黃金印 潘福明 傅偉純 王甜甜 殷亞州 姜紫慶 張新偉

(1 北京空間飛行器總體設計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094) (2 北京控制工程研究所，北京 100094)(3 中國科學院上海技術物理研究所，上海 200083)

星載激光測高儀具備主動獲取全球地面目標三維信息的能力，支持快速獲取全球立體測繪圖，同時在極地冰蓋測量、植被高度及生物量估測、云高測量、海面高度測量以及全球氣候監(jiān)測等方面都可以發(fā)揮重要作用[1]。2003年，美國發(fā)射了世界上首顆用于探測地球表面冰層、云層和地表層高度的激光高度計一號衛(wèi)星(ICESat-1)[2]。2019年11月3日，我國首顆亞米級分辨率的立體測繪衛(wèi)星高分七號(GF-7)成功發(fā)射，激光測高儀為其核心載荷之一。

本文針對高分七號衛(wèi)星激光測高儀任務特點、空間外熱流環(huán)境、構型布局等約束，給出了基于環(huán)路熱管的多熱源熱量傳輸與控溫設計方案，并對地面熱平衡試驗和在軌飛行驗證進行了總結。

1 激光測高儀熱設計任務分析

激光測高儀安裝在高分七號衛(wèi)星上的布局如圖1所示，除遮光罩從+Z方向伸出星體以外，其余部分均在載荷艙內(nèi)部。激光測高儀主要分為前光機組件和后光路組件。其中，前光機組件包括主鏡、主框架、次鏡、次鏡支撐筒等；后光路組件包括激光器、后光路電子設備和頭部電子設備。

圖1 激光測高儀布局圖Fig.1 Layout of the laser altimeter

1.1 技術指標分析

為了實現(xiàn)高分七號衛(wèi)星高程分辨率優(yōu)于1 m的任務目標，激光測高儀主體必須具有良好的溫度穩(wěn)定性。一方面，激光測高儀主結構和光機組件的溫度波動和溫度梯度使光路系統(tǒng)的光學間隔發(fā)生變化，導致光學主軸偏離設計指標[3-4]；另一方面，激光測高儀采用的半導體激光器是一種高功率密度的器件，對工作溫度變化非常敏感，溫度變化引起的微小電流將導致輸出能量的顯著變化和器件參數(shù)(如激射波長、噪聲性能等)的變化[5]。因此，激光器測高儀主要熱控指標要求見表1。

表1 激光測高儀主要熱控指標Table 1 Main thermal control indicator of the laser altimeter

1.2 空間熱環(huán)境分析

高分七號衛(wèi)星運行在軌道高度為500 km、降交點地方時為10:30的太陽同步軌道，壽命期間β角在16°～26°之間變化。激光測高儀輻射器布置在衛(wèi)星+Y側，遮光罩和前光機組件直接暴露于空間。軌道外熱流對激光測高儀熱設計的影響主要體現(xiàn)在兩個方面：一方面，同一軌道周期內(nèi)，到達衛(wèi)星+Y面和+Z面的外熱流變化較大；另一方面，隨著季節(jié)的變化，太陽光照強度和陽光與軌道面的夾角始終在變化，從而影響到達+Y面和+Z面外熱流的強度。因此，激光測高儀熱設計需要考慮上述外熱流變化對溫度穩(wěn)定性的影響。

1.3 工作模式分析

根據(jù)任務需求，激光測高儀在軌工作模式分為待機模式和測量模式。測量模式每軌工作一次，每次工作20 min，總功耗172 W，其中，頭部電子學設備熱耗133 W，激光器熱耗20 W，后光路電子設備熱耗19 W。工作時間以外為待機模式，功耗均為0 W。

不同工作模式下激光測高儀熱耗的巨大差異，一方面要求熱控系統(tǒng)既能夠保證工作模式下能夠?qū)崃宽樌派⒅列峭猓尲す馄鞯裙ぷ髟诤线m的溫度水平；另一方面要求在待機模式下具有保溫能力，維持設備溫度的穩(wěn)定性。

2 激光測高儀熱設計

根據(jù)空間熱環(huán)境和載荷工作模式分析結果，激光測高儀采用被動熱控與主動熱控相結合的設計思想。

2.1 光機結構熱設計

激光測高儀遮光罩共長400 mm，分成內(nèi)外兩段；外遮光罩外表面噴涂SR107-ZK白漆，避免陽照區(qū)遮光罩溫度過高；內(nèi)遮光罩與主鏡筒隔熱安裝，降低遮光罩溫度變化對鏡筒的影響；內(nèi)遮光罩外表面粘貼控溫加熱片，再在其外表面包覆10單元多層隔熱組件。

主鏡筒、次鏡框、次鏡支撐筒等外表面包覆10～15單元多層隔熱組件，降低星內(nèi)其它區(qū)域溫度波動對光機結構的溫度的影響。

遮光罩、次鏡支架、次鏡框、主鏡室、主鏡筒等結構內(nèi)部均進行發(fā)黑處理，一方面減小雜散光對成像的影響，另一方面減小光機內(nèi)部元器件之間的溫度梯度。

此外，為了進一步提高光機結構軸向以及周向的溫度均勻性，在內(nèi)遮光罩、次鏡背面以及次鏡框、主鏡筒等組件外表面根據(jù)溫度水平布置薄膜加熱器，并采用高精度控溫儀對加熱回路通斷進行控制，實現(xiàn)光機結構的精密控溫。

2.2 激光器及后光路熱設計

激光測高儀主體的發(fā)熱部件(主要包括激光器、后光路電子學設備和頭部電子學設備)全部集中在后光路部分，使得后光路組件單位體積內(nèi)峰值熱耗達到525.6 W。為了保證激光器等核心部件的溫度水平、減小后光路組件溫度對光機結構的影響，后光路組件采取的熱控措施包括：①將光機結構與后光路組件之間進行隔熱，并且將后光路組件外表面包覆10單元多層隔熱組件；②激光器、后光路光學組件等溫度水平要求高的部分與頭部電子學設備之間進行隔熱處理，減小頭部電子學設備溫度波動對激光器和后光路光學組件溫度的影響；③采用一套基于環(huán)路熱管的毛細泵驅(qū)流體回路作為主要熱沉，實現(xiàn)后光路組件熱量收集、傳輸以及控溫。上述措施中前兩點與光機結構的實施方式基本類似，以下詳細介紹基于環(huán)路熱管的毛細泵驅(qū)流體回路的設計與實現(xiàn)。

1)環(huán)路熱管原理

環(huán)路熱管主要由蒸發(fā)器、冷凝器、儲液器、蒸氣管路和液體管路等組成(見圖2)。環(huán)路熱管中一個完整的傳熱過程包括：液態(tài)工質(zhì)在蒸發(fā)器中的毛細芯外表面蒸發(fā)，吸收熱量，產(chǎn)生的氣態(tài)工質(zhì)經(jīng)蒸氣管路流向冷凝器，在冷凝器中釋放熱量并凝結成液體，液態(tài)工質(zhì)流經(jīng)儲液器后，通過液體管路向蒸發(fā)器毛細芯內(nèi)部供應液態(tài)工質(zhì)，液態(tài)工質(zhì)流經(jīng)毛細芯，最后到達毛細芯表面再次受熱蒸發(fā)，如此完成一個循環(huán)。

圖2 環(huán)路熱管示意圖Fig.2 Schematic of a loop heat pipe

與軸向槽道熱管相比，環(huán)路熱管具有熱傳輸距離遠、傳熱能力大、管路布置靈活、逆重力工作能力強、單向傳熱以及可控溫的特點[6]。因此，環(huán)路熱管特別適合于將儀器設備(熱源)的熱耗傳輸至散熱面(熱沉)進行排散，從而實現(xiàn)儀器設備的溫度控制。

環(huán)路熱管一般用于單點熱源與熱沉之間的傳熱。為適應多熱源的熱量傳輸，戈達德航天中心(Goddard Space Flight Center)設計了一套復雜的槽道熱管網(wǎng)絡，先采用普通槽道熱管將測地激光高度計系統(tǒng)(Geoscience Laser Altimeter System，GLAS)三臺激光器的熱量收集起來，再通過一套丙烯工質(zhì)的環(huán)路熱管傳輸至輻射器，其本質(zhì)還是單點熱源與熱沉之間的傳熱[2]。2004年，文獻[7]采用安裝在環(huán)路熱管毛細泵上的電加熱器作為驅(qū)動熱源，驅(qū)動工質(zhì)在兩個大面積的熱源和熱沉之間多次往返，最終經(jīng)由熱沉回到儲液器，通過一套深冷環(huán)路熱管實現(xiàn)了大面積熱量收集和傳遞，但是該項目未對環(huán)路熱管運行溫度水平和穩(wěn)定性進行主動控制。

2)傳熱鏈路設計

基于激光測高儀的設備布局、在軌工作模式、載荷發(fā)熱及控溫需求，設計了如圖3所示的基于環(huán)路熱管毛細泵驅(qū)流體回路系統(tǒng)。系統(tǒng)傳熱主要傳熱鏈路為：頭部電子學設備、后光路電子學設備和激光器產(chǎn)生的熱量分別通過槽道熱管傳輸至毛細泵、蒸發(fā)器3、蒸發(fā)器1和蒸發(fā)器2；然后由環(huán)路熱管傳輸至安裝在衛(wèi)星+Y、-Z散熱面內(nèi)表面的冷凝器，最終通過散熱面排散至星外。

由于環(huán)路熱管是整個傳熱鏈路上的核心部件，為保證熱控子系統(tǒng)可靠度，設計了主備兩套環(huán)路熱管；兩套環(huán)路熱管狀態(tài)完全一樣，設計狀態(tài)下僅主份工作，備份處于阻斷狀態(tài)。

圖3 激光測高儀散熱路徑示意圖Fig.3 Heat diffusion path ofthe laser altimeter

3)多點熱源傳熱與控溫

(1)

式中：λ為環(huán)路熱管工質(zhì)的氣化潛熱。

圖4 基于環(huán)路熱管的毛細泵驅(qū)流體回路原理Fig.4 Schematic of a capillary pump drive fluid loop based loop heat pipe

為了保證激光器、后光路電子學設備溫度的一致性，蒸發(fā)器1入口處工質(zhì)需為兩相狀態(tài)。因此，在冷凝器1與蒸發(fā)器1之間設置了控溫加熱器，通過控溫加熱補償實現(xiàn)蒸發(fā)器1入口處工質(zhì)的兩相狀態(tài)。補償功率Qpre為

(2)

式中：Qsubcool為預加熱器鞍座入口過冷量。

干度為x3的工質(zhì)依次流過蒸發(fā)器1～3，吸收測高儀激光器和后光路電子學設備的熱量后部分液態(tài)氨蒸發(fā)吸熱，干度變?yōu)閤4。蒸發(fā)器1～3的總吸熱量為

(3)

干度為x4的工質(zhì)通過熱輻射器2，將激光器與后光路電子學設備產(chǎn)生的熱量排散至空間熱沉，并冷卻為具有一定過冷度的液體，并經(jīng)液體管路回流進入儲液器和毛細泵，實現(xiàn)一次完整的循環(huán)。

式(1)～(3)合并可知

Qpre+QEVA1～3=Qpump·(x4-x2)+Qsubcool

(4)

假設環(huán)路熱管預加熱器加熱功率剛好補償預加熱器鞍座入口過冷量，即蒸發(fā)器1入口工質(zhì)為飽和狀態(tài)(x2=x3=0)。則有

QEVA1～3=Qpump·x4

(5)

即環(huán)路熱管蒸發(fā)器總吸熱量等于毛細泵吸熱量與蒸發(fā)器3出口干度的乘積。為了蒸發(fā)器1～3溫度的穩(wěn)定性，蒸發(fā)器3出口工質(zhì)應該保持在氣液兩相狀態(tài)，即x4<1。并且，x4越小，不同工作模式下激光器與后光路電子學設備溫度波動越小。因此，為了確保環(huán)路熱管內(nèi)工質(zhì)的流量滿足測高儀激光器和后光路電子學設備散熱的需求，同時避免因蒸發(fā)器3出口處工質(zhì)干度過大而引起的溫度波動，毛細泵吸收熱量必需大于環(huán)路熱管外回路的總吸熱量。

由于激光測高儀為間歇工作模式，受其自身熱容等因素影響，測量模式下頭部電子學設備133 W的熱量只有部分傳遞給環(huán)路熱管蒸發(fā)器。為了確保環(huán)路熱管始終穩(wěn)定運行，在環(huán)路熱管毛細泵上設置了輔助運行加熱器。當激光測高儀不工作時，環(huán)路熱管可以依靠輔助運行加熱器的驅(qū)動，維持低功率運行狀態(tài)；當測高儀由待機轉(zhuǎn)為測量模式時，環(huán)路熱管內(nèi)部工質(zhì)質(zhì)量流量能夠保證將激光器和后光路電子學設備熱量完全吸收并傳輸至冷凝器2。

3 熱設計驗證

3.1 地面熱平衡試驗驗證

為了驗證激光測高儀熱控設計的正確性，根據(jù)在軌外熱流條件、整星溫度邊界和在軌工作模式，在空間環(huán)境模擬罐進行了激光測高儀正樣熱平衡試驗。

激光測高儀正樣熱平衡試驗過程中，激光測高儀主體以及所屬熱控產(chǎn)品均為正樣狀態(tài)；采用紅外籠模擬遮光罩入口外熱流，采用加熱器模擬散熱面的外熱流，采用試驗工裝模擬整星溫度邊界；環(huán)路熱管試驗件(見圖5)固定在激光測高儀背部，其中毛細泵、蒸發(fā)器1～3與其對應安裝面之間填充導熱硅脂，蒸發(fā)器1入口加熱器鞍座隔熱安裝，減小管路向其安裝支架的漏熱。

圖5 激光測高儀環(huán)路熱管Fig.5 Loop heat pipe for the laser altimeter

冷凝器翅片固定在散熱面模擬板內(nèi)表面，翅片與熱沉之間填充導熱硅脂；環(huán)路熱管冷凝器2出口至儲液器入口段管路進行隔熱處理，盡可能減小環(huán)境漏熱對環(huán)路熱管運行的影響；環(huán)路熱管其它部分及其安裝支架均包覆多層隔熱組件，減小環(huán)路熱管與環(huán)境之間的熱交換。激光測高儀熱平衡試驗共進行高、低溫兩個工況。

低溫工況下，頭部電子學設備、激光器和后光路電子學設備無熱耗。主鏡筒溫度在19.3～19.5 ℃之間，次鏡框溫度在19.2～20.2 ℃之間，次鏡溫度在19.0～19.2 ℃之間，滿足光機結構溫度水平和穩(wěn)定性要求。環(huán)路熱管依靠安裝在毛細泵上的輔助運行加熱器維持溫度運行，并通過儲液器控溫加熱器將環(huán)路熱管儲液器溫度水平控制在(16±0.3)℃，蒸發(fā)器1～3溫度穩(wěn)定在17.0～20.0 ℃，從而將后光路光學組件和激光器溫度控制在20～20.7 ℃之間。

高溫工況下，光機組件溫度水平如圖6所示。主鏡筒、次鏡框及次鏡溫度在19.2～19.6 ℃之間；環(huán)路熱管蒸發(fā)器1～3溫度穩(wěn)定在14.8～16.7 ℃之間，頭部電子學設備、激光器和后光路電子學設備峰值熱耗分別為96 W、20 W和16 W；激光測高儀工作周期為95 min，每個周期工作20 min(見圖7)。不同工作模式下，依靠儲液器控溫加熱器，蒸發(fā)器1～3溫度穩(wěn)定在15.2～16.5 ℃。從而將激光器溫度控制在19.5～20.3 ℃之間；后光路光學組件溫度在21.6～22.0 ℃之間。

圖6 高溫工況光機組件溫度分布Fig.6 Optical-mechanical component temperature in hot case

激光測高儀熱平衡試驗結果表明：不同工作模式及外熱流環(huán)境下，激光測高儀光機組件及后光路組件溫度水平及穩(wěn)定度均滿足設計指標要求，驗證了熱設計的正確性。

圖7 高溫工況激光器及環(huán)路熱管溫度分布Fig.7 Laser and loop heat pipe temperature in hot case

3.2 在軌飛行驗證

激光測高儀在軌溫度達到平衡后，主要部組件的溫度隨時間變化曲線如圖8和圖9所示。在軌飛行數(shù)據(jù)表明：主鏡筒溫度在19.4～20.3 ℃之間，次鏡框溫度在19.1～20.6 ℃之間，次鏡溫度在19.6～19.8 ℃之間，后光路底板溫度穩(wěn)定在20.2～20.8 ℃之間，滿足光機組件溫度水平和穩(wěn)定性要求。

圖8 光機組件在軌溫度Fig.8 Optical-mechanical component temperature on orbit

衛(wèi)星入軌后，主份環(huán)路熱管工作在控溫運行模式，備份環(huán)路熱管處于阻斷狀態(tài)。在儲液器控溫加熱回路的控制下，主份環(huán)路熱管運行溫度穩(wěn)定在(19±1)℃，從而蒸發(fā)器1～3溫度控制在17.8～19.9 ℃之間，激光器溫度控制在19.8～20.4 ℃之間，滿足設計指標要求。

圖9 激光器及環(huán)路熱管在軌溫度Fig.9 Laser and loop heat pipe temperature on orbit

4 結束語

針對高分七號衛(wèi)星激光測高儀的熱設計任務需求，本文提出了被動熱控加基于環(huán)路熱管的毛細泵驅(qū)流體回路的散熱方案，并通過地面熱平衡試驗和在軌飛行數(shù)據(jù)驗證了方案的正確性。激光測高儀熱設計及其驗證結果表明：

(1)基于精細化熱分析，合理設置遮光罩散熱面、電加熱回路以及多層隔熱組件等熱控措施，保證了激光測高儀在軌工作在良好的溫度條件；尤其是次鏡、激光器等關鍵部件，溫度波動控制在±0.3 ℃以內(nèi)，較好地實現(xiàn)了激光測高儀的精密控溫。

(2)通過基于環(huán)路熱管的毛細泵驅(qū)流體回路，不僅解決了激光測高儀頭部電子學設備的散熱問題，而且實現(xiàn)了激光測高儀4臺激光器和后光路組件的熱排散和高精度控溫。此外，通過槽道熱管將環(huán)路熱管毛細泵與激光測高儀頭部電子學設備進行傳熱耦合，有效地利用了電子學設備的廢熱，這一設計在空間復雜空間布局多點熱源熱量收集、傳輸以及高精度控溫熱控系統(tǒng)中具有很好的應用潛力。