“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

于峰 徐娜娜 赵宇 徐先锋 封艳广

（北京空间机电研究所，北京 100094）

“高分四号”卫星相机热控系统设计及验证

于峰 徐娜娜 赵宇 徐先锋 封艳广

（北京空间机电研究所，北京 100094）

“高分四号”卫星搭载的相机具有较高的分辨率和指向精度，需相机光学系统及主承力结构在全寿命周期内保持高温度稳定性，且该相机工作于地球静止轨道，所处空间热环境更为复杂，给热控设计带来极大挑战。文章结合相机在轨成像需求和空间热流特点，详细分析了相机热控设计的重点与难点，并创新性的采用了遮光罩开设散热面、间接辐射控温、南北耦合散热面等热控措施，实现了高轨相机的高精度温度控制。热平衡试验与在轨飞行温度数据表明，相机的热控设计合理可行，能够满足相机在轨成像的温度要求，为未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计奠定了良好的基础。

地球静止轨道 热控设计 热平衡试验 在轨验证 大口径光学相机 “高分四号”卫星

0 引言

在空间对地观测领域，世界各国对卫星观测数据高时间、高空间分辨率和高稳定性的要求不断提高，地球静止轨道凝视成像系统以其远优于中低轨道观测卫星的高时效性、持续探测能力和对敏感事件的近实时响应能力，成为当前国际遥感卫星领域一个重要的发展方向[1-4]。“高分四号”卫星是我国国家重大专项工程中向高轨道进军的第一颗星，星上的主载荷是国内首台地球静止轨道高分辨率面阵凝视成像相机，填补了中国高轨道高分辨率光学遥感的空白，达到世界先进水平，可用于气象观测、抢险救灾、环境保护、国土普查等多个领域。

相机采用了长焦距、大口径光学镜头，大面阵焦平面，以及长时间连续成像的工作模式[5]。为保证在轨成像品质和指向精度，相机的主要部组件需在全寿命周期内保持较高的温度稳定性[6]。由于相机在轨运行中要长期经受太阳、行星和空间低温热沉的交替加热和冷却，引起相机表面周期性的高低温剧烈变化（变化幅度可达±200℃），给热控设计带来挑战[7]。尤其对于地球静止轨道相机，所处空间热流变化更为复杂[8-10]，一个轨道周期内，光学系统可能面临长达4h的太阳照射，其余时间则面对3K左右的冷黑空间环境，光学系统的温度稳定性很难保证。此外，卫星各面均可能受到太阳照射，不存在太阳同步遥感器具有的长期背阴面，给大功耗电子设备的散热带来困难，亟需提升散热效率。

本文给出了“高分四号”卫星相机详细的热控设计方案，并经过了地面试验和在轨飞行验证，证明了相机热控系统设计的正确性和合理性。

1 相机热控设计

1.1相机概述

“高分四号”卫星相机由遮光罩组件、主承力结构、阻尼桁架、前镜筒、光学系统、可见光焦面组件、红外焦面组件等组成。遮光罩组件分为上筒和下筒，通过下筒底部的法兰安装在卫星上；主承力结构包括前承力框、后承力筒和红外承力板，前承力框通过阻尼桁架安装在卫星上，相机的光学、结构和电子学组件均安装在主承力结构上。相机外形结构如图1所示。

图1 相机外形结构示意Fig.1 Schematic drawing of the camera configuration

相机具有可见光近红外和中波红外两个独立的成像通道，两通道既可单独成像，也可同时成像。可见光近红外通道电子设备热耗约为80W，中波红外通道电子设备热耗约为120W。

为确保相机在轨成像品质，相机主要部组件需要满足表1中的控温指标要求。

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

1.2相机热设计任务分析

“高分四号”卫星相机的温度要求高，所处空间热环境复杂，热设计难度大，主要体现在：

1）相比于太阳同步轨道相机，地球静止轨道相机所处空间热环境更为复杂和恶劣。相机各面受照和不受照的时间持续很长，不受照时无任何热流，导致相机外表面温度变化十分剧烈。而为满足高分辨率成像要求，相机光学组件周向及轴向温差需小于1℃，主承力结构周向和轴向温差需小于3.5℃，温度波动均需≤1.5℃/h，因此，抑制外热流扰动，保持相机内部温度稳定难度很大。

2）长时间的“日凌”现象对相机遮光罩和主光学系统的热控设计造成巨大挑战[11]。午夜前后，太阳照射遮光罩内壁甚至光学系统，造成温度升高很快，给成像造成极大影响，甚至损坏设备；无太阳照射时，入光口外热流为 0，遮光罩和光学系统降温很快，因此，亟需采取创新性的热控措施抑制入光口外热流波动对相机光学系统温度的影响。

3）地球静止轨道卫星无长期背阴面，外热流相对较为稳定的±Y面不同日期下也面临着较大太阳辐射外热流变化，且相机内部电子设备热耗较大，超过200W，因而相机散热设计面临较大难度。

1.3 相机外热流分析

假设相机+Z轴指向地球，+X轴指向卫星飞行方向，+Y轴与+X、+Z轴成右手定则，典型时刻的太阳辐射外热流变化情况如图2所示：

图2 太阳辐射外热流周期变化Fig.2 Periodic heat flow of solar radiation

由图2所示的太阳辐射外热流计算结果可知：

1）对于±X面，各工况一个周期内均存在0~1 400W/m2左右的周期变化，热环境极为恶劣。

2）对于±Y面，夏至时刻到达–Y面的外热流最大，冬至时刻为0；冬至时刻到达+Y面的外热流最大，夏至时刻为0；各工况一个周期内外热流均保持稳定，且两个面不会同时受照。

3）对于+Z面，白天不受辐照，夜间受辐照，春分时刻到达+Z面的外热流极值达到最大，但在午夜前后约72min处于地球阴影区，此段时间内相机的各个表面均不受太阳辐射照射，所以对于+Z面而言，其在春分时刻接受的外热流总量并非最大，太阳光与赤道面夹角（太阳入射角）为8.8°时刻相机不再存在处于地球阴影区的时刻，此时+Z面接收的外热流总量最大。

1.4 相机热控系统设计

“高分四号”相机两个通道工作模式为可见光通道白天工作，红外通道全天候工作，同时开机热耗超过 200W，内热源与外热流扰动均很大，且光学系统温度稳定性要求高。结合“高分四号”相机的任务特点及所处的地球静止轨道空间环境，采用一系列创新性的热控措施，实现了高精度温度控制，确保了相机成像品质。

1.4.1 主光学系统热控设计

与低轨相机不同，高轨相机面临长时间的“日凌”现象，遮光罩内部甚至光学系统会长时间面临太阳照射。为保证光学系统的温度要求，对相机遮光罩和光学系统进行了热控设计，主要措施如下：

1）遮光罩选用高热导率材料。遮光罩作用为屏蔽外部热流扰动，消除杂光，为相机提供适宜的成像条件。常规遮光罩一般采用碳纤维等复合材料，其导热性能较差，而“日凌”导致高轨相机遮光罩内壁将长期受太阳照射，且能量分布极不均匀，极易产生局部热点影响相机成像性能。为减小局部能量聚集，拉均遮光罩温度，“高分四号”卫星相机遮光罩选用了高热导率的2A12O铝合金材料制作蜂窝结构。同时，光栅亦采用高热导率的2A12O铝合金，起到进一步均温的效果。

2）遮光罩进行合理的散热设计。受“日凌”影响，如采用传统的外表面包覆多层隔热材料的方式将会使遮光罩局部温度升至 80℃以上，成像品质严重下降。为降低遮光罩温度，“高分四号”卫星相机创新性的在遮光罩外表面局部喷涂低吸收—发射比的热控涂层，开设散热面进行散热。但为避免遮光罩不受晒时刻温度下降过多，拉低主光学系统温度，增加主动控温功耗，需要对散热面面积进行反复迭代计算，满足光学系统温度稳定性要求。

遮光罩需开设的散热面面积可根据遮光罩平衡温度估算获得初始面积[12-13]，再代入仿真分析模型迭代计算光学系统温度。通过多层隔热组件吸收和辐射的能量相对较小，估算中可忽略，因此遮光罩吸收的热流和辐射散热的热流主要来自于遮光罩内壁和外壁散热面。遮光罩内壁做发黑处理（喷涂E51-M黑漆），太阳辐射吸收率取0.85；外壁喷涂ACR-1白漆，太阳辐射吸收率取0.6；遮光罩内、外壁红外发射率均选取0.85；冷空间温度选取3K。

根据上述条件，内壁吸收的辐射热流量Q1为：

式中 S+Z为到达相机+Z面的太阳辐射热流密度；A1入光口面积。

外壁吸收的辐射热流量Q2为：

式中 S±X为到达±X面的太阳辐射热流密度；A2遮光罩外壁散热面面积。

内壁辐射散热热流量Q3为：

式中 T为遮光罩温度；σ为斯忒藩-玻尔兹曼常量。

外壁辐射散热热流量Q4为：

根据能量守恒定律有：

根据太阳辐射热流密度，入光口面积以及遮光罩温度要求，可以得到所需的遮光罩散热面面积。

3）主光学系统采用间接辐射控温设计。光学系统表面直接粘贴主动控温加热回路会破坏光学系统，且会导致光学系统温度均匀性变差，难以满足不大于 1℃的温度要求，因此对于主光学系统采用间接控温的方式，即在主光学系统背面安装高发射率的辐射板，通过电加热器控制辐射板的温度达到控制光学系统温度的目的。

4）卫星在轨姿态调整，避免光学系统受照。地球静止轨道相机在午夜前后太阳光接近直射入光口方向，很难仅通过增加遮光罩长度来完全避免太阳光照射光学系统[14-16]，因此在合理的遮光罩长度下配合卫星姿态调整，来避免光学系统接收太阳辐射，减小光学系统的温度波动。

1.4.2 大功耗电子设备散热设计

地球静止轨道相机无长期的背阴面，需要进行更加合理的散热设计，在满足散热需求的前提下，减小相机的补偿功耗[17]。“高分四号”卫星相机采取的散热措施有：

1）合理分配散热面。相机的内热源分类两类：白天开机工作的可见光近红外电子设备和全天候工作的中波红外电子设备。根据相机成像特点及外热流变化规律，选择+Z面作为可见光散热面，±Y面作为红外散热面。

2）±Y散热面耦合，提高散热效率。根据1.3节外热流分析可知，±Y面均存在外热流较大的时刻，但二者又不会同时受晒。利用此特点，使用4支30mm×10mm工字型双孔槽道热管将±Y散热面连通，同时在±Y散热面内部预埋均温热管，两组热管呈正交分布。将大功耗、长时间工作的中波红外电子设备热量同时引至±Y两个散热面，大大提高了散热效率，同时减少了主动控温功耗，节省星上资源。

3）合理设置散热路径。通过结构热控一体化设计优化散热路径和结构布局。相机结构复杂，内热源数量多，根据电子设备热耗的大小以及温控指标要求，合理设计电子设备的散热路径；对于功耗大、控温指标高的设备，直接通过热管将热量传递至散热面；对于功耗小、温控指标低的设备，采用热管或铜条将热量传递至集热板，再集中传递至散热面，降低结构的复杂程度以及安装难度。详细散热路径设计如图3所示。

图3 散热措施示意Fig.3 Drawing of heat dissipation design

1.4.3 其他主要的热控措施

除了上述热控措施外，“高分四号”卫星相机还采用了目前航天器常用的热控措施，包括：1）相机外表面包覆多层隔热组件以减小空间环境对相机主体温度的影响[18]；2）主要热源包覆多层隔热组件，并与主承力之间隔热安装，减小热源温度变化对主承力结构温度的影响；3）相机内部合理的布置主动控温加热回路。

2 地面试验验证及在轨飞行验证

真空低温环境下的热平衡试验是验证热设计正确性的有效手段，也是对相机在轨温度最精确的预测。而空间环境模拟的准确性是热平衡试验有效性的首要条件。为此，“高分四号”卫星相机进行了多次专项与整机地面热平衡试验，对相机热设计进行了充分验证。地球同步轨道外热流变化复杂，尤其是入光口方向，为准确模拟入光口方向外热流，开展了等效缩比遮光罩专项试验，将基于太阳模拟器的入射热流模拟法转化为基于电加热器的吸收式热流模拟法，实现了大口径高轨相机外热流的模拟，大大提升了模拟的准确性。表2是整机热平衡试验的工况设置，包含了相机在轨可能出现的所有极端高温和极端低温工况。

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

热平衡试验结果与在轨飞行温度数据的对比结果如表3所示。可以看出，在当前的热控措施下，相机各部组件温度均能满足指标要求，热控设计合理可行，热控产品工作正常。

表3 热平衡试验和在轨飞行温度数据Fig.3 Temperature data of thermal balance test and in orbit

3 结束语

本文根据“高分四号”卫星相机在轨成像温度要求和所处空间热环境特点，详细分析了高分辨率相机热控设计的难点以及重点，并根据入光口外热流变化剧烈以及不存在长期背阴面等难点，采取了一些创新性的热控措施：1）遮光罩采用高导热铝蜂窝结构，并在外部部分区域喷涂热控涂层用于散热；2）根据相机各面外热流特点以及相机的工作模式，选择+Z侧作为可见光通道散热面；3）将±Y散热面耦合，作为红外通道的散热面，提高散热效率。相机的热平衡试验和在轨飞行温度数据表明，热控系统设计合理可行，可满足相机在轨成像温度要求。

“高分四号”卫星相机成功在轨运行证明了对地球静止轨道空间热环境的分析准确，高低温极端工况选取合理，遮光罩设计、间接辐射控温与热控一体化设计有效抑制了内外热流扰动，在未来高轨大口径光学相机高精度、高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。

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Thermal Design and Test for Space Camera on GF-4 Satellite

YU Feng XU Nana ZHAO Yu XU Xianfeng FENG Yanguang

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

GF-4 satellite has high resolution and pointing accuracy, so highly stable thermal control for the optical system and the main load-carrying construction are required. Besides, GF-4 satellite is working in geostationary orbit (GEO) and the space environment is more complicated, which is also a big challenge for the thermal control. This paper analyzes the emphases and difficulties of the thermal control based on the thermal requirement and the space environment, and proposes an innovative thermal control methods of radiating surface on the baffle, indirect radiant thermal control and coupled radiating surface. The thermal balance test result and in-orbit temperature data indicate that the thermal design of the camera is reasonable and feasible, and the thermal control system satisfies the temperature demands. The thermal design methods also lay a good foundation for the subsequent large aperture optical remote sensor and highly stable thermal design technology.

geostationary orbit; thermal design; thermal balance test; in-orbit test; large aperture optical remote sensor; GF-4 satellite

V443+.5

: A

: 1009-8518(2016)04-0072-08

10.3969/j.issn.1009-8518.2016.04.010

于峰，男，1986年生，2010年获南京理工大学热能工程专业硕士学位，工程师。目前从事航天光学遥感器系统热设计工作。E-mail: njlgyufeng@163.com。

（编辑：夏淑密）

2015-02-04

国家重大科技专项工程