航艇相機光學系統熱設計及驗證

姜峰 孔林 柏添 王建超 王智強

航艇相機光學系統熱設計及驗證

姜峰 孔林*柏添 王建超 王智強

（長光衛星技術有限公司，長春 130033）

為了保證飛行在平流層復雜環境中的航艇相機具有高成像品質，需要對航艇相機光學系統進行高精度控溫設計。文章首先分析航艇相機結構布局、飛行方式及20km高空平流層環境特點，對相機光學系統在平流層的保溫措施展開研究，通過試驗測試多層隔熱組件與二氧化硅氣凝膠保溫效果，試驗結果顯示，常壓下多層隔熱組件與二氧化硅氣凝膠的等效發射率分別為0.34、0.30，等效導熱系數分別為0.009 9W/mK、0.008 8W/mK。然后進行航艇相機光學系統詳細熱設計，建立熱分析有限元模型并完成了熱仿真計算。最后開展航艇相機的低氣壓（5 000Pa）熱平衡試驗，驗證熱設計方案正確性。熱試驗結果表明，航艇相機光學系統采用多層隔熱組件保溫設計合理可行，相機主體結構溫度處于6～10℃，平均加熱功率為58W，滿足航艇相機光學系統的控溫指標與成像需求，為航艇相機光學系統的熱控技術研究提供參考。

精密控溫 主被動熱控 熱設計 熱試驗 航艇相機

0 引言

臨近空間是指距離地球表面20～120km的空間區域，主要包括平流層、中間大氣層和部分電離層區域。隨著現代科學技術的不斷發展，距海平面高度19～50km的平流層區域已經成為21世紀開發利用的重點。平流層大氣質量約占總質量的1/4，在20km高度及以上，環境溫度不隨高度變化，保持在–56.5℃。平流層中大氣壓力為5.53×103Pa，大氣密度為0.088 9kg/m3，幾乎沒有水氣凝結，又不存在雷、雨等氣象，只有水平方向對流，適合做為航艇相機穩定的工作高度[1-5]。對于平流層的航艇光學相機來說，由于強烈的太陽輻射和極低的對流換熱會使相機存在過冷或過熱情況，直接影響航艇光學相機的性能，所以航艇相機光學系統熱設計階段需要考慮對流和輻射兩種換熱方式，采用合理熱控措施，保證航艇相機光學系統長期的溫度穩定性，確保航艇相機有效可靠的工作[6-7]。

目前，關于航艇相機的熱控技術研究，高空相機采用主動與被動結合設計，被動熱控為采取保溫設計，主動熱控為使用電加熱器主動控溫。常用的保溫材料為多層隔熱組件與二氧化硅氣凝膠，但缺少其對航艇相機保溫性能方面的研究。相機熱控制設計方案均通過熱仿真分析來驗證，未策劃熱試驗驗證，缺乏對航艇相機低氣壓環境下熱試驗技術的研究[8]。

本文進一步對相機保溫材料多層隔熱組件與氣凝膠的性能進行試驗測試與對比分析，選取合適的保溫材料，提出了航艇相機光學系統詳細的熱控設計方案，并經過了地面低氣壓熱平衡試驗驗證，證明了熱控設計的正確性和合理性。

圖1 相機結構布局

1 航艇相機概述

航艇相機主要由反射鏡組件、背板、主承力結構、焦面組件等部分組成，如圖1所示。以表示航艇相機的坐標系，軸相機光軸指向，軸為飛行方向。相機背板與主承力結構的材料為鈦合金與碳纖維，通過聚酰亞胺隔振墊與航艇平臺相連，實現相機與平臺間熱解耦。為了滿足相機的成像要求，相機主體結構（反射鏡組件、背板、主承力結構）溫度均勻性≤4℃。航艇相機主要部組件控溫指標如表1所示。

表1 熱控技術指標

Tab.1 Technical indicators of the thermal control

2 保溫材料選取

由于航艇相機外邊界與大氣環境接觸，相機熱控需要考慮對流及輻射兩種換熱方式。航艇飛行高度20km，飛行速度為4m/s，此時相機存在較強的輻射換熱與較低的對流換熱。相機除焦面外其他均為無源組件，因此航艇相機保溫設計是關鍵。在保溫材料的選取使用上，既要能夠隔離輻射換熱，又要滿足隔離對流換熱。本文對多層隔熱組件與氣凝膠兩種隔熱材料進行隔熱性能研究，主要通過試驗研究兩種材料的等效發射率與等效導熱系數。等效發射率與導熱系數越低，保溫效果越好。

等效發射率與熱導率試驗測量方法為：選取兩個同尺寸鋁合金板，鋁合金板表面均粘貼加熱片及測溫傳感器進行閉環控溫；鋁合金板外表面分別采用多層隔熱組件與氣凝膠包覆；試驗環境溫度為室溫20℃，試驗將鋁板溫度控制為50℃；測量多層隔熱組件鋁合金板加熱功率為17W、測量氣凝膠鋁合金板加熱功率為15W，鋁板面積為0.513m2。

由計算得出，常壓下多層隔熱組件與氣凝膠等效發射率分別為0.34、0.30，等效導熱系數分別為 0.009 9W/mK、0.008 8W/m K，隔熱性能相差10%左右；與氣凝膠保溫效果相比，多層隔熱組件保溫效果稍差，但多層隔熱組件具有質量小、厚度薄、實施方便等優點。當航艇相機飛行速度較大時，多層隔熱組件外表面存在損壞風險，此情況需采用氣凝膠進行保溫。

低氣壓或真空條件下，多層隔熱組件性能最高可提升10倍左右，低氣壓（5 000Pa）等效發射率約為0.25～0.34之間，真空條件下最低可達到0.03，氣凝膠隔熱性能基本不隨氣壓降低而發生變化。因此低氣壓環境下飛行的航艇相機應采用多層隔熱組件進行保溫設計。

3 航艇相機熱控設計

航艇相機主要工作模式為對地成像模式。其中成像模式下焦面組件功耗約為40W。結合航艇相機所處的外界高空環境，提出以“被動熱控措施為主，主動熱控手段為輔”的設計方法，實現航艇相機組件的高精度控溫。

3.1 相機熱環境分析

（1）傳導換熱

航艇相機熱傳導主要發生在各組件自身及不同組件的接觸面之間。組件自身熱傳導與材料導熱系數、長度、截面積有關。用接觸熱阻計算了不同接觸組件之間的傳熱能力。接觸熱阻計算公式為[9]

=1/（3）

式中為接觸面積；為接觸熱阻系數，與接觸壓力、接觸表面粗糙度等有關，范圍一般為100～ 1 000W/(m2·K)。航艇相機與平臺之間采用聚酰亞胺隔熱墊安裝，增加傳熱熱阻，減小相互之間換熱。

（2）輻射換熱

熱輻射環境主要來源于太陽輻射、地球反射、地球紅外輻射。相機安裝于平臺底部，因此相機熱流主要為地球反照和地球紅外輻射。

地球反照是指地球對太陽光的反射，當陽光進入地球大氣層時，部分被吸收、部分被反射，其中被反射的部分的能量百分比成為反射率。平均太陽輻照=1 353W/m2，目前全球平均反射率一般取0.3地球反照熱流s計算如下

s=×=473.55W/m2（4）

太陽輻射進入地球-大氣系統后，被吸收的能量轉化為本系統的熱后，又以紅外波長用熱輻射的方式向空間輻射，這部分的能量稱為地球紅外輻射。則地球紅外輻射io為

io=(1–)/4=219.86 W/m2（5）

（3）對流換熱

航艇相機組件最外表面均采取多層隔熱組件保溫措施，上述保溫材料試驗測試出了非真空環境下的多層等效隔熱性能。多層外表面形狀不規則，不能用公式計算多層外表面與環境的對流換熱系數，多層外表面與環境對流換熱只能通過軟件仿真計算。焦面組件散熱器為平板，直接與外界環境接觸，安裝于焦面罩且與散熱器平面飛行方向平行，因此焦面散熱器的對流換熱簡化為流體縱掠平板換熱。對流換熱公式為[10-12]

式中為換熱量；為對流換熱系數；Δ為外表面與大氣溫差。對流換熱系數計算可簡化為

×（8）

式中 空氣流速=10m/s；空氣運動粘度系數=1.77×10–4m2/s。根據以上公式計算航艇相機外表面對流換熱系數約為3.4W/(m2·K)。

3.2 相機組件熱設計

相機熱控設計盡可能采取成熟的熱控技術及熱控措施，被動熱控措施主要是采用多層隔熱組件隔離與外界環境換熱，主動熱控措施為使用薄膜加熱片補償加熱控溫[13-15]。

航艇相機為同軸反射式相機（見圖1），主鏡安裝于背板+側，次鏡安裝于主承力結構頂端，主要由主承力結構（背板、承力筒及桁架）保證主、次鏡位置關系，相機焦面組件通過后罩安裝于背板–側，因此保證反射鏡組件與主承力結構溫度的均勻性和穩定性極為重要，相機采用的熱控措施如下：

（1）反射鏡組件

主、次鏡采用多層隔熱組件進行被動保溫設計，主、次鏡分別設計1個主動控溫加熱區，如圖2所示，避免影響主、次鏡面型，采取輻射加熱控溫方式，控溫加熱器粘貼于主、次鏡多層隔熱組件表面，加熱片采用軸向對稱布局方式，確保主、次鏡的溫度梯度在4℃以內。

（2）相機主承力結構

相機背板、承力筒及桁架分別設計1個主動控溫加熱區，桁架加熱區及測溫點優化設計在桁架頂面（如圖3所示），可以減小對光路的遮擋，提高成像品質。承力筒結構導熱性能差，承力筒采用2個加熱區對稱分布設計，承力筒外表面粘貼石墨導熱膜減小其溫度梯度，避免引起主承力結構的熱變形，近而影響成像品質。主承力結構外表面包覆多層隔熱組件進行保溫設計。

圖2 反射鏡加熱區布置示意

圖3 主承力結構加熱區布置示意

（3）焦面組件

航艇相機焦面分為可見光焦面與紅外焦面，要求焦面連續工作時間≥16h。可見光焦面功率為8W，紅外焦面探測器采用斯特林制冷機維持工作溫度在81K左右，斯特林制冷機功率為20W。焦面組件需采用主動與被動熱控相結合設計方法，通過設計散熱器使其工作時處于合適溫度范圍，不工作時采用補償加熱設計，控制其溫度不會過低。焦面組件熱設計如圖4所示。

圖4 焦面組件熱設計示意

相機反射鏡組件及主承力結構采用加熱補償措施，相機共設計8個加熱回路，9個測溫回路。航艇相機總設計功率為74.5W。

4 熱分析計算

根據上述熱設計方案，利用有限元熱分析軟件建立航艇相機模型。多層組件導熱系數與等效發射率按上述試驗測試結果賦值。采用熱耦合方式建立相機外表面與外界環境的對流換熱。

相機熱分析模型如圖5，相機組件均為殼體單元，共建立5 000個單元，50個熱耦合。相機組件單元按實際材料的導熱性、表面光學屬性進行賦值。分析模型建立后進行試驗工況設定，在仿真計算中，根據前述熱環境分析和相機工作模式、熱控涂層退化等情況，確定了兩個熱分析極端工況：

圖5 相機熱分析模型

低溫工況：環境溫度–56℃，多層等效發射率為0.34，太陽常數取最小值1 322W/m2，單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜性能按壽命初期定義為太陽吸收率與紅外發射率比值分別為0.36/0.69，風速14m/s，相機焦面組件不工作，主承力結構目標溫度為8℃。

高溫工況：環境溫度–56℃，多層等效發射率0.25，太陽常數取最小值1 412W/m2，單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜性能按壽命末期定義為太陽吸收率與紅外發射率比值分別為0.5/0.69，風速6m/s，任務模式按白天可見光焦面工作、夜晚紅外焦面工作；主承力結構目標溫度為8℃。

依照上述工況進行熱分析及優化，優化加熱器功率分配、加熱片布局分布、控溫點位置等，實現相機較高的溫度均一性與穩定性，優化后相機組件溫度計算結果如表2所示。焦面組件工作時溫度最高達到42℃，相機組件均滿足指標要求。由圖6和圖7的高低溫工況仿真溫度分布結果得知，反射鏡組件溫度梯度較小為2℃，相機主承力結構溫度梯度為3℃。

表2 熱分析結果

Tab.2 Thermal analysis results

圖6 低溫工況主承力結構溫度結果

圖7 高溫工況主承力結構溫度結果

加熱功率分配優化結果如表3，相機共設計7個加熱回路，單回路最大設計功率20W，總設計功率為67.5W。

表3 加熱功率分配

Tab.3 Heating power distribution

5 低氣壓熱平衡試驗

熱平衡試驗是驗證熱設計正確性的有效手段，通過試驗獲取相機組件溫度分布及加熱功率數據，驗證熱設計的正確性，以及修正仿真分析模型，準確預示航艇相機實際飛行時溫度[16-19]。

（1）航艇相機熱試驗工況

低溫工況：相機焦面組件不工作，驗證相機主、次鏡組件與主承力結構是否滿足控溫要求；

高溫工況：相機可見光與紅外焦面同時開機一直工作，直至焦面組件溫度穩定（2h內波動小于0.25℃）。此工況可以包含實際所有工作模式，驗證航艇相機在各個工作模式下，主、次鏡組件、主承力結構與焦面組件是否滿足控溫要求，詳細試驗條件如表4。

表4 熱平衡試驗工況

Tab.4 Thermal balance test cases

（2）試驗方案

由于航艇相機所處低溫、低氣壓復雜環境，目前航艇相機多數通過熱仿真分析方法來驗證熱設計方案的準確性，缺少關于驗證航艇相機熱設計及分析的熱試驗方法的介紹，因此本文提出航艇相機低氣壓熱平衡試驗方法，將第三類溫度邊界條件轉化為第一類溫度邊界條件。航艇相機的低氣壓熱平衡試驗在環境試驗模擬設備中進行，如圖8所示，相機被放置在模擬飛行環境中。利用真空抽氣系統維持試驗過程中的相機處于5 000Pa低氣壓環境。試驗設備內表面熱沉通過油冷降溫，溫度可調節控制，用于模擬航艇相機多層外表面的溫度邊界。相機焦面散熱器（–10℃）與–56℃冷板粘貼導熱膜（熱阻為0.136W/℃），用這種傳熱換熱方式等效模擬相機焦面散熱器位置與外界低氣壓環境的弱對流換熱邊界。相機多層隔熱組件外表面采用粘貼加熱片的方式來模擬輻照熱流[20-22]。

圖8 低氣壓熱平衡試驗圖

（3）試驗結果

熱試驗高低溫工況下相機組件溫度曲線如圖9和圖10所示，相機反射鏡組件與主承力結構溫度波動均≤1℃，均具有較好的溫度穩定性。測試的熱平衡試驗溫度數據見表5。

圖9 低溫工況試驗溫度結果

圖10 高溫工況試驗溫度結果

表5 熱平衡試驗溫度數據

Tab.5 Temperature data of thermal balance test

從熱平衡試驗結果可知，高、低溫工況下，相機反射鏡組件溫度和相機主承力結構溫度均在7～9℃之間，滿足控溫要求；試驗平均加熱功率為58W，留有一定余量；根據試驗結果對熱分析模型進行修正，低氣壓條件下多層隔熱組件等效發射率修正為0.26。驗證試驗與熱設計、分析結果基本一致。

6 結束語

本文對航艇相機熱控設計、分析、試驗方法及熱控措施展開研究，航艇相機采用主動熱控與被動熱控相結合的設計方法。被動熱控主要是多層隔熱組件保溫性能試驗研究，驗證低氣壓條件下多層隔熱組件等效發射率為0.26，等效導熱系數為0.000 9W/mK，保溫效果較好，適用于低速飛行的航艇相機熱控。主動熱控為電加熱器閉環溫度控制，主要應用于相機反射鏡及主承力結構組件。針對航艇相機的復雜環境特點，提出通過低氣壓熱試驗方法進行熱設計方案驗證。熱試驗結果顯示，相機反射鏡組件、相機主承力結構、焦面組件所有溫度結果與分析計算偏差小于3℃，且均滿足指標要求。經驗證，熱設計方案可行，熱控措施合理可靠，熱控效果良好。本文的熱設計、分析及低氣壓熱平衡試驗方法對其他航艇相機熱控有一定的參考與借鑒作用，有利于航艇相機熱控技術的發展。

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Thermal Design and Verification of the Optical System of the Aircraft Camera

JIANG Feng KONG Lin*BAI Tian WANG Jianchao WANG Zhiqiang

（Chang Guang Satellite Technology Co., Ltd., Changchun 130033, China）

In order to ensure the high image quality of the air craft camera flying in the stratospheric complex environment, high precision temperature control design is needed for the optical system of airboat camera. Firstly, the structure layout, flight mode and stratospheric environment characteristics at an altitude of 20km are analyzed. the thermal insulation measures of the camera optical system in the stratosphere are studied.In the mean-while, the thermal insulation effect of multilayer thermal insulation module and silica aerogel was tested. The results show that the equivalent emissivity of the multilayer thermal insulation module and silica aerogel under atmospheric pressure are 0.34 and 0.30 respectively, the equivalent thermal conductivity is 0.009 9W/mK and 0.008 8W/mK respectively. Then the detailed thermal design of the optical system of the boat camera is carried out, the finite element model of thermal analysis is established and the thermal simulation analysis is carried out.Finally, a low-pressure (5 000Pa) thermal balance test was carried out to verify the thermal design scheme.The experimental results show that the design of multi-layer thermal insulation components in the optical system of aircraft camera is reasonable and feasible, the temperature of the main structure of the camera is 6～10℃, and the average heating power is 58W, which meets the temperature control index and imaging requirements of the optical system of airboat camera, and it provides reference for the thermal control technology research of the optical system of aerial camera.

high precision temperature control; active and passive thermal control; thermal design; thermal test; aircraft camera

V245.6

A

1009-8518(2021)05-0021-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2021.05.003

姜峰，男，1992生，2016年獲吉林大學工程力學專業碩士學位，工程師。主要研究方向為航天器熱控制技術。E-mail：jiangfeng@charmingglobe.com。

孔林，男，1986年生，2014年獲中國科學院大學光電工程專業博士學位，助理研究員。主要研究方向為航天器熱控制、空間相機集成分析等。E-mail：konglin@charmingglobe.com。

2021-03-03

吉林省發展與改革委員會產業技術研究與開發項目（2021C45-1）

姜峰, 孔林, 柏添, 等. 航艇相機光學系統熱設計及驗證[J]. 航天返回與遙感, 2021, 42(5): 21-30.

JIANG Feng, KONG Lin, BAI Tian, et al. Thermal Design and Verification of the Optical System of the Aircraft Camera[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2021, 42(5): 21-30. (in Chinese)

（編輯：龐冰）