低軌道輕質星載一體化空間光學遙感器的熱設計

江 帆，吳清文，劉 巨，李志來，楊獻偉，于善猛

(中國科學院長春光學精密機械與物理研究所，吉林長春130033)

1 引言

空間光學遙感器作為對地觀察的重要工具，廣泛地應用于氣象預告、地球資源探測、軍事偵察等領域。為節省資源，空間光學遙感器與衛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，且在遙感器結構上還搭載部分星用設備。星載一體化設計使得遙感器受外熱流影響增大、溫度邊界更加復雜。

空間光學遙感器根據空間分辨率增高的發展需求，逐漸由同軸透射系統變為離軸反射系統［1］，衛星軌道也向低地球軌道轉移。離軸反射系統給光學元件的熱控增加了結構限制，大尺寸光學元件的溫度水平和溫差要求更加苛刻，低軌空間環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遙感器，該類遙感器能量需求低、質量小、發射周期短、空間分辨率足夠高，與衛星平臺一體化設計，使飛行器達到輕質敏捷的要求，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，需要對地探測時轉換為對地定向姿態，拍攝結束后立即回復為對日定向姿態。光學遙感器的熱設計目標是在衛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指標要求，而且在姿態轉換后依舊滿足光學指標要求。本文針對這種敏捷型光學遙感器開展了熱設計研究［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 遙感器結構

遙感器采用離軸三反光學系統，光學元件包括主鏡、次鏡、三鏡、調焦鏡，均使用碳化硅材料。

圖1為光學遙感器的結構示意圖。遙感器結構包含后框、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。遙感器焦面盒內包含4片CCD。

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

遙感器包絡尺寸為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、星敏感器等星用設備。

2.2 遙感器軌道及設計約束

衛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，熱控指標為遙感器本體溫度(18±4)℃，光學元件溫度(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 遙感器熱設計

3.1 任務分析和外熱流計算

將遙感器的姿態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星充電姿態。比較兩種姿態可知，遙感器各表面在對日定向姿態下的吸收外熱流均小于對地定向姿態下的吸收外熱流。遙感器由對日定向轉換為對地定向的時間不超過10 min，為保證衛星變換姿態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要求。因此，遙感器熱控的首要任務確定為在對日定向下保證遙感器的熱控指標。

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

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星平臺上且衛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)

根據表1可知，若遙感器在對日定向姿態下能滿足熱控指標，轉為對地定向姿態后遙感器溫度水平不可能低于對日定向姿態下的溫度水平，此時只要主動熱控閉環控溫就可以實現溫度自動調整。

3.2 熱接口設計

遙感器熱設計采用主動熱控與被動熱控相結合的方式，主要包括熱接口設計、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側兩個安裝支架安裝于后框上，+Z側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。對日定向姿態下太陽帆板溫度較高，溫度波動為－40～+110℃，穩態平衡溫度約為70℃，在遙感器蒙皮+X側包覆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，故不設置散熱面，通過改善機械結構、灌封電路板、涂抹導熱脂等措施來減小CCD經焦面盒到相機主體結構的傳導熱阻。

3.3 被動熱控

遙感器結構件內表面均黑色陽極氧化處理，紅外發射率ε≥0.85。碳纖維桿和碳纖維蒙皮內部噴ERB-2B黑漆，紅外發射率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面和后框上對應星上設備安裝處也包覆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構較復雜，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;對于次鏡和調焦鏡則在對應位置的蒙皮上設置加熱區。通過對光學元件后罩或對應蒙皮的加熱來保證光學元件的溫度水平和溫差。

為減小星上設備對遙感器影響，在后框上星敏支架和GPS天線安裝面處設置了加熱區;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段設置加熱區。

前框架靠近入光口部分受外熱流影響較大且熱容小，因此也設置了加熱區。

遙感器主動熱控共設置11個加熱區，每個加熱區設置2個熱敏電阻形成閉環控制。

3.5 仿真分析

規劃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對地瞬態工況。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計算所得部件溫度如圖2所示，光學元件溫度均在(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(℃)

對日高溫穩態分析結果如圖3所示，各項溫度指標均能滿足任務要求。相對低溫工況，光學元件中三鏡和調焦鏡溫度偏高，同樣由于受太陽帆板高溫影響，后框+X側溫度最高接近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(℃)

對日高溫轉對地瞬態工況:太陽常數取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換為對地定向姿態，持續時間1 h。姿態轉換時間不超過10 min，因此未考慮姿態轉換過程中外熱流的變化。

對日高溫轉對地瞬態工況持續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據，軌道計算以出陰影區點作為起點。

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 對地瞬態工況光學元件溫度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℃，滿足任務要求。

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

實際在軌中，衛星由于能量有限，處于對地定向的時間累積不會超過30 min，即遙感器探測結束后立即轉換回太陽帆板對日狀態進行充電，因此實際在軌狀態下各光學元件的升溫趨勢和CCD工作后的降溫趨勢會比仿真分析結果更加友好，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］:相機分系統熱平衡試驗和整星熱平衡試驗。相機分系統熱平衡試驗在ZM4300空間模擬器中進行，整星熱平衡試驗在KM3B空間模擬器內進行。空間模擬器內壓力≤1.3×10－3Pa，熱沉溫度為(100±5)K。

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

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。

試驗規劃3個工況，同仿真分析定義。統計3個工況下的試驗數據如表2所示，其中對日高溫轉對地瞬態工況的數據中光學元件的溫度為工況持續1 h后的數據，CCD溫度為結束工作時的數據。

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。

比對相機分系統試驗數據和整星試驗數據，相機光學元件溫度一致性較好。整星試驗相對相機試驗，衛星提供的接口更真實且益于相機熱控。

5 結論

根據空間光學遙感器的軌道特點和星載一體化設計，對遙感器進行了熱設計，有效地隔離了星上設備對遙感器的影響，合理分配了主動加熱的功耗和區域。

根據遙感器的軌道姿態和工作模式，設定了3個工況，依據工況參數對遙感器進行了仿真分析和熱平衡試驗，驗證了遙感器熱設計的有效性。遙感器結構溫度為(18±4)℃，光學元件溫度為(18±2)℃，CCD溫度≤30℃。

本文所述雙姿態輕質敏捷型星載一體化空間光學遙感器，調姿時間和對地探測時間足夠短，工作頻率低，圖像數據量小，熱設計時不用考慮對地定向工況，不必設置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，有關熱控措施適用于低軌輕質星載一體化衛星的光學遙感器。

［1］ 韓昌元.高分辨率空間相機的光學系統研究［J］.光學 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遙感器熱設計［J］.光學技術，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.空間光學遙感器熱分析［J］.光學 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.空間攝像機熱設計［J］.光學技術，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.臨近空間光學遙感器熱設計［J］.光學 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.離軸式空間光學遙感器的熱設計及仿真研究［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］ 賈學志，王棟，張雷，等.輕型空間相機調焦機構的優化設計與精度試驗［J］.光學 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.空間光學遙感器設計［J］.中國光學，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)