李 強(qiáng)，孔 林,2*，張 雷,2,3，王子辰

(1.長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，吉林 長春 130033;2.中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，吉林 長春 130033;3.中國科學(xué)院大學(xué)，北京 100039;4.上海質(zhì)量監(jiān)督檢驗技術(shù)研究院，上海 200233)

1 引 言

低成本、輕量化光學(xué)遙感衛(wèi)星近來愈發(fā)受到國內(nèi)外航天院所、高校以及衛(wèi)星技術(shù)公司的關(guān)注和青睞。尤其在商業(yè)航天領(lǐng)域，研發(fā)成本及周期的限制使得商業(yè)遙感衛(wèi)星技術(shù)向小型化、高性能以及批量化研制方向發(fā)展，以滿足商業(yè)衛(wèi)星快速組網(wǎng)的需求。近年來，隨著“商業(yè)航天+互聯(lián)網(wǎng)”的跨界融合以及商業(yè)資本的不斷涌入，很多商業(yè)遙感衛(wèi)星公司應(yīng)運而生[1-2]。美國美麗大地(Terra Bella)公司(原天空盒子成像(Skybox Imaging)公司)的“天空衛(wèi)星”系列，于2013年11月發(fā)射首顆衛(wèi)星SkySat-1，實現(xiàn)了微衛(wèi)星優(yōu)于1 m分辨率的光學(xué)成像以及1 m級視頻成像[3]。美國行星(Planet)公司(原行星試驗(Planet Labs)公司)的鴿群(Flock)系列納衛(wèi)星實現(xiàn)了3～5 m分辨率成像，并在2015年6月實現(xiàn)了20顆衛(wèi)星同時在軌[4]。國內(nèi)的商業(yè)衛(wèi)星公司也順勢而起，不斷涌現(xiàn)。以長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司為代表的“吉林一號”系列星座目前已實現(xiàn)13顆衛(wèi)星在軌，并計劃于2030年完成星座在軌衛(wèi)星數(shù)量138顆，實現(xiàn)全球任意點10 min以內(nèi)重訪能力。

2019年1月，吉林一號系列兩顆光學(xué)遙感衛(wèi)星成功入軌，衛(wèi)星平臺搭載2臺PMS相機(jī)、1臺SWIR(短波紅外)相機(jī)、1臺MWIR(中波紅外)相機(jī)以及2臺LWIR(長波紅外)相機(jī)。PMS相機(jī)具備多譜段、大幅寬的特點，相機(jī)共設(shè)置19個可見光及近紅外譜段，空間分辨率5 m，幅寬110 km，區(qū)域覆蓋性及成像效率好。4臺紅外小相機(jī)配合2個主載荷相機(jī)實現(xiàn)了0.4～13.5 μm全譜段成像能力，并具備較高的光譜分辨率。衛(wèi)星將在林區(qū)遙感監(jiān)測、林火預(yù)警、海洋生態(tài)監(jiān)測以及海上搜救應(yīng)急等方面發(fā)揮重要作用。

該光學(xué)遙感衛(wèi)星光學(xué)載荷多且溫控要求嚴(yán)格、衛(wèi)星平臺大功率密度單機(jī)布局緊湊，星體結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱性能差，給相機(jī)組件及單機(jī)的溫度控制增添了難度。同時，受商業(yè)遙感衛(wèi)星研制成本及星上能源的研制，該衛(wèi)星熱控分系統(tǒng)不具備充足的主動熱控資源，如何利用有限資源完成多個光學(xué)載荷、平臺單機(jī)以及重要承力結(jié)構(gòu)的溫度控制成為熱控分系統(tǒng)挑戰(zhàn)。以往針對該量級光學(xué)載荷及衛(wèi)星平臺的熱設(shè)計通常采用飽和式散熱面搭配溫度補(bǔ)償?shù)姆绞剑@種熱控方式雖能較為精確以及穩(wěn)定地控制組件溫度水平，但也浪費掉了不少資源[5-6]。

該衛(wèi)星熱控分系統(tǒng)實現(xiàn)了多個光學(xué)載荷集成熱管理及熱控資源均衡分配，根據(jù)各光學(xué)載荷的熱控需求，實現(xiàn)密集光學(xué)載荷間的熱解耦，并對有限熱控資源進(jìn)行合理分配，實現(xiàn)各光學(xué)載荷的溫度控制；首次實現(xiàn)新型柔性高導(dǎo)熱率材料PGS在衛(wèi)星平臺單機(jī)散熱方面的在軌利用，避免了輕量化、結(jié)構(gòu)緊湊衛(wèi)星采用傳統(tǒng)剛性熱管帶來的增重及安裝困難問題；衛(wèi)星熱控分系統(tǒng)從正樣設(shè)計、實施、試驗再到在軌驗證全流程僅用不到8個月，快速實現(xiàn)了衛(wèi)星在軌熱分析模型修正，為后續(xù)同類型批產(chǎn)衛(wèi)星熱控設(shè)計提供了一種高效、可行的設(shè)計思路。

2 衛(wèi)星結(jié)構(gòu)及熱控需求分析

2.1 衛(wèi)星光學(xué)載荷及平臺結(jié)構(gòu)布局

衛(wèi)星2臺光學(xué)主載荷相機(jī)通過柔性支腿與相機(jī)安裝板連接，短波紅外相機(jī)通過支架安裝在相機(jī)安裝板+Y側(cè)，中波紅外相機(jī)通過支架安裝在相機(jī)安裝板-X側(cè)，2臺長波紅外相機(jī)通過支架安裝在-X向支撐板上，辨云相機(jī)通過支架安裝在相機(jī)安裝板-Y側(cè)。光學(xué)載荷布局(支架省略)如圖1所示。

衛(wèi)星平臺+Y向儀器艙單機(jī)有鋰離子蓄電池、電源控制器、中心機(jī)、三軸光纖陀螺、成像處理箱、測控答應(yīng)機(jī)以及飛輪組件等。

2.2 外熱流分析

衛(wèi)星所處500多公里太陽同步軌道，軌道傾角100°左右，降交點地方時12點。根據(jù)衛(wèi)星飛行軌道參數(shù)，計算了衛(wèi)星在對日定向姿態(tài)下(長期模式)，冬至及夏至?xí)r刻衛(wèi)星外表面上所到達(dá)外熱流(太陽輻射、地球反照、地球紅外輻射)的軌道平均熱流密度，如表1所示。

根據(jù)外熱流計算結(jié)果可以看出：+X方向由于太陽直射的影響外熱流數(shù)值較大，不宜作為散熱面，其余面熱流均較小，可作為散熱面。根據(jù)整星結(jié)構(gòu)布局以及大功耗單機(jī)分布，將整星散熱面設(shè)置在+Y及-Y面的蒙皮上。

表1 到達(dá)衛(wèi)星各表面的平均外熱流密度

2.3 熱控需求分析

該衛(wèi)星光學(xué)載荷多且集中，主載荷相機(jī)為離軸三反式Cook型結(jié)構(gòu)，同時裝配了調(diào)焦機(jī)構(gòu)及定標(biāo)機(jī)構(gòu)，相機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜并與熱控耦合較多；3個星敏感器安裝在主載荷相機(jī)承力筒上，5臺光學(xué)小相機(jī)分布在兩臺主載荷相機(jī)周圍，所有光學(xué)載荷布局緊湊。熱控分系統(tǒng)需要在保證光學(xué)相機(jī)溫度水平的同時，還需防止主載荷相機(jī)內(nèi)部、光學(xué)載荷之間多層隔熱組件表面對相機(jī)成像產(chǎn)生雜光影響。

衛(wèi)星平臺采用輕量化結(jié)構(gòu)設(shè)計，出于減震考慮在部分艙板之間安裝了減震器，使平臺結(jié)構(gòu)間導(dǎo)熱性能變差；同時衛(wèi)星單機(jī)功耗分布不均勻，大功耗單機(jī)相對集中在一個單機(jī)艙內(nèi)，與體貼帆板緊鄰艙段密閉內(nèi)部溫度較高導(dǎo)致內(nèi)部單機(jī)散熱困難。熱控分系統(tǒng)需要合理設(shè)計散熱面及導(dǎo)熱措施，保證艙內(nèi)全部單機(jī)溫度在合理范圍內(nèi)。

利用有限熱控資源，采取主、被動熱控相結(jié)合的方式，全部光學(xué)載荷與衛(wèi)星平臺隔熱安裝，對主載荷相機(jī)各組件、相機(jī)安裝板以及平臺蓄電池采取主動熱控措施保證溫度可控，對5臺光學(xué)小相機(jī)、平臺單機(jī)及結(jié)構(gòu)采取被動熱控措施維持溫度水平。

3 衛(wèi)星主要熱設(shè)計及熱分析計算

3.1 光學(xué)主載荷熱設(shè)計

溫度是影響光學(xué)相機(jī)成像質(zhì)量的重要因素，光學(xué)反射鏡的溫度變化會導(dǎo)致相機(jī)離焦[7]，因此需通過主動熱控的方式控制光學(xué)反射鏡及承力結(jié)構(gòu)的溫度變化。

該光學(xué)主載荷相機(jī)反射鏡采用輻射式主動熱控的方式，將反射鏡控溫加熱器粘貼到反射鏡背部的多層隔熱組件，有效降低控溫超調(diào)等對反射鏡溫度的影響，增強(qiáng)其溫度穩(wěn)定性。反射鏡主動熱控示意圖如圖2所示。

圖2 反射鏡輻射式主動控溫示意圖Fig.2 Sketch of radiant active temperature control for mirrors

圖3 分層隔熱示意圖Fig.3 Sketch of layer heat insulation

主載荷相機(jī)承力筒為鈦合金結(jié)構(gòu)，導(dǎo)熱率較小，利用在承力筒外表粘貼柔性導(dǎo)熱石墨膜降低其在軌溫度梯度；承力筒內(nèi)外表面均包覆一定單元數(shù)的多層隔熱組件，減小外部低溫環(huán)境對承力筒溫度的影響。同時承力筒上多個遮光罩、后罩及擋光光闌均與承力筒隔熱安裝，如圖3所示，并采用多個隔熱墊分層隔熱的方式，增強(qiáng)隔熱效果。

承力筒設(shè)置3個主動控溫加熱區(qū)，加熱片貼在承力筒內(nèi)表面上，加熱片形狀及分布根據(jù)承力筒的結(jié)構(gòu)及溫度分布進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，加熱片分布如圖4所示。通過嚴(yán)格的隔熱設(shè)計以及加熱區(qū)合理的優(yōu)化，保證鈦合金結(jié)構(gòu)的承力筒各部分溫差優(yōu)于2 ℃。

圖4 承力筒主動熱控示意圖Fig.4 Sketch of bearing cylinder′s active thermal control

3.2 其他光學(xué)載荷熱設(shè)計

4個光學(xué)紅外相機(jī)和1個辨云相機(jī)通過支架與相機(jī)安裝板相連，3個星敏感器通過支架與主載荷相機(jī)承力筒相連，各光學(xué)載荷支架與安裝面通過聚酰亞胺材料隔熱安裝，實現(xiàn)各光學(xué)載荷間的熱解耦。對3個星敏感器支架進(jìn)行主動控溫，并將3個加熱回路的熱控功耗分配給5臺小相機(jī)支架，實現(xiàn)熱控功耗的合理利用。5臺小相機(jī)本體均采用被動熱控的方式進(jìn)行熱設(shè)計，保持紅外及辨云相機(jī)在軌處于較低的溫度水平，相機(jī)地面裝調(diào)和熱光學(xué)試驗根據(jù)仿真分析溫度結(jié)果進(jìn)行，在地面裝調(diào)時預(yù)留好相機(jī)入軌后因溫度變化產(chǎn)生的離焦量。

3.3 衛(wèi)星平臺熱設(shè)計

衛(wèi)星平臺+Y艙常開及大功耗單機(jī)相對集中，整個+Y向蒙皮開設(shè)了散熱面，面積約0.35 m2；而-Y艙常開單機(jī)較少，-Y向蒙皮開設(shè)部分散熱面，面積約0.1 m2；+X艙安裝有成像處理箱及中心計算機(jī)，瞬時功耗分別為90 W和97 W，在+X向艙板左上靠近成像處理箱位置開設(shè)300 mm×200 mm大小的散熱面，將同艙的鋰離子蓄電池與艙板隔熱安裝，同時包覆20單元多層隔熱組件，隔絕周圍環(huán)境的熱影響。整星散熱面如圖5所示。

圖5 衛(wèi)星散熱面簡圖Fig.5 Scheme of satellite radiating surfaces

-X艙緊鄰帆板，艙內(nèi)常開單機(jī)受帆板溫度影響較大，同時-X艙為密閉狹小艙段，熱量無法有效排散，導(dǎo)致單機(jī)溫度過高。利用一種新型高導(dǎo)熱率材料PGS(Pyrolytic Graphite Sheet)，增強(qiáng)單機(jī)與艙板，艙板與散熱面間的導(dǎo)熱，該新型材料具有柔性好、導(dǎo)熱率高以及低密度等特點，近年來普遍被應(yīng)用于航天器的導(dǎo)熱增強(qiáng)設(shè)計中[8-9]。建立PGS材料導(dǎo)熱模型簡圖如圖6所示，其各部分熱阻計算公式如式(1)～式(3)所示：

圖6 PGS材料導(dǎo)熱模型簡圖Fig.6 Sketch of PGS heat conduction model

(1)

(2)

(3)

其中：RO1為物體1與PGS材料的接觸熱阻，K1為物體1(Object 1)與PGS材料間的接觸換熱系數(shù)，A1為物體1與PGS材料的接觸面積；RP為PGS材料的導(dǎo)熱熱阻，δ為PGS材料熱傳導(dǎo)方向上的有效長度，λ為PGS材料的導(dǎo)熱率，A2為PGS材料的導(dǎo)熱截面面積；RO2為PGS材料與物體2(Object 2)的接觸熱阻，K2為物體2與PGS材料間的接觸換熱系數(shù)，A2為物體2與PGS材料的接觸面積。假設(shè)兩個物體溫度均勻且與外界絕熱，且PGS與兩物體接觸面溫度均勻，當(dāng)溫度穩(wěn)定后，物體1的溫度為T1,物體2的溫度為T2，且T1>T2，可以得出物體1與物體2之間的單位面積上的換熱量為：

(4)

當(dāng)兩物體最終溫度維持在T1，T2不變且PGS材料長度及與兩物體接觸面積不變時，公式(4)中單位面積的換熱量q僅與PGS材料的總厚度d有關(guān)，即PGS材料疊加的層數(shù)約多，換熱量越大。當(dāng)然，在實際應(yīng)用時還要考慮PGS材料層數(shù)增多帶來的柔性下降及實施難度增加，合理設(shè)計PGS材料疊加層數(shù)。

圖7 -X艙單機(jī)散熱路徑Fig.7 Sketch of radiant active temperature control for units

利用PGS材料在單機(jī)與周圍艙板、艙板與散熱面之間建立傳熱路徑，保證接觸面積同時增加PGS材料層數(shù)。這樣，該單機(jī)的全部散熱路徑如圖7所示，通過新型導(dǎo)熱材料建立了2條新的散熱路徑(圖中右側(cè)兩條散熱路徑)，與原來的2條散熱路徑(圖中左側(cè)兩條散熱路徑)組合在一起，有效降低單機(jī)溫度。

如圖7所示，傳熱路徑中實線代表導(dǎo)熱路徑，虛線代表輻射路徑。Rcti代表兩個對象間的接觸導(dǎo)熱熱阻，與接觸導(dǎo)熱系數(shù)及接觸面積有關(guān)；Rci代表物體本身的導(dǎo)熱熱阻，與材料導(dǎo)熱率、導(dǎo)熱截面積以及熱量傳遞方向長度有關(guān)；Ri代表物體表面輻射熱阻，與物體表面的紅外發(fā)射率及物體有效輻射面積有關(guān)；Ri-j代表空間輻射熱阻，與物體有效輻射面積及和另一物體表面間的視角系數(shù)有關(guān)[10]。

3.4 熱分析計算

根據(jù)以上熱設(shè)計方案，利用有限元熱分析軟件對該衛(wèi)星建立熱分析模型如圖8所示。衛(wèi)星構(gòu)件多為薄板結(jié)構(gòu)，故將其劃分為殼單元，單元厚度按照體積等效厚度計算，采用熱耦合方式對模型進(jìn)行簡化，共建立了286個熱耦合，手動劃分了7 875個殼單元。

圖8 衛(wèi)星熱分析模型Fig.8 Thermal analytic model of satellite

建立熱分析模型時，忽略衛(wèi)星電連接器、電纜線、設(shè)備安裝螺釘?shù)燃?xì)節(jié)特征，衛(wèi)星全部表面構(gòu)成封閉體，去掉設(shè)備安裝板或艙板上的小孔，使得輻射角系數(shù)歸一性得到滿足。不考慮儀器安裝板間的接觸導(dǎo)熱，艙內(nèi)單機(jī)按照等效質(zhì)量的原則簡化成規(guī)則的六面體或者圓柱體，熱耗均勻分布在殼體表面。

仿真計算中根據(jù)衛(wèi)星在長期模式下衛(wèi)星姿態(tài)、太陽常數(shù)、多層面膜及散熱面涂層表面屬性、帆板光電轉(zhuǎn)化效率、衛(wèi)星艙內(nèi)單機(jī)功耗，定義高溫、低溫兩個極端工況如下：

高溫工況：

(a)太陽常數(shù)取最大值1 414 W/m2；

(b)多層面膜聚酰亞胺單面鍍鋁二次表面鏡按末期屬性計算，性能參數(shù)為αs/ε=0.64/0.69；

(c)散熱面白漆按非對日面壽命末期計算，性能參數(shù)為αs/ε=0.3/0.86；

(d)帆板電池片按最小光電轉(zhuǎn)化效率計算，帆板對日面等效輻射特性參數(shù)為αs/ε=0.915/0.82；

(e)按一軌成像、一軌數(shù)傳工作，各單機(jī)按功耗最大配置；

(f)主動熱控工作(要求滿足工作溫度指標(biāo))。

低溫工況：

(a)太陽常數(shù)取最大值1 322 W/m2；

(b)多層面膜聚酰亞胺單面鍍鋁二次表面鏡按初期屬性計算，性能參數(shù)為αs/ε=0.36/0.69；

(c)散熱面白漆按初期屬性計算，性能參數(shù)為αs/ε=0.17/0.86；

(d)帆板電池片按最大光電轉(zhuǎn)化效率計算，帆板對日面等效輻射特性參數(shù)為αs/ε=0.775/0.82；

(e)相機(jī)、數(shù)傳不工作，各單機(jī)按功耗最小配置；

(f)主動熱控工作(要求滿足工作溫度指標(biāo))。

衛(wèi)星主載荷相機(jī)、光學(xué)小相機(jī)、部分平臺單機(jī)熱分析結(jié)果如表2所示。高、低溫工況下某時刻主承力筒溫度云圖如圖9所示。

表2 衛(wèi)星熱分析結(jié)果

圖9 高、低溫工況相機(jī)承力筒溫度云圖Fig.9 Temperature nephogram of bearing cylinder on high/low temperature condition

從表2的計算結(jié)果看出，高、低溫工況下，各主載荷相機(jī)組件均滿足控溫要求；平臺單機(jī)中，安裝在帆板后面的測控答應(yīng)機(jī)最高溫度為35.2 ℃，較未做散熱措施的44.3 ℃降低了近9 ℃。從圖9承力筒溫度云圖可以看出，承力筒在高低溫工況下各區(qū)域溫差小于2.5 ℃，說明針對承力筒的增強(qiáng)導(dǎo)熱措施效果明顯。

4 熱平衡試驗

對兩顆正樣衛(wèi)星開展熱平衡試驗，考察衛(wèi)星在真空以及模擬軌道熱環(huán)境下的溫度水平，驗證熱設(shè)計的正確性和可行性，以及熱分析計算的準(zhǔn)確性。

4.1 試驗方案

該光學(xué)遙感衛(wèi)星的熱平衡試驗利用空間環(huán)境模擬器模擬衛(wèi)星所處冷黑和真空環(huán)境，利用紅外加熱籠模擬衛(wèi)星各表面到達(dá)外熱流，試驗中體貼帆板采用模擬件，通過在其表面粘貼電加熱器模擬體貼帆板等效熱流。試驗中，衛(wèi)星各表面到達(dá)外熱流按照軌道平均外熱流施加，體貼帆板等效熱流按照瞬態(tài)施加。其他試驗裝置包括溫度測控系統(tǒng)、綜合仿真設(shè)備、電源系統(tǒng)等，試驗裝置組成、兩個顆衛(wèi)星在真空罐內(nèi)的狀態(tài)如圖10(a)所示，試驗現(xiàn)場如圖10(b)所示。

圖10 熱平衡試驗裝置及現(xiàn)場Fig.10 Thermal balance test equipment and site

4.2 試驗結(jié)果

熱平衡試驗將衛(wèi)星所受最大、最小外熱流及單機(jī)功耗作為熱平衡試驗的高、低溫工況輸入條件，以01星為例，高、低溫工況相機(jī)各組件試驗溫度曲線如圖11所示，衛(wèi)星平臺主要單機(jī)溫度曲線如圖12所示。

從圖11及圖12中相機(jī)組件和平臺主要單機(jī)熱平衡試驗結(jié)果來看，高、低溫工況下，相機(jī)各組件溫度在19.4～20.6 ℃之間，平臺主要單機(jī)溫度在7.0～32.0 ℃之間，滿足控溫要求且有一定的設(shè)計裕量，與熱分析結(jié)果基本一致，表明針對衛(wèi)星各組件的熱設(shè)計正確可行，熱分析結(jié)果準(zhǔn)確可靠。

5 在軌驗證

兩顆光學(xué)遙感衛(wèi)星于2019年1月22日在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射，發(fā)射入軌后衛(wèi)星熱控分系統(tǒng)各項功能正常，艙內(nèi)外單機(jī)溫度處于合理水平。對衛(wèi)星各組件溫度進(jìn)行入軌3個月的在軌測試，相機(jī)組件及平臺主要單機(jī)在軌溫度如圖13所示。衛(wèi)星各組件在軌溫度與熱分析、熱試驗溫度對比結(jié)果如表3所示。

由圖表中的結(jié)果可以看出，主載荷相機(jī)組件在軌溫度波動不大于(20±0.3)℃,優(yōu)于熱分析及熱平衡試驗結(jié)果；4臺小相機(jī)在軌溫度處于熱分析及熱試驗溫度范圍內(nèi)，熱分析和熱試驗對其在軌溫度進(jìn)行了準(zhǔn)確預(yù)示；平臺單機(jī)溫度在9～30 ℃之間，測控答應(yīng)機(jī)最高溫度29.5 ℃，針對其的散熱設(shè)計效果明顯?？傮w來看，在軌溫度與熱分析及熱試驗結(jié)果偏差在±3 ℃以內(nèi)。

表3 衛(wèi)星在軌溫度與熱分析、熱試驗結(jié)果對比

Tab.3 Temperature and thermal analysis/test comparison of satellite on orbit (℃)

6 結(jié) 論

本文對針對多光譜、大寬幅光學(xué)遙感衛(wèi)星光學(xué)載荷多熱控資源少、平臺單機(jī)功耗不均且輕量化結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱困難等特點，分別對主載荷相機(jī)、光學(xué)小相機(jī)以及衛(wèi)星平臺進(jìn)行熱控設(shè)計，并通過熱分析及熱試驗進(jìn)行驗證。

對主載荷相機(jī)，采用隔絕冷源、優(yōu)化承力結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱性能以及合理布置加熱區(qū)等方式進(jìn)行熱設(shè)計，實現(xiàn)在軌溫度(20±0.3)℃的波動；對5個小相機(jī)及3個星敏感器及2個主載荷相機(jī)進(jìn)行熱解耦和集成熱管理，并通過熱分析及熱試驗結(jié)果評估相機(jī)在軌溫度環(huán)境。在軌結(jié)果顯示，評估效果準(zhǔn)確，各相機(jī)溫度均在評估溫度范圍內(nèi)；對衛(wèi)星平臺進(jìn)行散熱面位置優(yōu)化、利用PGS材料增強(qiáng)單機(jī)散熱效果，降低測控答應(yīng)機(jī)溫度近15 ℃，有效解決了密閉、狹窄艙段單機(jī)的散熱問題。

在軌遙測數(shù)據(jù)顯示：主載荷相機(jī)溫度控制在19.7～20.3 ℃之間，光學(xué)小載荷溫度控制在-31.2～6.6 ℃之間，艙內(nèi)單機(jī)溫度在9.7～29.5 ℃之間。各溫度結(jié)果均滿足熱控指標(biāo)要求，在軌數(shù)據(jù)與熱分析及熱試驗結(jié)果偏差小于±3 ℃。說明針對該光學(xué)遙感衛(wèi)星低成本、輕量化的熱控設(shè)計正確合理，并為同類型商業(yè)組網(wǎng)衛(wèi)星的熱控設(shè)計提供的參考和借鑒。