王永憲， 王志宏， 高明輝

（中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機械與物理研究所，吉林長春 130033）

0 引 言

目前，星載遙感系統(tǒng)在地球資源監(jiān)測、天文觀測、災(zāi)害監(jiān)測及軍事偵察等方面已經(jīng)獲得越來越廣泛的應(yīng)用。星載遙感器已成為人類認識自然、探索外層空間的重要工具[1-5]。由于離軸式星載遙感器在軌運行過程中直接暴露于冷黑空間，受到太陽輻射、地球紅外輻射和地球陽光反照及冷黑空間的交替作用，以及遙感器表面各部分接受輻射能量的不均勻性，將造成其表面溫度分布的不均勻性和波動性。同時，遙感器內(nèi)部CCD組件的工作也會對遙感器的溫度產(chǎn)生影響。

由于離軸式星載遙感器結(jié)構(gòu)和載荷非對稱性，即使遙感器的整體溫度水平變化均勻，光機結(jié)構(gòu)也將產(chǎn)生非對稱幾何尺寸變化。由熱引起的光機誤差將導(dǎo)致星載遙感器的視軸漂移（LOS）和波前畸變（WFE），嚴重破壞成像質(zhì)量，甚至無法成像。在溫度梯度下光學(xué)元件變形不僅帶來離焦量，還會產(chǎn)生球差等附加像差，并使其光學(xué)表面產(chǎn)生畸變，破壞成像質(zhì)量。為保障星載遙感器在空間環(huán)境條件下能正常工作并實現(xiàn)高質(zhì)量成像的要求，必須在針對具體溫度環(huán)境和遙感器自身特點進行精密熱控設(shè)計的同時進行仿真分析，預(yù)示在軌遙感器的溫度分布，采取相應(yīng)的熱控措施，以保證遙感器在整個工作期間溫度維持在要求的范圍內(nèi)。

1 軌道外熱流的計算[6]

遙感器與太陽及地球的相對位置不斷變化，遙感器表面所接收的外熱流也在不斷變化，用于對地觀測的高分辨力遙感器運行在太陽同步軌道上。所謂太陽同步軌道就是軌道平面進動方向與地球公轉(zhuǎn)方向大致相同，進動角速率等于地球公轉(zhuǎn)平均角速率（0.985 6°/d）的人造地球遙感器軌道。軌道上的遙感器以固定的地方時觀測地球，有較固定的光照條件。太陽視線與遙感器軌道平面的夾角不變，當(dāng)遙感器每次飛越某地上空時，太陽都是從同一角度照射該地，亦即遙感器每次都在同一當(dāng)?shù)貢r間經(jīng)過該地，這對遙感器成像有利，因為每次對某地拍攝的照片都是在同一照度下取得的，通過對比可以獲得更多的信息。太陽同步軌道傾角與軌道高度的關(guān)系由下式確定:

式中:Re——地球半徑;

h——軌道高度。

太陽同步軌道意味著太陽與軌道平面有相對固定的幾何關(guān)系。以地球球心為原點的天球坐標(biāo)中，太陽隨時間（以天計算）相對于軌道面地入射角為:

式中:i——軌道傾角;

ε——黃赤交角;

t0——降交點地方時;

Δα——赤經(jīng)差。

式中可以得出太陽與軌道面的入射角在一年中有季節(jié)性的變化，在一天中變化較小。

遙感器本體近似為立方體，其各個面名稱定義為:遙感器本體飛行方向為+X面;遙感器本體對地面為+Z面;按照右手定則得到+Y面，與+X面、+Y面及+Z面分別對應(yīng)的面為-X面、-Y面及-Z面。

在遙感器的坐標(biāo)系中，遙感器各面外法線方向余弦為（cosαj;cosβj;cosγj），太陽輻射角系數(shù)為:

式中:θ——遙感器到會日點的地心角距;

ip——太陽對軌道面的入射角，太陽輻射周期平均角系數(shù)為:

星載遙感器外表面任一微元dA上所受的太陽輻射外熱流為:

式中:F——太陽輻射角系數(shù); S——太陽常數(shù);

αt——太陽吸收率，與表面性質(zhì)有關(guān)。

低溫工況取夏至?xí)r的外熱流，太陽常數(shù)為S=1 320 W/m2，遙感器頂板溫度取0℃;

高溫工況取冬至?xí)r的外熱流，太陽常數(shù)為S=1 399 W/m2，高溫末期工況取冬至?xí)r的外熱流并考慮涂層退化的影響，在遙感器頂板溫度取30℃。

計算中采用的熱分析軟件為I-DEAS/TMG。按照節(jié)點網(wǎng)絡(luò)法進行建模。節(jié)點的能量平衡方程為:

式中:G——節(jié)點質(zhì)量，kg;

c——比熱，kJ/（kg?℃）;

T——絕對溫度，K;

τ——時間，s;

Rk，RE——分別為熱網(wǎng)絡(luò)的傳導(dǎo)和輻射系數(shù);

Qi——總的內(nèi)、外熱流量，W。

首先計算遙感器在軌道上運行時各個方向的外熱流。6個方向單位面積上到達的平均外熱流如圖1所示。

圖1 高溫工況下各表面到達外熱流

從外熱流的圖形可以看出:

1）星載遙感器各面到達外熱流數(shù)據(jù)變化不大，變化趨勢大致相同。

2）遙感器+Y面和+Z面由于受太陽到達外熱流變化比較平穩(wěn)，數(shù)值比較小，而+X面和-X面變化較為劇烈。

2 熱設(shè)計

星載遙感器精密熱設(shè)計從系統(tǒng)工程出發(fā)，針對系統(tǒng)整個壽命周期及全部熱環(huán)境提出熱控方案。根據(jù)空間外熱流的分布特點，結(jié)合內(nèi)熱源的大小和工作模式，采取了被動熱控制措施和主動熱控制措施。被動熱控主要是為了拉平星載遙感器的溫度水平，主動熱控主要是為了控制星載遙感器的溫度梯度。

1）在星載遙感器的主體蒙皮表面包覆多層隔熱組件MLI，可以有效地和瞬變的外熱流及冷黑空間隔離，減小熱量散失和太陽直接輻射等對其產(chǎn)生的影響。

2）遙感器框架表面、光闌等部位均噴涂消雜光黑漆（ε≥0.9），以利于遙感器內(nèi)部溫度均勻化。

3）在星載遙感器的光學(xué)鏡體安裝處的結(jié)構(gòu)或與之相連的部件均設(shè)置溫度補償措施，以保證溫度水平和溫度梯度在要求的范圍內(nèi)。

4）遙感器通過3個支座與衛(wèi)星本體連接，支座與固定的螺釘均采用TC4材料，支座底部墊有8 mm厚聚酰亞胺（λ=0.16 W/（m?K））隔熱墊板，隔離遙感器與星體間熱交換。

5）CCD組件作為星載遙感器的核心部件，為了疏導(dǎo)CCD焦面工作時產(chǎn)生的熱量，防止溫度過高產(chǎn)生的熱應(yīng)力集中，以及對相鄰光學(xué)元件的影響，采取如下熱控措施:

①熱疏導(dǎo)。通過傳熱通道將CCD焦平面工作時產(chǎn)生的熱量傳導(dǎo)至外部輻射冷板，再由輻射冷板散失到冷黑空間。

②填充導(dǎo)熱膠。在熱量傳遞路徑上的安裝面填充導(dǎo)熱硅膠，降低整個導(dǎo)熱路徑的熱阻，提高傳熱效果。

③熱隔離。在與CCD焦平面相鄰的成像電路組件表面粘貼多層隔熱組件（MLI），減小CCD焦平面工作時對成像電路組件的影響。

④熱控涂層。在CCD焦平面基板，遙感器內(nèi)框架表面噴涂消雜光黑漆。

3 熱仿真分析

對遙感器在空間環(huán)境條件下的熱平衡狀態(tài)進行分析，旨在考核熱控設(shè)計方案的有效性與正確性。統(tǒng)籌考慮與衛(wèi)星平臺的安裝點溫度，軌道周期等具有相互熱作用的構(gòu)件。載荷工況主要考慮受到的外熱流狀況影響。工程分析中外熱流計算和穩(wěn)態(tài)溫度場計算均采用I-DEAS/TMG軟件計算[7-8]。

3.1 熱傳遞原理

3.1.1 熱傳導(dǎo)

熱傳導(dǎo)可以定義為完全接觸的兩個物體之間或一個物體的不同部分之間由于溫度梯度而引起的內(nèi)能的交換。熱傳導(dǎo)遵循傅里葉定律:

式中:q″——熱流密度，W/m2;

k——導(dǎo)熱系數(shù)，W/m?℃;

“-”——熱量流向溫度降低的方向。

3.1.2 熱對流

熱對流是指固體的表面與它周圍接觸的流體之間，由于溫差的存在引起的熱量交換。熱對流可以分為兩類:自然對流和強制對流。熱對流用牛頓冷卻方程來描述:

式中:h——對流換熱系數(shù)（或稱膜傳熱系數(shù)、給熱系數(shù)、膜系數(shù)等）;

TS——固體表面的溫度;

TB——周圍流體的溫度。

3.1.3 熱輻射

熱輻射指物體發(fā)射電磁能，并被其它物體吸收轉(zhuǎn)變?yōu)闊岬臒崃拷粨Q過程。物體溫度越高，單位時間輻射的熱量越多。熱傳導(dǎo)和熱對流都需要有傳熱介質(zhì)，而熱輻射無須任何介質(zhì)。實質(zhì)上，在真空中的熱輻射效率最高。

3.2 熱仿真計算模型

仿真分析采用有限元法進行，有限元模型的劃分遵循幾何等效和熱等效的原則，既考慮到有限元模型與實際結(jié)構(gòu)的幾何相似，又在熱容等效的前提下進行模型簡化，同時考慮到不同材料的熱慣性，以正確反映熱量的傳遞。利用I-DES/ TMG軟件的partition功能，將遙感器幾何實體復(fù)雜的拓撲結(jié)構(gòu)通過附加線、面劃分成相對簡單的拓撲構(gòu)形，逐一進行網(wǎng)格劃分，共5 736個節(jié)點和4 865個單元。

3.3 熱控指標(biāo)

遙感器由地面到入軌過程以及在軌運行期間，所處熱環(huán)境發(fā)生巨大變化，遙感器自身的熱狀態(tài)也不斷發(fā)生變化，在熱彈性作用下使光學(xué)鏡頭的表面形狀、相對位置發(fā)生變化，導(dǎo)致光學(xué)系統(tǒng)視軸（LOS）漂移及波前差（WFE）變化，使成像質(zhì)量變壞，甚至根本無法成像;同時，由于CCD焦面受到環(huán)境溫度變化的影響，會產(chǎn)生熱噪聲、暗電流，使成像質(zhì)量降低;電控系統(tǒng)會由于溫度過高而失效。為完成遙感器在軌工作任務(wù)，必須保障遙感器熱光學(xué)要求，確保光學(xué)系統(tǒng)在空間熱環(huán)境作用下所引起的視軸（LOS）漂移及波前差（WFE）變化在許用范圍之內(nèi)，滿足遙感器光學(xué)系統(tǒng)總的熱光學(xué)指標(biāo)。溫度范圍:（20±5）℃;軸向溫差:≤3℃;周向溫差:≤2℃。

3.4 穩(wěn)態(tài)計算

軌道參數(shù)設(shè)置如下:太陽同步運行軌道;軌道高度為642 km;軌道傾角為96.8°;降交點地方時10:10;低溫工況取夏至?xí)r的外熱流 β角為-19.66°，S1=1 320 W/m2;高溫工況取冬至?xí)r外熱流，β角為-25.43°，S2=1 412 W/m2。

低溫工況:衛(wèi)星平臺的溫度為-10℃，星載遙感器內(nèi)部單元全不工作，內(nèi)熱源為零的情況下，主動熱控功耗84 W，多層隔熱組件表面太陽吸收率取0.20，取最小β角。

高溫工況:衛(wèi)星平臺的溫度為20℃，星載遙感器單元全部工作，內(nèi)熱源最大的情況下，主動熱控功耗68 W，多層隔熱組件表面太陽吸收率取0.38，取最大β角。

星載遙感器本體在高、低工況的溫度分布分別見表1和表2。

表1 低溫工況遙感器本體溫度數(shù)據(jù)統(tǒng)計表 ℃

表2 高溫工況遙感器本體溫度數(shù)據(jù)統(tǒng)計表 ℃

溫度整體上在18.9～24.2℃之間，其溫度水平處于可控狀態(tài)，主鏡、次鏡、三鏡、調(diào)焦鏡4個光學(xué)元件的溫度在19.4～20.5℃之間，單個鏡體的最大溫差為0.4℃。星載遙感器本體的溫度滿足（20±5）℃的溫度水平要求，其周向和軸向溫差均滿足設(shè)計要求。

3.5 瞬態(tài)計算

對于瞬變內(nèi)部功耗，按照遙感器每周期內(nèi)不同工作模式對應(yīng)的持續(xù)時間和功耗進行賦值;瞬變外熱流按照實際情況設(shè)定邊界條件;主鏡溫度基本維持在19.5℃附近，波動較小，主鏡瞬態(tài)計算結(jié)果如圖2所示。

圖2 主鏡的瞬態(tài)溫變圖

4 試驗驗證

為驗證熱分析模型的正確性，同時考核熱控設(shè)計的有效性，根據(jù)航天規(guī)范要求進行了熱平衡試驗。試驗在熱真空環(huán)境模擬器內(nèi)進行，在調(diào)焦機構(gòu)周圍通過粘貼加熱片和利用紅外加熱籠熱輻射的方式來模擬軌道熱環(huán)境。真空度＜1.3× 10-3Pa，熱沉溫度控制在100 K以下，模擬軌道的真空環(huán)境和冷黑環(huán)境。試驗分為高溫、低溫工況兩個階段進行。

恒定外熱流試驗工況穩(wěn)定的判據(jù)是當(dāng)檢測點的溫度變化符合下列條件之一者，則認為試驗工況達到穩(wěn)定:在連續(xù) 4 h內(nèi)，波動值不超過±0.5℃;在連續(xù) 4 h內(nèi)，單調(diào)變化值小于0.1℃/h。

遙感器共設(shè)置了10個溫度采集點，各工況平衡狀態(tài)溫度結(jié)果如圖3所示。

圖3 遙感器平衡狀態(tài)下溫度測點曲線

試驗結(jié)果顯示結(jié)構(gòu)在極端工況條件下最大溫差＜4℃，試驗結(jié)果的各個工況的平衡溫度與分析結(jié)果一致，充分說明了熱分析結(jié)果的正確性。

5 結(jié) 語

針對太陽同步軌道星載遙感器結(jié)構(gòu)特點和復(fù)雜多變的外熱流分布所帶來的熱控制難度，提出了適應(yīng)該特點的熱設(shè)計和仿真分析。仿真分析結(jié)果表明，通過合理的熱量補償方式，控制遙感器溫度分布和溫度水平，使其滿足溫控指標(biāo)要求。經(jīng)過極端工況熱平衡試驗，驗證了遙感器精密熱控設(shè)計的有效性和正確性。所采用的熱控措施技術(shù)成熟、可操作性高、滿足設(shè)計約束條件的要求。星載遙感器的熱設(shè)計和仿真分析試驗驗證提高了可信度，縮短了時間，降低了費用。該計算方法同樣適用于其它類型的遙感器，具有通用價值。

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