地球靜止軌道凝視型相機熱分析與熱設計

趙振明 王 兵 高 娟

(北京空間機電研究所,北京100076)

1 引言

隨著人們對地球及宇宙空間探索的不斷深入以及航天技術的不斷發(fā)展,空間光學遙感器已經(jīng)成為航天器最重要的有效載荷之一。在地球靜止軌道上,凝視模式成像是空間光學遙感器最理想的工作方式[1]。所謂凝視模式是指光學遙感器進行對地觀測時,其光軸盯住地球上的某一點不動,這樣可以有效地提高信噪比、時間分辨率以及成像效率,同時省去了光機掃描結構,可以降低系統(tǒng)質量和功耗[2-4]。

與低軌道航天器一樣,地球靜止軌道凝視型相機在軌工作時同樣要長期經(jīng)受太陽輻射和空間冷熱沉、黑熱沉的交替影響,這樣會引起相機溫度周期性的劇烈變化。同時靜止軌道凝視相機所處熱環(huán)境也有其自身的特點,例如與太陽同步軌道不同,地球靜止軌道上地球紅外輻射和地球反照的影響對太陽輻射而言可忽略不計[5];在每日的循環(huán)中光學系統(tǒng)直接面對太陽照射長達4h[6],甚至在午夜前后太陽輻射也可以通過入光口直接照射到凝視相機遮陽罩內部的光學組件上;春分日和秋分日前后幾天中存在最長72min的地球全陰影區(qū)等。相機光學系統(tǒng)對溫度和穩(wěn)定度要求很高,而上述復雜的熱環(huán)境容易導致相機內部溫度出現(xiàn)大幅波動,給光學成像帶來較大的影響,使相機熱控系統(tǒng)設計變得更加困難。

本文在地球靜止軌道太陽輻射外熱流分析的基礎上,詳細闡述了凝視型相機熱設計的重點與難點,并針對熱設計中可能遇到的問題提出了相應的解決方案。另外,文章還以某地球靜止軌道面陣凝視相機為例,介紹了熱控方案設計的具體思路,并通過仿真分析的方法對熱設計方案進行了驗證。

2 地球靜止軌道太陽輻射外熱流分析

根據(jù)凝視相機的工作模式可知,衛(wèi)星正對地球的表面接收到的太陽輻射外熱流對相機的影響最大,同時作為散熱面的衛(wèi)星南北板所接收到的太陽輻射外熱流會很大程度上影響到相機內部的散熱。為了準確了解凝視相機所處的熱環(huán)境,本節(jié)對地球靜止軌道太陽輻射外熱流做了詳細的分析計算。計算采用如圖1所示的相機坐標系統(tǒng),其中+Z軸指向地球,+X軸指向衛(wèi)星飛行方向(垂直于衛(wèi)星東板向外),+Y軸與+X、+Z軸成右手定則。詳細計算結果如圖2所示。

圖1 相機坐標系統(tǒng)示意圖

圖2 地球靜止軌道太陽輻射外熱流計算結果

由圖2中太陽輻射外熱流計算結果可知:

1)春分和秋分時刻到達+Z面的太陽輻射外熱流最大,而夏至時刻到達+Z面的太陽輻射外熱流最小;

2)冬至時刻到達-Y面的太陽輻射外熱流為0,夏至時刻到達+Y面的太陽輻射外熱流為0,春分和秋分時刻由于太陽直射赤道,在衛(wèi)星+Z方向指向赤道的飛行姿態(tài)下到達其+Y面和-Y面的太陽輻射外熱流均為0;

3)春分和秋分時刻的午夜前后72min內衛(wèi)星會進入地球陰影區(qū),衛(wèi)星全部外表面均不會接收到太陽輻射。

3 地球靜止軌道凝視相機熱設計方法

通過上述分析可知,地球靜止軌道凝視相機在軌運行過程中將承受與其他軌道遙感器不同的熱環(huán)境影響,這在某種程度上也決定了其熱設計的特殊性與復雜性。

3.1 相機遮陽罩及內部光學組件熱設計方法

從圖3所示冬至時刻地球、衛(wèi)星、太陽輻射相對位置可以看出,除了春分、秋分前后的幾十天存在每個周期最長為72min的地球陰影外,衛(wèi)星在其他時間內都不會被地球阻擋,從而導致在午夜0:00前后的一段時間內衛(wèi)星的+Z面以及入光口將直接暴露在太陽輻射下。而當衛(wèi)星-Z方向與太陽輻射方向夾角小于一定數(shù)值(與衛(wèi)星遮陽罩、入光口尺寸有關)時,太陽輻射甚至能通過入光口直接照射到遮陽罩內部的光學鏡頭組件,使得此處的溫控變得十分困難。而對于一年內的不同時刻,以及不同的衛(wèi)星飛行姿態(tài),太陽輻射進入到入光口內的熱流大小也會有所變化,這些原因的存在使得相機前部的熱環(huán)境變得更加復雜。

圖3 冬至時刻地球、衛(wèi)星、太陽輻射相對位置示意圖

一般來說,受上述太陽輻射影響最大的組件是位于遮陽罩內部的光學鏡頭,如次鏡、主鏡以及鏡筒、支撐結構等。對這些重要部位的熱控設計,一個主要的思路就是使這些組件熱隔絕,即盡量降低由太陽照射引起的直接輻射、結構間接導熱等方面的影響。在熱控措施上可以采取表面包覆多層隔熱組件、噴涂低太陽吸收率的熱控涂層以及增加隔熱墊片等方式,并在此基礎上配以適當?shù)闹鲃涌販卮胧?。除此之?由太陽輻射引起的遮陽罩及內部組件的溫度升高問題,需要在適當位置(如遮陽罩上)開設散熱面加以解決。

3.2 熱分析工況選取方法

在地球靜止軌道上,太陽輻射外熱流的影響使相機不同位置在同一時刻可能分別處于極端冷和極端熱的狀態(tài),也可能使相機某一位置在一個周期中的某段時間內處于極端冷或極端熱的狀態(tài)。例如在春分點和秋分點前后的幾天中,衛(wèi)星散熱面接收到的太陽輻射較小,并且存在一個最長為72min的地球全陰影時間,在這段時間內,衛(wèi)星各個表面均不會接收到太陽輻射,同時由于地球反照和地球紅外熱流很小,使此時衛(wèi)星處于極端冷的狀態(tài),這與太陽同步軌道有明顯不同。但是,在衛(wèi)星即將進入陰影區(qū)的前后一段時間,由于衛(wèi)星-Z軸與太陽輻射方向夾角很小,太陽輻射進入到相機入光口內的太陽輻射外熱流最大,這對相機前部光學鏡頭組件而言又處于極端熱的狀態(tài)。

以上分析說明,在熱分析過程中不應該僅僅以常用的冬至、夏至時刻或太陽輻射方向與衛(wèi)星軌道面夾角作為研究重點,只設定一個極端冷和一個極端熱的計算工況,而應該綜合考慮影響相機熱控的各方面因素,給定多個熱分析工況,以涵蓋相機在軌運行過程中全部可能的熱狀態(tài)。

4 熱設計實例

下文以某地球靜止軌道面陣凝視相機為例,在詳細介紹該相機熱控方案設計的同時,進一步闡述靜止軌道凝視相機熱設計的特點及方法。

4.1 相機概述

衛(wèi)星本體采用長方體箱形結構。相機前部的鏡筒、遮陽罩伸出衛(wèi)星平臺,后部沉入載荷艙內部;遮陽罩內部為主鏡、次鏡組件及支撐結構。由于相機暴露在衛(wèi)星載荷艙外,受到太陽輻射外熱流的影響較大,是相機熱控方案的設計難點之一。除此之外,相機的其余光學組件、焦面及其他零部件均位于衛(wèi)星載荷艙內部,受太陽輻射及空間環(huán)境的影響相對較小。

相機定點于赤道上空的地球靜止軌道,正常飛行姿態(tài)下衛(wèi)星向北半球偏置一定角度指向我國中心區(qū)域,除此之外,衛(wèi)星還會在需要時進行適當?shù)膫葦[飛行。相機在每個飛行周期內均需要長時間連續(xù)成像。為確保較高的像質,要求該相機全部光學鏡頭組件溫度為(20±2)℃,軸向溫差和徑向溫差不能超過1℃。

4.2 熱控方案

根據(jù)該相機太陽輻射外熱流的特點,對相機進行了詳細的熱控方案設計。在熱設計中仍遵循“被動熱控措施為主,主動熱控措施為輔,合理安排散熱及傳熱通路”的原則[7],合理設計和安排散熱面,將相機多余熱量通過輻射排散到冷空間中,并通過主動控溫的手段為需要的零部件進行適當?shù)臏囟妊a償,以維持相機低溫工況時全部組件溫度不低于下限要求。具體的熱控設計方案包括相機前部光學組件熱控設計、相機后部發(fā)熱部件散熱設計和仿真分析3個方面。

4.2.1 相機前部光學組件熱控設計

如上文所述,該凝視相機+Z面在每個飛行周期內會長時間受到太陽照射,并且在午夜前后的幾小時里太陽輻射會通過入光口進入到遮陽罩內部,使遮陽罩及其內部的鏡頭組件溫度出現(xiàn)大幅波動。為此,需要在相機前部采取必要的主、被動熱控措施。

圖4 前遮陽罩白漆和多層隔熱組件位置示意圖

首先,太陽輻射進入到遮陽罩內部會使遮陽罩和次鏡支撐筒溫度大幅升高,進而通過輻射和導熱方式影響光學鏡頭,使次鏡溫度超標。為解決這一問題,在該凝視相機遮陽罩中間部分外表面噴涂了S781白漆,以加強此處表面的發(fā)射率,為遮陽罩及內部組件降溫[8-10]。圖4為前遮陽罩白漆和多層隔熱組件位置示意圖。在設計過程中,白漆噴涂區(qū)域及面積需經(jīng)過反復計算,既要保證能夠將遮陽罩內部多余的熱量散出,又要保證不會使遮陽罩內部光學鏡頭溫度太低。除噴涂白漆的區(qū)域外,遮陽罩其余外表面均包覆多層隔熱組件。

其次,衛(wèi)星在軌運行過程中,當太陽輻射通過入光口直接照射到次鏡支撐筒內部時,次鏡支撐筒局部溫度會大幅升高,導致支撐筒發(fā)生劇烈的變形,同時也會通過輻射和結構導熱影響到次鏡光學鏡頭的溫度均勻性。為此,需要對次鏡支撐筒進行等溫化設計,采用高導熱系數(shù)的材料、支撐筒表面粘貼熱管或內部預埋熱管等方式保證其在受到太陽輻射時具有較好的溫度均勻性。計算結果表明,在次鏡支撐筒等效導熱系數(shù)不低于500W/(m?K)時,支撐筒最大溫差不超過3℃,可以很好地消除太陽輻射的影響。

此外,在一年中的某些時刻(如春分點和秋分點前后)太陽輻射能夠通過入光口直接照射到次鏡背面,這一影響使次鏡的溫度遠遠超出了正常工作范圍。為此,特采取如下熱控措施:1)在次鏡組件外露部分包覆多層隔熱組件,以減小輻射換熱。多層隔熱組件最外層包覆一層滲碳膜,保證外表面紅外發(fā)射率不低于0.85,從而減小雜光對光學成像的影響。2)次鏡支撐與主支撐結構間加裝聚酰亞胺隔熱墊,以降低結構導熱的影響。

在上述被動熱控措施的作用下,可以確保相機前部光學鏡頭組件及支撐結構溫度能滿足上限要求。當太陽輻射不能直接照射到衛(wèi)星+Z面時,需要通過主動加熱的方式將前部散出的熱量補回。最終,在被動和主動熱控措施的共同作用下,可以保證相機在軌運行全程均處于理想的溫度水平。

4.2.2 相機后部發(fā)熱部件散熱設計

根據(jù)凝視相機所受太陽輻射外熱流特點,熱設計方案中在衛(wèi)星南北板上各安裝了一塊面積相等的散熱面,外表面粘貼OSR片,以此對電機和控制電路等器件在工作過程中產(chǎn)生的熱量進行輻射散熱,發(fā)熱部件與散熱面之間采用熱管連接。由于相機后部熱源較多且比較分散,如果直接采用熱管將熱量帶到散熱面上將會有較多的熱管穿過服務艙,影響到整星的結構布局,并增加熱控總質量。為此熱設計中采用了一個集熱鋁板,如圖5所示,圖中發(fā)熱元件1～5分別對應相機內部各個熱源。熱設計中采用熱管將各處分散熱源的熱量集中到集熱鋁板上,而后再通過2根傳熱能力較強的熱管將熱量從集熱板帶到衛(wèi)星南北板的散熱面上,最終通過輻射排散到冷空間中。其中發(fā)熱元件5由于工作時發(fā)熱功率較大,且離衛(wèi)星南板散熱面較近,所以采取直接通過熱管連接到南板散熱面的方式進行散熱。

圖5 熱管連接方式示意圖

4.3 仿真分析

為驗證4.2節(jié)中所采用的熱控方案的合理性,本節(jié)利用商用軟件Ideas TMG對該凝視相機進行詳細的仿真分析計算。根據(jù)太陽輻射外熱流特點,結合相機的工作模式,確定需要計算的相機高、低溫極端工況,如表1所示。

表1 熱分析工況

圖6為高溫瞬態(tài)工況1主鏡和次鏡光學鏡頭溫度隨時間變化曲線。由圖可見,盡管受到太陽輻射熱流的影響,在午夜0:00前后2個鏡頭的溫度都不同程度的有所升高,但在目前所采取的熱控措施的作用下,可以保證其溫度水平達到(20±2)℃的要求。且主鏡最大溫差不超過0.7℃,次鏡最大溫差不超過0.5℃。

圖6 高溫瞬態(tài)工況1前部光學鏡頭溫度隨時間變化曲線

對于其他極端工況,計算結果表明,在上述熱控措施的作用下可以確保該凝視相機全部光學鏡頭和結構組件均保持很好的溫度水平和均勻性,且能滿足相機光學成像的要求。幾個主要光學鏡頭的仿真分析結果如表2所示。

表2 相機主要光學鏡頭仿真分析結果 ℃

5 結束語

為確保航天光學遙感器在軌正常工作,需要對其進行正確的熱控方案設計。本文根據(jù)地球靜止軌道太陽輻射外熱流特點詳細介紹了地球靜止軌道凝視相機熱設計的重點與難點,并針對熱設計中可能遇到的問題提出相應的解決方案。

分析表明,與其他軌道光學遙感器相比,太陽對地球靜止軌道衛(wèi)星+Z面和入光口的長時間照射是影響凝視相機遮陽罩和前部光學鏡頭溫度控制的最主要因素。而太陽輻射外熱流變化規(guī)律決定了相機散熱面的設計方法和仿真分析工況設定都有其獨特之處。

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