航艇相机光学系统热设计及验证

姜峰 孔林 柏添 王建超 王智强

航艇相机光学系统热设计及验证

姜峰 孔林*柏添 王建超 王智强

（长光卫星技术有限公司，长春 130033）

为了保证飞行在平流层复杂环境中的航艇相机具有高成像品质，需要对航艇相机光学系统进行高精度控温设计。文章首先分析航艇相机结构布局、飞行方式及20km高空平流层环境特点，对相机光学系统在平流层的保温措施展开研究，通过试验测试多层隔热组件与二氧化硅气凝胶保温效果，试验结果显示，常压下多层隔热组件与二氧化硅气凝胶的等效发射率分别为0.34、0.30，等效导热系数分别为0.009 9W/mK、0.008 8W/mK。然后进行航艇相机光学系统详细热设计，建立热分析有限元模型并完成了热仿真计算。最后开展航艇相机的低气压（5 000Pa）热平衡试验，验证热设计方案正确性。热试验结果表明，航艇相机光学系统采用多层隔热组件保温设计合理可行，相机主体结构温度处于6～10℃，平均加热功率为58W，满足航艇相机光学系统的控温指标与成像需求，为航艇相机光学系统的热控技术研究提供参考。

精密控温 主被动热控 热设计 热试验 航艇相机

0 引言

临近空间是指距离地球表面20～120km的空间区域，主要包括平流层、中间大气层和部分电离层区域。随着现代科学技术的不断发展，距海平面高度19～50km的平流层区域已经成为21世纪开发利用的重点。平流层大气质量约占总质量的1/4，在20km高度及以上，环境温度不随高度变化，保持在–56.5℃。平流层中大气压力为5.53×103Pa，大气密度为0.088 9kg/m3，几乎没有水气凝结，又不存在雷、雨等气象，只有水平方向对流，适合做为航艇相机稳定的工作高度[1-5]。对于平流层的航艇光学相机来说，由于强烈的太阳辐射和极低的对流换热会使相机存在过冷或过热情况，直接影响航艇光学相机的性能，所以航艇相机光学系统热设计阶段需要考虑对流和辐射两种换热方式，采用合理热控措施，保证航艇相机光学系统长期的温度稳定性，确保航艇相机有效可靠的工作[6-7]。

目前，关于航艇相机的热控技术研究，高空相机采用主动与被动结合设计，被动热控为采取保温设计，主动热控为使用电加热器主动控温。常用的保温材料为多层隔热组件与二氧化硅气凝胶，但缺少其对航艇相机保温性能方面的研究。相机热控制设计方案均通过热仿真分析来验证，未策划热试验验证，缺乏对航艇相机低气压环境下热试验技术的研究[8]。

本文进一步对相机保温材料多层隔热组件与气凝胶的性能进行试验测试与对比分析，选取合适的保温材料，提出了航艇相机光学系统详细的热控设计方案，并经过了地面低气压热平衡试验验证，证明了热控设计的正确性和合理性。

图1 相机结构布局

1 航艇相机概述

航艇相机主要由反射镜组件、背板、主承力结构、焦面组件等部分组成，如图1所示。以表示航艇相机的坐标系，轴相机光轴指向，轴为飞行方向。相机背板与主承力结构的材料为钛合金与碳纤维，通过聚酰亚胺隔振垫与航艇平台相连，实现相机与平台间热解耦。为了满足相机的成像要求，相机主体结构（反射镜组件、背板、主承力结构）温度均匀性≤4℃。航艇相机主要部组件控温指标如表1所示。

表1 热控技术指标

Tab.1 Technical indicators of the thermal control

2 保温材料选取

由于航艇相机外边界与大气环境接触，相机热控需要考虑对流及辐射两种换热方式。航艇飞行高度20km，飞行速度为4m/s，此时相机存在较强的辐射换热与较低的对流换热。相机除焦面外其他均为无源组件，因此航艇相机保温设计是关键。在保温材料的选取使用上，既要能够隔离辐射换热，又要满足隔离对流换热。本文对多层隔热组件与气凝胶两种隔热材料进行隔热性能研究，主要通过试验研究两种材料的等效发射率与等效导热系数。等效发射率与导热系数越低，保温效果越好。

等效发射率与热导率试验测量方法为：选取两个同尺寸铝合金板，铝合金板表面均粘贴加热片及测温传感器进行闭环控温；铝合金板外表面分别采用多层隔热组件与气凝胶包覆；试验环境温度为室温20℃，试验将铝板温度控制为50℃；测量多层隔热组件铝合金板加热功率为17W、测量气凝胶铝合金板加热功率为15W，铝板面积为0.513m2。

由计算得出，常压下多层隔热组件与气凝胶等效发射率分别为0.34、0.30，等效导热系数分别为 0.009 9W/mK、0.008 8W/m K，隔热性能相差10%左右；与气凝胶保温效果相比，多层隔热组件保温效果稍差，但多层隔热组件具有质量小、厚度薄、实施方便等优点。当航艇相机飞行速度较大时，多层隔热组件外表面存在损坏风险，此情况需采用气凝胶进行保温。

低气压或真空条件下，多层隔热组件性能最高可提升10倍左右，低气压（5 000Pa）等效发射率约为0.25～0.34之间，真空条件下最低可达到0.03，气凝胶隔热性能基本不随气压降低而发生变化。因此低气压环境下飞行的航艇相机应采用多层隔热组件进行保温设计。

3 航艇相机热控设计

航艇相机主要工作模式为对地成像模式。其中成像模式下焦面组件功耗约为40W。结合航艇相机所处的外界高空环境，提出以“被动热控措施为主，主动热控手段为辅”的设计方法，实现航艇相机组件的高精度控温。

3.1 相机热环境分析

（1）传导换热

航艇相机热传导主要发生在各组件自身及不同组件的接触面之间。组件自身热传导与材料导热系数、长度、截面积有关。用接触热阻计算了不同接触组件之间的传热能力。接触热阻计算公式为[9]

=1/（3）

式中为接触面积；为接触热阻系数，与接触压力、接触表面粗糙度等有关，范围一般为100～ 1 000W/(m2·K)。航艇相机与平台之间采用聚酰亚胺隔热垫安装，增加传热热阻，减小相互之间换热。

（2）辐射换热

热辐射环境主要来源于太阳辐射、地球反射、地球红外辐射。相机安装于平台底部，因此相机热流主要为地球反照和地球红外辐射。

地球反照是指地球对太阳光的反射，当阳光进入地球大气层时，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为反射率。平均太阳辐照=1 353W/m2，目前全球平均反射率一般取0.3地球反照热流s计算如下

s=×=473.55W/m2（4）

太阳辐射进入地球-大气系统后，被吸收的能量转化为本系统的热后，又以红外波长用热辐射的方式向空间辐射，这部分的能量称为地球红外辐射。则地球红外辐射io为

io=(1–)/4=219.86 W/m2（5）

（3）对流换热

航艇相机组件最外表面均采取多层隔热组件保温措施，上述保温材料试验测试出了非真空环境下的多层等效隔热性能。多层外表面形状不规则，不能用公式计算多层外表面与环境的对流换热系数，多层外表面与环境对流换热只能通过软件仿真计算。焦面组件散热器为平板，直接与外界环境接触，安装于焦面罩且与散热器平面飞行方向平行，因此焦面散热器的对流换热简化为流体纵掠平板换热。对流换热公式为[10-12]

式中为换热量；为对流换热系数；Δ为外表面与大气温差。对流换热系数计算可简化为

×（8）

式中 空气流速=10m/s；空气运动粘度系数=1.77×10–4m2/s。根据以上公式计算航艇相机外表面对流换热系数约为3.4W/(m2·K)。

3.2 相机组件热设计

相机热控设计尽可能采取成熟的热控技术及热控措施，被动热控措施主要是采用多层隔热组件隔离与外界环境换热，主动热控措施为使用薄膜加热片补偿加热控温[13-15]。

航艇相机为同轴反射式相机（见图1），主镜安装于背板+侧，次镜安装于主承力结构顶端，主要由主承力结构（背板、承力筒及桁架）保证主、次镜位置关系，相机焦面组件通过后罩安装于背板–侧，因此保证反射镜组件与主承力结构温度的均匀性和稳定性极为重要，相机采用的热控措施如下：

（1）反射镜组件

主、次镜采用多层隔热组件进行被动保温设计，主、次镜分别设计1个主动控温加热区，如图2所示，避免影响主、次镜面型，采取辐射加热控温方式，控温加热器粘贴于主、次镜多层隔热组件表面，加热片采用轴向对称布局方式，确保主、次镜的温度梯度在4℃以内。

（2）相机主承力结构

相机背板、承力筒及桁架分别设计1个主动控温加热区，桁架加热区及测温点优化设计在桁架顶面（如图3所示），可以减小对光路的遮挡，提高成像品质。承力筒结构导热性能差，承力筒采用2个加热区对称分布设计，承力筒外表面粘贴石墨导热膜减小其温度梯度，避免引起主承力结构的热变形，近而影响成像品质。主承力结构外表面包覆多层隔热组件进行保温设计。

图2 反射镜加热区布置示意

图3 主承力结构加热区布置示意

（3）焦面组件

航艇相机焦面分为可见光焦面与红外焦面，要求焦面连续工作时间≥16h。可见光焦面功率为8W，红外焦面探测器采用斯特林制冷机维持工作温度在81K左右，斯特林制冷机功率为20W。焦面组件需采用主动与被动热控相结合设计方法，通过设计散热器使其工作时处于合适温度范围，不工作时采用补偿加热设计，控制其温度不会过低。焦面组件热设计如图4所示。

图4 焦面组件热设计示意

相机反射镜组件及主承力结构采用加热补偿措施，相机共设计8个加热回路，9个测温回路。航艇相机总设计功率为74.5W。

4 热分析计算

根据上述热设计方案，利用有限元热分析软件建立航艇相机模型。多层组件导热系数与等效发射率按上述试验测试结果赋值。采用热耦合方式建立相机外表面与外界环境的对流换热。

相机热分析模型如图5，相机组件均为壳体单元，共建立5 000个单元，50个热耦合。相机组件单元按实际材料的导热性、表面光学属性进行赋值。分析模型建立后进行试验工况设定，在仿真计算中，根据前述热环境分析和相机工作模式、热控涂层退化等情况，确定了两个热分析极端工况：

图5 相机热分析模型

低温工况：环境温度–56℃，多层等效发射率为0.34，太阳常数取最小值1 322W/m2，单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命初期定义为太阳吸收率与红外发射率比值分别为0.36/0.69，风速14m/s，相机焦面组件不工作，主承力结构目标温度为8℃。

高温工况：环境温度–56℃，多层等效发射率0.25，太阳常数取最小值1 412W/m2，单面镀铝聚酰亚胺薄膜性能按寿命末期定义为太阳吸收率与红外发射率比值分别为0.5/0.69，风速6m/s，任务模式按白天可见光焦面工作、夜晚红外焦面工作；主承力结构目标温度为8℃。

依照上述工况进行热分析及优化，优化加热器功率分配、加热片布局分布、控温点位置等，实现相机较高的温度均一性与稳定性，优化后相机组件温度计算结果如表2所示。焦面组件工作时温度最高达到42℃，相机组件均满足指标要求。由图6和图7的高低温工况仿真温度分布结果得知，反射镜组件温度梯度较小为2℃，相机主承力结构温度梯度为3℃。

表2 热分析结果

Tab.2 Thermal analysis results

图6 低温工况主承力结构温度结果

图7 高温工况主承力结构温度结果

加热功率分配优化结果如表3，相机共设计7个加热回路，单回路最大设计功率20W，总设计功率为67.5W。

表3 加热功率分配

Tab.3 Heating power distribution

5 低气压热平衡试验

热平衡试验是验证热设计正确性的有效手段，通过试验获取相机组件温度分布及加热功率数据，验证热设计的正确性，以及修正仿真分析模型，准确预示航艇相机实际飞行时温度[16-19]。

（1）航艇相机热试验工况

低温工况：相机焦面组件不工作，验证相机主、次镜组件与主承力结构是否满足控温要求；

高温工况：相机可见光与红外焦面同时开机一直工作，直至焦面组件温度稳定（2h内波动小于0.25℃）。此工况可以包含实际所有工作模式，验证航艇相机在各个工作模式下，主、次镜组件、主承力结构与焦面组件是否满足控温要求，详细试验条件如表4。

表4 热平衡试验工况

Tab.4 Thermal balance test cases

（2）试验方案

由于航艇相机所处低温、低气压复杂环境，目前航艇相机多数通过热仿真分析方法来验证热设计方案的准确性，缺少关于验证航艇相机热设计及分析的热试验方法的介绍，因此本文提出航艇相机低气压热平衡试验方法，将第三类温度边界条件转化为第一类温度边界条件。航艇相机的低气压热平衡试验在环境试验模拟设备中进行，如图8所示，相机被放置在模拟飞行环境中。利用真空抽气系统维持试验过程中的相机处于5 000Pa低气压环境。试验设备内表面热沉通过油冷降温，温度可调节控制，用于模拟航艇相机多层外表面的温度边界。相机焦面散热器（–10℃）与–56℃冷板粘贴导热膜（热阻为0.136W/℃），用这种传热换热方式等效模拟相机焦面散热器位置与外界低气压环境的弱对流换热边界。相机多层隔热组件外表面采用粘贴加热片的方式来模拟辐照热流[20-22]。

图8 低气压热平衡试验图

（3）试验结果

热试验高低温工况下相机组件温度曲线如图9和图10所示，相机反射镜组件与主承力结构温度波动均≤1℃，均具有较好的温度稳定性。测试的热平衡试验温度数据见表5。

图9 低温工况试验温度结果

图10 高温工况试验温度结果

表5 热平衡试验温度数据

Tab.5 Temperature data of thermal balance test

从热平衡试验结果可知，高、低温工况下，相机反射镜组件温度和相机主承力结构温度均在7～9℃之间，满足控温要求；试验平均加热功率为58W，留有一定余量；根据试验结果对热分析模型进行修正，低气压条件下多层隔热组件等效发射率修正为0.26。验证试验与热设计、分析结果基本一致。

6 结束语

本文对航艇相机热控设计、分析、试验方法及热控措施展开研究，航艇相机采用主动热控与被动热控相结合的设计方法。被动热控主要是多层隔热组件保温性能试验研究，验证低气压条件下多层隔热组件等效发射率为0.26，等效导热系数为0.000 9W/mK，保温效果较好，适用于低速飞行的航艇相机热控。主动热控为电加热器闭环温度控制，主要应用于相机反射镜及主承力结构组件。针对航艇相机的复杂环境特点，提出通过低气压热试验方法进行热设计方案验证。热试验结果显示，相机反射镜组件、相机主承力结构、焦面组件所有温度结果与分析计算偏差小于3℃，且均满足指标要求。经验证，热设计方案可行，热控措施合理可靠，热控效果良好。本文的热设计、分析及低气压热平衡试验方法对其他航艇相机热控有一定的参考与借鉴作用，有利于航艇相机热控技术的发展。

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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年获吉林大学工程力学专业硕士学位，工程师。主要研究方向为航天器热控制技术。E-mail：jiangfeng@charmingglobe.com。

孔林，男，1986年生，2014年获中国科学院大学光电工程专业博士学位，助理研究员。主要研究方向为航天器热控制、空间相机集成分析等。E-mail：konglin@charmingglobe.com。

2021-03-03

吉林省发展与改革委员会产业技术研究与开发项目（2021C45-1）

姜峰, 孔林, 柏添, 等. 航艇相机光学系统热设计及验证[J]. 航天返回与遥感, 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)

（编辑：庞冰）