于峰 徐娜娜 趙宇 徐先鋒 封艷廣

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

于峰 徐娜娜 趙宇 徐先鋒 封艷廣

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

“高分四號(hào)”衛(wèi)星搭載的相機(jī)具有較高的分辨率和指向精度，需相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)及主承力結(jié)構(gòu)在全壽命周期內(nèi)保持高溫度穩(wěn)定性，且該相機(jī)工作于地球靜止軌道，所處空間熱環(huán)境更為復(fù)雜，給熱控設(shè)計(jì)帶來極大挑戰(zhàn)。文章結(jié)合相機(jī)在軌成像需求和空間熱流特點(diǎn)，詳細(xì)分析了相機(jī)熱控設(shè)計(jì)的重點(diǎn)與難點(diǎn)，并創(chuàng)新性的采用了遮光罩開設(shè)散熱面、間接輻射控溫、南北耦合散熱面等熱控措施，實(shí)現(xiàn)了高軌相機(jī)的高精度溫度控制。熱平衡試驗(yàn)與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，相機(jī)的熱控設(shè)計(jì)合理可行，能夠滿足相機(jī)在軌成像的溫度要求，為未來高軌大口徑光學(xué)相機(jī)高精度、高穩(wěn)定性熱控設(shè)計(jì)奠定了良好的基礎(chǔ)。

地球靜止軌道 熱控設(shè)計(jì) 熱平衡試驗(yàn) 在軌驗(yàn)證 大口徑光學(xué)相機(jī) “高分四號(hào)”衛(wèi)星

0 引言

在空間對(duì)地觀測(cè)領(lǐng)域，世界各國(guó)對(duì)衛(wèi)星觀測(cè)數(shù)據(jù)高時(shí)間、高空間分辨率和高穩(wěn)定性的要求不斷提高，地球靜止軌道凝視成像系統(tǒng)以其遠(yuǎn)優(yōu)于中低軌道觀測(cè)衛(wèi)星的高時(shí)效性、持續(xù)探測(cè)能力和對(duì)敏感事件的近實(shí)時(shí)響應(yīng)能力，成為當(dāng)前國(guó)際遙感衛(wèi)星領(lǐng)域一個(gè)重要的發(fā)展方向[1-4]。“高分四號(hào)”衛(wèi)星是我國(guó)國(guó)家重大專項(xiàng)工程中向高軌道進(jìn)軍的第一顆星，星上的主載荷是國(guó)內(nèi)首臺(tái)地球靜止軌道高分辨率面陣凝視成像相機(jī)，填補(bǔ)了中國(guó)高軌道高分辨率光學(xué)遙感的空白，達(dá)到世界先進(jìn)水平，可用于氣象觀測(cè)、搶險(xiǎn)救災(zāi)、環(huán)境保護(hù)、國(guó)土普查等多個(gè)領(lǐng)域。

相機(jī)采用了長(zhǎng)焦距、大口徑光學(xué)鏡頭，大面陣焦平面，以及長(zhǎng)時(shí)間連續(xù)成像的工作模式[5]。為保證在軌成像品質(zhì)和指向精度，相機(jī)的主要部組件需在全壽命周期內(nèi)保持較高的溫度穩(wěn)定性[6]。由于相機(jī)在軌運(yùn)行中要長(zhǎng)期經(jīng)受太陽、行星和空間低溫?zé)岢恋慕惶婕訜岷屠鋮s，引起相機(jī)表面周期性的高低溫劇烈變化（變化幅度可達(dá)±200℃），給熱控設(shè)計(jì)帶來挑戰(zhàn)[7]。尤其對(duì)于地球靜止軌道相機(jī)，所處空間熱流變化更為復(fù)雜[8-10]，一個(gè)軌道周期內(nèi)，光學(xué)系統(tǒng)可能面臨長(zhǎng)達(dá)4h的太陽照射，其余時(shí)間則面對(duì)3K左右的冷黑空間環(huán)境，光學(xué)系統(tǒng)的溫度穩(wěn)定性很難保證。此外，衛(wèi)星各面均可能受到太陽照射，不存在太陽同步遙感器具有的長(zhǎng)期背陰面，給大功耗電子設(shè)備的散熱帶來困難，亟需提升散熱效率。

本文給出了“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)詳細(xì)的熱控設(shè)計(jì)方案，并經(jīng)過了地面試驗(yàn)和在軌飛行驗(yàn)證，證明了相機(jī)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的正確性和合理性。

1 相機(jī)熱控設(shè)計(jì)

1.1相機(jī)概述

“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)由遮光罩組件、主承力結(jié)構(gòu)、阻尼桁架、前鏡筒、光學(xué)系統(tǒng)、可見光焦面組件、紅外焦面組件等組成。遮光罩組件分為上筒和下筒，通過下筒底部的法蘭安裝在衛(wèi)星上；主承力結(jié)構(gòu)包括前承力框、后承力筒和紅外承力板，前承力框通過阻尼桁架安裝在衛(wèi)星上，相機(jī)的光學(xué)、結(jié)構(gòu)和電子學(xué)組件均安裝在主承力結(jié)構(gòu)上。相機(jī)外形結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 相機(jī)外形結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Schematic drawing of the camera configuration

相機(jī)具有可見光近紅外和中波紅外兩個(gè)獨(dú)立的成像通道，兩通道既可單獨(dú)成像，也可同時(shí)成像?？梢姽饨t外通道電子設(shè)備熱耗約為80W，中波紅外通道電子設(shè)備熱耗約為120W。

為確保相機(jī)在軌成像品質(zhì)，相機(jī)主要部組件需要滿足表1中的控溫指標(biāo)要求。

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

1.2相機(jī)熱設(shè)計(jì)任務(wù)分析

“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)的溫度要求高，所處空間熱環(huán)境復(fù)雜，熱設(shè)計(jì)難度大，主要體現(xiàn)在：

1）相比于太陽同步軌道相機(jī)，地球靜止軌道相機(jī)所處空間熱環(huán)境更為復(fù)雜和惡劣。相機(jī)各面受照和不受照的時(shí)間持續(xù)很長(zhǎng)，不受照時(shí)無任何熱流，導(dǎo)致相機(jī)外表面溫度變化十分劇烈。而為滿足高分辨率成像要求，相機(jī)光學(xué)組件周向及軸向溫差需小于1℃，主承力結(jié)構(gòu)周向和軸向溫差需小于3.5℃，溫度波動(dòng)均需≤1.5℃/h，因此，抑制外熱流擾動(dòng)，保持相機(jī)內(nèi)部溫度穩(wěn)定難度很大。

2）長(zhǎng)時(shí)間的“日凌”現(xiàn)象對(duì)相機(jī)遮光罩和主光學(xué)系統(tǒng)的熱控設(shè)計(jì)造成巨大挑戰(zhàn)[11]。午夜前后，太陽照射遮光罩內(nèi)壁甚至光學(xué)系統(tǒng)，造成溫度升高很快，給成像造成極大影響，甚至損壞設(shè)備；無太陽照射時(shí)，入光口外熱流為 0，遮光罩和光學(xué)系統(tǒng)降溫很快，因此，亟需采取創(chuàng)新性的熱控措施抑制入光口外熱流波動(dòng)對(duì)相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)溫度的影響。

3）地球靜止軌道衛(wèi)星無長(zhǎng)期背陰面，外熱流相對(duì)較為穩(wěn)定的±Y面不同日期下也面臨著較大太陽輻射外熱流變化，且相機(jī)內(nèi)部電子設(shè)備熱耗較大，超過200W，因而相機(jī)散熱設(shè)計(jì)面臨較大難度。

1.3 相機(jī)外熱流分析

假設(shè)相機(jī)+Z軸指向地球，+X軸指向衛(wèi)星飛行方向，+Y軸與+X、+Z軸成右手定則，典型時(shí)刻的太陽輻射外熱流變化情況如圖2所示：

圖2 太陽輻射外熱流周期變化Fig.2 Periodic heat flow of solar radiation

由圖2所示的太陽輻射外熱流計(jì)算結(jié)果可知：

1）對(duì)于±X面，各工況一個(gè)周期內(nèi)均存在0~1 400W/m2左右的周期變化，熱環(huán)境極為惡劣。

2）對(duì)于±Y面，夏至?xí)r刻到達(dá)–Y面的外熱流最大，冬至?xí)r刻為0；冬至?xí)r刻到達(dá)+Y面的外熱流最大，夏至?xí)r刻為0；各工況一個(gè)周期內(nèi)外熱流均保持穩(wěn)定，且兩個(gè)面不會(huì)同時(shí)受照。

3）對(duì)于+Z面，白天不受輻照，夜間受輻照，春分時(shí)刻到達(dá)+Z面的外熱流極值達(dá)到最大，但在午夜前后約72min處于地球陰影區(qū)，此段時(shí)間內(nèi)相機(jī)的各個(gè)表面均不受太陽輻射照射，所以對(duì)于+Z面而言，其在春分時(shí)刻接受的外熱流總量并非最大，太陽光與赤道面夾角（太陽入射角）為8.8°時(shí)刻相機(jī)不再存在處于地球陰影區(qū)的時(shí)刻，此時(shí)+Z面接收的外熱流總量最大。

1.4 相機(jī)熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)

“高分四號(hào)”相機(jī)兩個(gè)通道工作模式為可見光通道白天工作，紅外通道全天候工作，同時(shí)開機(jī)熱耗超過 200W，內(nèi)熱源與外熱流擾動(dòng)均很大，且光學(xué)系統(tǒng)溫度穩(wěn)定性要求高。結(jié)合“高分四號(hào)”相機(jī)的任務(wù)特點(diǎn)及所處的地球靜止軌道空間環(huán)境，采用一系列創(chuàng)新性的熱控措施，實(shí)現(xiàn)了高精度溫度控制，確保了相機(jī)成像品質(zhì)。

1.4.1 主光學(xué)系統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)

與低軌相機(jī)不同，高軌相機(jī)面臨長(zhǎng)時(shí)間的“日凌”現(xiàn)象，遮光罩內(nèi)部甚至光學(xué)系統(tǒng)會(huì)長(zhǎng)時(shí)間面臨太陽照射。為保證光學(xué)系統(tǒng)的溫度要求，對(duì)相機(jī)遮光罩和光學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行了熱控設(shè)計(jì)，主要措施如下：

1）遮光罩選用高熱導(dǎo)率材料。遮光罩作用為屏蔽外部熱流擾動(dòng)，消除雜光，為相機(jī)提供適宜的成像條件。常規(guī)遮光罩一般采用碳纖維等復(fù)合材料，其導(dǎo)熱性能較差，而“日凌”導(dǎo)致高軌相機(jī)遮光罩內(nèi)壁將長(zhǎng)期受太陽照射，且能量分布極不均勻，極易產(chǎn)生局部熱點(diǎn)影響相機(jī)成像性能。為減小局部能量聚集，拉均遮光罩溫度，“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)遮光罩選用了高熱導(dǎo)率的2A12O鋁合金材料制作蜂窩結(jié)構(gòu)。同時(shí)，光柵亦采用高熱導(dǎo)率的2A12O鋁合金，起到進(jìn)一步均溫的效果。

2）遮光罩進(jìn)行合理的散熱設(shè)計(jì)。受“日凌”影響，如采用傳統(tǒng)的外表面包覆多層隔熱材料的方式將會(huì)使遮光罩局部溫度升至 80℃以上，成像品質(zhì)嚴(yán)重下降。為降低遮光罩溫度，“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)創(chuàng)新性的在遮光罩外表面局部噴涂低吸收—發(fā)射比的熱控涂層，開設(shè)散熱面進(jìn)行散熱。但為避免遮光罩不受曬時(shí)刻溫度下降過多，拉低主光學(xué)系統(tǒng)溫度，增加主動(dòng)控溫功耗，需要對(duì)散熱面面積進(jìn)行反復(fù)迭代計(jì)算，滿足光學(xué)系統(tǒng)溫度穩(wěn)定性要求。

遮光罩需開設(shè)的散熱面面積可根據(jù)遮光罩平衡溫度估算獲得初始面積[12-13]，再代入仿真分析模型迭代計(jì)算光學(xué)系統(tǒng)溫度。通過多層隔熱組件吸收和輻射的能量相對(duì)較小，估算中可忽略，因此遮光罩吸收的熱流和輻射散熱的熱流主要來自于遮光罩內(nèi)壁和外壁散熱面。遮光罩內(nèi)壁做發(fā)黑處理（噴涂E51-M黑漆），太陽輻射吸收率取0.85；外壁噴涂ACR-1白漆，太陽輻射吸收率取0.6；遮光罩內(nèi)、外壁紅外發(fā)射率均選取0.85；冷空間溫度選取3K。

根據(jù)上述條件，內(nèi)壁吸收的輻射熱流量Q1為：

式中 S+Z為到達(dá)相機(jī)+Z面的太陽輻射熱流密度；A1入光口面積。

外壁吸收的輻射熱流量Q2為：

式中 S±X為到達(dá)±X面的太陽輻射熱流密度；A2遮光罩外壁散熱面面積。

內(nèi)壁輻射散熱熱流量Q3為：

式中 T為遮光罩溫度；σ為斯忒藩-玻爾茲曼常量。

外壁輻射散熱熱流量Q4為：

根據(jù)能量守恒定律有：

根據(jù)太陽輻射熱流密度，入光口面積以及遮光罩溫度要求，可以得到所需的遮光罩散熱面面積。

3）主光學(xué)系統(tǒng)采用間接輻射控溫設(shè)計(jì)。光學(xué)系統(tǒng)表面直接粘貼主動(dòng)控溫加熱回路會(huì)破壞光學(xué)系統(tǒng)，且會(huì)導(dǎo)致光學(xué)系統(tǒng)溫度均勻性變差，難以滿足不大于 1℃的溫度要求，因此對(duì)于主光學(xué)系統(tǒng)采用間接控溫的方式，即在主光學(xué)系統(tǒng)背面安裝高發(fā)射率的輻射板，通過電加熱器控制輻射板的溫度達(dá)到控制光學(xué)系統(tǒng)溫度的目的。

4）衛(wèi)星在軌姿態(tài)調(diào)整，避免光學(xué)系統(tǒng)受照。地球靜止軌道相機(jī)在午夜前后太陽光接近直射入光口方向，很難僅通過增加遮光罩長(zhǎng)度來完全避免太陽光照射光學(xué)系統(tǒng)[14-16]，因此在合理的遮光罩長(zhǎng)度下配合衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整，來避免光學(xué)系統(tǒng)接收太陽輻射，減小光學(xué)系統(tǒng)的溫度波動(dòng)。

1.4.2 大功耗電子設(shè)備散熱設(shè)計(jì)

地球靜止軌道相機(jī)無長(zhǎng)期的背陰面，需要進(jìn)行更加合理的散熱設(shè)計(jì)，在滿足散熱需求的前提下，減小相機(jī)的補(bǔ)償功耗[17]?！案叻炙奶?hào)”衛(wèi)星相機(jī)采取的散熱措施有：

1）合理分配散熱面。相機(jī)的內(nèi)熱源分類兩類：白天開機(jī)工作的可見光近紅外電子設(shè)備和全天候工作的中波紅外電子設(shè)備。根據(jù)相機(jī)成像特點(diǎn)及外熱流變化規(guī)律，選擇+Z面作為可見光散熱面，±Y面作為紅外散熱面。

2）±Y散熱面耦合，提高散熱效率。根據(jù)1.3節(jié)外熱流分析可知，±Y面均存在外熱流較大的時(shí)刻，但二者又不會(huì)同時(shí)受曬。利用此特點(diǎn)，使用4支30mm×10mm工字型雙孔槽道熱管將±Y散熱面連通，同時(shí)在±Y散熱面內(nèi)部預(yù)埋均溫?zé)峁?，兩組熱管呈正交分布。將大功耗、長(zhǎng)時(shí)間工作的中波紅外電子設(shè)備熱量同時(shí)引至±Y兩個(gè)散熱面，大大提高了散熱效率，同時(shí)減少了主動(dòng)控溫功耗，節(jié)省星上資源。

3）合理設(shè)置散熱路徑。通過結(jié)構(gòu)熱控一體化設(shè)計(jì)優(yōu)化散熱路徑和結(jié)構(gòu)布局。相機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，內(nèi)熱源數(shù)量多，根據(jù)電子設(shè)備熱耗的大小以及溫控指標(biāo)要求，合理設(shè)計(jì)電子設(shè)備的散熱路徑；對(duì)于功耗大、控溫指標(biāo)高的設(shè)備，直接通過熱管將熱量傳遞至散熱面；對(duì)于功耗小、溫控指標(biāo)低的設(shè)備，采用熱管或銅條將熱量傳遞至集熱板，再集中傳遞至散熱面，降低結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度以及安裝難度。詳細(xì)散熱路徑設(shè)計(jì)如圖3所示。

圖3 散熱措施示意Fig.3 Drawing of heat dissipation design

1.4.3 其他主要的熱控措施

除了上述熱控措施外，“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)還采用了目前航天器常用的熱控措施，包括：1）相機(jī)外表面包覆多層隔熱組件以減小空間環(huán)境對(duì)相機(jī)主體溫度的影響[18]；2）主要熱源包覆多層隔熱組件，并與主承力之間隔熱安裝，減小熱源溫度變化對(duì)主承力結(jié)構(gòu)溫度的影響；3）相機(jī)內(nèi)部合理的布置主動(dòng)控溫加熱回路。

2 地面試驗(yàn)驗(yàn)證及在軌飛行驗(yàn)證

真空低溫環(huán)境下的熱平衡試驗(yàn)是驗(yàn)證熱設(shè)計(jì)正確性的有效手段，也是對(duì)相機(jī)在軌溫度最精確的預(yù)測(cè)。而空間環(huán)境模擬的準(zhǔn)確性是熱平衡試驗(yàn)有效性的首要條件。為此，“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)進(jìn)行了多次專項(xiàng)與整機(jī)地面熱平衡試驗(yàn)，對(duì)相機(jī)熱設(shè)計(jì)進(jìn)行了充分驗(yàn)證。地球同步軌道外熱流變化復(fù)雜，尤其是入光口方向，為準(zhǔn)確模擬入光口方向外熱流，開展了等效縮比遮光罩專項(xiàng)試驗(yàn)，將基于太陽模擬器的入射熱流模擬法轉(zhuǎn)化為基于電加熱器的吸收式熱流模擬法，實(shí)現(xiàn)了大口徑高軌相機(jī)外熱流的模擬，大大提升了模擬的準(zhǔn)確性。表2是整機(jī)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)的所有極端高溫和極端低溫工況。

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

熱平衡試驗(yàn)結(jié)果與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)的對(duì)比結(jié)果如表3所示。可以看出，在當(dāng)前的熱控措施下，相機(jī)各部組件溫度均能滿足指標(biāo)要求，熱控設(shè)計(jì)合理可行，熱控產(chǎn)品工作正常。

表3 熱平衡試驗(yàn)和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)Fig.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 結(jié)束語

本文根據(jù)“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)在軌成像溫度要求和所處空間熱環(huán)境特點(diǎn)，詳細(xì)分析了高分辨率相機(jī)熱控設(shè)計(jì)的難點(diǎn)以及重點(diǎn)，并根據(jù)入光口外熱流變化劇烈以及不存在長(zhǎng)期背陰面等難點(diǎn)，采取了一些創(chuàng)新性的熱控措施：1）遮光罩采用高導(dǎo)熱鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，并在外部部分區(qū)域噴涂熱控涂層用于散熱；2）根據(jù)相機(jī)各面外熱流特點(diǎn)以及相機(jī)的工作模式，選擇+Z側(cè)作為可見光通道散熱面；3）將±Y散熱面耦合，作為紅外通道的散熱面，提高散熱效率。相機(jī)的熱平衡試驗(yàn)和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理可行，可滿足相機(jī)在軌成像溫度要求。

“高分四號(hào)”衛(wèi)星相機(jī)成功在軌運(yùn)行證明了對(duì)地球靜止軌道空間熱環(huán)境的分析準(zhǔn)確，高低溫極端工況選取合理，遮光罩設(shè)計(jì)、間接輻射控溫與熱控一體化設(shè)計(jì)有效抑制了內(nèi)外熱流擾動(dòng)，在未來高軌大口徑光學(xué)相機(jī)高精度、高穩(wěn)定性熱控設(shè)計(jì)中具有很好的應(yīng)用前景。

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Thermal Design and Test for Space Camera on GF-4 Satellite

YU Feng XU Nana ZHAO Yu XU Xianfeng FENG Yanguang

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

GF-4 satellite has high resolution and pointing accuracy, so highly stable thermal control for the optical system and the main load-carrying construction are required. Besides, GF-4 satellite is working in geostationary orbit (GEO) and the space environment is more complicated, which is also a big challenge for the thermal control. This paper analyzes the emphases and difficulties of the thermal control based on the thermal requirement and the space environment, and proposes an innovative thermal control methods of radiating surface on the baffle, indirect radiant thermal control and coupled radiating surface. The thermal balance test result and in-orbit temperature data indicate that the thermal design of the camera is reasonable and feasible, and the thermal control system satisfies the temperature demands. The thermal design methods also lay a good foundation for the subsequent large aperture optical remote sensor and highly stable thermal design technology.

geostationary orbit; thermal design; thermal balance test; in-orbit test; large aperture optical remote sensor; GF-4 satellite

V443+.5

: A

: 1009-8518(2016)04-0072-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.04.010

于峰，男，1986年生，2010年獲南京理工大學(xué)熱能工程專業(yè)碩士學(xué)位，工程師。目前從事航天光學(xué)遙感器系統(tǒng)熱設(shè)計(jì)工作。E-mail: njlgyufeng@163.com。

（編輯：夏淑密）

2015-02-04

國(guó)家重大科技專項(xiàng)工程