地球同步轨道星载光机电设备热控系统设计

刘绍然，刘百麟，张文睿，胡帼杰，李一帆

（1.中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京100094；2.西安空间无线电技术研究所，陕西西安710100）

1 引 言

随着航天产业的快速发展和航天器复杂程度的提高，卫星往往同时搭载多台空间成像、光通信等光电设备，以往通过卫星姿态调整来指向不同目标方位［1］或机动避光［2］的方式，不能同时满足多任务需求，因此要求光电设备自带跟瞄机构，构成光机电设备。光机电设备的机电系统一般要求较高的指向精度［3］，光电系统要求较高的分辨率、灵敏度和低信噪比［4-5］，需要设备在寿命周期内保持高温度稳定性和均匀性，对空间热环境变化敏感。但光机电设备姿态多变，运行周期内入口面朝向不同，且与星体其他部分的辐射耦合处于动态变化过程中，给热控系统设计带来极大挑战。对于地球同步轨道（GEO）的光机电设备，所处空间热环境更为复杂，太阳辐射热流日变化为0～1356 W/m2，引起设备表面高低温剧烈变化（变化幅度可达±200℃），加剧了热控设计的困难［6］。

本文研究的光机电设备位于地球同步轨道卫星平台的顶部，二维转台裸露在太空中，主次镜部分位于二维转台内部，可视空间冷黑背景。光学平台位于主次镜后部，其上安装光电组件，包含有大热耗的CMOS、APD元件。在轨道运行时，随着指向目标点和回归停靠位的转换，周期内存在快速的姿态变化，所带来的问题是外热流变化显著，既有交替经历日照和阴影所引起的周期交变外热流作用，还有由于工作时姿态在短时间内发生大角度变化所受到的非周期变化的外热流作用。同时，进入工作模式后内热源瞬变，其他有效载荷和卫星平台也会对其热辐射，设备在变化的轨道外热流、内、外热源共同作用下，温度水平和温度均匀性变化剧烈。由于自身的任务要求，光机电设备对温度的要求高，热控系统必须满足各种姿态下的温度要求。

本文结合基于现有热控技术基础，针对某地球同步轨道星载光机电设备的工作和构型特性，在分析在轨热环境的基础上，开展热控系统设计，并采用有限元仿真分析，验证热设计方案。

2 物理状态及热环境分析

2.1 物理状态

光机电设备主要由光学镜组、光学平台、二维转台和反射镜组成，如图1所示。光学镜组主要由大孔径主镜、次镜、镜筒及次镜支撑结构组成。光学平台安装有收发光路组件、精瞄执行组件，包括CMOS集成电路，APD（雪崩式光电二极管）等大热耗元件。二维转台是光机电设备进行瞄准、捕获和跟踪的粗指向调节机构，采用潜望式结构形式，主要由轴系（方位轴系和俯仰轴系）、支撑结构、电机和光电码盘等组成。在电机驱动下二维转台带动反射镜实现方位、俯仰两轴转动控制。光机电设备安装在GEO卫星的对地板-Y侧，其中二维转台和反射镜位于星外，光学镜组跨卫星舱板布置，光学平台位于星内。

图1 光机电设备结构示意图Fig.1 Scheme for optical-electro-mechanical instrument

光机电设备在每个轨道周期内工作时间不少于4 h，部件的热耗和温度指标要求如表1和表2所示。

表1 部件热耗统计表Tab.1 Heat dissipation distribution

表2 关键部件温度控制指标Tab.2 Special parts temperature requirement

2.2 热环境分析

2.2.1 空间热环境分析

光机电设备工作时，光轴与对地板法线方向近乎平行指向地心。GEO空间热源主要是太阳辐射，由GEO太阳辐射热流变化规律可知，卫星对地面外热流变化最为剧烈，对地面外热流随季节变化规律如图2所示。

图2 GEO卫星对地面太阳辐射热流曲线Fig.2 Curves of solar heat flux received by GEO satellite earth panel

由图2可知，GEO星载光机电设备在轨运行时，每个轨道周期（24 h）约有12 h处于向阳区，接受强度变化的太阳辐射；其余12 h则处于背阳区，不受太阳辐射，面向4 K左右的空间冷黑环境。在向阳区，太阳辐射外热流可照射到二维转台内表面和反射镜，甚至直接照射到光学镜组，引起主次镜高温振荡，而在背阳区，设备处于低温状态，温度稳定度很难保证。综合光机电设备构型和空间太阳辐射防护考虑，系统设计时，从应用策略与温控技术措施两方面保障光机电设备在轨温度场，具体措施：第一，向阳区强日照时段选择避光机动，以规避杂光干扰，并削弱太阳照射镜筒内部，以反射镜和光学镜组不被日照为约束前提，经轨道和光学计算，避光时长需8 h，在此期间设备休眠；第二，采取合理的热控措施，控制向阳区太阳辐射影响与背阳区温度保持。

2.2.2 卫星热环境分析

卫星对地板外表面布局紧凑，光机电设备周围分布着体形庞大的馈源塔、天线、空间相机等热相关设备，对设备的遮挡加剧了吸收外热流的变化。

光机电设备跨舱板安装，光学平台和部分光学镜组位于星内。在光机电设备热设计时，星体舱板可认为热沉，其温度在-5～45℃范围内变化，这超出了镜组和光学平台的工作温度范围。因此需要针对卫星热环境采取合理的热控措施，控制卫星及其载荷对光机电设备的温度影响。

3 热控系统设计

根据光机电设备结构、元器件位置、工作特点及温度指标范围，将光机电设备划分为二维转台、光学镜组和光学平台三个区域，进行区域化设计：通过隔热设计来减弱区域间的关联，并且对各区域单独进行等温设计。据此，依据主动热控为主，被动热控为辅的原则，利用热仿真优化迭代设计，确定各部件的热控措施如下。

3.1 隔热设计

为减少导热传热，光机电设备与卫星的安装接口、光机电设备内各区域在安装时使用隔热垫，并减少接触传热面积；为减少辐射传热，对各区域包覆多层隔热组件或粘贴低发射率薄膜，以减小热环境对设备及设备各区域之间的温度影响。

3.2 等温化设计

为了控制光机电设备内部的温度均匀度，使用了以下等温化控制方法。

（1）辐射：为了增强各区域内部件之间的辐射换热，各区域内部件的外表面进行高发射率表面处理（光学镜片除外），使半球红外发射率εh≥0.85，强化各部件间辐射换热交换，从而减少各部件间的温差，同时满足光路系统的消光要求。

（2）导热：为了增强各区域内部件之间的导热换热，对于有导热要求的接触表面填充导热填料，以减少相邻部件间的温差。

（3）热管：对于光学平台，利用高热耗器件的热输运热管，将其安装于光学平台背面，并保持良好接触，以维持光学平台的温度均匀度和温度水平。

（4）主动控温加热器：在需要控制温差的区域内设置多路加热器，根据热源位置、外热流及相应控制部位的几何尺寸设计各路加热器功率。采用卫星自主控制，采集高精度热敏电阻的温度，与控温目标值进行比对，控制方式为高频率开关控制模式，控温周期为2 s，控温精度达0.1℃。

同一区域的各路加热器设置同一温度控制阈值，使各部位控制在同一温度范围内。为消弱外热流对二维转台温差控制的不利影响，在设计加热器阈值时采用偏高温设计。

3.3 光学镜组多级控温

由于光学镜组跨舱板安装，处于不同热环境；同时方位支撑结构旋转运动，没有固定的热输运、排散通道，不能采用辐射板散热的方式保持光学镜组热稳定。在与二维转台和光学平台热隔离的基础上，采用多级控制方法，逐级屏蔽热环境的影响。共设计3级控温区，其中二维转台的方位支撑结构为第一级，镜筒为第二级，光学镜组的主、次镜为第三级；对各级控温区进行主动控温，温度控制精度逐级提高，逐步实现主控温对象的温度控制。

3.4 二维转台转动关节热设计

二维转台绕两轴转动，存在相互运动区域，如俯仰轴系、方位轴系和停靠位。根据前述隔热设计措施，对二维转台包覆多层隔热组件，以减少热环境对其的影响。为避免影响转动，传统做法是把转动关节的部位留出来，外表面喷涂或粘贴发射率小的涂层，尽量减少与热环境的辐射换热。这样带来了涂层喷涂和多层包覆实施的困难，同时消弱了隔热效果。为解决此问题，在转动部件上设计多层隔热组件安装环（安装环与静止部件间留有避免干涉的距离），然后在安装环上包覆多层材料。这样既保证了转动机构的正常工作，又减少了与热环境的辐射换热。

3.5 光学平台热收集、输运与排散

光学平台对工作温度要求严格，但其上的CMOS和APD的热容小、热耗大，工作时温度上升明显；同时光学平台安装于卫星舱内，舱内温度变化高于光学平台的工作温度范围。因此需要采取有效地散热措施，使光学平台设备温度保持在合适的范围内。

图3 热输运、排散通道示意图Fig.3 Drawing of heat dissipation design

设计铝安装座和导热铜条，将热量收集和输运到光学平台上，再由热管将热量进一步传输到位于星外的辐射板，辐射板表面粘贴OSR二次表面镜，面对冷黑空间，详细输运、排散通道如图3所示。各个安装接触面之间均填涂导热填料，减少热量输运途径上的接触热阻。

综合考虑外贴热管的安装方便性和热环境特点，辐射板设置于光机电设备的-Y侧，-Y面上的外热流较稳定，面向冷空间的视场被遮挡少，受到卫星周围部件的红外辐射影响小，有利于光学平台的温度稳定性。辐射板背面与设备隔热，以保证辐射板的温度不受设备或卫星其他部件温度的影响。辐射板借助光学平台的加热器进行低温补偿，从而确保在低温工况中，各指标点的温度不低于温度范围下限。

4 热控系统仿真分析

4.1 热分析模型

光机电设备的部分结构暴露在星外，其瞬态温度场是由热环境、姿态、热耗和自身热控条件共同作用的结果。为预示设备在轨温度，在几何等效和热等效的原则基础上进行了一定的简化和假设，采用NX TMG软件建立了详细的热分析模型，反映热环境、构型、姿态、热耗、热控系统等因素，采用有限差分法和集总参数法进行仿真计算，对热控系统设计进行验证。在模型中进行了如下设置。

（1）根据高温、低温工况不同，对于卫星边界温度分别设定为45℃和-5℃；

（2）设定光机电设备所处的空间环境温度为4 K；

（3）对于周期交变的外热流，计算瞬时外热流作为热载；

（4）对于瞬变的内部功耗按照轨道周期工作方式设为热载；

（5）仿真的起始时刻设为星上时正午，初始温度设为22℃，为消除其影响，进行了三个轨道周期的瞬态仿真分析，分析结果只采纳最后一个周期的温度数据；

（6）进行考虑在轨机动影响下的轨道热分析，根据工作需要，选择星上时9000～16200 s和21600～28800 s两个时间段（共4 h）对地指向工作，其余时间段停靠休眠。

（7）瞬态温度场计算按向后差分控制方法进行，迭代收敛精度优于0.05℃。

4.2 热分析工况

结合卫星状态、光机电设备内热源变化、涂层退化和GEO空间外热流的特点，确定转移轨道、末期分点和末期夏至3个高、低温极限工况进行瞬态仿真验证。

转移轨道时，卫星处于巡航姿态，背地板对日定向，对地板的光机电设备不受太阳辐射，同时由于卫星有效载荷多不工作，卫星温度低，设置为光机电设备的低温工况。寿命末期夏至时刻，太阳辐射以最大投射角和强度照射辐射板，对光学平台热干扰最为强烈；春分时刻，太阳辐射以最大日照角度照射二维转台，对二维转台和光学镜组热干扰最为强烈；寿命末期OSR及多层表面性能退化，吸收外热流增加，因此寿命末期分点和夏至是两种制约光机电设备正常工作的最严酷工况。详见表3。

表3 计算工况列表Tab.3 Simulation cases

4.3 仿真结果

4.3.1 低温工况

转移轨道无空间外热流，光机电设备处于休眠模式，各设备不工作，属于极端低温工况。由表4可看出，隔热措施和加热器设计合理，主镜、次镜、光学平台和二维转台等部件的温度都满足存储温度要求（如表2所示），甚至可达到工作温度要求。

表4 温度数据统计表Tab.4 Temperature data

4.3.2 高温工况

两个高温极限工况中，各部件温度变化如图4～图7所示。

图4 俯仰反射镜、轴系和支撑结构温度变化Fig.4 Temperature distribution of elevation mirror，shafting and support

图5 方位反射镜、轴系和支撑结构温度变化Fig.5 Temperature distribution of azimuth mirror，shafting and support

图6 次镜和主镜温度变化Fig.6 Temperature distribution ofsecondary mirror and primary mirror

图7 光学平台温度变化Fig.7 Temperature distribution of optical baseplate

在工作时间段光机电设备各部件的温度水平和均匀度都满足工作温度要求，在非工作时段各部件的温度都满足存储温度要求。

如图4和图5所示，二维转台轴系的主动控温功率大于部件热耗，其温度没有受到发热元器件工作的影响。二维转台的反射镜、轴系和支撑结构温度均表现为随吸收太阳辐射强弱渐变规律而相应上升或下降，春分日两个温度波峰分别出现在地影期前后。地影期无日照，温度由峰值下降，直至出地影后再次受到太阳辐射，其温度爬升到另一高峰，之后随吸收太阳辐射变弱而消退。在仿真的工作姿态中，方位轴和俯仰轴分别位于东、西侧，对应俯仰和方位反射镜温度最高值分别出现在地影期前、后。在夏至日的光照区，二维转台持续受照，只有一个温度波峰，温度高于春分日且影响持续更长时间。

如图6所示，光学镜组部分位于方位轴内部，变化规律与后者基本一致，但由于相互间采取隔热设计（低发射率薄膜），其温度峰值明显低于方位轴温度峰值，并且随太阳辐射的变化滞后于方位轴，其中主镜由于位于卫星内部且热容相对次镜更大，温度变化滞后的更明显。由此可见，本文提出的光学镜组热控设计满足使用要求，二维转台的方位支撑结构与镜筒的隔热设计，起到削弱热干扰的目的；三级控温可为光学镜组提供长期稳定的温度控制边界，实现光学镜组温度场精确控制。但是隔热设计带来的负面影响是温度消退更慢，导致在寿命末期夏至工况中光学镜组仅一半的时间符合工作温度要求。

如图7所示，光学平台在寿命末期春分工况中，由于散热窗口的补偿功率大于设备热耗，光学平台的温度没有受到发热元器件工作的影响。寿命末期夏至工况中，21600 s之前的工作时段，光学平台温度基本没有波动。但在21600 s之后，辐射板逐渐受到太阳辐射，发热元器件的工作使光学平台升温明显，温度均匀度同时变差，在停止工作后，光学平台的温度继续被太阳热流和卫星温度共同抬高，超出了允许的工作温度。

5 结束语

本文根据地球同步轨道星载光机电设备的载荷及热环境特点，以各区域间隔热，区域内等温化的方法开展热控系统设计，并对光学镜组进行三级控温，对二维转台的活动关节设计多层安装环，对光学平台设计适宜的热收集、输运与排散通道。仿真分析了典型极端工况下的光机电设备各部件温度，温度场分布结果表明在全寿命期外热流、内热源以及散热涂层变化时，各部件温度稳定度及均匀度都能较好地满足指标要求，验证了地球同步轨道星载光机电设备热控系统设计的正确性。该研究方法对各类空间光机电设备的热设计有一定的指导和借鉴作用。