趙振明 魯盼 宋欣陽

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

0 引言

近幾十年世界各國衛(wèi)星遙感技術(shù)發(fā)展迅速，在氣象監(jiān)測、地球資源勘探、海洋勘探、軍事偵察等領(lǐng)域發(fā)揮了巨大的作用[1]，而高分辨率對地觀測衛(wèi)星更是未來遙感衛(wèi)星的主要發(fā)展方向，代表著空間遙感技術(shù)領(lǐng)域的制高點(diǎn)[2]?！案叻侄枴保℅F-2）衛(wèi)星作為我國未來民用高分辨率對地觀測衛(wèi)星的一個主要產(chǎn)品，其上裝載的主要載荷為高分辨率全色/多光譜相機(jī)（以下簡稱相機(jī)），主要任務(wù)是在衛(wèi)星運(yùn)行的軌道上獲取星下點(diǎn)附近地面高分辨率的地面景物圖像。

分辨率的提高意味著光學(xué)系統(tǒng)口徑的增大[2]，而長焦距、大口徑的光學(xué)系統(tǒng)成像品質(zhì)對相機(jī)內(nèi)部和空間環(huán)境的溫度變化更加敏感，使得溫度場的變化成為影響高分辨率相機(jī)在軌成像品質(zhì)的重要因素[3]。為了確?？臻g相機(jī)在軌高精度成像，為相機(jī)創(chuàng)造一個最佳的工作環(huán)境，世界各國在空間相機(jī)熱控方面均開展了大量的研究工作，并通過采用先進(jìn)的熱控措施、熱控產(chǎn)品和設(shè)計(jì)方法不斷提升著空間相機(jī)的熱控精度。從公開發(fā)表的文獻(xiàn)資料可知，國外先進(jìn)航天器熱控精度已經(jīng)達(dá)到mK量級，而國內(nèi)空間相機(jī)的熱控精度也均在±1℃。

GF-2衛(wèi)星相機(jī)采用反射式光學(xué)系統(tǒng)，其主光學(xué)口徑超過500mm，光學(xué)系統(tǒng)焦距大于7 000mm。為滿足對地觀測的要求，相機(jī)需具有非常高的指向精度和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。然而，在軌時非均勻的溫度場變化會引起反射鏡及支撐結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱變形，導(dǎo)致相機(jī)鏡面面型、反射鏡及支撐結(jié)構(gòu)空間位置的改變，最終造成相機(jī)對地指向偏離，成像品質(zhì)下降，必須對相機(jī)進(jìn)行高精度的溫度控制。通過熱光學(xué)分析可知，為保證成像品質(zhì)和定位精度，GF-2衛(wèi)星相機(jī)主要光機(jī)部件的在軌控溫精度和溫度穩(wěn)定度均需優(yōu)于±0.3℃。

目前，GF-2衛(wèi)星兩臺相機(jī)的溫控系統(tǒng)在軌工作正常，很好的滿足了成像的需求。本文詳細(xì)給出了相機(jī)的熱控方案，并通過熱平衡試驗(yàn)結(jié)果和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)，證明了相機(jī)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性。

1 相機(jī)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1 熱設(shè)計(jì)任務(wù)分析

GF-2衛(wèi)星運(yùn)行于太陽同步軌道，兩臺高分辨率相機(jī)并聯(lián)后通過底板安裝在衛(wèi)星載荷艙板上，相機(jī)入光口指向地球。每臺相機(jī)的光機(jī)主體均由遮光罩組件、反射鏡組件、焦面組件、支撐結(jié)構(gòu)等組成，如圖1所示。相機(jī)采用主承力板構(gòu)型，即主鏡組件、三鏡組件、前鏡筒組件、折鏡組件、焦面組件和星敏感器支架等主要部組件均直接安裝在主承力板上；次鏡組件安裝在前鏡筒組件的前端；在主承力板與安裝底板間是阻尼桁架；遮光罩直接安裝在衛(wèi)星艙板上。

圖1 相機(jī)結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Schematic drawing of the space camera

如前所述，GF-2衛(wèi)星相機(jī)焦距長、分辨率高，對溫度變化十分敏感，細(xì)微的溫度變化所引起的結(jié)構(gòu)熱變形也會給相機(jī)成像帶來很大的影響，導(dǎo)致離焦甚至無法正常成像。此外，GF-2衛(wèi)星對成像的空間位置精度要求很高，亦即需要相機(jī)具有高精度的光軸指向精度，同樣需要最大程度上的降低溫度所導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)熱變形。因此，為了給相機(jī)一個相對穩(wěn)定的熱環(huán)境，保證在軌的圖像品質(zhì)要求，需要對表1中所示的各部組件進(jìn)行高精度的控溫。

表1 相機(jī)各部件在軌溫度指標(biāo)要求Tab.1 Temperature demand for the camera

為了使得相機(jī)在惡劣的太空環(huán)境中能夠達(dá)到表1所示的指標(biāo)要求，需要對相機(jī)各光學(xué)鏡片、支撐結(jié)構(gòu)、焦面組件等進(jìn)行精確的熱控設(shè)計(jì)。其中光學(xué)鏡頭及支撐結(jié)構(gòu)在軌溫度穩(wěn)定度全壽命周期保持±0.3℃的指標(biāo)，超過了國內(nèi)目前在軌的所有大口徑光學(xué)遙感器，也是該相機(jī)熱控設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)。

1.2 熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

空間相機(jī)傳統(tǒng)的主動控溫方法為：將電加熱器直接粘貼于被控對象表面，根據(jù)被控對象上測溫元件的溫度反饋信息，通過控溫算法由溫度控制器自動計(jì)算出電加熱器所需的輸出功率或加熱時間，從而對被控對象進(jìn)行主動的溫度控制。當(dāng)加熱功率足夠時，該方法能夠使被控對象的溫度在所設(shè)定中心點(diǎn)溫度上下的一定范圍內(nèi)波動，而波動范圍與外部環(huán)境和其它部組件溫度變化的劇烈程度直接相關(guān)。通過對GF-2相機(jī)溫度場的仿真分析可知，盡管目前空間相機(jī)所用溫度控制器的理論控溫精度已經(jīng)可以達(dá)到±0.2℃甚至更高的水平，但當(dāng)相機(jī)入光口處軌道外熱流劇烈變化、相機(jī)內(nèi)部電子設(shè)備和衛(wèi)星平臺溫度大幅波動時，采用上述方法仍無法滿足±0.3℃的控溫指標(biāo)要求，必須采用更加先進(jìn)的控制方法或設(shè)計(jì)理念來滿足相機(jī)對溫度穩(wěn)定度的要求。

由于太空中的高真空度環(huán)境，航天器內(nèi)主要的換熱方式為接觸傳導(dǎo)和輻射傳導(dǎo)。根據(jù)傳熱學(xué)基本原理，兩物體間接觸傳導(dǎo)可表述為

式中 Q為物體A、B間的換熱量；TA為物體A溫度，TB為物體B溫度；為物體A、B間的接觸熱阻，其中K為物體A、B間的接觸傳熱系數(shù)，A為接觸面積（此處假設(shè)A、B面積相等且完全接觸）。

而由斯忒藩–玻爾茲曼定律輻射傳導(dǎo)可表述為

式中 A為輻射換熱面積；ε為物體表面紅外發(fā)射率；C0=5.67W/(m2K4)。

式（2）以熱阻形式表示為

通過上述接觸傳導(dǎo)和輻射傳導(dǎo)熱阻的計(jì)算公式可知，在常溫溫區(qū)，兩物體間的輻射傳導(dǎo)熱阻遠(yuǎn)大于接觸傳導(dǎo)熱阻。如果通過控制A的溫度間接控制B，即使A的溫度變化范圍較大，輻射傳導(dǎo)熱阻也能夠使得B的溫度變化范圍大大減小，使B的控溫具有更好的魯棒性?；诖嗽恚珿F-2衛(wèi)星相機(jī)采用了全輻射主動控溫的方法，即將電加熱器全部粘貼在輔助控溫板上，并通過溫度控制器控制輔助控溫板的溫度，而后通過輔助控溫板與相機(jī)光學(xué)鏡片和支撐結(jié)構(gòu)間的輻射傳導(dǎo)間接控制相機(jī)的溫度。為了最大程度上減小軌道外熱流、空間低溫背景、衛(wèi)星艙溫度變化等因素的影響，在部分輔助控溫板的兩面還包覆了多層隔熱組件，以進(jìn)一步增大輻射傳導(dǎo)熱阻。通過對相機(jī)的仿真分析可知，相機(jī)輔助控溫板在軌可能會存在十幾度甚至幾十度的溫度變化，而光學(xué)鏡片和支撐結(jié)構(gòu)則能夠很好的控制在±0.3℃的范圍內(nèi)。圖2為相機(jī)采用輔助控溫板的示意圖。

圖2 相機(jī)輔助控溫板示意Fig.2 Assistant temperature control plate on the camera

除了上述的主動溫控措施外，GF-2衛(wèi)星相機(jī)還采用了目前航天器常用的被動熱控措施，包括：

1）相機(jī)全部外表面包覆多層隔熱組件以減小軌道外熱流、空間背景低溫和衛(wèi)星載荷艙溫度波動對相機(jī)主體的影響[4-5]。

2）采用圖3所示特殊設(shè)計(jì)的分層隔熱墊片隔絕相機(jī)安裝位置衛(wèi)星艙板溫度波動對相機(jī)控溫的影響。

3）通過結(jié)構(gòu)熱控一體化設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)主要光機(jī)結(jié)構(gòu)與其它部組件（如輔助控溫板、焦面支架等）的強(qiáng)化隔熱，如圖4所示。

圖3 相機(jī)底板隔熱設(shè)計(jì)示意Fig.3 Schematic drawing of the base board

圖4 強(qiáng)化隔熱結(jié)構(gòu)示意Fig.4 Design for the enhanced conductive insulation

4）采用熱管、導(dǎo)熱鋁條、銅導(dǎo)熱索等將相機(jī)電子設(shè)備工作時產(chǎn)生的熱量傳遞到衛(wèi)星艙外的散熱面進(jìn)行熱排散，以降低發(fā)熱部件的溫度水平[6-9]，降低CCD器件的暗電流[10]，并確保各電子元器件溫度在許可的范圍內(nèi)。CCD器件及焦面電路的散熱措施如圖5和圖6所示。

圖5 CCD器件散熱措施示意Fig.5 Heat dissipation design for the CCD

圖6 焦面電路散熱措施示意Fig.6 Heat dissipation design for the focal plane unit

2 地面試驗(yàn)驗(yàn)證及在軌飛行驗(yàn)證

空間相機(jī)對熱控系統(tǒng)的地面驗(yàn)證試驗(yàn)主要是模擬真空低溫環(huán)境下的熱平衡試驗(yàn)，試驗(yàn)獲取的溫度數(shù)據(jù)能夠真實(shí)的反應(yīng)相機(jī)在軌的工作情況，是驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)正確性與合理性的有效手段[11]。為此，GF-2衛(wèi)星相機(jī)在研制過程中進(jìn)行了充分的熱平衡試驗(yàn)，驗(yàn)證了相機(jī)主體熱控設(shè)計(jì)的正確性，預(yù)示了相機(jī)在軌工作時的溫度分布。試驗(yàn)中利用真空模擬室模擬在軌真空低溫環(huán)境，采用紅外籠和電加熱器模擬軌道外熱流，采用鋁合金結(jié)構(gòu)板粘貼電加熱器模擬衛(wèi)星載荷艙溫度邊界。表2是熱平衡試驗(yàn)的工況設(shè)置，包含了相機(jī)在軌可能出現(xiàn)的極端高溫、極端低溫以及衛(wèi)星故障模式下的應(yīng)急姿態(tài)等狀態(tài)。

表2 熱平衡試驗(yàn)工況Tab.2 Thermal balance test cases

表3為相機(jī)熱平衡試驗(yàn)的結(jié)果，以及與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)的對比?？梢钥闯?，在當(dāng)前的熱控措施下相機(jī)各部分溫度均滿足指標(biāo)要求，熱控設(shè)計(jì)合理可行，熱控產(chǎn)品工作正常。

表3 相機(jī)熱試驗(yàn)和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)Tab.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 結(jié)束語

本文根據(jù) GF-2衛(wèi)星相機(jī)在軌成像所需的溫度要求，詳細(xì)分析了相機(jī)熱控設(shè)計(jì)的重點(diǎn)與難點(diǎn)，并針對相機(jī)光學(xué)鏡頭及支撐結(jié)構(gòu)在軌溫度穩(wěn)定性全壽命周期保持±0.3℃的熱控設(shè)計(jì)難點(diǎn)，創(chuàng)新性的利用傳熱學(xué)中輻射傳導(dǎo)熱阻遠(yuǎn)大于接觸傳導(dǎo)熱阻的原理，通過增加輔助控溫板對相機(jī)采取輻射主動溫控措施，同時輔助以空間相機(jī)常用的被動熱控措施，形成了 GF-2衛(wèi)星相機(jī)系統(tǒng)的熱控設(shè)計(jì)方案。相機(jī)熱平衡試驗(yàn)結(jié)果和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，熱控設(shè)計(jì)合理可行，熱控措施能夠很好的滿足相機(jī)在軌成像時所需溫度要求。

GF-2衛(wèi)星相機(jī)成功在軌運(yùn)行證明了首次使用的輻射主動控溫方法具有很好的控溫精度和魯棒性，在未來空間相機(jī)高精度、高穩(wěn)定性控溫設(shè)計(jì)中具有很好的應(yīng)用前景。

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