大氣激光雷達熱控設計與驗證

杜嘉旻，徐文杰，陳 菡，桂利佳，周硯耕，萬 淵，袁佳晶

（1.上海衛星工程研究所，上海 201109；2.上海光學精密機械研究所，上海 201800；3.上海衛星裝備研究所，上海 200240）

0 引言

全球首顆搭載主動激光雷達載荷的大氣環境監測衛星成功發射，通過主、被動手段結合實現對大氣細顆粒物、污染氣體、溫室氣體、云和氣溶膠等進行大范圍、連續、動態、全天時的綜合監測［1］。

激光雷達是一個大型光學載荷，能同步探測全球氣溶膠垂直廓線信息、CO2柱線濃度等重要大氣環境要素［2］。光學載荷是對高精度熱控制需求最高的航天器之一［3-4］，而高精度的熱穩定性和熱均勻性也是保持光學載荷高穩定性的重要途徑［5］。

激光雷達包含多個組部件，其中接收望遠鏡組件、激光器、接收光學單機等關鍵組部件的溫度水平，溫度波動及溫度梯度對雷達的正常工作及測量精度有重要影響。因此，載荷方對熱控提出了高精度的溫度指標，例如：接收望遠鏡主鏡溫度水平（20±1）℃，溫度波動≤±0.5 ℃，溫度梯度≤0.5 ℃。

文獻［6］提出對大型望遠鏡直接采用閉環控制主動加熱回路的方式控制望遠鏡溫度，由于激光雷達上的望遠鏡對溫度梯度提出了優于0.5 ℃的要求，而直接對望遠鏡加熱會造成鏡面局部溫度過高，因此該方案對激光雷達接收望遠鏡控溫不適用。

文獻［7］提出通過風冷式的冷卻板對地基大口徑望遠鏡主鏡進行溫度控制，由于激光雷達為空間光學載荷，所處環境無空氣對流，因此該方案對激光雷達接收望遠鏡組件控溫不適用。

文獻［8］提出國外多種空間激光器熱設計的典型案例，但這些方案的熱設計重點在于排散激光器的廢熱，對于大氣激光雷達的激光器，不僅對散熱提出了要求，同時對激光器的溫度穩定性和均勻性提出了要求，因此這些方案對激光雷達激光器控溫不適用。

文獻［9］提出采用優化激光器的殼體結構的方式來優化散熱性能，但該方案也注重散熱，無法滿足溫度穩定性，同時大氣激光雷達的布局結構不適用于通過優化激光器外形結構來依靠本體散熱。

文獻［10］提出通過加熱器和導熱銅帶控制2 個通道CCD 溫度。激光雷達的接收光學單機內有8 個探測器和1 個CCD 模塊需要控溫，且對接收光學單機底板有溫度波動和梯度要求，因此該方案對激光雷達接收光學單機控溫不適用。

由于激光雷達構型復雜，部件多且熱控指標的各自差異，本文針對激光雷達多個組部件的溫控要求，對各個組部件分別提出合理的熱控設計方案，通過散熱設計、隔熱設計，并結合主動溫控措施抑制溫度波動，使激光雷達各個部件的溫度波動盡可能降低，各個部件的溫度盡可能均勻。

激光雷達經過了仿真計算，熱平衡試驗驗證，并通過了在軌測試，各項在軌飛行溫度數據均能滿足要求。目前激光雷達在軌工作狀態良好，證明了熱控設計的正確性［11］。

1 熱控設計任務分析

1.1 結構組成

大氣激光雷達（Aerosol and Carbon Dioxide Detection Lidar，ACDL）由遮光罩、接收部分、發射部分、激光器、接收光學單機、雙頻參考機等部分組成。具體組成如圖1 所示。

圖1 大氣激光雷達光機頭部組成Fig.1 Composition of the ACDL optical machine head

1.2 溫度指標

為滿足激光雷達在軌工作的各項性能，接收望遠鏡、激光器、接收光學單機等部件需要控制在合適的溫度范圍內，同時為了滿足高精度的探測需求，提出了溫度波動和梯度的指標。各主要部件的探測、定標模式溫度指標范圍見表1。

表1 主要部件溫度指標要求Tab.1 Requirements of the temperature indicators of the major devices

1.3 工作熱耗

光機頭部內部熱耗主要集中在接收光學單機、激光器等部件上，主要部件熱耗列見表2。

2 熱設計方案

2.1 熱控設計概述

激光雷達熱控難點主要為有控溫要求的組件多達8 個，而每個組件內又包含多個子部件，其每個組件、部件的溫控要求、有源或無源、外熱流受照情況都不盡相同，因此各個組部件盡可能獨立溫控，對于它們之間的隔熱或者熱耦合，以及各自散熱面和熱控實施區域的選取提出高要求，各個部件的散熱視場選取既要盡量規避外熱流的波動，又要做到盡可能彼此獨立，互不影響。

基于以上難點對激光雷達進行熱控設計，選取3 個典型組部件：接收望遠鏡組件、激光器、接收光學單機的熱控方案進行概述。

1）接收望遠鏡熱控方案。激光雷達為目前國內口徑最大的激光遙感載荷，接收望遠鏡控溫精度要求高，其大口徑的特點造成望遠鏡的溫度波動和梯度控制難度很大。

對接收望遠鏡主鏡的控溫方案采取控制主鏡背板的溫度，由于望遠鏡口徑大，因此對主鏡背板通過加熱器進行周向分區控制，通過主鏡背板對主鏡的輻射達到控制主鏡溫度的效果。

對接收望遠鏡次鏡的控溫方案主要是控制次鏡支撐件的溫度波動和梯度，減少支撐件的熱變形，使次鏡和主鏡之間的相對位置變化在一定范圍內。次鏡支撐件包含了次鏡支撐筒和次鏡三桿兩部分。由于次鏡支撐件的材料為SiC/C，導熱性能較差，對于支撐筒采用沿周向及軸向分區域控溫的方法，對于次鏡三桿采用沿桿的頭部和尾部分區域控溫的方法。

對接收望遠鏡組件增加遮光罩，外表面的多層均采用含碳聚酰亞胺的黑膜，并將雷達整體向+Y方向旋轉2°，減少雜散光對接收望遠鏡組件溫度波動的影響。

2）激光器熱控方案。激光器為激光雷達的核心部件，合理的散熱通道對激光器至關重要［12］。激光器的熱控難點，第1 為高功率熱源集中在局部幾個區域，4 個放大器的熱耗分布為30、42、85、77 W集中在60 mm×80 mm 的區域內；第2 為激光器結構復雜，底部溫度控制要求高，溫度波動＜1 ℃，梯度＜1 ℃。

熱管為激光器散熱系統中的優選傳熱方式［13］，讓高熱耗區域與熱管充分接觸，由熱管將激光器的熱量傳遞給受外熱流影響較小的+Y散熱板向冷空間排散。通過先行的地面試驗，驗證導熱硅脂、銦箔等多種導熱填料在熱管和放大器底部的導熱效果，根據不同的熱阻調整熱管和散熱面的尺寸，從而達到控制激光器溫度波動和梯度的效果。

3）接收光學單機熱控方案。接收光學單機的特點為其發熱部件為8 個探測器及1 個視軸CCD，且布局位置分散。同時接收光學單機底板構型復雜。底板有大量的減輕槽和加強筋，底板整體溫度波動指標為1 ℃，梯度為2 ℃。

接收光學單機熱控設計方案為布置一根9.1 mm×40 mm 的熱管向+Y方向散熱板傳遞熱量，熱管通過導熱片連接各個熱源。先行投產熱管整定工裝，保證了熱管的高精度加工需求，與每個導熱片充分接觸。對每個導熱片進行單獨的熱阻分析和設計，同時滿足散熱需求和高精度安裝需求。

除了以上的主、被動熱控措施，還需要高可靠控溫策略。通過精密控溫儀對激光雷達的各個部件進行精準控溫，并對加熱器功率進行合理分配。影響功率分配主要有以下3 個方面：

1）激光雷達多種工作模式。雷達在軌主要經歷5 種工作模式：待機模式、探測模式、定標模式、在軌存儲模式和加熱去污模式。各個模式的控溫目標和雷達自身功耗均不相同。

2）激光雷達經歷多種熱環境。雷達從地面塔架到在軌工作到設想的不同在軌故障預案，雷達會經歷多種不同的熱環境，同時在不同的熱環境下，衛星所能提供給雷達熱控的加熱功率也差別極大。

3）激光雷達控溫儀的軟硬件限制。雷達控溫儀共有7 個10 W 和2 個40 W 控溫模塊。激光雷達包含多個組部件，在多種工作模式下，加熱器開啟狀態不盡相同。加熱器的設計受到控溫模塊的峰值功率限制，以及遵循主、備份加熱器設置在不同模塊的可靠性設計思路。

根據以上3 方面，對激光雷達控溫儀中的加熱器功率分配經過多方反復迭代，設計了包含塔架模式、主動段模式、除氣模式等共8 個控溫閾值表，通過仿真和試驗多次驗證，確保產品安全、控溫準確，能源節省。

2.2 熱仿真分析

基于以上的熱設計方案，綜合考慮空間外熱流、衛星本體及衛星太陽帆板等的影響，應用Thermal Desktop/Sinda Fluint 軟件對激光雷達在軌溫度水平進行了仿真分析計算［14-16］。并根據熱控涂層壽命周期內的退化和在軌不同時期衛星對應的太陽同步軌道參數［17-19］，對載荷頭部熱仿真模型進行了高、低溫工況的設置，瞬態熱仿真計算。由于雷達內部結構復雜，建模時對局部特征進行了必要的簡化，最終劃分了27 747 個網格，載荷頭部有限元網格模型如圖2 所示，雷達中典型組部件接收望遠鏡組件、激光器、接收光學單機的有限元網格模型分別如圖3～圖5 所示。

圖2 雷達光機頭部有限元網格模型Fig.2 Finite element mesh model of the ACDL optical machine head

圖3 接收望遠鏡組件有限元網格模型Fig.3 Finite element mesh model of the receiving telescope

圖4 激光器有限元網格模型Fig.4 Finite element mesh model of the laser

圖5 接收光學單機有限元網格模型Fig.5 Finite element mesh model of the receiving optical equipment

各個部件在探測模式高、低溫工況下的計算結果見表3。分析計算結果可知：接收望遠鏡主鏡在高、低溫工況下溫度均在指標范圍內。主鏡的波動為0.4 ℃、梯度0.3 ℃能滿足高精度的探測需求。激光器、接收光學單機在高溫工況壽命末期仍在20 ℃以內。同時通過加熱器控溫，激光器、接收光學單機的溫度波動和梯度始終處于指標范圍內，保障了激光器、接收光學單機的工作效率。

表3 探測模式高溫工況和低溫工況仿真計算結果Tab.3 Simulation results under high and low temperature conditions in the detection mode

3 熱試驗及在軌驗證

為驗證熱設計的合理性和有效性，考核載荷熱控系統的工作能力，熱平衡試驗是一種有效的手段［20-21］。載荷光機頭部在初樣階段完成了熱平衡試驗，試驗采用紅外燈陣和電加熱器相結合的方式模擬各個散熱面的外熱流［22］，并用電加熱器模擬衛星溫度邊界條件［23-25］。試驗結果表明，在各典型工況下光機頭部內部組件的溫度均能滿足指標要求。在軌溫度曲線如圖6～圖8 所示。

圖6 主鏡在軌溫度變化曲線Fig.6 Temperature curve of the primary mirror in orbit

圖7 激光器底部在軌溫度變化曲線Fig.7 Temperature curve of the laser bottom in orbit

圖8 接收光學單機在軌溫度變化曲線Fig.8 Temperature curve of the receiving optical equipment in orbit

熱平衡試驗主要數據結果與2022 年5 月底的在軌溫度遙測結果見表4。對比發現，熱平衡試驗的低溫工況與高溫工況溫度范圍能包絡在軌溫度。熱控設計合理可行，熱控產品工作正常。

表4 探測模式熱平衡試驗和在軌飛行溫度數據Tab.4 Temperature data of the thermal balance tests and in-orbit flight in the detection mode

4 結束語

本文根據大氣激光雷達的熱控需求，詳細分析了熱控設計的重點與難點，并針對各部分的具體要求合理地設計散熱方案，對接收望遠鏡組件、激光器、接收光學單機等主要部件進行精細化的控溫設計，同時輔助以光學載荷常用的被動熱控措施，形成了激光雷達的熱控設計方案。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，熱控措施能夠很好地滿足激光雷達工作時所需的溫度要求。