资源一号02D卫星高光谱相机热设计及验证

童叶龙 李一凡 刘书锋 尹成爽 肖朋 刘银年 朱海健 王帅

(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 中国科学院上海技术物理研究所 中国科学院红外探测与成像技术重点实验室，上海 200083)(3 北京卫星环境工程研究所，北京 100094)

高光谱相机是一台大幅宽、高空间分辨率、高光谱分辨率的成像遥感仪器，是资源一号02D卫星(又称为5米光学业务卫星)的主要载荷之一。相机的光学性能除了取决于相机光学系统的设计，还对温度的变化非常敏感。一方面，相机的主结构和光学元件的温度波动、温度梯度使光学系统的光学间距发生变化；另一方面，光学元件内部的温度波动和温度梯度使光学元件的面型发生变化，从而影响相机光学成像质量[1-5]。因此，相机对光机结构、CCD组件、制冷机等关键部件提出了较高的温度稳定性、均匀性要求。同时，相机通光孔径大、各个面外热流变化剧烈、内部光路复杂、内置的斯特林制冷机等组件热耗大，也给相机热设计带来了较大的难度。

本文针对高光谱相机热控需求，提出了一种基于多级隔热的分区控温方法，优化遮光罩设计，强化隔热措施；采取电加热主动热控措施提高相机的温度稳定性；采用一体化热设计方案解决短波电路箱大功率散热难题，并完成了热平衡试验及飞行验证。

1 高光谱相机简介

1.1 高光谱相机构型及热耗

资源一号02D卫星为太阳同步轨道三轴稳定卫星，降交点地方时为10:30am，轨道高度为778 km，寿命为5年。高光谱相机由光机框架、主光学系统(主、次、三镜)、可见光谱仪、红外光谱仪、制冷机组件、CCD组件和电子学单机等部件组成。图1给出了相机结构示意。

图1 相机结构示意Fig.1 Camera structure

高光谱相机在轨工作模式主要分为入轨初期加热除气模式、待机模式、成像模式和定标模式4种。其中：成像模式热耗最大，达190 W；加热除气模式热耗为0 W，且光机结构需要控温至28 ℃±3 ℃。每轨成像时间不超过15 min。

1.2 热控指标

根据热光学分析得到了高光谱相机温度指标，具体见表1。

表1 相机温度指标要求Table 1 Temperature requirements of camera

2 热设计方案

高光谱相机热设计以被动热控为主，电加热主动控温为辅，采用多级隔热、分区控温方法，通过补偿加热实现精确控温。采用的主要热控手段为：①隔热设计，即尽量减少光机组件与冷空间的热量传递；②设计传热途径以排散电子学单机及制冷机内热耗，并尽量降低沿程热阻；③电加热主动控温。

根据不同的热控需求，将高光谱相机热设计分为：①光学系统部分；②电子学组件及制冷机部分。

2.1 光学系统热设计

2.1.1 遮光罩长度优化设计

遮光罩长度直接影响相机光机组件内表面吸收的太阳直射热流、地球反照热流的大小，对光机组件的温度稳定性影响最大[6]，本文通过理论分析获得了遮光罩长度与相机遮光罩内部外热流计算公式。

(1)当遮光罩长度L>0.45D(D为进光口直径)时，太阳直射热流无法进入光机组件内表面；

(2)当遮光罩长度L∈[0.8D,1.0D]时，光机组件上到达的地球反照热流波动量可降至30 W/m2以下。

在资源一号02D卫星包络允许的条件下，遮光罩尽量长，本文设计为0.3 m。遮光罩外表面包覆15单元的多层隔热组件，内表面发黑处理。遮光罩与相机支架之间加装5 mm厚的聚酰亚胺隔热垫，以降低遮光罩对相机支架温度水平的影响。

2.1.2 主光学系统及光谱仪热设计

主光学系统包括主框架及主、次、三镜组件。主光学系统采用3级隔热系统，其外设置蒙皮。在主光学系统外表面、蒙皮内外表面均包覆15单元多层隔热组件，以增强隔热效果，减少外热流对主光学系统温度场的影响。主框架热接口复杂，与制冷机、光谱仪、主、次、三镜组件均有机械接口，存在导热换热，且与遮光罩及冷空间有辐射换热。主框架与制冷机温度指标差异大，采用隔热设计，通过减小接触面积、使用聚酰亚胺分层隔热垫片等措施减小导热耦合。

根据外热流及主光学系统周边温度差异，对主光学系统、光谱仪控温区域进行了划分。经详细热分析，在主框架上共布置主备各8路的控温回路，其中与制冷机连接的部分布置单独控温回路；在主、次、三镜组件上分别布置主备各1路的控温回路；在光谱仪上布置主备各5路的控温回路。控温回路使用安装在相机上的控温仪进行控制，控温仪采用16位模拟数字转换器、开关加比例控制算法，控制周期3 s，可以保证0.1 ℃采集精度。

2.2 电子学组件及制冷机热设计

2.2.1 CCD组件热设计

由于CCD组件的温度水平和温度梯度直接影响成像质量，成像时要保证CCD组件的温度维持在要求的温度水平且温度均匀，因此必须将CCD组件产生的热功耗及时排散出去。同时，需要考虑CCD散热板温度交变对CCD组件的影响，为此在CCD组件散热环节中增加了柔性换热装置。

本文采用偏冷设计方案，即利用阴面散热面、缩短控温周期、结合比例控制等措施，确保CCD组件的温度稳定性。经详细热分析，最终确定热控措施为CCD组件→铜导热索→外贴热管→相机+Y侧散热面，以保证CCD组件工作时废热的及时排散。同时，在CCD组件上布置控温回路，以保证CCD组件不工作时其温度也在指标范围内。散热面布置在相机+Y侧，采用柿玻璃镀银二次表面镜作为热控涂层，面积为0.12 m2。图2为CCD组件热管及散热面布局。

图2 CCD组件热管及散热面布局Fig.2 Layout of heat pipes and radiators for CCD assembly

2.2.2 短波电路箱一体化热设计

短波电路箱短期热耗达52 W，每轨工作25 min。大功率电单机普遍采用“热管+热辐射器”的方案，即利用热管将大功率单机热量传导至安装在高光谱相机上的热辐射器，在单机上布置补偿加热器的热控方案。本文采用机电热一体化热设计，统筹考虑芯片散热和整机散热需求，以设备内部大热耗器件为源头，通过对大热耗器件-设备-系统整个传热路径的优化，达到既可以满足器件工作温度、又能使热控质量功率等各方面代价降至最低的目的。

短波电路箱内部热设计措施为：每一块电路板分别设计了“日”字形框架，框架可以起到固定电路板、防止震动损坏的作用，另外，框架还与电路板导热连接，可作为电路板的散热路径[7]。在大功率FPGA上加装铝扩热板，将热量传递至框架，然后框架导热安装至短波电路箱+Z面板上。考虑到短波电路箱散热需求，将短波电路箱安装至相机+Z侧，在短波电路箱+Z面板开设散热面，采用SR107-ZK作为热控涂层，如图3所示。在短波电路箱底板处布置1路主动控温回路，以保证短波电路箱不工作时不影响相机的温度。与“热管+热辐射器”的方案相比，本文方案简单可靠，实施难度小，质量小。

图3 短波电路箱散热途径示意Fig.3 Schematic of heat dissipation path for short wave circuit box

2.2.3 制冷机组件热设计

制冷机组件包括压缩机和膨胀机，为减少压缩机和膨胀机之间的温差，在膨胀机安装座、压缩机安装座各引出2根工字形30×11.4(Ω)单孔氨轴向槽道热管至高光谱相机+X侧同一外板，并在该外板内预埋3根热管，如图1所示；该外板既作为相机的蒙皮，也作为散热面使用，减少了相机的质量。散热板采用15 mm厚的铝蜂窝板，+X面开设0.41 m2的散热面，采用柿玻璃镀银二次表面镜作为热控涂层。在膨胀机安装座、压缩机安装座处各布置1路主动控温回路，以保证制冷机不工作时不超过下限温度。

3 热分析及验证

3.1 热分析及试验验证

采用热分析软件进行建模分析，高光谱相机主体热分析模型如图4所示。

图4 相机热分析模型Fig.4 Thermal analysis model of camera

根据空间热环境分析结果，选取高光谱相机在轨极端低温、极端高温2个工况进行分析计算。根据相机热分析情况，通过试验对在轨高温、低温工况进行验证。试验中控温回路功率及布局、控温阈值设置、外热流情况均与热分析模型中的数据一致。由于热真空定标试验需要在相机遮光罩进光口前端布置封闭的真空定标试验装置，导致无法直接模拟进光口处在轨外热流，以往相机通常将热平衡试验与热真空定标试验分2次进行，而本文创新性地提出并采用等效试验方案，即在遮光罩前端增加150 mm长的铝筒，在定标装置和铝筒上布置控温回路，设置定温边界温度，以等效模拟进光口外热流边界条件，实现热平衡试验与热真空定标试验的统筹，缩短了试验周期，节约了研制经费。

图5给出了高温工况下高光谱相机制冷机与CCD组件的温度曲线。

图5 高温工况下相机温度曲线Fig.5 Camera temperature curves in hot case

表2对比了热分析结果与试验结果，具体如下。①高低温工况下，相机温度水平计算值与试验值相近，所有温度数据均能满足指标要求，其中相机光学系统温度稳定，最大温度波动不大于0.12 ℃，CCD组件温度稳定，最大温度波动不大于1.50 ℃。②在低温工况下，热分析模型预测的平均控温功率为92.3 W，试验值为83.3 W，偏差为9.75%，表明热分析模型正确、可信。

表2 热分析结果与试验结果对比Table 2 Comparison between thermal analysis and thermal test

3.2 在轨数据分析

本节统计了卫星入轨1年内高光谱相机的温度数据，具体见图6。在轨数据表明：相机光机主结构温度控制在18 ℃±1.5 ℃范围内；CCD散热板每轨温度波动约为7 ℃，而CCD组件每轨温度波动不大于0.5 ℃，有效抑制了散热面温度波动对CCD组件温度的影响，其温度稳定性优于国内同类相机[5，8]；短波电路箱温度不超过26.9 ℃，验证了内外一体化热设计的正确性；制冷机温度为-2～+3 ℃，周期平均控温功率为75.7 W，均满足指标要求，表明热设计正确。

图6 入轨1年相机在轨温度曲线Fig.6 Camera temperature curve for the first year on orbit

4 结束语

本文针对高光谱相机热控需求，采用基于多级隔热的分区控温方法，通过优化遮光罩设计、强化隔热及电加热主动热控保证相机光机结构的温度水平及温度稳定性；采用一体化热设计方案解决短波电路箱大功率散热难题；巧妙利用相机结构布置散热板，解决制冷机及CCD组件的散热问题。试验及飞行结果表明：本文提出的相机热设计能较好地控制相机在轨温度。其中的遮光罩长度设计、大功率单机内部外部一体化热设计、等效试验等方法，可为其他空间相机热设计提供参考。