高熱流CCD器件散熱與精密控溫技術

童葉龍 李國強 余雷 耿利寅

（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）

0 引言

空間相機的成像品質除了與相機光—機部分的性能有關外，CCD器件的溫度控制也是一個關鍵指標，直接影響信噪比的數值。理論上，CCD器件的溫度每升高6～9℃，其成像時暗電流將增大一倍。所以，控制好焦平面CCD器件的溫度，成為獲得高品質成像的一個重要因素。

隨著空間分辨率和輻射分辨率要求的提高，TDICCD器件代替了傳統的單線陣CCD器件，成為空間相機常用技術手段。通常單線陣CCD器件的熱耗在0.2W左右，而TDICCD的熱耗則大得多，一般為2～10W。由于CCD器件本體尺寸小，其熱流密度遠遠大于一般電子設備。以某高分辨率相機為例，焦平面TDICCD器件的體積為60 mm×30 mm×2 mm，質量僅15 g，熱容僅12 J／℃，熱流密度近2 000W/m2[1]。

大功率 CCD器件具有體積小、質量小、熱容小、功耗大等基本特點，在一個軌道周期內相機工作時間較短，而非工作時間較長。工作時，CCD器件功率密度較大，不工作時則完全不發熱，因此，CCD器件溫度容易受到自身工作熱耗、外熱流及相機焦面其它發熱部件等的影響而出現大幅波動[2]。CCD器件背后的放大電路板幾乎需要占用器件背部的全部面積，導致熱控實施的空間狹小。隨著科技的發展、大功率 CCD器件的使用和技術指標要求的提高，元器件布局密集、空間狹小、發熱量集中，給空間相機CCD器件的散熱帶來更高的難度。

因此，大功率CCD器件的散熱和精密溫度控制難題具有極大的挑戰性。本文在仿真分析的基礎上，以某高分辨率相機大功率CCD器件熱控系統為例，提出了一種大功率CCD器件的熱控方法，采用微型熱管的技術途徑解決小空間、高熱流密度器件的熱量收集與排散方案，以基于積分分離式PI控制的電加熱主動控溫策略實現了高精度、高穩定度溫度控制。

1 CCD器件熱控設計方案

1.1 CCD器件熱控要求

某高分辨率相機的工作平臺為太陽同步軌道三軸穩定的衛星。軌道參數如下：離心率為0.001 1，軌道傾角為97.2°，軌道高度為500 km，降交點地方時為10:30AM。

相機焦平面組件有8片CCD器件，每片CCD器件的熱耗為3W，工作時間不超過10min/軌。為了減小背景暗電流和溫度波動對CCD器件性能的影響，對CCD器件提出了高精度的溫度控制需求，具體如下：

溫度水平–15～+5℃；溫度穩定度≤±0.2℃（全壽命周期）；CCD器件間的溫差≤2℃。

1.2 外熱流分析

由于CCD器件熱控指標苛刻，必須對外熱流環境進行仔細分析。衛星軌道為大傾角太陽同步軌道，其軌道外熱流復雜多變，除了空間冷黑背景外，還要接受交變的太陽直射、地球反照、地球紅外輻射等外熱流影響，要經受不同季節、進出地球陰影和衛星側擺、涂層退化等因素的影響。

陽光與軌道之間的關系可以通過陽光矢量與衛星運行軌道平面之間的夾角（β角）來描述[3]。本文采用STK軟件進行了β角的計算，計算結果表明：β角最大出現在2月9日，β角最小出現在6月2日。圖1～ 3給出了β角最大（2月9日）時各方向到達的外熱流情況。

圖1 β角最大時各方向到達的太陽直射熱流Fig. 1 All orientations’ direct solar radiation heat fluxes on maximum β angle

圖2 β角最大時各方向到達的地球紅外熱流Fig. 2 All orientations’ Earth infrared radiation heat fluxes on maximum β angle

圖3 β角最大時各方向到達的反照熱流Fig. 3 All orientations’ albedo heat fluxes on maximum β angle

在衛星的本體坐標系O-XYZ中，取OX軸指向飛行方向，OZ軸指向地心，OY軸按右手正交法則確定。由圖1～3可知，在衛星繞地球運行的每一圈中，朝+X和–X軸方向的面受照特點是關于陰影區對稱，但其外熱流在每圈中變化較大，不穩定。對于+Y軸方向的面，正常姿態時，它總是照不到太陽，且接收的地球反照和地球紅外輻射外熱流也很小，外熱流相對穩定；對于朝–Y軸方向的面，正常姿態時，光照區太陽光與該面法線的夾角固定，到達的太陽直射熱流恒定，其熱流值為400～600W/m2左右，考慮到涂層退化，初期和末期外熱流差異很大。+Z軸方向的面接收的地球紅外輻射和反照熱流較大；–Z軸方向的面受太陽直接照射時間較長，而且變化最大，外熱流不穩定。

由于+Y軸方向的面外熱流小且比較穩定，最適合作為大功率CCD器件的散熱面。

1.3 CCD器件熱控設計

航天器精密控溫系統大都采用了以被動熱控為主，電加熱主動熱控為輔的熱控方案，如為哈勃望遠鏡鏡片提供高的溫度均勻性和一些高精度相機的溫度均勻性熱控制等[4-6]。

因此，大功率CCD器件的散熱和精密控溫手段采用以下3種方式的綜合：1）隔熱設計，即盡量減少CCD導熱硬件與其它部件之間的熱量傳遞；2）設計傳熱途徑以排散內熱耗；3）電加熱的主動控溫[7]。

具體設計思路：采取偏低溫設計方法，按照低溫工況設計控溫加熱功率，同時保證在高溫工況下被控對象也需要進行控溫加熱，最終實現精密控溫。控溫加熱在精密控溫系統中起了重要作用，且由電加熱主動熱控裝置來完成。

電加熱主動熱控裝置一般包括電加熱器、控制器和溫度傳感器3個部分組成，構成閉環控制回路，如圖4所示。溫度傳感器用來獲取被控對象的溫度信號Tm；電加熱器提供熱量，作為控制執行元件。控制器將獲得的溫度信號與設定值Ts比較，從而獲取誤差信號e(k)=Ts-Tm，并結合溫度控制算法，生成控制輸出量u(k)，控制加熱器的工作狀態。

圖4 電加熱主動熱控原理Fig. 4 Principle diagram of temperature control system

加熱控制所需能量E=UIt，其中U為加熱電壓，I為加熱電流，t為加熱時間；調節U、I、t中任一因子即可達到調溫的目的。因此航天器溫度控制方式有兩種：調節一個控溫周期內的加熱時間；調節控溫加熱功率（UI）。航天器上一般采用調節一個控溫周期內的加熱時間的控溫方式，這種控溫方式無需可控硅等電流調節器件，適合直流供電控制場合。

1.3.1 CCD器件散熱方案

星上小功耗的CCD器件通常采用在器件背面安裝導熱銅條的散熱手段，如法國COROT衛星寬視場相機[8-9]、“資源二號”衛星上的可見光相機[10]等，但這種散熱方式已經不能滿足大功率 CCD器件的散熱要求。熱管的傳熱效率是紫銅的數百倍，因此在熱量傳輸方面和金屬材料相比有著不可比擬的優勢。首先，熱管的傳熱系數在1×104～1×105W/(m2·K)，高于金屬材料數百倍，可以迅速將CCD器件工作時產生的熱量導出，避免工作期間器件溫度大幅升高；另外熱管的兩端溫差非常小，甚至可以當作等溫體考慮，因此 CCD器件各部位的熱狀態基本相同，器件之間能保證較好的溫度均勻性。因此，本文采用 CCD器件背面安裝微型熱管，并結合外貼熱管的散熱方式，將 CCD器件工作時產生的廢熱導到星外散熱面，如圖5所示。

8片CCD器件分布在兩個安裝面上，在CCD器件上共布置8根微型熱管，4根并排安裝，共兩組，橫跨4片CCD器件；微型熱管一端與CCD背面緊密貼合，另一端則與外貼熱管緊密貼合，外貼熱管另一端與散熱面緊密貼合，將熱量傳至散熱面。其中，CCD器件與微型熱管之間、微型熱管與外貼熱管之間、外貼熱管與散熱面之間均填充硅橡膠。

圖5 CCD散熱通道示意Fig. 5 Heat dissipation for CCD assembly

由于 CCD器件對溫度穩定度的要求較高，應盡量選擇外熱流隨軌道周期、季節變化小的散熱面。本文采用朝+Y軸方向的面作為CCD 器件的散熱面。CCD器件散熱通道為CCD器件→微型熱管→外貼熱管→衛星+Y側散熱面，最終將CCD器件工作產生的廢熱排散至散熱面。

經詳細熱分析，散熱面面積為0.4m2，在兩組CCD微型熱管上分別布置1路控溫回路，可實現控溫功率33W/路，控溫目標溫度0℃。

1.3.2 CCD器件精密控溫策略

目前主動控溫方法主要有兩種：常規電子開關型控溫儀和智能型控溫儀[11]。常規電子開關型控溫儀較為簡單，可以滿足大多數對工作溫度有一定要求的設備的控溫需求。智能型控溫儀一般適用于有精密控溫需求的儀器設備，其控溫精度主要受熱設計的合理性、測溫精度、控溫算法的影響[12]。

比例控制算法是智能型控溫儀中常用的控溫算法，是按控制偏差的大小迅速輸出控制信號，偏差大調節作用大、偏差小調節作用小，控制過程簡單、快速，缺點是對具有自平衡性的控制對象存在靜態偏差；對于有慣性的溫度控制系統還容易產生振蕩，動態特性較差。比例控制具有靜態偏差，雖可在軟件中對預計靜態偏差進行控制補償，但并不能動態地消除靜態偏差，很難適應航天器入軌后的熱環境變化。由于積分環節可消除靜態偏差，因此，在比例控制基礎上引入積分控制，即PI控制。只要積分系數選擇恰當，PI控制方式可以最終消除靜態偏差且超調少，系統穩定并且控溫精度高。因此，PI控制作為CCD器件主動熱控制的首選控制方案[13-14]。

在普通的PI控制中，引入積分環節是為了消除靜態偏差，提高控制精度。但在過程的啟動、結束或大幅度增減設定時，短時間內系統輸出有很大的偏差，會造成PI運算的積分積累，引起系統較大的超調，甚至引起系統較大的振蕩。積分分離式PI控制的基本思路是：當被控對象的實測溫度與設定值偏差較大時，取消積分作用，以免由于積分作用使系統穩定性降低，超調量增大，即P控制；當被控對象的實測溫度接近設定值時，引入積分控制，以便消除靜態偏差，提高控制精度，即PI控制。具體的實現步驟如下：

1）根據實際情況，人為設定積分分離值α；

2）當│e(k)│＞α時，不采用PI控制而采用P控制，可避免產生過大的超調，又使系統有較快的響應；

3）當│e(k)│≤α時，采用PI控制，保證系統的控制精度。

積分分離式PI算法采用增量式計算，位置式輸出。相應的控制算法為：

式中 Δt為控溫周期；KI為積分時間常數；Ki為被控對象的積分系數；Δu(k)為控制輸出量的增量；Kp為被控對象的比例系數。

根據CCD器件控溫的實際情況，設定α為0.3℃。當│e(k)│＞0.3℃時，采用P控制，避免產生過大的超調，又使系統有較快的響應；當│e(k)│≤0.3℃時，采用PI控制，保證系統的控制精度。

CCD器件的溫度控制采用功率限幅設計，當控制量u(k)大于功率限幅值時，則令u(k)以功率限幅值輸出；當控制量u(k)＜0時，則令u(k)=0。

2 計算結果與分析

本文采用熱分析軟件Thermal Desktop建立了體現PI控制算法的熱物理模型，選取了典型工況，給出了計算結果。模型中，控溫周期設置為5s。

2.1 高溫工況

熱控涂層取壽命末期，相機工作時間10min/軌，瞬態工況。CCD器件采用積分分離式PI控溫方式，PI控制參數由線性二次型最優算法（linear quadratic regulators，LQR）整定獲得。圖6給出了CCD器件散熱途徑上的溫度情況。

由圖6、圖7可知，當CCD器件采用積分分離式PI控溫方式，CCD溫度在–0.18～+0.14℃之間，能夠滿足CCD器件對溫度穩定性的要求。當CCD器件采用P控溫方式時，CCD溫度可以實現0℃±0.35℃的控溫精度，不能滿足 CCD器件對溫度穩定性的要求。由此可知，在內熱源擾動下，采用積分分離式PI控制的被控對象具有更小的溫度波動。

圖6 高溫工況下，CCD組件計算溫度曲線Fig. 6 Temperature curve of CCD assembly in hot case

圖7 高溫工況下，不同控制算法CCD微型熱管溫度曲線Fig. 7 Temperature curve of micro heat pipe under different control algorithm in hot case

2.2 低溫工況

熱控涂層取壽命初期，相機不工作，瞬態工況。CCD器件采用積分分離式PI控溫方式，PI控制參數由LQR算法整定獲得。圖8給出了CCD器件散熱途徑上的溫度情況，圖9為不同控制方法下的CCD微型熱管溫度曲線。

由圖8、圖9可知，當CCD器件采用積分分離式PI控溫方式，CCD溫度可以實現0℃±0.14℃的控溫精度，能夠滿足 CCD器件對溫度穩定性的要求。當 CCD器件采用 P控溫方式時，CCD溫度在–0.25～+0.02℃之間，存在靜態偏差。由此可知，積分分離式PI控制能夠消除穩態偏差，實現精密溫度控制。

圖8 低溫工況下，CCD組件計算溫度曲線Fig. 8 Temperature curve of CCD assembly in cold case

圖9 低溫工況下，不同控制算法CCD微型熱管溫度曲線Fig. 9 Temperature curve of micro heat pipe under different control algorithm in cold case

3 結束語

本文采用偏低溫設計方法，使用 CCD器件背面安裝微型熱管，結合外貼熱管的散熱方式，并采用基于積分分離式PI控制的電加熱主動控溫策略，實現了大功率CCD器件的散熱和精密溫度控制，對航天器短期工作大功率器件熱控設計有一定的指導和借鑒作用。

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