無載荷艙航空相機的熱控設計與試驗驗證

張源博，孔 林*，李 強，申 明，于 群

（1. 長光衛星技術有限公司； 2. 吉林大學 汽車工程學院：長春 130000）

0 引言

航空相機作為高效獲取地面信息的一種重要設備，常搭載于臨近空間飛行器，運行在海拔高度20 km 以上的大氣平流層中。平流層大氣溫度較低，且伴隨一定強度的對流換熱。對航空相機而言，溫度擾動是影響其成像質量的關鍵因素，故需采取必要的熱控設計措施，以保證相機整體溫度在運行中的相對穩定。

航空光學相機一般不直接暴露于外部環境，而是安裝在密閉的載荷艙中，以降低其熱控系統的設計難度。王領華等采用IDEAS-TMG 有限元軟件對航空相機的飛行極端工況進行模擬仿真，選擇強制對流作為主要熱控措施，設計結果滿足熱控指標。李延偉等、Shi H 等對影響透鏡組件溫度分布的熱設計參數進行分析，計算敏感參數的影響權重并得出最優解。裴后舉等提出一種基于開放式二氧化碳制冷和冷板相結合的載荷艙電子設備制冷方案，解決了傳統空冷方式制冷量不足的問題。

然而，對于包絡尺寸大、存在大幅轉動機體結構的航空相機不適宜布置載荷艙。本文針對某無載荷艙的航空相機進行熱控設計，在相機蒙皮與外部環境直接接觸，散熱需求較小的情況下，采取適當的熱控措施使相機溫度分布滿足使用需求，并通過低氣壓試驗驗證設計的合理性與可靠性。

1 航空相機及其熱環境概述

1.1 航空相機

航空相機通常由高分辨（VL）相機、紅外（IR）相機和寬視場（AVT）相機3 部分組成，均隔熱安裝在轉臺基座上，結構布局如圖1 所示。高分辨相機以鏡筒為承力結構，支撐主鏡和次鏡，下方連接有可變焦距的焦平面；紅外相機的鏡頭與焦面封裝于金屬外殼內，焦面處具有主動制冷機構，可通過控制外殼溫度保證相機的穩定工作。相機光學組件對溫度的敏感性較高，由光學組件溫度不均勻導致的結構形變對相機成像質量有較大影響。熱控設計中對各相機的溫控要求及熱耗如表1 所示，表內紅外相機的焦面電箱溫度指其散熱面溫度，紅外相機的焦面熱耗指焦面電箱與制冷機構的總熱耗。

圖1 航空相機結構布局Fig. 1 Structure layout of the aerial camera

表1 相機熱控技術指標及熱耗Table 1 Thermal control technical requirements for the cameras

1.2 熱環境

航空相機的工作環境通常為海拔高度約20 km的平流層，大氣壓力約5000 Pa，典型環境溫度-56 ℃。本文根據國際標準參考大氣溫度，選取設計與試驗驗證的環境溫度范圍為-30～-70 ℃。平流層大氣與航空相機間既有輻射換熱，也存在一定強度的對流換熱，是熱控系統加熱回路和散熱面設計中須重點考慮的影響因素。

1.2.1 輻射換熱

航空相機接收的外部輻射包含太陽直射、地球反照、地球紅外輻射以及大氣輻射。

大氣層對太陽輻射具有一定的吸收、散射和反射作用，經以上作用衰減后的太陽直射強度為

計算得到。航空相機布置在飛行器腹部下方，通常情況下不受太陽直射，但在飛行器轉向等姿態調整過程中需加以考慮。

地球反照為太陽直射到地面，經過部分吸收后向外反射的部分，通常取地球反照率為0.3。

地球紅外輻射指地球吸收太陽輻射的能量后，以長波的形式對空輻射，其輻射強度與太陽平均輻射強度及地球反照率相關，

式中：為標準大氣壓下的對流換熱系數；為標準大氣壓；為實際大氣壓力；為常數，在層流流動中取為1/2，在湍流流動中取為1/3。故大氣壓力為5000 Pa 時，對流換熱量約為地面相同條件下的1/7～1/5。

本文所述的VL、IR 和AVT 相機分別可簡化成特征長度為270 mm 的圓柱體、130 mm 的立方體和50 mm 的圓柱體。考慮平流層風速及飛行器飛行速度，氣流速度約為3～30 m/s，通過CFD 軟件計算5000 Pa 大氣壓力下相機表面的對流換熱系數，結果如圖2 所示。

圖2 相機表面對流換熱系數Fig. 2 Convective heat transfer coefficient on the surface of the cameras

2 相機熱控設計

航空相機的熱控設計參考衛星載荷相機的熱控設計方法，根據飛行期間的外部環境影響、焦面電箱熱耗以及相機的工作模式，采用主動與被動熱控措施相結合的思路，選取多層隔熱組件/聚氨酯泡沫作為被動隔熱材料，通過薄膜加熱片主動控溫至預設溫度，保證相機各組件的溫度水平維持在規定范圍內。

2.1 被動熱控設計

航空相機的被動熱控措施包含：各相機鏡筒整體粘貼石墨導熱膜，焦面組件及外殼進行發黑處理，增加結構的溫度均勻性；除相機鏡頭外，載荷外表面整體包覆多層隔熱組件，根據受陽光直射影響程度的不同，選取不同吸收率/發射率的多層外表面材料；多層隔熱組件與相機框架間的空隙額外填充保溫層，材料為聚氨酯泡沫；在各相機焦面處開設適當面積的散熱面，防止焦面溫度過高；焦面外部殼體與相機主體隔熱安裝，削弱散熱面對相機主體的影響。

多層隔熱組件在航天器熱控設計中應用較多，通常由低發射率的反射屏與低導熱率的間隔材料交替堆疊制成，能對輻射熱流形成極高的熱阻。多層隔熱組件對真空度較為敏感，在真空條件下隔熱效果良好，但在用于航空飛行器時，其內部的空氣增加了反射屏和間隔材料間的對流換熱，隔熱性能將有所降低。

聚氨基甲酸酯（聚氨酯）是一種典型的多嵌段共聚化合物，其保溫隔熱效果優異，近年來逐漸被應用于航空航天領域的熱控設計中。但該材料的適用環境溫度為-40～120 ℃，若用于本文所述的航空相機則不宜與外部環境直接接觸。

為考查上述2 種材料的隔熱性能，采用一維對稱平板測試法進行測量。

試驗裝置如圖3 所示，將加熱片粘貼在鋁合金基板中央，選取加熱片中心位置為控溫點；將補償加熱片粘貼在基板邊緣，用以消除中心加熱片的周向漏熱；基板兩側對稱包裹聚氨酯和多層隔熱組件，多層隔熱組件包裹在聚氨酯外側；在基板上及2 種隔熱材料外側分別布置熱電偶測溫點，由于基板厚度僅有3 mm，在任意一側布置測溫點即可，試驗件共計5 個測溫點。

圖3 隔熱材料性能測試試驗Fig. 3 The test for thermal insulation material properties

多層組件的隔熱性能可用其有效發射率表征，通過多層的熱流量為

式中為間隔介質的總厚度。如果將多層組件視為一種連續介質，其當量導熱系數是與特定條件相對應的，并非組件內材料的平均性能。

試驗工況的大氣壓力范圍為0.1～10Pa，包含飛行器發射上升段及正常運行的平流層區域。試驗時基板中心加熱片與補償加熱片溫度相同，可認為熱量僅沿隔熱材料的垂向傳輸；根據試驗測得的溫度數據即可按照式(6)和式(7)計算多層隔熱組件和聚氨酯材料的有效發射率和當量導熱系數，由于隔熱材料是對稱布置，換熱功率近似為中心加熱片發熱功率的1/2。

試驗含2 組試件，所用多層隔熱組件均為20 單元，聚氨酯材料的厚度分別為3.18 mm 和4.78 mm。試驗結果如圖4 所示，多層隔熱組件的隔熱能力優于聚氨酯材料，且當大氣壓力低于5000 Pa 時2 種材料的當量導熱系數均受壓力影響顯著。綜上所述，選擇多層隔熱組件作為航空相機的主要隔熱材料，而聚氨酯泡沫具有成本較低、方便剪裁等特點，可用來填充相機結構中的縫隙、凹陷，相機外部包覆的多層可保證其冷面溫度不低于使用下限。

圖4 隔熱材料隔熱性能曲線Fig. 4 Performance curve of two kinds of thermal insulation materials

計算多層隔熱組件在試驗條件下的有效發射率如表2 所示，在本文所述航空相機的運行環境條件下，可近似選取多層隔熱組件的有效發射率為0.4。

表2 多層隔熱組件有效發射率Table 2 Effective emissivity of multi-layer insulation components

2.2 主動熱控設計

相較于衛星載荷相機所處的空間環境，平流層載荷的外部環境更為惡劣，存在方向不確定的對流換熱。平流層內的風速較低，故對流換熱強度主要取決于飛行器飛行速度和飛行方向，為此在周向尺寸較大的相機殼體處可考慮2 種主動熱控設計方案：方案1 為設置環形加熱帶；方案2 為依據飛行器飛行方向將相機分為迎風面和背風面，并分區域設置控溫回路。

以高分辨相機次鏡周向殼體作為仿真對象，設迎風面外界氣流速度為20 m/s，暫且忽略背風面的空氣對流，環境溫度為-70 ℃，控溫目標溫度為10 ℃，仿真計算得到該區域的溫度曲線如圖5 所示?？梢钥吹?，方案1 的溫度波動上限較方案2 的高約0.5 ℃；而且這個計算結果暫未考慮仿真對象邊界處與其他結構的熱耦合，在實際工況下如采用方案1，溫度波動幅值會進一步放大。因此，航空相機的部分主動熱控加熱帶設計須選擇方案2。

圖5 殼體控溫仿真結果Fig. 5 Simulation results of shell temperature control

最終，載荷相機共設計22 個加熱回路（對應22 個加熱區），總功率為240 W，加熱回路設置如圖6 所示，圖中類如加熱區2/3 的控溫回路采用方案2 的布置方式。

圖6 相機控溫區域Fig. 6 Temperature control areas of the camera

3 熱平衡仿真分析與試驗驗證

3.1 仿真分析

為初步驗證熱控設計的合理性，對熱控模型進行有限元分析，簡化載荷相機熱分析模型如圖7 所示。依據相機實際安裝方式建立結構間熱耦合，依據前文計算的輻射、對流換熱系數設置邊界條件。

圖7 載荷相機熱分析模型Fig. 7 Thermal analysis model of the camera

根據工作溫度要求，高分辨、寬視場相機的控溫目標溫度為10 ℃，紅外相機的控溫目標溫度為15 ℃。依據外部環境和相機工作模式確定低溫、高溫2 種極端工況，可近似對應夜晚和白日的狀態。

低溫工況條件輸入：環境溫度-70 ℃；外部氣流速度為20 m/s；各相機焦面電箱處于關機狀態，無熱耗；無地球反照與紅外輻射。

高溫工況條件輸入：環境溫度-30 ℃；外部氣流速度為3 m/s（相機為懸停狀態）；各相機焦面電箱處于最大工作時長狀態；地球反照與紅外輻射等共計716 W/m，方向為從地表垂直向上。

相機熱控系統并無溫度變化速率的設計要求，且平流層外部環境較為穩定，因此本文僅對上述2 種極端工況進行穩態計算，計算結果如圖8 和表3所示：相機主體溫度均勻性良好，且可滿足表1 所述的溫控指標。

表3 熱仿真溫度/功率統計Table 3 Statistics of thermal simulation temperature/power

圖8 載荷相機熱仿真溫度分布Fig. 8 Thermal simulation temperature results of the camera

由分析統計結果可見，低溫工況所需熱控功率占設計值的70%，具備一定的預留空間。在飛行器上行穿越云層的過程中，較大的空氣濕度易造成鏡頭結霜，此時可適當提升相機鏡頭處的控溫門限，在低溫工況下將高分辨相機次鏡以及鏡筒上端溫度拉升至30 ℃，可保證鏡頭透光玻璃的溫度整體高于0 ℃，以達到除霜效果。

高溫工況下，各相機焦面電箱溫度峰值遠低于溫控指標上限，因此在實際駐空過程中，特殊情況下可適當延長相機工作時間。此外，較大的散熱面余量保證了一定的改良實施空間。

3.2 試驗驗證

低氣壓熱平衡試驗可有效驗證熱設計以及仿真分析的正確性，通過獲取試驗過程中的溫度及功率數據，預示載荷相機在平流層環境下的實際狀態。根據現有試驗條件，僅能模擬高空中的低溫、低壓環境，不能實現對流換熱的模擬，對此須進行額外的余量估算。

如圖9 所示，載荷相機的低壓熱平衡試驗在環境模擬設備中進行，真空抽氣泵維持環境壓力為5000 Pa，通過循環油冷保持熱沉低溫。試驗中的高溫、低溫工況與仿真計算的工況對應。仿真時，高溫工況下地球反照與紅外輻射投射在相機鏡頭處，相當于熱控系統的有利條件，在試驗中可忽略；環模設備中基本沒有對流換熱，因此，高溫工況的試驗結果與仿真結果基本相似，低溫工況試驗所需控溫功率相較仿真結果更小。

圖9 低氣壓熱平衡試驗布置Fig. 9 Configuration for low pressure thermal balance test

截取高溫工況下相機焦面附近溫度數據如圖10所示，其中高分辨相機相繼測試了間隔工作模式和極限工作模式，焦面外殼最高溫度為15.7 ℃；紅外相機和寬視場相機處于常開狀態，紅外相機散熱面處最高溫度約為18.3 ℃，寬視場相機焦面外殼處最高溫度為18.7 ℃，均處于合理溫度范圍內。

圖10 高溫工況試驗焦面外殼溫度數據Fig. 10 Temperature data of the test under high temperature condition

截取低溫工況下部分控溫點溫度數據如圖11所示，未展示部分為圖中控溫點的對稱分布點以及其他易于控溫的區域。圖中各控溫點的溫度波動基本在±1 ℃以內，具有良好的溫度穩定性。試驗中低溫工況所用熱控總功率約為120 W。

圖11 低溫工況試驗溫度數據Fig. 11 Temperature data of the test under low temperature condition

通過仿真分析了試驗過程中缺失的對流換熱對熱控功率的影響，將相機外表面分為2 類：一類為被多層包覆的表面，對流換熱系數對熱控功率的影響較小，見圖12(a)；另一類為未被多層包覆的表面（鏡頭和散熱面），對流換熱系數對熱控功率的影響較大，見圖12(b)，對于此類控溫區域應額外預留20%～50%的熱控功率。

以試驗低溫工況為基礎，在不影響相機運行安全的前提下，將相機鏡頭和散熱面處溫度拉升至30 ℃，溫度曲線如圖13 所示，圖中控溫點與圖12(b)對應，結果所用熱控總功率約為145 W（＜240 W的加熱回路總功率），說明熱控功率余量充足。

圖12 對流換熱對熱控功率的影響Fig. 12 Influence of convective heat transfer on thermal control power

圖13 鏡頭/散熱面溫度拉升曲線Fig. 13 Temperature rise curves of the lens/cooling surface

4 結束語

本文針對無載荷艙航空相機，參考衛星載荷相機熱設計方法進行熱控設計，試驗測試了隔熱材料性能隨大氣壓力的變化曲線，計算分析了低壓環境下相機表面的對流換熱系數；結合主動與被動控溫措施，采用多層隔熱組件和聚氨酯泡沫作為隔熱材料，采用薄膜加熱片進行主動控溫，依據飛行器飛行特點劃分控溫區域，使相機組件溫度達到溫控指標要求。

經仿真熱分析和低壓熱平衡試驗對比發現，試驗結果與相關計算參數基本吻合，控溫點溫度波動基本在±1 ℃以內，高溫工況下焦面溫度滿足指標要求，驗證了熱設計方案的可行性。本文所進行的工作對類似的航空熱控工作也具有參考價值。