiC材料，具有較高的導熱系數，主鏡托框向主鏡補償的控溫功耗可快速擴散至主鏡其他區域，而不會在安裝區域產生局部熱點，進而影響主鏡面型。本文對主鏡-主鏡托框熱阻對主鏡溫度的影響進行了分析計算（分析模型見圖7），圖10給出了主鏡與主鏡托框原設計狀態（原設計方案）、隔熱安裝（對比方案）、強化導熱（優化方案3）、強化導熱并增加主鏡托框有效導熱系數（優化方案4）4種方案下主鏡溫度變化情況，仿真結果表明：①增大主鏡與安裝結構的熱阻，不利于低溫工況下主鏡的溫度控制；②減小主鏡與安裝結構的熱阻，可有效提升主鏡的溫度下限，降低主鏡溫度波動，且并未影響主鏡的溫度均勻性；③增加主鏡托框的導熱系數，可降低主鏡溫度波動，提升主鏡托框的溫度均勻性。因此應在光學設計階段考慮主鏡熱設計，在保證面型要求的基礎上選擇熱阻較小的安裝方式，或者通過粘貼石墨導熱帶等方式增加主鏡與主鏡托框的導熱鏈路。此外，一般主鏡安裝結構選用熱膨脹系數小的鈦合金材料，導熱系數較低，對于大口徑相機主鏡漏熱較大以及測繪相機主鏡組件溫度要求較高的情況下需考慮優化安裝結構的主動控溫回路布局及提升結構等效導熱系數的設計，避免安裝結構存在較大的溫差。

圖10 不同熱阻下相機主鏡溫度變化對比Fig.10 Temperature change comparison of camera’s main mirror under different thermal resistance

3.4 電子設備散熱設計優化

高軌遙感器電子設備工作時間長，且無長期穩定的背陰面可選擇作為散熱面，散熱所需散熱面和主動控溫功耗需求較大，需要合理設計。

散熱面面積應綜合考慮相機最長工作模式、最大空間熱流、涂層末期退化等因素，高溫工況下滿足電子設備不超過允許最高工作溫度，式（1）為高溫工況散熱面面積計算公式。

式中：Qmax為電子設備開機最大熱耗；qinf-max為接收最大紅外熱流；qsolar-max為接收最大太陽輻射熱流；A為散熱面面積；σ為斯忒藩-玻爾茲曼常數；ε為散熱面等效紅外發射率；Tmax為散熱面高溫工況溫度；Tspace為冷黑空間溫度。

主動控溫功耗綜合考慮相機最小工作模式、最小空間熱流、涂層初期屬性等因素，低溫工況下滿足電子設備不超過允許最低工作溫度或待機溫度，式（2）為低溫工況主動控溫功耗計算公式。

式中：Qmin為電子設備開機最小熱耗或待機熱耗；qinf-min為接收最小紅外熱流；qsolar-min為接收最小太陽輻射熱流；Qcom為主動控溫功耗；Tmin為散熱面低溫工況溫度。

根據“高分四號”衛星相機成像模式，熱設計中將長期開機的紅外通道電子設備熱量引至±Y面散熱面，將白天開機的可見光通道電子設備熱量引至+Z面散熱面，很好地滿足了相機散熱需求。如星上資源緊張，可對紅外通道電子設備進行分溫區散熱設計，優化方案5如圖11所示。

圖11 優化方案5電子設備散熱示意圖Fig.11 Heat dissipation diagram of electronic equipment in optimization design 5

將控溫要求為0～10℃的制冷機組件廢熱引至±Y面散熱面1散出，將控溫要求為-15～45℃的焦面電路、視頻盒等電子設備廢熱引至±Y面散熱面2散出，該種設計下可有效縮減散熱面的總面積和主動控溫功耗。根據式（1）和式（2）計算可知，與原設計狀態相比，優化方案5可節約紅外通道散熱面面積約20%，相機紅外通道主動控溫功耗30%，但分區散熱可能會帶來相機結構布局和總裝上的困難，應綜合考慮衛星資源與結構設計復雜性進行最優化設計。

4 結束語

本文根據“高分四號”衛星相機所處空間熱環境特點和成像溫度要求，介紹了相機熱設計面臨的難點及各關鍵部組件采取的熱控措施，詳細分析了相機在軌運行4年的溫度數據，結果表明：①相機承力結構在全周期內達到較高的溫度穩定性，溫度幾乎不隨季節的變化而變化。②主鏡溫度存在一定的軌道周期性與季節性變化，且隨著遮光罩熱控涂層退化存在小幅上升。③±Y面散熱面溫度穩定，相連電子學設備溫度均在20℃以下。④+Z面散熱面在午夜非工作段溫度隨在軌時間的增加而上升，變化幅度逐年減小。

相機各部組件溫度均滿足相機成像要求，且溫度變化趨勢符合預期。在此基礎上，結合“高分四號”衛星相機熱設計狀態，提出了相機遮光罩采用碳纖維+石墨膜+碳纖維高導熱復合材料、提升輻射控溫和結構導熱效果、采用分溫區散熱設計等優化設計思路，為后續高軌相機高精度熱設計提供支撐。