航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)熱設(shè)計及驗證

姜峰 孔林 柏添 王建超 王智強(qiáng)

航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)熱設(shè)計及驗證

姜峰 孔林*柏添 王建超 王智強(qiáng)

（長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司，長春 130033）

為了保證飛行在平流層復(fù)雜環(huán)境中的航艇相機(jī)具有高成像品質(zhì)，需要對航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行高精度控溫設(shè)計。文章首先分析航艇相機(jī)結(jié)構(gòu)布局、飛行方式及20km高空平流層環(huán)境特點，對相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)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(jié)果顯示，常壓下多層隔熱組件與二氧化硅氣凝膠的等效發(fā)射率分別為0.34、0.30，等效導(dǎo)熱系數(shù)分別為0.009 9W/mK、0.008 8W/mK。然后進(jìn)行航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)詳細(xì)熱設(shè)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(jī)的低氣壓（5 000Pa）熱平衡試驗，驗證熱設(shè)計方案正確性。熱試驗結(jié)果表明，航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)采用多層隔熱組件保溫設(shè)計合理可行，相機(jī)主體結(jié)構(gòu)溫度處于6～10℃，平均加熱功率為58W，滿足航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)的控溫指標(biāo)與成像需求，為航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)的熱控技術(shù)研究提供參考。

精密控溫 主被動熱控 熱設(shè)計 熱試驗 航艇相機(jī)

0 引言

臨近空間是指距離地球表面20～120km的空間區(qū)域，主要包括平流層、中間大氣層和部分電離層區(qū)域。隨著現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展，距海平面高度19～50km的平流層區(qū)域已經(jīng)成為21世紀(jì)開發(fā)利用的重點。平流層大氣質(zhì)量約占總質(zhì)量的1/4，在20km高度及以上，環(huán)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(jié)，又不存在雷、雨等氣象，只有水平方向?qū)α?，適合做為航艇相機(jī)穩(wěn)定的工作高度[1-5]。對于平流層的航艇光學(xué)相機(jī)來說，由于強(qiáng)烈的太陽輻射和極低的對流換熱會使相機(jī)存在過冷或過熱情況，直接影響航艇光學(xué)相機(jī)的性能，所以航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)熱設(shè)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(jī)光學(xué)系統(tǒng)長期的溫度穩(wěn)定性，確保航艇相機(jī)有效可靠的工作[6-7]。

目前，關(guān)于航艇相機(jī)的熱控技術(shù)研究，高空相機(jī)采用主動與被動結(jié)合設(shè)計，被動熱控為采取保溫設(shè)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(jī)保溫性能方面的研究。相機(jī)熱控制設(shè)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(jī)低氣壓環(huán)境下熱試驗技術(shù)的研究[8]。

本文進(jìn)一步對相機(jī)保溫材料多層隔熱組件與氣凝膠的性能進(jìn)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(jī)光學(xué)系統(tǒng)詳細(xì)的熱控設(shè)計方案，并經(jīng)過了地面低氣壓熱平衡試驗驗證，證明了熱控設(shè)計的正確性和合理性。

圖1 相機(jī)結(jié)構(gòu)布局

1 航艇相機(jī)概述

航艇相機(jī)主要由反射鏡組件、背板、主承力結(jié)構(gòu)、焦面組件等部分組成，如圖1所示。以表示航艇相機(jī)的坐標(biāo)系，軸相機(jī)光軸指向，軸為飛行方向。相機(jī)背板與主承力結(jié)構(gòu)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(xiàn)相機(jī)與平臺間熱解耦。為了滿足相機(jī)的成像要求，相機(jī)主體結(jié)構(gòu)（反射鏡組件、背板、主承力結(jié)構(gòu)）溫度均勻性≤4℃。航艇相機(jī)主要部組件控溫指標(biāo)如表1所示。

表1 熱控技術(shù)指標(biāo)

Tab.1 Technical indicators of the thermal control

2 保溫材料選取

由于航艇相機(jī)外邊界與大氣環(huán)境接觸，相機(jī)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(jī)存在較強(qiáng)的輻射換熱與較低的對流換熱。相機(jī)除焦面外其他均為無源組件，因此航艇相機(jī)保溫設(shè)計是關(guān)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(jìn)行隔熱性能研究，主要通過試驗研究兩種材料的等效發(fā)射率與等效導(dǎo)熱系數(shù)。等效發(fā)射率與導(dǎo)熱系數(shù)越低，保溫效果越好。

等效發(fā)射率與熱導(dǎo)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(jìn)行閉環(huán)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(huán)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(fā)射率分別為0.34、0.30，等效導(dǎo)熱系數(shù)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(zhì)量小、厚度薄、實施方便等優(yōu)點。當(dāng)航艇相機(jī)飛行速度較大時，多層隔熱組件外表面存在損壞風(fēng)險，此情況需采用氣凝膠進(jìn)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(fā)射率約為0.25～0.34之間，真空條件下最低可達(dá)到0.03，氣凝膠隔熱性能基本不隨氣壓降低而發(fā)生變化。因此低氣壓環(huán)境下飛行的航艇相機(jī)應(yīng)采用多層隔熱組件進(jìn)行保溫設(shè)計。

3 航艇相機(jī)熱控設(shè)計

航艇相機(jī)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(jié)合航艇相機(jī)所處的外界高空環(huán)境，提出以“被動熱控措施為主，主動熱控手段為輔”的設(shè)計方法，實現(xiàn)航艇相機(jī)組件的高精度控溫。

3.1 相機(jī)熱環(huán)境分析

（1）傳導(dǎo)換熱

航艇相機(jī)熱傳導(dǎo)主要發(fā)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(dǎo)與材料導(dǎo)熱系數(shù)、長度、截面積有關(guān)。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(shù)，與接觸壓力、接觸表面粗糙度等有關(guān)，范圍一般為100～ 1 000W/(m2·K)。航艇相機(jī)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(huán)境主要來源于太陽輻射、地球反射、地球紅外輻射。相機(jī)安裝于平臺底部，因此相機(jī)熱流主要為地球反照和地球紅外輻射。

地球反照是指地球?qū)μ柟獾姆瓷?，?dāng)陽光進(jìn)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(jìn)入地球-大氣系統(tǒng)后，被吸收的能量轉(zhuǎn)化為本系統(tǒng)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(jī)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(huán)境下的多層等效隔熱性能。多層外表面形狀不規(guī)則，不能用公式計算多層外表面與環(huán)境的對流換熱系數(shù)，多層外表面與環(huán)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(huán)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(shù)；Δ為外表面與大氣溫差。對流換熱系數(shù)計算可簡化為

×（8）

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

3.2 相機(jī)組件熱設(shè)計

相機(jī)熱控設(shè)計盡可能采取成熟的熱控技術(shù)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(huán)境換熱，主動熱控措施為使用薄膜加熱片補(bǔ)償加熱控溫[13-15]。

航艇相機(jī)為同軸反射式相機(jī)（見圖1），主鏡安裝于背板+側(cè)，次鏡安裝于主承力結(jié)構(gòu)頂端，主要由主承力結(jié)構(gòu)（背板、承力筒及桁架）保證主、次鏡位置關(guān)系，相機(jī)焦面組件通過后罩安裝于背板–側(cè)，因此保證反射鏡組件與主承力結(jié)構(gòu)溫度的均勻性和穩(wěn)定性極為重要，相機(jī)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(jìn)行被動保溫設(shè)計，主、次鏡分別設(shè)計1個主動控溫加熱區(qū)，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?qū)ΨQ布局方式，確保主、次鏡的溫度梯度在4℃以內(nèi)。

（2）相機(jī)主承力結(jié)構(gòu)

相機(jī)背板、承力筒及桁架分別設(shè)計1個主動控溫加熱區(qū)，桁架加熱區(qū)及測溫點優(yōu)化設(shè)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(zhì)。承力筒結(jié)構(gòu)導(dǎo)熱性能差，承力筒采用2個加熱區(qū)對稱分布設(shè)計，承力筒外表面粘貼石墨導(dǎo)熱膜減小其溫度梯度，避免引起主承力結(jié)構(gòu)的熱變形，近而影響成像品質(zhì)。主承力結(jié)構(gòu)外表面包覆多層隔熱組件進(jìn)行保溫設(shè)計。

圖2 反射鏡加熱區(qū)布置示意

圖3 主承力結(jié)構(gòu)加熱區(qū)布置示意

（3）焦面組件

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

圖4 焦面組件熱設(shè)計示意

相機(jī)反射鏡組件及主承力結(jié)構(gòu)采用加熱補(bǔ)償措施，相機(jī)共設(shè)計8個加熱回路，9個測溫回路。航艇相機(jī)總設(shè)計功率為74.5W。

4 熱分析計算

根據(jù)上述熱設(shè)計方案，利用有限元熱分析軟件建立航艇相機(jī)模型。多層組件導(dǎo)熱系數(shù)與等效發(fā)射率按上述試驗測試結(jié)果賦值。采用熱耦合方式建立相機(jī)外表面與外界環(huán)境的對流換熱。

相機(jī)熱分析模型如圖5，相機(jī)組件均為殼體單元，共建立5 000個單元，50個熱耦合。相機(jī)組件單元按實際材料的導(dǎo)熱性、表面光學(xué)屬性進(jìn)行賦值。分析模型建立后進(jìn)行試驗工況設(shè)定，在仿真計算中，根據(jù)前述熱環(huán)境分析和相機(jī)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(jī)熱分析模型

低溫工況：環(huán)境溫度–56℃，多層等效發(fā)射率為0.34，太陽常數(shù)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(fā)射率比值分別為0.36/0.69，風(fēng)速14m/s，相機(jī)焦面組件不工作，主承力結(jié)構(gòu)目標(biāo)溫度為8℃。

高溫工況：環(huán)境溫度–56℃，多層等效發(fā)射率0.25，太陽常數(shù)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(fā)射率比值分別為0.5/0.69，風(fēng)速6m/s，任務(wù)模式按白天可見光焦面工作、夜晚紅外焦面工作；主承力結(jié)構(gòu)目標(biāo)溫度為8℃。

依照上述工況進(jìn)行熱分析及優(yōu)化，優(yōu)化加熱器功率分配、加熱片布局分布、控溫點位置等，實現(xiàn)相機(jī)較高的溫度均一性與穩(wěn)定性，優(yōu)化后相機(jī)組件溫度計算結(jié)果如表2所示。焦面組件工作時溫度最高達(dá)到42℃，相機(jī)組件均滿足指標(biāo)要求。由圖6和圖7的高低溫工況仿真溫度分布結(jié)果得知，反射鏡組件溫度梯度較小為2℃，相機(jī)主承力結(jié)構(gòu)溫度梯度為3℃。

表2 熱分析結(jié)果

Tab.2 Thermal analysis results

圖6 低溫工況主承力結(jié)構(gòu)溫度結(jié)果

圖7 高溫工況主承力結(jié)構(gòu)溫度結(jié)果

加熱功率分配優(yōu)化結(jié)果如表3，相機(jī)共設(shè)計7個加熱回路，單回路最大設(shè)計功率20W，總設(shè)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(shè)計正確性的有效手段，通過試驗獲取相機(jī)組件溫度分布及加熱功率數(shù)據(jù)，驗證熱設(shè)計的正確性，以及修正仿真分析模型，準(zhǔn)確預(yù)示航艇相機(jī)實際飛行時溫度[16-19]。

（1）航艇相機(jī)熱試驗工況

低溫工況：相機(jī)焦面組件不工作，驗證相機(jī)主、次鏡組件與主承力結(jié)構(gòu)是否滿足控溫要求；

高溫工況：相機(jī)可見光與紅外焦面同時開機(jī)一直工作，直至焦面組件溫度穩(wěn)定（2h內(nèi)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(jī)在各個工作模式下，主、次鏡組件、主承力結(jié)構(gòu)與焦面組件是否滿足控溫要求，詳細(xì)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(jī)所處低溫、低氣壓復(fù)雜環(huán)境，目前航艇相機(jī)多數(shù)通過熱仿真分析方法來驗證熱設(shè)計方案的準(zhǔn)確性，缺少關(guān)于驗證航艇相機(jī)熱設(shè)計及分析的熱試驗方法的介紹，因此本文提出航艇相機(jī)低氣壓熱平衡試驗方法，將第三類溫度邊界條件轉(zhuǎn)化為第一類溫度邊界條件。航艇相機(jī)的低氣壓熱平衡試驗在環(huán)境試驗?zāi)M設(shè)備中進(jìn)行，如圖8所示，相機(jī)被放置在模擬飛行環(huán)境中。利用真空抽氣系統(tǒng)維持試驗過程中的相機(jī)處于5 000Pa低氣壓環(huán)境。試驗設(shè)備內(nèi)表面熱沉通過油冷降溫，溫度可調(diào)節(jié)控制，用于模擬航艇相機(jī)多層外表面的溫度邊界。相機(jī)焦面散熱器（–10℃）與–56℃冷板粘貼導(dǎo)熱膜（熱阻為0.136W/℃），用這種傳熱換熱方式等效模擬相機(jī)焦面散熱器位置與外界低氣壓環(huán)境的弱對流換熱邊界。相機(jī)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(jié)果

熱試驗高低溫工況下相機(jī)組件溫度曲線如圖9和圖10所示，相機(jī)反射鏡組件與主承力結(jié)構(gòu)溫度波動均≤1℃，均具有較好的溫度穩(wěn)定性。測試的熱平衡試驗溫度數(shù)據(jù)見表5。

圖9 低溫工況試驗溫度結(jié)果

圖10 高溫工況試驗溫度結(jié)果

表5 熱平衡試驗溫度數(shù)據(jù)

Tab.5 Temperature data of thermal balance test

從熱平衡試驗結(jié)果可知，高、低溫工況下，相機(jī)反射鏡組件溫度和相機(jī)主承力結(jié)構(gòu)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(jù)試驗結(jié)果對熱分析模型進(jìn)行修正，低氣壓條件下多層隔熱組件等效發(fā)射率修正為0.26。驗證試驗與熱設(shè)計、分析結(jié)果基本一致。

6 結(jié)束語

本文對航艇相機(jī)熱控設(shè)計、分析、試驗方法及熱控措施展開研究，航艇相機(jī)采用主動熱控與被動熱控相結(jié)合的設(shè)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(fā)射率為0.26，等效導(dǎo)熱系數(shù)為0.000 9W/mK，保溫效果較好，適用于低速飛行的航艇相機(jī)熱控。主動熱控為電加熱器閉環(huán)溫度控制，主要應(yīng)用于相機(jī)反射鏡及主承力結(jié)構(gòu)組件。針對航艇相機(jī)的復(fù)雜環(huán)境特點，提出通過低氣壓熱試驗方法進(jìn)行熱設(shè)計方案驗證。熱試驗結(jié)果顯示，相機(jī)反射鏡組件、相機(jī)主承力結(jié)構(gòu)、焦面組件所有溫度結(jié)果與分析計算偏差小于3℃，且均滿足指標(biāo)要求。經(jīng)驗證，熱設(shè)計方案可行，熱控措施合理可靠，熱控效果良好。本文的熱設(shè)計、分析及低氣壓熱平衡試驗方法對其他航艇相機(jī)熱控有一定的參考與借鑒作用，有利于航艇相機(jī)熱控技術(shù)的發(fā)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(xué)工程力學(xué)專業(yè)碩士學(xué)位，工程師。主要研究方向為航天器熱控制技術(shù)。E-mail：jiangfeng@charmingglobe.com。

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

2021-03-03

吉林省發(fā)展與改革委員會產(chǎn)業(yè)技術(shù)研究與開發(fā)項目（2021C45-1）

姜峰, 孔林, 柏添, 等. 航艇相機(jī)光學(xué)系統(tǒng)熱設(shè)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）