地球静止轨道凝视型相机热分析与热设计

赵振明 王 兵 高 娟

(北京空间机电研究所,北京100076)

1 引言

随着人们对地球及宇宙空间探索的不断深入以及航天技术的不断发展,空间光学遥感器已经成为航天器最重要的有效载荷之一。在地球静止轨道上,凝视模式成像是空间光学遥感器最理想的工作方式[1]。所谓凝视模式是指光学遥感器进行对地观测时,其光轴盯住地球上的某一点不动,这样可以有效地提高信噪比、时间分辨率以及成像效率,同时省去了光机扫描结构,可以降低系统质量和功耗[2-4]。

与低轨道航天器一样,地球静止轨道凝视型相机在轨工作时同样要长期经受太阳辐射和空间冷热沉、黑热沉的交替影响,这样会引起相机温度周期性的剧烈变化。同时静止轨道凝视相机所处热环境也有其自身的特点,例如与太阳同步轨道不同,地球静止轨道上地球红外辐射和地球反照的影响对太阳辐射而言可忽略不计[5];在每日的循环中光学系统直接面对太阳照射长达4h[6],甚至在午夜前后太阳辐射也可以通过入光口直接照射到凝视相机遮阳罩内部的光学组件上;春分日和秋分日前后几天中存在最长72min的地球全阴影区等。相机光学系统对温度和稳定度要求很高,而上述复杂的热环境容易导致相机内部温度出现大幅波动,给光学成像带来较大的影响,使相机热控系统设计变得更加困难。

本文在地球静止轨道太阳辐射外热流分析的基础上,详细阐述了凝视型相机热设计的重点与难点,并针对热设计中可能遇到的问题提出了相应的解决方案。另外,文章还以某地球静止轨道面阵凝视相机为例,介绍了热控方案设计的具体思路,并通过仿真分析的方法对热设计方案进行了验证。

2 地球静止轨道太阳辐射外热流分析

根据凝视相机的工作模式可知,卫星正对地球的表面接收到的太阳辐射外热流对相机的影响最大,同时作为散热面的卫星南北板所接收到的太阳辐射外热流会很大程度上影响到相机内部的散热。为了准确了解凝视相机所处的热环境,本节对地球静止轨道太阳辐射外热流做了详细的分析计算。计算采用如图1所示的相机坐标系统,其中+Z轴指向地球,+X轴指向卫星飞行方向(垂直于卫星东板向外),+Y轴与+X、+Z轴成右手定则。详细计算结果如图2所示。

图1 相机坐标系统示意图

图2 地球静止轨道太阳辐射外热流计算结果

由图2中太阳辐射外热流计算结果可知:

1)春分和秋分时刻到达+Z面的太阳辐射外热流最大,而夏至时刻到达+Z面的太阳辐射外热流最小;

2)冬至时刻到达-Y面的太阳辐射外热流为0,夏至时刻到达+Y面的太阳辐射外热流为0,春分和秋分时刻由于太阳直射赤道,在卫星+Z方向指向赤道的飞行姿态下到达其+Y面和-Y面的太阳辐射外热流均为0;

3)春分和秋分时刻的午夜前后72min内卫星会进入地球阴影区,卫星全部外表面均不会接收到太阳辐射。

3 地球静止轨道凝视相机热设计方法

通过上述分析可知,地球静止轨道凝视相机在轨运行过程中将承受与其他轨道遥感器不同的热环境影响,这在某种程度上也决定了其热设计的特殊性与复杂性。

3.1 相机遮阳罩及内部光学组件热设计方法

从图3所示冬至时刻地球、卫星、太阳辐射相对位置可以看出,除了春分、秋分前后的几十天存在每个周期最长为72min的地球阴影外,卫星在其他时间内都不会被地球阻挡,从而导致在午夜0:00前后的一段时间内卫星的+Z面以及入光口将直接暴露在太阳辐射下。而当卫星-Z方向与太阳辐射方向夹角小于一定数值(与卫星遮阳罩、入光口尺寸有关)时,太阳辐射甚至能通过入光口直接照射到遮阳罩内部的光学镜头组件,使得此处的温控变得十分困难。而对于一年内的不同时刻,以及不同的卫星飞行姿态,太阳辐射进入到入光口内的热流大小也会有所变化,这些原因的存在使得相机前部的热环境变得更加复杂。

图3 冬至时刻地球、卫星、太阳辐射相对位置示意图

一般来说,受上述太阳辐射影响最大的组件是位于遮阳罩内部的光学镜头,如次镜、主镜以及镜筒、支撑结构等。对这些重要部位的热控设计,一个主要的思路就是使这些组件热隔绝,即尽量降低由太阳照射引起的直接辐射、结构间接导热等方面的影响。在热控措施上可以采取表面包覆多层隔热组件、喷涂低太阳吸收率的热控涂层以及增加隔热垫片等方式,并在此基础上配以适当的主动控温措施。除此之外,由太阳辐射引起的遮阳罩及内部组件的温度升高问题,需要在适当位置(如遮阳罩上)开设散热面加以解决。

3.2 热分析工况选取方法

在地球静止轨道上,太阳辐射外热流的影响使相机不同位置在同一时刻可能分别处于极端冷和极端热的状态,也可能使相机某一位置在一个周期中的某段时间内处于极端冷或极端热的状态。例如在春分点和秋分点前后的几天中,卫星散热面接收到的太阳辐射较小,并且存在一个最长为72min的地球全阴影时间,在这段时间内,卫星各个表面均不会接收到太阳辐射,同时由于地球反照和地球红外热流很小,使此时卫星处于极端冷的状态,这与太阳同步轨道有明显不同。但是,在卫星即将进入阴影区的前后一段时间,由于卫星-Z轴与太阳辐射方向夹角很小,太阳辐射进入到相机入光口内的太阳辐射外热流最大,这对相机前部光学镜头组件而言又处于极端热的状态。

以上分析说明,在热分析过程中不应该仅仅以常用的冬至、夏至时刻或太阳辐射方向与卫星轨道面夹角作为研究重点,只设定一个极端冷和一个极端热的计算工况,而应该综合考虑影响相机热控的各方面因素,给定多个热分析工况,以涵盖相机在轨运行过程中全部可能的热状态。

4 热设计实例

下文以某地球静止轨道面阵凝视相机为例,在详细介绍该相机热控方案设计的同时,进一步阐述静止轨道凝视相机热设计的特点及方法。

4.1 相机概述

卫星本体采用长方体箱形结构。相机前部的镜筒、遮阳罩伸出卫星平台,后部沉入载荷舱内部;遮阳罩内部为主镜、次镜组件及支撑结构。由于相机暴露在卫星载荷舱外,受到太阳辐射外热流的影响较大,是相机热控方案的设计难点之一。除此之外,相机的其余光学组件、焦面及其他零部件均位于卫星载荷舱内部,受太阳辐射及空间环境的影响相对较小。

相机定点于赤道上空的地球静止轨道,正常飞行姿态下卫星向北半球偏置一定角度指向我国中心区域,除此之外,卫星还会在需要时进行适当的侧摆飞行。相机在每个飞行周期内均需要长时间连续成像。为确保较高的像质,要求该相机全部光学镜头组件温度为(20±2)℃,轴向温差和径向温差不能超过1℃。

4.2 热控方案

根据该相机太阳辐射外热流的特点,对相机进行了详细的热控方案设计。在热设计中仍遵循“被动热控措施为主,主动热控措施为辅,合理安排散热及传热通路”的原则[7],合理设计和安排散热面,将相机多余热量通过辐射排散到冷空间中,并通过主动控温的手段为需要的零部件进行适当的温度补偿,以维持相机低温工况时全部组件温度不低于下限要求。具体的热控设计方案包括相机前部光学组件热控设计、相机后部发热部件散热设计和仿真分析3个方面。

4.2.1 相机前部光学组件热控设计

如上文所述,该凝视相机+Z面在每个飞行周期内会长时间受到太阳照射,并且在午夜前后的几小时里太阳辐射会通过入光口进入到遮阳罩内部,使遮阳罩及其内部的镜头组件温度出现大幅波动。为此,需要在相机前部采取必要的主、被动热控措施。

图4 前遮阳罩白漆和多层隔热组件位置示意图

首先,太阳辐射进入到遮阳罩内部会使遮阳罩和次镜支撑筒温度大幅升高,进而通过辐射和导热方式影响光学镜头,使次镜温度超标。为解决这一问题,在该凝视相机遮阳罩中间部分外表面喷涂了S781白漆,以加强此处表面的发射率,为遮阳罩及内部组件降温[8-10]。图4为前遮阳罩白漆和多层隔热组件位置示意图。在设计过程中,白漆喷涂区域及面积需经过反复计算,既要保证能够将遮阳罩内部多余的热量散出,又要保证不会使遮阳罩内部光学镜头温度太低。除喷涂白漆的区域外,遮阳罩其余外表面均包覆多层隔热组件。

其次,卫星在轨运行过程中,当太阳辐射通过入光口直接照射到次镜支撑筒内部时,次镜支撑筒局部温度会大幅升高,导致支撑筒发生剧烈的变形,同时也会通过辐射和结构导热影响到次镜光学镜头的温度均匀性。为此,需要对次镜支撑筒进行等温化设计,采用高导热系数的材料、支撑筒表面粘贴热管或内部预埋热管等方式保证其在受到太阳辐射时具有较好的温度均匀性。计算结果表明,在次镜支撑筒等效导热系数不低于500W/(m◦K)时,支撑筒最大温差不超过3℃,可以很好地消除太阳辐射的影响。

此外,在一年中的某些时刻(如春分点和秋分点前后)太阳辐射能够通过入光口直接照射到次镜背面,这一影响使次镜的温度远远超出了正常工作范围。为此,特采取如下热控措施:1)在次镜组件外露部分包覆多层隔热组件,以减小辐射换热。多层隔热组件最外层包覆一层渗碳膜,保证外表面红外发射率不低于0.85,从而减小杂光对光学成像的影响。2)次镜支撑与主支撑结构间加装聚酰亚胺隔热垫,以降低结构导热的影响。

在上述被动热控措施的作用下,可以确保相机前部光学镜头组件及支撑结构温度能满足上限要求。当太阳辐射不能直接照射到卫星+Z面时,需要通过主动加热的方式将前部散出的热量补回。最终,在被动和主动热控措施的共同作用下,可以保证相机在轨运行全程均处于理想的温度水平。

4.2.2 相机后部发热部件散热设计

根据凝视相机所受太阳辐射外热流特点,热设计方案中在卫星南北板上各安装了一块面积相等的散热面,外表面粘贴OSR片,以此对电机和控制电路等器件在工作过程中产生的热量进行辐射散热,发热部件与散热面之间采用热管连接。由于相机后部热源较多且比较分散,如果直接采用热管将热量带到散热面上将会有较多的热管穿过服务舱,影响到整星的结构布局,并增加热控总质量。为此热设计中采用了一个集热铝板,如图5所示,图中发热元件1～5分别对应相机内部各个热源。热设计中采用热管将各处分散热源的热量集中到集热铝板上,而后再通过2根传热能力较强的热管将热量从集热板带到卫星南北板的散热面上,最终通过辐射排散到冷空间中。其中发热元件5由于工作时发热功率较大,且离卫星南板散热面较近,所以采取直接通过热管连接到南板散热面的方式进行散热。

图5 热管连接方式示意图

4.3 仿真分析

为验证4.2节中所采用的热控方案的合理性,本节利用商用软件Ideas TMG对该凝视相机进行详细的仿真分析计算。根据太阳辐射外热流特点,结合相机的工作模式,确定需要计算的相机高、低温极端工况,如表1所示。

表1 热分析工况

图6为高温瞬态工况1主镜和次镜光学镜头温度随时间变化曲线。由图可见,尽管受到太阳辐射热流的影响,在午夜0:00前后2个镜头的温度都不同程度的有所升高,但在目前所采取的热控措施的作用下,可以保证其温度水平达到(20±2)℃的要求。且主镜最大温差不超过0.7℃,次镜最大温差不超过0.5℃。

图6 高温瞬态工况1前部光学镜头温度随时间变化曲线

对于其他极端工况,计算结果表明,在上述热控措施的作用下可以确保该凝视相机全部光学镜头和结构组件均保持很好的温度水平和均匀性,且能满足相机光学成像的要求。几个主要光学镜头的仿真分析结果如表2所示。

表2 相机主要光学镜头仿真分析结果 ℃

5 结束语

为确保航天光学遥感器在轨正常工作,需要对其进行正确的热控方案设计。本文根据地球静止轨道太阳辐射外热流特点详细介绍了地球静止轨道凝视相机热设计的重点与难点,并针对热设计中可能遇到的问题提出相应的解决方案。

分析表明,与其他轨道光学遥感器相比,太阳对地球静止轨道卫星+Z面和入光口的长时间照射是影响凝视相机遮阳罩和前部光学镜头温度控制的最主要因素。而太阳辐射外热流变化规律决定了相机散热面的设计方法和仿真分析工况设定都有其独特之处。

[1]崔敦杰.地球静止轨道上的凝视型光学遥感器概念设计[J].遥感技术与应用,1998,13(4):21-26.

[2]刘兆军,陈伟.面阵凝视型成像空间应用技术[J].红外与激光工程,2006,35(5):541-545.

[3]赵学敏,马文坡,刘兆军.低轨卫星面阵凝视成像技术研究[J].航天返回与遥感,2007,28(2):10-14.

[4]李积慧,韩双丽,王家骐,等.空间相机的热分析与热控制技术[J].光学精密工程,1999,7(6):36-41.

[5]闵桂荣.卫星热控制技术[M].北京:宇航出版社,1991.

[6]David E N,James C B,Margo M.Advanced geosynchronous studies imager thermal design[J].Proc.SPIE,1999,3750:68-78.

[7]谭维炽,胡金刚.航天器系统工程[M].北京:中国科学技术出版社,2009.

[8]冯伟泉,丁义刚,闫德葵,等.地球同步轨道长寿命卫星热控涂层太阳吸收率性能退化研究[J].中国空间科学技术,2005,4(2):34-40.

[9]冯伟泉.长寿命卫星热控涂层空间综合辐照试验[J].航天器环境工程,2005,2(22):69-72.

[10]王伟.模拟地球同步轨道粒子辐照环境对若干航天器热控涂层太阳吸收率的影响[J].航天器环境工程,2003,20(2):49-55.