“高分四號”衛(wèi)星相機熱控系統(tǒng)設(shè)計及驗證

于峰 徐娜娜 趙宇 徐先鋒 封艷廣

（北京空間機電研究所，北京 100094）

“高分四號”衛(wèi)星相機熱控系統(tǒng)設(shè)計及驗證

于峰 徐娜娜 趙宇 徐先鋒 封艷廣

（北京空間機電研究所，北京 100094）

“高分四號”衛(wèi)星搭載的相機具有較高的分辨率和指向精度，需相機光學系統(tǒng)及主承力結(jié)構(gòu)在全壽命周期內(nèi)保持高溫度穩(wěn)定性，且該相機工作于地球靜止軌道，所處空間熱環(huán)境更為復(fù)雜，給熱控設(shè)計帶來極大挑戰(zhàn)。文章結(jié)合相機在軌成像需求和空間熱流特點，詳細分析了相機熱控設(shè)計的重點與難點，并創(chuàng)新性的采用了遮光罩開設(shè)散熱面、間接輻射控溫、南北耦合散熱面等熱控措施，實現(xiàn)了高軌相機的高精度溫度控制。熱平衡試驗與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，相機的熱控設(shè)計合理可行，能夠滿足相機在軌成像的溫度要求，為未來高軌大口徑光學相機高精度、高穩(wěn)定性熱控設(shè)計奠定了良好的基礎(chǔ)。

地球靜止軌道 熱控設(shè)計 熱平衡試驗 在軌驗證 大口徑光學相機 “高分四號”衛(wèi)星

0 引言

在空間對地觀測領(lǐng)域，世界各國對衛(wèi)星觀測數(shù)據(jù)高時間、高空間分辨率和高穩(wěn)定性的要求不斷提高，地球靜止軌道凝視成像系統(tǒng)以其遠優(yōu)于中低軌道觀測衛(wèi)星的高時效性、持續(xù)探測能力和對敏感事件的近實時響應(yīng)能力，成為當前國際遙感衛(wèi)星領(lǐng)域一個重要的發(fā)展方向[1-4]。“高分四號”衛(wèi)星是我國國家重大專項工程中向高軌道進軍的第一顆星，星上的主載荷是國內(nèi)首臺地球靜止軌道高分辨率面陣凝視成像相機，填補了中國高軌道高分辨率光學遙感的空白，達到世界先進水平，可用于氣象觀測、搶險救災(zāi)、環(huán)境保護、國土普查等多個領(lǐng)域。

相機采用了長焦距、大口徑光學鏡頭，大面陣焦平面，以及長時間連續(xù)成像的工作模式[5]。為保證在軌成像品質(zhì)和指向精度，相機的主要部組件需在全壽命周期內(nèi)保持較高的溫度穩(wěn)定性[6]。由于相機在軌運行中要長期經(jīng)受太陽、行星和空間低溫熱沉的交替加熱和冷卻，引起相機表面周期性的高低溫劇烈變化（變化幅度可達±200℃），給熱控設(shè)計帶來挑戰(zhàn)[7]。尤其對于地球靜止軌道相機，所處空間熱流變化更為復(fù)雜[8-10]，一個軌道周期內(nèi)，光學系統(tǒng)可能面臨長達4h的太陽照射，其余時間則面對3K左右的冷黑空間環(huán)境，光學系統(tǒng)的溫度穩(wěn)定性很難保證。此外，衛(wèi)星各面均可能受到太陽照射，不存在太陽同步遙感器具有的長期背陰面，給大功耗電子設(shè)備的散熱帶來困難，亟需提升散熱效率。

本文給出了“高分四號”衛(wèi)星相機詳細的熱控設(shè)計方案，并經(jīng)過了地面試驗和在軌飛行驗證，證明了相機熱控系統(tǒng)設(shè)計的正確性和合理性。

1 相機熱控設(shè)計

1.1相機概述

“高分四號”衛(wèi)星相機由遮光罩組件、主承力結(jié)構(gòu)、阻尼桁架、前鏡筒、光學系統(tǒng)、可見光焦面組件、紅外焦面組件等組成。遮光罩組件分為上筒和下筒，通過下筒底部的法蘭安裝在衛(wèi)星上；主承力結(jié)構(gòu)包括前承力框、后承力筒和紅外承力板，前承力框通過阻尼桁架安裝在衛(wèi)星上，相機的光學、結(jié)構(gòu)和電子學組件均安裝在主承力結(jié)構(gòu)上。相機外形結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 相機外形結(jié)構(gòu)示意Fig.1 Schematic drawing of the camera configuration

相機具有可見光近紅外和中波紅外兩個獨立的成像通道，兩通道既可單獨成像，也可同時成像。可見光近紅外通道電子設(shè)備熱耗約為80W，中波紅外通道電子設(shè)備熱耗約為120W。

為確保相機在軌成像品質(zhì)，相機主要部組件需要滿足表1中的控溫指標要求。

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

1.2相機熱設(shè)計任務(wù)分析

“高分四號”衛(wèi)星相機的溫度要求高，所處空間熱環(huán)境復(fù)雜，熱設(shè)計難度大，主要體現(xiàn)在：

1）相比于太陽同步軌道相機，地球靜止軌道相機所處空間熱環(huán)境更為復(fù)雜和惡劣。相機各面受照和不受照的時間持續(xù)很長，不受照時無任何熱流，導致相機外表面溫度變化十分劇烈。而為滿足高分辨率成像要求，相機光學組件周向及軸向溫差需小于1℃，主承力結(jié)構(gòu)周向和軸向溫差需小于3.5℃，溫度波動均需≤1.5℃/h，因此，抑制外熱流擾動，保持相機內(nèi)部溫度穩(wěn)定難度很大。

2）長時間的“日凌”現(xiàn)象對相機遮光罩和主光學系統(tǒng)的熱控設(shè)計造成巨大挑戰(zhàn)[11]。午夜前后，太陽照射遮光罩內(nèi)壁甚至光學系統(tǒng)，造成溫度升高很快，給成像造成極大影響，甚至損壞設(shè)備；無太陽照射時，入光口外熱流為 0，遮光罩和光學系統(tǒng)降溫很快，因此，亟需采取創(chuàng)新性的熱控措施抑制入光口外熱流波動對相機光學系統(tǒng)溫度的影響。

3）地球靜止軌道衛(wèi)星無長期背陰面，外熱流相對較為穩(wěn)定的±Y面不同日期下也面臨著較大太陽輻射外熱流變化，且相機內(nèi)部電子設(shè)備熱耗較大，超過200W，因而相機散熱設(shè)計面臨較大難度。

1.3 相機外熱流分析

假設(shè)相機+Z軸指向地球，+X軸指向衛(wèi)星飛行方向，+Y軸與+X、+Z軸成右手定則，典型時刻的太陽輻射外熱流變化情況如圖2所示：

圖2 太陽輻射外熱流周期變化Fig.2 Periodic heat flow of solar radiation

由圖2所示的太陽輻射外熱流計算結(jié)果可知：

1）對于±X面，各工況一個周期內(nèi)均存在0~1 400W/m2左右的周期變化，熱環(huán)境極為惡劣。

2）對于±Y面，夏至時刻到達–Y面的外熱流最大，冬至時刻為0；冬至時刻到達+Y面的外熱流最大，夏至時刻為0；各工況一個周期內(nèi)外熱流均保持穩(wěn)定，且兩個面不會同時受照。

3）對于+Z面，白天不受輻照，夜間受輻照，春分時刻到達+Z面的外熱流極值達到最大，但在午夜前后約72min處于地球陰影區(qū)，此段時間內(nèi)相機的各個表面均不受太陽輻射照射，所以對于+Z面而言，其在春分時刻接受的外熱流總量并非最大，太陽光與赤道面夾角（太陽入射角）為8.8°時刻相機不再存在處于地球陰影區(qū)的時刻，此時+Z面接收的外熱流總量最大。

1.4 相機熱控系統(tǒng)設(shè)計

“高分四號”相機兩個通道工作模式為可見光通道白天工作，紅外通道全天候工作，同時開機熱耗超過 200W，內(nèi)熱源與外熱流擾動均很大，且光學系統(tǒng)溫度穩(wěn)定性要求高。結(jié)合“高分四號”相機的任務(wù)特點及所處的地球靜止軌道空間環(huán)境，采用一系列創(chuàng)新性的熱控措施，實現(xiàn)了高精度溫度控制，確保了相機成像品質(zhì)。

1.4.1 主光學系統(tǒng)熱控設(shè)計

與低軌相機不同，高軌相機面臨長時間的“日凌”現(xiàn)象，遮光罩內(nèi)部甚至光學系統(tǒng)會長時間面臨太陽照射。為保證光學系統(tǒng)的溫度要求，對相機遮光罩和光學系統(tǒng)進行了熱控設(shè)計，主要措施如下：

1）遮光罩選用高熱導率材料。遮光罩作用為屏蔽外部熱流擾動，消除雜光，為相機提供適宜的成像條件。常規(guī)遮光罩一般采用碳纖維等復(fù)合材料，其導熱性能較差，而“日凌”導致高軌相機遮光罩內(nèi)壁將長期受太陽照射，且能量分布極不均勻，極易產(chǎn)生局部熱點影響相機成像性能。為減小局部能量聚集，拉均遮光罩溫度，“高分四號”衛(wèi)星相機遮光罩選用了高熱導率的2A12O鋁合金材料制作蜂窩結(jié)構(gòu)。同時，光柵亦采用高熱導率的2A12O鋁合金，起到進一步均溫的效果。

2）遮光罩進行合理的散熱設(shè)計。受“日凌”影響，如采用傳統(tǒng)的外表面包覆多層隔熱材料的方式將會使遮光罩局部溫度升至 80℃以上，成像品質(zhì)嚴重下降。為降低遮光罩溫度，“高分四號”衛(wèi)星相機創(chuàng)新性的在遮光罩外表面局部噴涂低吸收—發(fā)射比的熱控涂層，開設(shè)散熱面進行散熱。但為避免遮光罩不受曬時刻溫度下降過多，拉低主光學系統(tǒng)溫度，增加主動控溫功耗，需要對散熱面面積進行反復(fù)迭代計算，滿足光學系統(tǒng)溫度穩(wěn)定性要求。

遮光罩需開設(shè)的散熱面面積可根據(jù)遮光罩平衡溫度估算獲得初始面積[12-13]，再代入仿真分析模型迭代計算光學系統(tǒng)溫度。通過多層隔熱組件吸收和輻射的能量相對較小，估算中可忽略，因此遮光罩吸收的熱流和輻射散熱的熱流主要來自于遮光罩內(nèi)壁和外壁散熱面。遮光罩內(nèi)壁做發(fā)黑處理（噴涂E51-M黑漆），太陽輻射吸收率取0.85；外壁噴涂ACR-1白漆，太陽輻射吸收率取0.6；遮光罩內(nèi)、外壁紅外發(fā)射率均選取0.85；冷空間溫度選取3K。

根據(jù)上述條件，內(nèi)壁吸收的輻射熱流量Q1為：

式中 S+Z為到達相機+Z面的太陽輻射熱流密度；A1入光口面積。

外壁吸收的輻射熱流量Q2為：

式中 S±X為到達±X面的太陽輻射熱流密度；A2遮光罩外壁散熱面面積。

內(nèi)壁輻射散熱熱流量Q3為：

式中 T為遮光罩溫度；σ為斯忒藩-玻爾茲曼常量。

外壁輻射散熱熱流量Q4為：

根據(jù)能量守恒定律有：

根據(jù)太陽輻射熱流密度，入光口面積以及遮光罩溫度要求，可以得到所需的遮光罩散熱面面積。

3）主光學系統(tǒng)采用間接輻射控溫設(shè)計。光學系統(tǒng)表面直接粘貼主動控溫加熱回路會破壞光學系統(tǒng)，且會導致光學系統(tǒng)溫度均勻性變差，難以滿足不大于 1℃的溫度要求，因此對于主光學系統(tǒng)采用間接控溫的方式，即在主光學系統(tǒng)背面安裝高發(fā)射率的輻射板，通過電加熱器控制輻射板的溫度達到控制光學系統(tǒng)溫度的目的。

4）衛(wèi)星在軌姿態(tài)調(diào)整，避免光學系統(tǒng)受照。地球靜止軌道相機在午夜前后太陽光接近直射入光口方向，很難僅通過增加遮光罩長度來完全避免太陽光照射光學系統(tǒng)[14-16]，因此在合理的遮光罩長度下配合衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整，來避免光學系統(tǒng)接收太陽輻射，減小光學系統(tǒng)的溫度波動。

1.4.2 大功耗電子設(shè)備散熱設(shè)計

地球靜止軌道相機無長期的背陰面，需要進行更加合理的散熱設(shè)計，在滿足散熱需求的前提下，減小相機的補償功耗[17]。“高分四號”衛(wèi)星相機采取的散熱措施有：

1）合理分配散熱面。相機的內(nèi)熱源分類兩類：白天開機工作的可見光近紅外電子設(shè)備和全天候工作的中波紅外電子設(shè)備。根據(jù)相機成像特點及外熱流變化規(guī)律，選擇+Z面作為可見光散熱面，±Y面作為紅外散熱面。

2）±Y散熱面耦合，提高散熱效率。根據(jù)1.3節(jié)外熱流分析可知，±Y面均存在外熱流較大的時刻，但二者又不會同時受曬。利用此特點，使用4支30mm×10mm工字型雙孔槽道熱管將±Y散熱面連通，同時在±Y散熱面內(nèi)部預(yù)埋均溫熱管，兩組熱管呈正交分布。將大功耗、長時間工作的中波紅外電子設(shè)備熱量同時引至±Y兩個散熱面，大大提高了散熱效率，同時減少了主動控溫功耗，節(jié)省星上資源。

3）合理設(shè)置散熱路徑。通過結(jié)構(gòu)熱控一體化設(shè)計優(yōu)化散熱路徑和結(jié)構(gòu)布局。相機結(jié)構(gòu)復(fù)雜，內(nèi)熱源數(shù)量多，根據(jù)電子設(shè)備熱耗的大小以及溫控指標要求，合理設(shè)計電子設(shè)備的散熱路徑；對于功耗大、控溫指標高的設(shè)備，直接通過熱管將熱量傳遞至散熱面；對于功耗小、溫控指標低的設(shè)備，采用熱管或銅條將熱量傳遞至集熱板，再集中傳遞至散熱面，降低結(jié)構(gòu)的復(fù)雜程度以及安裝難度。詳細散熱路徑設(shè)計如圖3所示。

圖3 散熱措施示意Fig.3 Drawing of heat dissipation design

1.4.3 其他主要的熱控措施

除了上述熱控措施外，“高分四號”衛(wèi)星相機還采用了目前航天器常用的熱控措施，包括：1）相機外表面包覆多層隔熱組件以減小空間環(huán)境對相機主體溫度的影響[18]；2）主要熱源包覆多層隔熱組件，并與主承力之間隔熱安裝，減小熱源溫度變化對主承力結(jié)構(gòu)溫度的影響；3）相機內(nèi)部合理的布置主動控溫加熱回路。

2 地面試驗驗證及在軌飛行驗證

真空低溫環(huán)境下的熱平衡試驗是驗證熱設(shè)計正確性的有效手段，也是對相機在軌溫度最精確的預(yù)測。而空間環(huán)境模擬的準確性是熱平衡試驗有效性的首要條件。為此，“高分四號”衛(wèi)星相機進行了多次專項與整機地面熱平衡試驗，對相機熱設(shè)計進行了充分驗證。地球同步軌道外熱流變化復(fù)雜，尤其是入光口方向，為準確模擬入光口方向外熱流，開展了等效縮比遮光罩專項試驗，將基于太陽模擬器的入射熱流模擬法轉(zhuǎn)化為基于電加熱器的吸收式熱流模擬法，實現(xiàn)了大口徑高軌相機外熱流的模擬，大大提升了模擬的準確性。表2是整機熱平衡試驗的工況設(shè)置，包含了相機在軌可能出現(xiàn)的所有極端高溫和極端低溫工況。

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

熱平衡試驗結(jié)果與在軌飛行溫度數(shù)據(jù)的對比結(jié)果如表3所示。可以看出，在當前的熱控措施下，相機各部組件溫度均能滿足指標要求，熱控設(shè)計合理可行，熱控產(chǎn)品工作正常。

表3 熱平衡試驗和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)Fig.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 結(jié)束語

本文根據(jù)“高分四號”衛(wèi)星相機在軌成像溫度要求和所處空間熱環(huán)境特點，詳細分析了高分辨率相機熱控設(shè)計的難點以及重點，并根據(jù)入光口外熱流變化劇烈以及不存在長期背陰面等難點，采取了一些創(chuàng)新性的熱控措施：1）遮光罩采用高導熱鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，并在外部部分區(qū)域噴涂熱控涂層用于散熱；2）根據(jù)相機各面外熱流特點以及相機的工作模式，選擇+Z側(cè)作為可見光通道散熱面；3）將±Y散熱面耦合，作為紅外通道的散熱面，提高散熱效率。相機的熱平衡試驗和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明，熱控系統(tǒng)設(shè)計合理可行，可滿足相機在軌成像溫度要求。

“高分四號”衛(wèi)星相機成功在軌運行證明了對地球靜止軌道空間熱環(huán)境的分析準確，高低溫極端工況選取合理，遮光罩設(shè)計、間接輻射控溫與熱控一體化設(shè)計有效抑制了內(nèi)外熱流擾動，在未來高軌大口徑光學相機高精度、高穩(wěn)定性熱控設(shè)計中具有很好的應(yīng)用前景。

References)

[1] 梁斌, 徐文福, 李成, 等. 地球靜止軌道在軌服務(wù)技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢[J]. 宇航學報, 2010, 31(1): 1-11.

LIANG Bin, XU Wenfu, LI Cheng, et al. Current Research and Development Trends of Working Technology on Geosynchronous Orbit[J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(1): 1-11. (in Chinese)

[2] 譚維熾, 胡金剛. 航天器系統(tǒng)工程[M]. 北京: 中國科學技術(shù)出版社, 2009.

TAN Weizhi, HU Jingang. Spacecraft Systems Engineering[M]. Beijing: China Science and Technology Press, 2009. (in Chinese)

[3] 賀寅, 張海勇, 任重. 靜止軌道衛(wèi)星通信資源—任務(wù)匹配分配與建模研究[J]. 航天控制, 2014, 32(6): 44-56.

HE Yin, ZHANG Haiyong, REN Zhong. Research on GEO Satellite Communication Resources-task Analysis and Modeling Match[J]. Aerospace Control, 2014, 32(6): 44-56. (in Chinese)

[4] 王威, 陳凡勝, 崔坤. 靜止軌道大視場中波紅外光學系統(tǒng)設(shè)計[J]. 紅外技術(shù), 2015, 37(2): 114-118.

WANG Wei, CHEN Fansheng, CUI Kun. The Design of MWIR Staring Wide FOV Optical System Based on GEO Orbit[J]. Infrared Technology, 2015, 37(2): 114-118. (in Chinese)

[5] 陳曉麗, 傅丹鷹. 大口徑甚高分辨率空間光學遙感器技術(shù)途徑探討[J]. 航天器返回與遙感, 2006, 24(4): 19-24.

CHEN Xiaoli, FU Danying. Solutions for Space Optical Remote Sensor with Large Aperture and Ultrahigh Resolution[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2006, 24(4): 19-24. (in Chinese)

[6] 趙振明, 于波, 蘇云, 等. 基于真空試驗的熱光足額集成分析方法[J]. 航天器返回與遙感, 2013, 34(1): 60-66.

ZHAO Zhenming, YU Bo, SU Yun, et al. Thermal Optical Analysis Method Based on Vacuum Test[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(1): 60-66. (in Chinese)

[7] 于峰, 王兵, 趙振明. 太陽輻射參數(shù)對透射系統(tǒng)熱設(shè)計的影響及仿真對策[J]. 航天返回與遙感, 2013, 34(2): 36-41.

YU Feng, WANG Bing, ZHAO Zhenming. Influence of Solar Radiation Parameters on Optical Lens Thermal Design and Its Simulation Countermeasure[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2013, 34(2): 36-41. (in Chinese)

[8] 趙振明, 王兵, 高娟. 地球靜止軌道凝視型相機熱設(shè)計與熱分析[J]. 航天返回與遙感, 2010, 31(3): 34-40.

ZHAO Zhenming, WANG Bing, GAO Juan. Preliminary Research onf the Thermal Design Methods of the Geosynchronous Orbit Starting Camera[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2010, 31(3): 34-40. (in Chinese)

[9] 張月, 王超, 蘇云, 等. 地球靜止軌道甚高分辨率成像系統(tǒng)熱控方案[J]. 紅外與激光工程, 2014, 43(9): 3116-3121.

ZHANG Yue, WANG Chao, SU Yun, et al. Thermal Control Scheme for Ultrahigh Resolution Imaging System on Geosynchronous Orbit[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014, 43(9): 3116-3121. (in Chinese)

[10] 劉振宇, 程惠爾, 孫敬良. 同步軌道遙感器熱設(shè)計和熱分析[J]. 中國空間科學技術(shù), 2009(3): 29-35.

LIU Zhenyu, CHENG Huier, SUN Jingliang. Thermal Control Design and Analysis of Remote Sensor Onboard Geostationary Satellite[J]. Chinese Space Science and Technology, 2009(3): 29-35. (in Chinese)

[11] NEUBERGER D E, BREMER J C, MEHOKE M. Advanced Geosynchronous Studies Imager Thermal Design[C]//BARNES W L. Proceedings of SPIE Volume 3750: Earth Observing Systems IV. SPIE, 1999: 68-78.

[12] GILMORE D G. Satellite Thermal Control Handbook[M]. California: The Aerospace Corporation Press, 1994.

[13] 馮偉泉, 丁義剛, 閆德葵, 等. 地球同步軌道長壽命衛(wèi)星熱控涂層太陽吸收率性能退化研究[J]. 中國空間科學技術(shù), 2005(4): 34-40. FENG Weiquan, DING Yigang, YAN Dekui, et al. Investigation of the Thermal Control Coatings’ Degeneration Used in the Long Life Space Satellite Working on Geostationary Orbit[J]. Chinese Space Science and Technology, 2005(4): 34-40. (in Chinese)

[14] 錢婧, 董德平, 孫勝利. 靜止軌道對地觀測光學系統(tǒng)外遮光罩設(shè)計[J]. 光學精密工程, 2013, 21(3): 637-643. QIAN Jing, DONG Deping, SUN Shengli. Design of Outer Baffle of Earth Observation Optical System on Geostationary Orbit[J]. Optics and Precision Engineering, 2013, 21(3): 637-643. (in Chinese)

[15] 賈學智, 金光, 張雷. 空間相機外遮光罩結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化[J]. 光學精密工程, 2008, 16(8): 1560-1565. JIA Xuezhi, JIN Guang, ZHANG Lei. Design and Optimization of Lightweight Outer Baffle for Space Camera[J]. Opt. Precision Eng., 2008, 16(8): 1560-1565. (in Chinese)

[16] 游思梁, 王淦泉, 陳桂林. 基于Matlab的FY-4星載掃描輻射計午夜太陽入侵模擬[J]. 上海航天, 2006, 23(5): 1-2. YOU Siliang, WANG Ganquan. CHEN Guilin. Midnight Solar Intrusion Simulation of Imager in FY-4 Satellite Based on Matlab[J]. Aerospace Shanghai, 2006, 23(5): 1-2. (in Chinese)

[17] 張月, 胡斌, 阮寧娟. 雙基高比立體測繪相機熱分析與熱設(shè)計[J]. 紅外與激光工程, 2013, 42(12): 3270-3276. ZHANG Yue, HU Bin, RUAN Ningjuan. Thermal Design of Stereopsis Camera with Double Baseling[J]. Infrared and Laser Engineering, 2013, 42(12): 3270-3276. (in Chinese)

[18] 趙振明, 魯盼, 宋欣陽. “高分二號”衛(wèi)星相機熱控系統(tǒng)的設(shè)計與驗證[J]. 航天返回與遙感, 2015, 36(4): 34-40. ZHAO Zhenming, LU Pan, SONG Xinyang. Thermal Design and Test for High Resolution Space Camera on GF-2 Satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2015, 36(4): 34-40. (in Chinese)

Thermal Design and Test for Space Camera on GF-4 Satellite

YU Feng XU Nana ZHAO Yu XU Xianfeng FENG Yanguang

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

GF-4 satellite has high resolution and pointing accuracy, so highly stable thermal control for the optical system and the main load-carrying construction are required. Besides, GF-4 satellite is working in geostationary orbit (GEO) and the space environment is more complicated, which is also a big challenge for the thermal control. This paper analyzes the emphases and difficulties of the thermal control based on the thermal requirement and the space environment, and proposes an innovative thermal control methods of radiating surface on the baffle, indirect radiant thermal control and coupled radiating surface. The thermal balance test result and in-orbit temperature data indicate that the thermal design of the camera is reasonable and feasible, and the thermal control system satisfies the temperature demands. The thermal design methods also lay a good foundation for the subsequent large aperture optical remote sensor and highly stable thermal design technology.

geostationary orbit; thermal design; thermal balance test; in-orbit test; large aperture optical remote sensor; GF-4 satellite

V443+.5

: A

: 1009-8518(2016)04-0072-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.04.010

于峰，男，1986年生，2010年獲南京理工大學熱能工程專業(yè)碩士學位，工程師。目前從事航天光學遙感器系統(tǒng)熱設(shè)計工作。E-mail: njlgyufeng@163.com。

（編輯：夏淑密）

2015-02-04

國家重大科技專項工程