江 帆，吳清文，劉 巨，李志來，楊獻偉，于善猛

(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)

1 引言

空間光學(xué)遙感器作為對地觀察的重要工具，廣泛地應(yīng)用于氣象預(yù)告、地球資源探測、軍事偵察等領(lǐng)域。為節(jié)省資源，空間光學(xué)遙感器與衛(wèi)星平臺的安裝方式逐漸趨于星載一體化，遙感器不僅直接裸露于外太空，且在遙感器結(jié)構(gòu)上還搭載部分星用設(shè)備。星載一體化設(shè)計使得遙感器受外熱流影響增大、溫度邊界更加復(fù)雜。

空間光學(xué)遙感器根據(jù)空間分辨率增高的發(fā)展需求，逐漸由同軸透射系統(tǒng)變?yōu)殡x軸反射系統(tǒng)［1］，衛(wèi)星軌道也向低地球軌道轉(zhuǎn)移。離軸反射系統(tǒng)給光學(xué)元件的熱控增加了結(jié)構(gòu)限制，大尺寸光學(xué)元件的溫度水平和溫差要求更加苛刻，低軌空間環(huán)境對遙感器表面的熱控涂層提出了更高的要求［2-3］。

綜合考慮經(jīng)濟效益和效率，研究人員研究了一種低軌道輕型離軸三反空間光學(xué)遙感器，該類遙感器能量需求低、質(zhì)量小、發(fā)射周期短、空間分辨率足夠高，與衛(wèi)星平臺一體化設(shè)計，使飛行器達到輕質(zhì)敏捷的要求，能夠快速及時地對地偵測。遙感器入軌后處于太陽帆板對日定向姿態(tài)，需要對地探測時轉(zhuǎn)換為對地定向姿態(tài)，拍攝結(jié)束后立即回復(fù)為對日定向姿態(tài)。光學(xué)遙感器的熱設(shè)計目標(biāo)是在衛(wèi)星提供較小熱控功耗的前提下保證遙感器在對日定向時就滿足光學(xué)指標(biāo)要求，而且在姿態(tài)轉(zhuǎn)換后依舊滿足光學(xué)指標(biāo)要求。本文針對這種敏捷型光學(xué)遙感器開展了熱設(shè)計研究［4-6］，控制其在軌溫度水平及分布，從而保障遙感器隨時具備工作能力。

2 遙感器簡介

2.1 遙感器結(jié)構(gòu)

遙感器采用離軸三反光學(xué)系統(tǒng)，光學(xué)元件包括主鏡、次鏡、三鏡、調(diào)焦鏡，均使用碳化硅材料。

圖1為光學(xué)遙感器的結(jié)構(gòu)示意圖。遙感器結(jié)構(gòu)包含后框、前框、碳纖維桿和碳纖維蒙皮，其中后框和前框為鑄鈦合金。主鏡、三鏡和焦面盒安裝于后框上，次鏡和調(diào)焦鏡安裝于前框上，前框通過碳纖維桿與后框連接。遙感器焦面盒內(nèi)包含4片CCD。

圖1 遙感器及安裝其上的部分星用設(shè)備示意圖Fig.1 Sketch diagram of remote sensor and some satellite equipment

遙感器包絡(luò)尺寸為800 mm×550 mm×960 mm，入光口尺寸為375 mm×310 mm。遙感器焦距為2 m，相對孔徑為1/9。遙感器總質(zhì)量為99 kg。

遙感器后框通過3個長280 mm的碳纖維支架沿－Z向安裝于衛(wèi)星平臺上。遙感器上還搭載了太陽帆板、GPS天線、太陽敏感器、星敏感器等星用設(shè)備。

2.2 遙感器軌道及設(shè)計約束

衛(wèi)星飛行軌道為太陽同步軌道，軌道高度為260 km，軌道傾角為 95.5°，降交點地方時為10∶00AM。遙感器在軌不工作時太陽帆板對日定向，工作時入光口對地定向，每軌工作時間不超過10 min。焦面組件總功耗約為14 W。

主動熱控峰值功耗為50 W，熱控指標(biāo)為遙感器本體溫度(18±4)℃，光學(xué)元件溫度(18±2)℃，且4個反射鏡任意兩者之間溫差不超過2℃，CCD溫度≤30℃。

3 遙感器熱設(shè)計

3.1 任務(wù)分析和外熱流計算

將遙感器的姿態(tài)分為對日定向和對地定向，遙感器絕大部分時間處于對日定向即衛(wèi)星充電姿態(tài)。比較兩種姿態(tài)可知，遙感器各表面在對日定向姿態(tài)下的吸收外熱流均小于對地定向姿態(tài)下的吸收外熱流。遙感器由對日定向轉(zhuǎn)換為對地定向的時間不超過10 min，為保證衛(wèi)星變換姿態(tài)后遙感器能立刻進行工作，必須在對日定向時就使遙感器的溫度水平和溫差要求滿足指標(biāo)要求。因此，遙感器熱控的首要任務(wù)確定為在對日定向下保證遙感器的熱控指標(biāo)。

熱分析的工況設(shè)定為對日低溫工況、對日高溫工況和對日高溫轉(zhuǎn)對地后瞬態(tài)工況。工況中低溫工況和高溫工況的區(qū)別主要取決于太陽常數(shù)、β角和太陽帆板的光電轉(zhuǎn)換效率。

由于260 km軌道處原子氧密度很大，遙感器多層隔熱材料面膜選用防原子氧布，面膜的吸收發(fā)射比取αS/ε=0.36/0.85。

由于太陽帆板安裝在遙感器的+X面且輪廓尺寸大于遙感器+X面尺寸，遙感器－Z面通過安裝支架安裝于衛(wèi)星平臺上且衛(wèi)星平臺輪廓尺寸大于遙感器－Z面尺寸，因此遙感器+X面和－Z面受外熱流影響很小。

使用Thermal Desktop 4.8軟件計算外熱流，得到遙感器各表面軌道周期平均吸收外熱流密度如表1所示。

表1 各表面不同工況下的軌道周期平均吸收外熱流(W/m2)Tab.1 Average absorbed heat flux on each surface in different cases(W/m2)

根據(jù)表1可知，若遙感器在對日定向姿態(tài)下能滿足熱控指標(biāo)，轉(zhuǎn)為對地定向姿態(tài)后遙感器溫度水平不可能低于對日定向姿態(tài)下的溫度水平，此時只要主動熱控閉環(huán)控溫就可以實現(xiàn)溫度自動調(diào)整。

3.2 熱接口設(shè)計

遙感器熱設(shè)計采用主動熱控與被動熱控相結(jié)合的方式，主要包括熱接口設(shè)計、被動熱控和主動熱控3個方面。

遙感器通過3個碳纖維支架安裝于衛(wèi)星平臺上，支架與遙感器間采用10 mm厚聚酰亞胺隔熱墊進行隔熱。衛(wèi)星平臺提供給遙感器安裝面的溫度邊界為18～30℃。

太陽帆板通過4個安裝支架安裝于相機+X面，－Z側(cè)兩個安裝支架安裝于后框上，+Z側(cè)兩安裝支架安裝于蒙皮上。采用柔性支架安裝使其熱阻足夠大并使用兩層各厚5 mm聚酰亞胺隔熱墊。對日定向姿態(tài)下太陽帆板溫度較高，溫度波動為－40～+110℃，穩(wěn)態(tài)平衡溫度約為70℃，在遙感器蒙皮+X側(cè)包覆20單元多層隔熱材料，面膜使用雙面鍍鋁聚酯薄膜，分析計算時面膜吸收發(fā)射比取αS/ε=0.1/0.1。

GPS天線和太陽敏感器均采用兩層各厚5 mm的聚酰亞胺隔熱墊并采用凸臺安裝，安裝面處均包覆10單元多層隔熱材料隔離與遙感器后框間的輻射。

星敏感器通過星敏支架安裝于后框±Y側(cè)中部，星敏支架與后框間使用8 mm厚聚酰亞胺隔熱墊并采用凸臺安裝，安裝面包覆10單元多層隔熱材料隔離與遙感器后框間的輻射。

由于遙感器每軌工作時間不超過10 min，焦面組件總功耗不超過14 W，焦面盒自身熱容較大，故不設(shè)置散熱面，通過改善機械結(jié)構(gòu)、灌封電路板、涂抹導(dǎo)熱脂等措施來減小CCD經(jīng)焦面盒到相機主體結(jié)構(gòu)的傳導(dǎo)熱阻。

3.3 被動熱控

遙感器結(jié)構(gòu)件內(nèi)表面均黑色陽極氧化處理，紅外發(fā)射率ε≥0.85。碳纖維桿和碳纖維蒙皮內(nèi)部噴ERB-2B黑漆，紅外發(fā)射率ε≥0.85。

遙感器外表面均包覆20單元多層隔熱組件，每單元多層隔熱組件由一層雙面鍍鋁薄膜(6 μm反射屏)和一層滌綸網(wǎng)組成，多層隔熱材料面膜除+X面使用雙面鍍鋁聚酯薄膜外均使用防原子氧布。遙感器前框架－X面和后框上對應(yīng)星上設(shè)備安裝處也包覆10單元多層隔熱材料，面膜使用雙面鍍鋁聚酯薄膜。

3.4 主動熱控

遙感器主動熱控通過對碳纖維蒙皮加熱來保證遙感器整體溫度水平，該部分主動加熱功耗占整體功耗的大部分。

由于各反射鏡均進行了輕量化處理且支撐結(jié)構(gòu)較復(fù)雜，無法進行直接熱控。因此，對主鏡和三鏡額外加工了后罩并在后罩上實施加熱區(qū);對于次鏡和調(diào)焦鏡則在對應(yīng)位置的蒙皮上設(shè)置加熱區(qū)。通過對光學(xué)元件后罩或?qū)?yīng)蒙皮的加熱來保證光學(xué)元件的溫度水平和溫差。

為減小星上設(shè)備對遙感器影響，在后框上星敏支架和GPS天線安裝面處設(shè)置了加熱區(qū);受太陽帆板影響，后框+X段溫度高于－X段溫度，為保證溫差要求，在后框－X段設(shè)置加熱區(qū)。

前框架靠近入光口部分受外熱流影響較大且熱容小，因此也設(shè)置了加熱區(qū)。

遙感器主動熱控共設(shè)置11個加熱區(qū)，每個加熱區(qū)設(shè)置2個熱敏電阻形成閉環(huán)控制。

3.5 仿真分析

規(guī)劃3個工況進行仿真分析，分別為對日低溫工況、對日高溫工況和對日高溫轉(zhuǎn)對地瞬態(tài)工況。仿真分析軟件使用Thermal Desktop。

對日低溫工況:對日定向，太陽常數(shù)取1 322 W/m2，β 角 為 10.3°，地 球 紅 外 取221 W/m2，地球反照率取0.3，外熱流取軌道周期平均;相機不工作，相機安裝點溫度為18℃。

按對日低溫工況給定參數(shù)計算所得部件溫度如圖2所示，光學(xué)元件溫度均在(18±2)℃。后框溫度在(18±4)℃，太陽帆板安裝點溫度最高，星敏感器和GPS天線安裝點溫度最低。前框溫度均在(18±2)℃。

對日高溫工況:太陽常數(shù)取1 412 W/m2，β角為19.9°，地球紅外取236 W/m2，地球反照率取0.3，外熱流取軌道周期平均;相機不工作，相機安裝點溫度為30℃。

圖2 對日低溫工況部件溫度(℃)Fig.2 Temperatures of components in sun oriented cold case(℃)

對日高溫穩(wěn)態(tài)分析結(jié)果如圖3所示，各項溫度指標(biāo)均能滿足任務(wù)要求。相對低溫工況，光學(xué)元件中三鏡和調(diào)焦鏡溫度偏高，同樣由于受太陽帆板高溫影響，后框+X側(cè)溫度最高接近21℃，形成局部高溫。

圖3 對日高溫工況部件溫度(℃)Fig.3 Temperatures of components in sun oriented hot case(℃)

對日高溫轉(zhuǎn)對地瞬態(tài)工況:太陽常數(shù)取1 412 W/m2，β 角 為 19.9°，地 球 紅 外 取236 W/m2，地球反照率取0.3，相機工作10 min，相機安裝點溫度為30℃。該工況為對日高溫工況下遙感器溫度平衡后轉(zhuǎn)換為對地定向姿態(tài)，持續(xù)時間1 h。姿態(tài)轉(zhuǎn)換時間不超過10 min，因此未考慮姿態(tài)轉(zhuǎn)換過程中外熱流的變化。

對日高溫轉(zhuǎn)對地瞬態(tài)工況持續(xù)1 h，在第0 min遙感器開始工作，第10 min停止工作。工況初始溫度取上一工況平衡數(shù)據(jù)，軌道計算以出陰影區(qū)點作為起點。

由于主動加熱功耗按對日模式計算，外熱流增加引起在該工況中光學(xué)元件溫度普遍升高，如圖4所示。次鏡變化最為明顯，溫度升高最大約1.5℃，其次為調(diào)焦鏡，主鏡和三鏡變化較小。分析次鏡溫度變化的原因有兩點，即受外熱流影響較大和熱容較小。

圖4 對地瞬態(tài)工況光學(xué)元件溫度Fig.4 Temperatures of optical components in earth orientation transient case

遙感器CCD組件從第0 min開始工作，總工作時間為10 min。CCD焦面和焦面盒的溫度變化如圖5所示，其中焦面盒溫度為CCD壓板安裝處溫度即焦面盒溫度最高點。由圖5可知，遙感器工作10 min后CCD焦面溫度低于30℃，滿足任務(wù)要求。

圖5 對地瞬態(tài)工況CCD組件溫度Fig.5 Temperatures of CCD components in earth oriented transient case

實際在軌中，衛(wèi)星由于能量有限，處于對地定向的時間累積不會超過30 min，即遙感器探測結(jié)束后立即轉(zhuǎn)換回太陽帆板對日狀態(tài)進行充電，因此實際在軌狀態(tài)下各光學(xué)元件的升溫趨勢和CCD工作后的降溫趨勢會比仿真分析結(jié)果更加友好，同時主動加熱的等效功耗會因溫度偏高而降低，從而保證相機各部位的溫度在小范圍內(nèi)波動。遙感器主動熱控通過對碳纖維蒙皮的加熱保證遙感器整體溫度水平，該部分主動加熱功耗占整體功耗的大部分。

4 熱試驗

為驗證熱設(shè)計的有效性和正確性，對遙感器進行了兩次熱平衡試驗［7-9］:相機分系統(tǒng)熱平衡試驗和整星熱平衡試驗。相機分系統(tǒng)熱平衡試驗在ZM4300空間模擬器中進行，整星熱平衡試驗在KM3B空間模擬器內(nèi)進行?？臻g模擬器內(nèi)壓力≤1.3×10－3Pa，熱沉溫度為(100±5)K。

相機分系統(tǒng)進行熱平衡試驗時進罐前狀態(tài)如圖6所示。衛(wèi)星平臺、太陽帆板、太陽敏感器、GPS天線、星敏感器均使用模擬件，其中衛(wèi)星平臺安裝支架、太陽帆板、太陽敏感器使用閉環(huán)控溫提供溫度邊界，GPS天線和星敏感器使用加熱區(qū)模擬在軌工作。

圖6 遙感器熱平衡試驗Fig.6 Thermal balance test of the remote sensor

整星熱平衡試驗時，衛(wèi)星平臺提供真實接口。安裝在相機上的星上組件如太陽敏感器、星敏感器、太陽帆板、GPS天線等均采用真實件。

兩次熱平衡試驗中遙感器外熱流均使用紅外加熱籠模擬［10］，并使用黑片進行熱流密度測量。

相機分系統(tǒng)試驗時，遙感器焦面組件采用加熱片進行模擬。整星試驗時，焦面組件為真實件。

試驗規(guī)劃3個工況，同仿真分析定義。統(tǒng)計3個工況下的試驗數(shù)據(jù)如表2所示，其中對日高溫轉(zhuǎn)對地瞬態(tài)工況的數(shù)據(jù)中光學(xué)元件的溫度為工況持續(xù)1 h后的數(shù)據(jù)，CCD溫度為結(jié)束工作時的數(shù)據(jù)。

表2 遙感器部件在不同工況下的溫度Table 2 Temperatures of components in different cases (℃)

相機分系統(tǒng)試驗時，對日低溫工況和對日高溫工況下，遙感器主動熱控功耗分別為40.4和37.2 W。

整星試驗時，對日低溫工況和對日高溫工況下，遙感器主動熱控功耗分別為37.3和30.4 W。

比對相機分系統(tǒng)試驗數(shù)據(jù)和整星試驗數(shù)據(jù)，相機光學(xué)元件溫度一致性較好。整星試驗相對相機試驗，衛(wèi)星提供的接口更真實且益于相機熱控。

5 結(jié)論

根據(jù)空間光學(xué)遙感器的軌道特點和星載一體化設(shè)計，對遙感器進行了熱設(shè)計，有效地隔離了星上設(shè)備對遙感器的影響，合理分配了主動加熱的功耗和區(qū)域。

根據(jù)遙感器的軌道姿態(tài)和工作模式，設(shè)定了3個工況，依據(jù)工況參數(shù)對遙感器進行了仿真分析和熱平衡試驗，驗證了遙感器熱設(shè)計的有效性。遙感器結(jié)構(gòu)溫度為(18±4)℃，光學(xué)元件溫度為(18±2)℃，CCD溫度≤30℃。

本文所述雙姿態(tài)輕質(zhì)敏捷型星載一體化空間光學(xué)遙感器，調(diào)姿時間和對地探測時間足夠短，工作頻率低，圖像數(shù)據(jù)量小，熱設(shè)計時不用考慮對地定向工況，不必設(shè)置CCD焦面散熱面。本文解決了在非攝像模式下保證其攝像能力，但熱控功耗相對較小的矛盾，有關(guān)熱控措施適用于低軌輕質(zhì)星載一體化衛(wèi)星的光學(xué)遙感器。

［1］ 韓昌元.高分辨率空間相機的光學(xué)系統(tǒng)研究［J］.光學(xué) 精密工程，2008，16(11):2164-2172.HAN CH Y.Study on optical system of high resolution space camera［J］.Opt.Precision Eng.，2008，16(11):2164-2172.(in Chinese)

［2］ 楊獻偉，吳清文，李書勝，等.低軌道低能量空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計［J］.光學(xué)技術(shù)，2011，37(1):91-96.YANG X W，WU Q W，LI SH SH，et al..Thermal design of a low-energy space optical remote sensor in LEO［J］.Optical Technique，2011，37(1):91-96.(in Chinese)

［3］ 閔桂榮，郭舜.航天器熱控制［M］.二版.北京:科學(xué)出版社，1998.MIN G R，GUO SH.Spacecraft Thermal Control［M］.2nd ed.Beijing:Science Press，1998.(in Chinese)

［4］ 吳清文，盧澤生，盧鍔.空間光學(xué)遙感器熱分析［J］.光學(xué) 精密工程，2002，10(2):205-208.WU Q W，LU Z SH，LU E.Thermal analysis for a space optical remote sensor［J］.Opt.Precision Eng.，2002，10(2):205-208.(in Chinese)

［5］ 陳立恒，吳清文，盧鍔，等.空間攝像機熱設(shè)計［J］.光學(xué)技術(shù)，2008，37(10):2039-2042.CHENG L H，WU Q W，LU E.Thermal design of space camera［J］.Optical Technique，2008，37(10):2039-2042.(in Chinese)

［6］ 吳雪峰，丁亞林，吳清文.臨近空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計［J］.光學(xué) 精密工程，2010，18(5):1159-1164.WU X F，DING Y L，WU Q W.Thermal design for near space optical remote sensor［J］.Opt.Precision Eng.，2010，18(5):1159-1164.(in Chinese)

［7］ 于善猛，劉巨，楊勁松，等.離軸式空間光學(xué)遙感器的熱設(shè)計及仿真研究［J］.紅外與激光工程，2011，40(8):1521-1525.YU S M，LIU J，YANG J S，et al..Thermal design and simulation for off-axis space optical remote sensor［J］.Infrared and Laser Eng.，2011，40(8):1521-1525.(in Chinese)

［8］ 賈學(xué)志，王棟，張雷，等.輕型空間相機調(diào)焦機構(gòu)的優(yōu)化設(shè)計與精度試驗［J］.光學(xué) 精密工程，2011，19(8):1824-1831.JIA X ZH，WANG D，ZHANG L，et al..Optimizing design and precision experiment of focusing mechanism in lightweight space camera［J］.Opt.Precision Eng.，2011，19(8):1824-1831.(in Chinese)

［9］ 楊獻偉，吳清文，李書勝，等.空間光學(xué)遙感器設(shè)計［J］.中國光學(xué)，2011，4(2):139-146.YANG X W，WU Q W，LI S S，et al..Thermal design of space optical remote sensor［J］.Chinese Optics，2011，4(2):139-146.(in Chinese)

［10］ 賈陽，楊曉寧.飛船紅外加熱籠熱設(shè)計方法研究［J］.航天器工程，2004，13(2):52-56.JIA Y，YANG X N.A study of spacecraft infrared heating cage for［J］.Spacecraft Eng.，2004，13(2):52-56.(in Chinese)