“高分二号”卫星相机热控系统的设计与验证

赵振明 鲁盼 宋欣阳

（北京空间机电研究所，北京 100094）

0 引言

近几十年世界各国卫星遥感技术发展迅速，在气象监测、地球资源勘探、海洋勘探、军事侦察等领域发挥了巨大的作用[1]，而高分辨率对地观测卫星更是未来遥感卫星的主要发展方向，代表着空间遥感技术领域的制高点[2]。“高分二号”（GF-2）卫星作为我国未来民用高分辨率对地观测卫星的一个主要产品，其上装载的主要载荷为高分辨率全色/多光谱相机（以下简称相机），主要任务是在卫星运行的轨道上获取星下点附近地面高分辨率的地面景物图像。

分辨率的提高意味着光学系统口径的增大[2]，而长焦距、大口径的光学系统成像品质对相机内部和空间环境的温度变化更加敏感，使得温度场的变化成为影响高分辨率相机在轨成像品质的重要因素[3]。为了确保空间相机在轨高精度成像，为相机创造一个最佳的工作环境，世界各国在空间相机热控方面均开展了大量的研究工作，并通过采用先进的热控措施、热控产品和设计方法不断提升着空间相机的热控精度。从公开发表的文献资料可知，国外先进航天器热控精度已经达到mK量级，而国内空间相机的热控精度也均在±1℃。

GF-2卫星相机采用反射式光学系统，其主光学口径超过500mm，光学系统焦距大于7 000mm。为满足对地观测的要求，相机需具有非常高的指向精度和结构稳定性。然而，在轨时非均匀的温度场变化会引起反射镜及支撑结构产生热变形，导致相机镜面面型、反射镜及支撑结构空间位置的改变，最终造成相机对地指向偏离，成像品质下降，必须对相机进行高精度的温度控制。通过热光学分析可知，为保证成像品质和定位精度，GF-2卫星相机主要光机部件的在轨控温精度和温度稳定度均需优于±0.3℃。

目前，GF-2卫星两台相机的温控系统在轨工作正常，很好的满足了成像的需求。本文详细给出了相机的热控方案，并通过热平衡试验结果和在轨飞行温度数据，证明了相机热控系统设计的正确性。

1 相机热控系统设计

1.1 热设计任务分析

GF-2卫星运行于太阳同步轨道，两台高分辨率相机并联后通过底板安装在卫星载荷舱板上，相机入光口指向地球。每台相机的光机主体均由遮光罩组件、反射镜组件、焦面组件、支撑结构等组成，如图1所示。相机采用主承力板构型，即主镜组件、三镜组件、前镜筒组件、折镜组件、焦面组件和星敏感器支架等主要部组件均直接安装在主承力板上；次镜组件安装在前镜筒组件的前端；在主承力板与安装底板间是阻尼桁架；遮光罩直接安装在卫星舱板上。

图1 相机结构示意Fig.1 Schematic drawing of the space camera

如前所述，GF-2卫星相机焦距长、分辨率高，对温度变化十分敏感，细微的温度变化所引起的结构热变形也会给相机成像带来很大的影响，导致离焦甚至无法正常成像。此外，GF-2卫星对成像的空间位置精度要求很高，亦即需要相机具有高精度的光轴指向精度，同样需要最大程度上的降低温度所导致的结构热变形。因此，为了给相机一个相对稳定的热环境，保证在轨的图像品质要求，需要对表1中所示的各部组件进行高精度的控温。

表1 相机各部件在轨温度指标要求Tab.1 Temperature demand for the camera

为了使得相机在恶劣的太空环境中能够达到表1所示的指标要求，需要对相机各光学镜片、支撑结构、焦面组件等进行精确的热控设计。其中光学镜头及支撑结构在轨温度稳定度全寿命周期保持±0.3℃的指标，超过了国内目前在轨的所有大口径光学遥感器，也是该相机热控设计的重点和难点。

1.2 热控系统设计

空间相机传统的主动控温方法为：将电加热器直接粘贴于被控对象表面，根据被控对象上测温元件的温度反馈信息，通过控温算法由温度控制器自动计算出电加热器所需的输出功率或加热时间，从而对被控对象进行主动的温度控制。当加热功率足够时，该方法能够使被控对象的温度在所设定中心点温度上下的一定范围内波动，而波动范围与外部环境和其它部组件温度变化的剧烈程度直接相关。通过对GF-2相机温度场的仿真分析可知，尽管目前空间相机所用温度控制器的理论控温精度已经可以达到±0.2℃甚至更高的水平，但当相机入光口处轨道外热流剧烈变化、相机内部电子设备和卫星平台温度大幅波动时，采用上述方法仍无法满足±0.3℃的控温指标要求，必须采用更加先进的控制方法或设计理念来满足相机对温度稳定度的要求。

由于太空中的高真空度环境，航天器内主要的换热方式为接触传导和辐射传导。根据传热学基本原理，两物体间接触传导可表述为

式中 Q为物体A、B间的换热量；TA为物体A温度，TB为物体B温度；为物体A、B间的接触热阻，其中K为物体A、B间的接触传热系数，A为接触面积（此处假设A、B面积相等且完全接触）。

而由斯忒藩–玻尔兹曼定律辐射传导可表述为

式中 A为辐射换热面积；ε为物体表面红外发射率；C0=5.67W/(m2K4)。

式（2）以热阻形式表示为

通过上述接触传导和辐射传导热阻的计算公式可知，在常温温区，两物体间的辐射传导热阻远大于接触传导热阻。如果通过控制A的温度间接控制B，即使A的温度变化范围较大，辐射传导热阻也能够使得B的温度变化范围大大减小，使B的控温具有更好的鲁棒性。基于此原理，GF-2卫星相机采用了全辐射主动控温的方法，即将电加热器全部粘贴在辅助控温板上，并通过温度控制器控制辅助控温板的温度，而后通过辅助控温板与相机光学镜片和支撑结构间的辐射传导间接控制相机的温度。为了最大程度上减小轨道外热流、空间低温背景、卫星舱温度变化等因素的影响，在部分辅助控温板的两面还包覆了多层隔热组件，以进一步增大辐射传导热阻。通过对相机的仿真分析可知，相机辅助控温板在轨可能会存在十几度甚至几十度的温度变化，而光学镜片和支撑结构则能够很好的控制在±0.3℃的范围内。图2为相机采用辅助控温板的示意图。

图2 相机辅助控温板示意Fig.2 Assistant temperature control plate on the camera

除了上述的主动温控措施外，GF-2卫星相机还采用了目前航天器常用的被动热控措施，包括：

1）相机全部外表面包覆多层隔热组件以减小轨道外热流、空间背景低温和卫星载荷舱温度波动对相机主体的影响[4-5]。

2）采用图3所示特殊设计的分层隔热垫片隔绝相机安装位置卫星舱板温度波动对相机控温的影响。

3）通过结构热控一体化设计实现主要光机结构与其它部组件（如辅助控温板、焦面支架等）的强化隔热，如图4所示。

图3 相机底板隔热设计示意Fig.3 Schematic drawing of the base board

图4 强化隔热结构示意Fig.4 Design for the enhanced conductive insulation

4）采用热管、导热铝条、铜导热索等将相机电子设备工作时产生的热量传递到卫星舱外的散热面进行热排散，以降低发热部件的温度水平[6-9]，降低CCD器件的暗电流[10]，并确保各电子元器件温度在许可的范围内。CCD器件及焦面电路的散热措施如图5和图6所示。

图5 CCD器件散热措施示意Fig.5 Heat dissipation design for the CCD

图6 焦面电路散热措施示意Fig.6 Heat dissipation design for the focal plane unit

2 地面试验验证及在轨飞行验证

空间相机对热控系统的地面验证试验主要是模拟真空低温环境下的热平衡试验，试验获取的温度数据能够真实的反应相机在轨的工作情况，是验证热设计正确性与合理性的有效手段[11]。为此，GF-2卫星相机在研制过程中进行了充分的热平衡试验，验证了相机主体热控设计的正确性，预示了相机在轨工作时的温度分布。试验中利用真空模拟室模拟在轨真空低温环境，采用红外笼和电加热器模拟轨道外热流，采用铝合金结构板粘贴电加热器模拟卫星载荷舱温度边界。表2是热平衡试验的工况设置，包含了相机在轨可能出现的极端高温、极端低温以及卫星故障模式下的应急姿态等状态。

表2 热平衡试验工况Tab.2 Thermal balance test cases

表3为相机热平衡试验的结果，以及与在轨飞行温度数据的对比。可以看出，在当前的热控措施下相机各部分温度均满足指标要求，热控设计合理可行，热控产品工作正常。

表3 相机热试验和在轨飞行温度数据Tab.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 结束语

本文根据 GF-2卫星相机在轨成像所需的温度要求，详细分析了相机热控设计的重点与难点，并针对相机光学镜头及支撑结构在轨温度稳定性全寿命周期保持±0.3℃的热控设计难点，创新性的利用传热学中辐射传导热阻远大于接触传导热阻的原理，通过增加辅助控温板对相机采取辐射主动温控措施，同时辅助以空间相机常用的被动热控措施，形成了 GF-2卫星相机系统的热控设计方案。相机热平衡试验结果和在轨飞行温度数据表明，热控设计合理可行，热控措施能够很好的满足相机在轨成像时所需温度要求。

GF-2卫星相机成功在轨运行证明了首次使用的辐射主动控温方法具有很好的控温精度和鲁棒性，在未来空间相机高精度、高稳定性控温设计中具有很好的应用前景。

References)

[1]武佳丽, 余涛, 顾行发, 等. 中国资源卫星现状与应用趋势概述[J]. 中国科技论坛, 2007(2): 3-7.WU Jiali, YU Tao, GU Xingfa, etal. Status and Application Trend of Chinese Earth Resources Satellites[J]. Forum on Science and Technology in China, 2007(2): 3-7. (in Chinese)

[2]陈晓丽, 傅丹鹰. 大口径甚高分辨率空间光学遥感器技术途径探讨[J]. 航天返回与遥感, 2003, 24(4): 19-24.CHEN Xiaoli, FU Danying. Solutions for Space Optical Remote Sensor with Large Aperture and Ultrahigh Resolution[J].Spacecraft Recovery amp; Remote Sensing, 2003, 24(4): 19-24. (in Chinese)

[3]赵振明, 于波, 苏云, 等. 基于真空试验的热光足额集成分析方法[J]. 航天返回与遥感, 2013, 34(1): 60-66.ZHAO Zhenming, YU Bo, SU Yun, etal. Thermal Optical Analysis Method Based on Vacuum Test[J]. Spacecraft Recovery amp;Remote Sensing, 2013, 34(1): 60-66. (in Chinese)

[4]曹东晶, 项卫国. CBERS-1卫星CCD相机热控系统的研制[J]. 航天返回与遥感, 2003, 24(1): 24-28.CAO Dongjing, XIANG Weiguo. Thermal Control System of CBERS-1 Satellite CCD Camera[J]. Spacecraft Recovery amp;Remote Sensing, 2003, 24(1): 24-28. (in Chinese)

[5]江利锋, 傅伟纯. 三线阵相机在轨温度场分析[J]. 航天返回与遥感, 2012, 33(3): 41-47.JIANG Lifeng, FU Weichun. Temperature Field Analysis for In-orbit Three-line Array Mapping Camera[J]. Spacecraft Recovery amp; Remote Sensing, 2012, 33(3): 41-47. (in Chinese)

[6]丁延卫, 卢锷. 遥感器CCD驱动器热设计及其在摄像过程中的温度变化[J]. 光学技术, 2003, 29(2): 172-176.DING Yanwei, LU E. Thermal Design of CCD Driver and its Temperature Changing in the Course of Taking Picture of Space Remote Sensor[J]. Optical Technique, 2003, 29(2): 172-176. (in Chinese)

[7]李国强, 贾宏. CCD组件的热分析和热试验[J]. 航天返回与遥感, 2003, 24(3): 15-18.LI Guoqiang, JIA Hong. Thermal Analysis and Thermal Balance Test of CCD Assembly[J]. Spacecraft Recovery amp; Remote Sensing, 2003, 24(3): 15-18. (in Chinese)

[8]訾克明, 吴清文, 郭疆, 等. 空间光学遥感器CCD焦面组件热设计[J]. 光学技术, 2008, 34(3): 401-407.ZI Keming, WU Qingwen, GUO Jiang, etal. Thermal Design of CCD Focal Plane Assembly of Space Optical Remote-Sensor[J]. Optical Technique, 2008, 34(3): 401-407. (in Chinese)

[9]陈立恒, 李延春, 罗志涛, 等. 空间相机大功率CCD器件的热设计与热试验[J]. 光学精密工程, 2011, 19(9): 2117-2122.CHEN Liheng, LI Yanchun, LUO Zhitao, etal. Thermal Design and Testing of CCD for Space Camera[J]. Optics and Precision Engineering, 2011, 19(9): 2118-2122. (in Chinese)

[10]Ahmad A, Arndt T, Gross R, etal. Structural and Thermal Modeling of a Cooled CCD Camera[J]. SPIE, 2001, 4444: 122-129.

[11]郭亮, 吴清文, 颜昌翔. 空间光谱成像仪热设计及其分析与验证[J]. 光学精密工程, 2011, 19(6): 1272-1280.GUO Liang, WU Qingwen, YAN Changxiang. Thermal Design of Space Spectral Imaging Apparatus and its Analysis and Verification[J]. Optics and Precision Engineering, 2011, 19(6): 1272-1280. (in Chinese)