高分七号卫星双线阵立体测绘相机热设计与验证

殷亚州 傅伟纯 黄金印 肖朋

(1 北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094) (2 北京控制工程研究所，北京 100094)

高分七号卫星双线阵立体测绘相机由前视相机、后视相机共同组成，分别从前后两个方向对地面同一景物进行不同角度的观测，获取地面景物的全色和4个多光谱谱段的影像，从而形成立体测量。相机的成像质量除了取决于相机光学系统设计外，还与成像光路上各部件本身及相互之间的变形直接相关，而部件的温度水平和温度梯度是引起部件热变形的不可忽视的重要因素[1-2]。为此，热控设计方案应主要考虑：①卫星运行在太阳同步轨道，太阳入射光线与卫星轨道面的夹角(β角)在一年中有季节性的变化，各方向的外热流密度变化很大；②相机采用离轴反射式光学系统，光学系统对温度的敏感性较高，热形变会引起光学参数变化，影响相机成像质量；③相机成像精度要求前视、后视相机之间的夹角变化不能超过1″，对整个主框架温度稳定性要求苛刻；④相机CCD最大功率密度超过2000 W/m2，且单轨工作时间长，需要有效的散热路径及时将废热排散，以确保器件的温度水平。因此，必须对双线阵相机光机部分、电子设备进行合理的热控设计，改善其温度分布状态，确保仪器正常工作。

本文在详细分析外热流密度的基础上，提出基于可展开式遮光罩和双多层的隔热方案，最大限度地降低外热流密度对相机温度场的影响。大功率密度器件CCD与散热面之间的传热，采用外贴热管直接连接，相比于传统的小热管转接方式，传热热阻更小，适应性更高。上述设计思路可应用于同类型相机的热设计。

1 外热流密度分析

高分七号卫星相机安装在卫星一体化支架顶部(见图1)，直接暴露在空间环境中，其温度直接受空间环境的影响。通过计算得到β角1年中变化的情况[3-4]，如图2所示。可以确定：β角在一年中的变化范围为16.0°～26.1°，一天内的变化量很小，但是一个轨道周期内相机各个面的太阳辐射热流密度变化很大，参见β角最大时正常姿态各方向到达的太阳直照热流密度和反照热流密度(如图3所示)。

图1 相机星上安装示意Fig.1 Installation of camera on GF-7 satellite

图2 β角一年变化率Fig.2 Annual change rate of beta angle

图3 各方向到达的太阳直照热流密度和 地球反照热流密度Fig.3 Direct solar heat flux and return heat flux of the earth in all directions

对于安装在高分七号卫星外部的相机而言，外热流通过进光口直接影响核心光学元件和主框架的温度，因此需要结合相机构型和安装方位对相机进光口的外热流进行详细的分析：使用Thermal Desktop热分析软件建立热分析模型，分析到达外热流情况。经统计，在相机出阴影时刻，前视相机主框架内部受太阳直射，最大到达热流密度为920 W/m2，最长直照时间约为10 min，不同时刻受晒区域示意如图4所示。后视相机因安装角度关系，在进出阴影时刻仅局部遮光罩内表面受晒。

图4 前视相机内部受晒区域(红色区域)Fig.4 Schematic of sun exposure area of forward looking camera (red)

2 热设计方案

2.1 热设计需求

为了在空间条件下实现高质量的成像要求，利用光-机-热集成的分析方法[5-6]得到相机的热控指标：镜体组件温度为20.0 ℃±1.0 ℃，主框架温度为20.0 ℃±1.5 ℃，温差稳定度优于0.2 ℃；支撑结构温差长期稳定度优于0.8 ℃；CCD器件温度为0.0～15.0 ℃。

2.2 难点分析

为保证相机结构稳定性，主框架选用低导热的碳/碳化硅材料，平均设计厚度不超过3 mm，热容很小。主框架热设计的难点主要体现在：①整个主框架的温度均匀性要求高，材料的导热率低，星上可利用的加热回路资源有限；②整个框架的温度稳定性要求高，需要最大限度地避免外热流波动带来的影响，而且卫星出地影时刻前视相机主框架内部受晒情况必须规避。

CCD器件除了具有体积小、质量小、热容小的特点外，还具有热耗大、热流密度大、安装结构复杂、空间小的特点[7]。其中，后视相机单片CCD的热耗达到9 W。传统上使用小热管转接大热管的散热通道，不仅空间结构不适应，而且会增大传热热阻。为此，需要建立CCD器件与散热面的直接传热路径。

2.3 设计方案

2.3.1 外热流抑制

考虑到相机主体完全暴露在空间环境中，一个轨道周期内外表面各个方向的外热流波动较大，以最大β角时刻整星正常姿态的平均外热流密度分析作为参考，分析结果见表1。

计算表1数值时，多层当量发射率参照经验取值0.032，面膜按照F46半球发射率取0.69，末期太阳吸收率取0.4；主框架材料采用C/SiC，厚度为3 mm，密度为2500 kg/m3，比热容为700 J/(kg·K)。

从分析结果来看，在包覆单多层状态下，仅考虑相机主框架外部到达热流，主框架的最大温升超过4 ℃，不能满足20.0 ℃±1.5 ℃的指标要求。为了最大限度地隔绝外热流影响，设计双层多层的隔热方案，采用双层销钉安装。双层销钉的结构示意见图5，底部多层通过底部压片卡槽固定，顶部多层通过顶部的2个压片卡槽支撑和固定。这种双层多层安装方式，使主框架整体尺寸外扩不超过30 mm。

为了抑制相机进光口外热流波动的影响，前视、后视相机主框架内部包覆5单元的低温多层隔热组件，各镜体组件在安装背板布置控温回路，不影响光路的表面均包覆多层隔热组件，主框架内的多层面膜均采用黑色渗碳聚酰亚胺膜。

表1 外热流密度影响分析Table 1 Analysis of influence of external heat flux

图5 双层销钉结构外形Fig.5 Outline of double-layer pin

根据高分七号卫星轨道β角范围、相机安装角度及当前固定遮光罩长度，分析计算出为规避卫星出地影时刻前视相机进光口太阳直照，增加可展开式遮光罩长度为600 mm。可展开遮光罩外表面为铝氧化蒙皮，内表面发黑处理，与固定遮光罩之间隔热安装。可展开遮光罩仅为太阳直照起遮挡作用，不进行其他控温措施，地面为压紧状态，入轨后展开，状态如图6所示。

图6 可展开遮光罩示意Fig.6 Schematic diagram of expendable hood

2.3.2 温度均匀性控制

采用C/SiC编制成型的主框架结构，不同区域对应相机进光口的角系数不同，进光口外热流对不同区域的影响有差异，而这种材料的导热系数不超过15 W/(m·K)。为合理利用控温回路资源，在主框架外表面粘贴面向导热系数超过600 W/(m·K)、厚度为0.3 mm的高导热石墨元件，处理后的主框架等效导热系数达到68 W/(m·K)，能够显著地提高主框架温度均匀性，减少对控温回路资源的需求。

2.3.3 CCD器件的散热

CCD器件要固定在光路系统的结构上，还要接入电子学系统，这就使得可供散热路径的空间极其狭小。另外，相机属于短期工作载荷，工作期间要及时将废热排散，不工作时要有控温回路进行功率补偿，CCD器件本身没有可供布置加热器的区域，采用传统5 mm×3.4 mm的矩形小热管虽然能够提供加热器的安装位置，但是热管的传热能力与单片CCD热耗9 W不匹配。因此，在CCD器件光路的另一侧面安装Ω型热管，直接连接到散热板上，并且在散热板上布置加热回路进行功率补偿。散热路径示意如图7所示。

图7 CCD器件散热路径示意Fig.7 Schematic diagram of CCD cooling path

2.3.4 相机夹角稳定性控制

前视、后视相机通过支架安装在载荷舱顶部，除了相机主体的温度控制保证指向精度外，相机与支架之间隔热安装，安装支架采用线膨胀系数较小的碳纤维结构，安装支撑采用线膨胀系数较小的钛合金材料。温度控制方面，整个相机支架布置12路控温回路，相机支撑的安装区域控温点尽量靠近支撑结构，相机支撑外表面多层隔热组件分2次包覆，尽量减小外热流的影响，保证相机安装支撑温度水平和温度的一致性，以确保相机夹角的稳定性。

3 仿真验证

为了验证热设计结果，对相机在空间环境条件下的热平衡状态建立有限元差分分析模型进行仿真分析，规划的试验工况为：①低温工况，相机安装支架控温目标值为18 ℃，相机处于-269 ℃冷黑空间，相机长期待机，外热流密度按照β角最小取值，涂层为寿命初期。②高温工况，相机支架控温目标值为22 ℃，相机处于-269 ℃冷黑空间，相机单轨最长工作时长取值15 min，外热流密度按照β角最大取值，涂层为寿命末期。仿真分析结果见表2。从相机支撑的高温、低温工况温差，计算得出长期温差稳定度为0.43 ℃。

表2 相机关键部件的温度分析数据Table 2 Temperature data of key parts of camera ℃

从上述分析计算结果可以看出：采取本文第2节的热控措施后，镜体组件和主框架的温度水平、温差及稳定度， CCD器件的温度水平，影响相机长期指向稳定性的相机支撑温差稳定性，均能够满足设计指标。

4 在轨验证

2019年11月3日，高分七号卫星成功发射，在轨测试阶段相机分别按照5 min，3 min，4 min成像，成像过程中CCD器件的温度变化见图8。可以确认，相机在不工作阶段，控温回路能够将CCD器件温度控制在目标值，成像期间CCD温升最大不超过0.6 ℃/min，并且在一个轨道周期内能够恢复到平衡状态。

镜体组件、主框架及相机支撑在轨近一个月的温度量遥测见图9～11。从温度遥测可以看出：前视、后视2台相机的镜体组件在轨的温度稳定，波动不超过0.2 ℃；主框架各个面的温度稳定，温度波动不超过0.2 ℃，靠近相机进光口附近的框架前端温度波动相对其他部位的温度波动偏大一些，最大不超过0.6 ℃；相机各个支撑温度稳定波动不超过0.2 ℃，相机支撑相互之间的温差保持稳定，不超过0.2 ℃。因此，相机热设计满足任务要求。

图8 相机成像期间CCD温度Fig.8 CCD’s temperature during camera imaging

图9 相机镜体组件在轨温度Fig.9 Mirrors’ temperature of camera on orbit

图10 相机主框架在轨温度Fig.10 Main frame’s temperature of camera on orbit

图11 相机支撑在轨温度Fig.11 Support structures’ temperature of camera on orbit

5 结论

针对高分七号卫星相机的构型特点、任务需求和约束条件，提出了以外热流抑制和无转接的热管传热为核心的被动热控方案，并通过合理布局闭环控温回路，解决了相机高精度控温以及大功率电子器件热量收集、传输和排散的难题。根据相机热分析和在轨温度结果，可得出如下结论。

(1)以精细的外热流分析为基础，通过增加可展开遮光罩的方式，在满足空间尺寸约束条件下，规避卫星出地影时刻从相机进光口进入相机内部的太阳直照。

(2)采用外部双层多层的外热流抑制方案，在有限空间条件下最大限度地减小外热流波动的影响，并且该设计对质量的要求低，解决了系统设计方案中质量的难题。

(3)在低导热材料外部粘贴高导热石墨元件，以提高部件的有效导热系数，从而有效提高部件温度均匀性，节省控温回路资源。

(4)与传统的CCD器件安装小热管然后转接大热管散热方式相比，单一的热管传热路径避免了转接空间附加要求和转接热阻增大的问题，并且Ω型热管空间适应性高，能够适应复杂空间布局。