“高分二號”衛星相機熱控系統的設計與驗證

趙振明 魯盼 宋欣陽

（北京空間機電研究所，北京 100094）

0 引言

近幾十年世界各國衛星遙感技術發展迅速，在氣象監測、地球資源勘探、海洋勘探、軍事偵察等領域發揮了巨大的作用[1]，而高分辨率對地觀測衛星更是未來遙感衛星的主要發展方向，代表著空間遙感技術領域的制高點[2]。“高分二號”（GF-2）衛星作為我國未來民用高分辨率對地觀測衛星的一個主要產品，其上裝載的主要載荷為高分辨率全色/多光譜相機（以下簡稱相機），主要任務是在衛星運行的軌道上獲取星下點附近地面高分辨率的地面景物圖像。

分辨率的提高意味著光學系統口徑的增大[2]，而長焦距、大口徑的光學系統成像品質對相機內部和空間環境的溫度變化更加敏感，使得溫度場的變化成為影響高分辨率相機在軌成像品質的重要因素[3]。為了確保空間相機在軌高精度成像，為相機創造一個最佳的工作環境，世界各國在空間相機熱控方面均開展了大量的研究工作，并通過采用先進的熱控措施、熱控產品和設計方法不斷提升著空間相機的熱控精度。從公開發表的文獻資料可知，國外先進航天器熱控精度已經達到mK量級，而國內空間相機的熱控精度也均在±1℃。

GF-2衛星相機采用反射式光學系統，其主光學口徑超過500mm，光學系統焦距大于7 000mm。為滿足對地觀測的要求，相機需具有非常高的指向精度和結構穩定性。然而，在軌時非均勻的溫度場變化會引起反射鏡及支撐結構產生熱變形，導致相機鏡面面型、反射鏡及支撐結構空間位置的改變，最終造成相機對地指向偏離，成像品質下降，必須對相機進行高精度的溫度控制。通過熱光學分析可知，為保證成像品質和定位精度，GF-2衛星相機主要光機部件的在軌控溫精度和溫度穩定度均需優于±0.3℃。

目前，GF-2衛星兩臺相機的溫控系統在軌工作正常，很好的滿足了成像的需求。本文詳細給出了相機的熱控方案，并通過熱平衡試驗結果和在軌飛行溫度數據，證明了相機熱控系統設計的正確性。

1 相機熱控系統設計

1.1 熱設計任務分析

GF-2衛星運行于太陽同步軌道，兩臺高分辨率相機并聯后通過底板安裝在衛星載荷艙板上，相機入光口指向地球。每臺相機的光機主體均由遮光罩組件、反射鏡組件、焦面組件、支撐結構等組成，如圖1所示。相機采用主承力板構型，即主鏡組件、三鏡組件、前鏡筒組件、折鏡組件、焦面組件和星敏感器支架等主要部組件均直接安裝在主承力板上；次鏡組件安裝在前鏡筒組件的前端；在主承力板與安裝底板間是阻尼桁架；遮光罩直接安裝在衛星艙板上。

圖1 相機結構示意Fig.1 Schematic drawing of the space camera

如前所述，GF-2衛星相機焦距長、分辨率高，對溫度變化十分敏感，細微的溫度變化所引起的結構熱變形也會給相機成像帶來很大的影響，導致離焦甚至無法正常成像。此外，GF-2衛星對成像的空間位置精度要求很高，亦即需要相機具有高精度的光軸指向精度，同樣需要最大程度上的降低溫度所導致的結構熱變形。因此，為了給相機一個相對穩定的熱環境，保證在軌的圖像品質要求，需要對表1中所示的各部組件進行高精度的控溫。

表1 相機各部件在軌溫度指標要求Tab.1 Temperature demand for the camera

為了使得相機在惡劣的太空環境中能夠達到表1所示的指標要求，需要對相機各光學鏡片、支撐結構、焦面組件等進行精確的熱控設計。其中光學鏡頭及支撐結構在軌溫度穩定度全壽命周期保持±0.3℃的指標，超過了國內目前在軌的所有大口徑光學遙感器，也是該相機熱控設計的重點和難點。

1.2 熱控系統設計

空間相機傳統的主動控溫方法為：將電加熱器直接粘貼于被控對象表面，根據被控對象上測溫元件的溫度反饋信息，通過控溫算法由溫度控制器自動計算出電加熱器所需的輸出功率或加熱時間，從而對被控對象進行主動的溫度控制。當加熱功率足夠時，該方法能夠使被控對象的溫度在所設定中心點溫度上下的一定范圍內波動，而波動范圍與外部環境和其它部組件溫度變化的劇烈程度直接相關。通過對GF-2相機溫度場的仿真分析可知，盡管目前空間相機所用溫度控制器的理論控溫精度已經可以達到±0.2℃甚至更高的水平，但當相機入光口處軌道外熱流劇烈變化、相機內部電子設備和衛星平臺溫度大幅波動時，采用上述方法仍無法滿足±0.3℃的控溫指標要求，必須采用更加先進的控制方法或設計理念來滿足相機對溫度穩定度的要求。

由于太空中的高真空度環境，航天器內主要的換熱方式為接觸傳導和輻射傳導。根據傳熱學基本原理，兩物體間接觸傳導可表述為

式中 Q為物體A、B間的換熱量；TA為物體A溫度，TB為物體B溫度；為物體A、B間的接觸熱阻，其中K為物體A、B間的接觸傳熱系數，A為接觸面積（此處假設A、B面積相等且完全接觸）。

而由斯忒藩–玻爾茲曼定律輻射傳導可表述為

式中 A為輻射換熱面積；ε為物體表面紅外發射率；C0=5.67W/(m2K4)。

式（2）以熱阻形式表示為

通過上述接觸傳導和輻射傳導熱阻的計算公式可知，在常溫溫區，兩物體間的輻射傳導熱阻遠大于接觸傳導熱阻。如果通過控制A的溫度間接控制B，即使A的溫度變化范圍較大，輻射傳導熱阻也能夠使得B的溫度變化范圍大大減小，使B的控溫具有更好的魯棒性。基于此原理，GF-2衛星相機采用了全輻射主動控溫的方法，即將電加熱器全部粘貼在輔助控溫板上，并通過溫度控制器控制輔助控溫板的溫度，而后通過輔助控溫板與相機光學鏡片和支撐結構間的輻射傳導間接控制相機的溫度。為了最大程度上減小軌道外熱流、空間低溫背景、衛星艙溫度變化等因素的影響，在部分輔助控溫板的兩面還包覆了多層隔熱組件，以進一步增大輻射傳導熱阻。通過對相機的仿真分析可知，相機輔助控溫板在軌可能會存在十幾度甚至幾十度的溫度變化，而光學鏡片和支撐結構則能夠很好的控制在±0.3℃的范圍內。圖2為相機采用輔助控溫板的示意圖。

圖2 相機輔助控溫板示意Fig.2 Assistant temperature control plate on the camera

除了上述的主動溫控措施外，GF-2衛星相機還采用了目前航天器常用的被動熱控措施，包括：

1）相機全部外表面包覆多層隔熱組件以減小軌道外熱流、空間背景低溫和衛星載荷艙溫度波動對相機主體的影響[4-5]。

2）采用圖3所示特殊設計的分層隔熱墊片隔絕相機安裝位置衛星艙板溫度波動對相機控溫的影響。

3）通過結構熱控一體化設計實現主要光機結構與其它部組件（如輔助控溫板、焦面支架等）的強化隔熱，如圖4所示。

圖3 相機底板隔熱設計示意Fig.3 Schematic drawing of the base board

圖4 強化隔熱結構示意Fig.4 Design for the enhanced conductive insulation

4）采用熱管、導熱鋁條、銅導熱索等將相機電子設備工作時產生的熱量傳遞到衛星艙外的散熱面進行熱排散，以降低發熱部件的溫度水平[6-9]，降低CCD器件的暗電流[10]，并確保各電子元器件溫度在許可的范圍內。CCD器件及焦面電路的散熱措施如圖5和圖6所示。

圖5 CCD器件散熱措施示意Fig.5 Heat dissipation design for the CCD

圖6 焦面電路散熱措施示意Fig.6 Heat dissipation design for the focal plane unit

2 地面試驗驗證及在軌飛行驗證

空間相機對熱控系統的地面驗證試驗主要是模擬真空低溫環境下的熱平衡試驗，試驗獲取的溫度數據能夠真實的反應相機在軌的工作情況，是驗證熱設計正確性與合理性的有效手段[11]。為此，GF-2衛星相機在研制過程中進行了充分的熱平衡試驗，驗證了相機主體熱控設計的正確性，預示了相機在軌工作時的溫度分布。試驗中利用真空模擬室模擬在軌真空低溫環境，采用紅外籠和電加熱器模擬軌道外熱流，采用鋁合金結構板粘貼電加熱器模擬衛星載荷艙溫度邊界。表2是熱平衡試驗的工況設置，包含了相機在軌可能出現的極端高溫、極端低溫以及衛星故障模式下的應急姿態等狀態。

表2 熱平衡試驗工況Tab.2 Thermal balance test cases

表3為相機熱平衡試驗的結果，以及與在軌飛行溫度數據的對比。可以看出，在當前的熱控措施下相機各部分溫度均滿足指標要求，熱控設計合理可行，熱控產品工作正常。

表3 相機熱試驗和在軌飛行溫度數據Tab.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 結束語

本文根據 GF-2衛星相機在軌成像所需的溫度要求，詳細分析了相機熱控設計的重點與難點，并針對相機光學鏡頭及支撐結構在軌溫度穩定性全壽命周期保持±0.3℃的熱控設計難點，創新性的利用傳熱學中輻射傳導熱阻遠大于接觸傳導熱阻的原理，通過增加輔助控溫板對相機采取輻射主動溫控措施，同時輔助以空間相機常用的被動熱控措施，形成了 GF-2衛星相機系統的熱控設計方案。相機熱平衡試驗結果和在軌飛行溫度數據表明，熱控設計合理可行，熱控措施能夠很好的滿足相機在軌成像時所需溫度要求。

GF-2衛星相機成功在軌運行證明了首次使用的輻射主動控溫方法具有很好的控溫精度和魯棒性，在未來空間相機高精度、高穩定性控溫設計中具有很好的應用前景。

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