微小卫星高分辨率相机CCD焦面组件热控制

孔林 姜峰 王建超 柏添

微小卫星高分辨率相机CCD焦面组件热控制

孔林 姜峰*王建超 柏添

（长光卫星技术有限公司，长春 130033）

为了保证微小卫星高分辨率遥感器相机的成像品质，需控制焦面组件的温度水平及温度稳定性，特别是焦面CCD光学探测器件的温度控制。首先提出以相变储能与超低刚度柔性导热索相结合的焦面组件精密热控方法，对相变储能装置与石墨柔性导热索的设计及参数选取进行详细介绍；然后，建立焦面组件的热仿真模型并进行温度计算；最后，在真空环境下进行了热试验。计算与试验结果表明，焦面CCD器件长期温度为15～18.5 ℃，工作温升速率为0.33 ℃/min，具有良好的温度水平与温度稳定性；热控补偿功率≤4.8 W，约为焦面组件发热功率的1/10，可节省卫星能源消耗，验证了焦面组件热控制方法的正确性。

相变储能 柔性导热索 精密热控 电荷耦合器件 微小卫星 空间遥感相机

0 引言

随着空间光学遥感卫星分辨率的不断提高，焦面组件作为空间光学遥感相机的成像部件，其光学探测器件CCD的功率也不断增加，对工作温度的要求愈加严格。温度水平过高或温度波动过大均会增加CCD的暗电流与热噪声，导致成像品质下降[1-3]。另一方面，焦面组件的集成化设计，使得其热流密度越来越大，辐射换热难以满足焦面散热需求，同时近地微小卫星的焦面组件还具有工作时间较短、非工作时间较长的特点，为了抑制CCD器件温度波动需要花费很大的代价。因此，需寻求较为合理的方法进行热设计以控制焦面组件的长期温度水平及温度稳定性。常规的热控方法是在CCD焦面组件的背部安装导热铜片散热，例如法国SPOT卫星上的焦面组件。目前，国内大功率CCD焦面组件一般采用微型导热热管、铝板等进行散热，对于工作时间远小于非工作时间的遥感相机的焦面组件来说，微型热管导热性能强，可以满足散热需求，但缺点是需要设计较大的补偿加热功率，在非工作期间需一直加热来维持其温度水平。该方法不适用于能源紧张的微小卫星，并且微型热管的质量与刚度稍大，超出高分辨率微小卫星移动焦面组件热设计的轻质与低刚度要求[4-5]。

本文根据某高分辨率微小卫星焦面组件的工作模式以及热控功率与温度指标要求，提出了相变储能装置与高性能石墨柔性导热索相结合的热设计方法，并开展了仿真及试验研究。

1 焦面组件热控要求

本文研究的焦面组件的总功率为45 W，由5片CCD器件拼接而成（如图1所示），其中每片CCD器件功率5 W，功率密度为2 000 W/m2。每个轨道周期内，焦面组件最长工作时间为10 min。热控指标要求为：1）焦面CCD器件长期温度水平保持在15～20 ℃；2）工作模式下温升速率≤0.4 ℃/min；3）热控平均补偿功率＜5 W。

图1 焦面组件结构示意

2 CCD焦面组件热控

焦面组件位于温度为10 ℃的后罩内，受移动调焦限制焦面组件不能采用刚性连接，单凭辐射换热难以满足散热需求。焦面在工作时CCD器件温升速率很快，会达到较高温度水平，且降温速率缓慢，不仅影响成像品质，而且延误成像任务规划，因此CCD焦面组件热控制较为关键。对于能源紧张的微小卫星，在实现对CCD精密控温的同时需尽可能减小焦面组件的热控补偿功率，以节省卫星资源。针对微小卫星焦面组件热控制存在的问题，本文提出一种采用相变储能与柔性导热索散热相结合的热控方法[6-11]，详述如下。

2.1 CCD器件热控

CCD器件控温主要采用相变储能装置、石墨导热膜、导热绝缘垫这3种热控措施[12-18]。相变储能装置内主要相变材料为正十六烷，具有潜热大、导热性强、相变过程可逆等特性，相变温度为16～18 ℃，适应CCD器件工作温度要求。利用相变储能装置吸收CCD器件工作时产生的热量，降低其工作温升。忽略CCD器件与环境的辐射换热， CCD器件的热量全部被相变储能装置吸收，则相变装置吸收热量的计算公式为：

图2 CCD器件热设计示意

2.2 焦面基壳热控

根据焦面组件发热量及焦面工作模式计算平均散热量需求，具体算式为

图3 焦面组件热控示意

3 热分析计算

利用有限元热分析软件建立仿真模型，有限元建模既需要与实际结构几何相似，又需在热容、热阻等效等前提下对连接螺钉、垫片等进行简化，同时还要对传热路径上的关键器件进行细化[19-21]，具体分析模型如图5所示。焦面基壳材料为铝合金，导热系数取210W/(m‧K)，不同连接器件的表面传热系数按500 W/(m2‧K)计算。图6为温度计算结果，可以发现无热控措施情况下，焦面CCD温度为17.2～27.5 ℃，温度波动高达10.3 ℃；在采用相变储能装置与柔性石墨导热索等热控措施下，焦面CCD温度为15.5～18.9 ℃，温度波动仅3.4 ℃。结果说明，采用柔性石墨导热索与相变储能装置的热控措施，既可以有效控制焦面组件温度水平，又可以降低焦面CCD器件工作时的温升，提高温度稳定性。

图5 焦面组件有限元分析模型

图6 焦面CCD温度仿真结果

4 焦面组件热试验

4.1 试验状态

将焦面组件水平放置于空间环境模拟试验设备内的载物平台上，试验设备内真空度小于1.3×10–3Pa，试验设备内环境温度为10 ℃，焦面组件粘贴热电偶测量温度[22-25]。焦面组件真空热试验共进行两组，一组试验的技术状态为焦面组件未采取任何热控措施；另一组试验的技术状态为焦面组件采用相变储能装置与柔性导热索的热控措施，如图7所示。通过两组热试验的结果对比焦面组件热控的效果。

图7 焦面CCD试验状态

4.2 试验结果

由图8所示的试验结果可知，焦面组件连续工作10 min，无热控措施时焦面CCD温度为17～25.2 ℃，温升速率为0.82 ℃/min，温升速率较大，降温速率较小，不能满足焦面连续单圈10 min工作要求。采取热控措施后焦面CCD试验温度为15.2～18.5 ℃，试验温升速率为0.33 ℃/min，CCD温升速率大幅度减小，CCD试验降温过程在16～18 ℃之间出现降温缓慢现象，因为此时相变储能装置在相变散热过程中温度变化很小，CCD器件相比无热控措施时降温时间减少约一半。无热控措施情况下，CCD温升试验与仿真结果偏差较大，是由于此时CCD器件只能依靠自身热容抵抗温升，热容赋值不准确导致仿真计算结果存在偏差。有热控措施情况下，CCD器件大部分热量被相变储能装置吸收，CCD器件温升主要由相变材料吸热能力决定，因此CCD试验与仿真温升结果基本一致。由此可见，柔性石墨导热索与相变储能装置热控措施可以有效控制焦面CCD温度水平及升降温速率，提高CCD温度稳定性；而且焦面组件在工作模式下，热控补偿加热功率几乎为零，长期不工作模式下热控补偿功率不超过4.8 W。

图8 焦面CCD温度试验结果

5 结束语

本文对CCD焦面组件进行了精密热设计，提出了以柔性石墨导热索与相变储能装置为主要措施的热控方法。试验结果表明：焦面CCD器件试验温度为15～20 ℃，温升速率为0.33 ℃/min，热控补偿功率≤4.8 W，均满足热控指标，证明了柔性石墨导热索与相变储能装置相结合的热控方法可以用于CCD焦面组件的精密热控，且所需热控功率较常规热控方法大幅降低。此热控方法已经成功应用到某近地微小卫星，也可为其他遥感卫星CCD焦面组件的热控提供参考。

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Thermal Control of the CCD Focal Plane of High Resolution Cameras for Microsatellites

KONG Lin JIANG Feng*WANG Jianchao BAI Tian

（Chang Guang Satellite Technology LTD.CO, Changchun 130033, China）

In order to ensure the imaging quality of high resolution remote sensing cameras for micro satellite, it is necessary to control the temperature level and temperature stability of the focal plane assembly, especially of the CCD device. Firstly, a precise thermal control method for the focal plane is proposed which combines the phase change energy storage device and low stiffness flexible thermal strap, and the design and parameter selection of the phase change energy storage device and graphite flexible thermal strap are introduced in detail. Then, the thermal simulation analysis model is established and the temperature is calculated. Finally, the thermal vacuum test is carried out and the results show that the long-term temperature of the focal plane CCD device is 15～18.5 ℃ with the temperature rise rate 0.33 ℃/min, which has good temperature level and temperature stability; the electric heating power is less than 4.8 W, about 1/10 of the focal plane power, greatly saving satellite energy. The result shows that the thermal control method of the focal plane assembly is reasonable and feasible.

phase change energy storage; flexible thermal strap; precision thermal control; charge-coupled deice (CCD); microsatellites; space remote sensing camera

TN386.5

A

1009-8518(2023)03-0062-07

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.03.007

孔林，男，1986年生，2014年于中国科学院大学获得博士学位，副研究员，主要研究方向为卫星热控制、卫星总体设计。E-mail：konglin@charmingglobe.com。

姜峰，男，1992年生，2016年于吉林大学获得机械与工程专业硕士学位，工程师，主要研究方向为卫星热控制技术。E-mail：jiangfeng@charmingglobe.com。

2022-05-16

吉林省发展与改革委员会产业技术研究与开发项目（2021C45-1）

孔林, 姜峰, 王建超, 等. 微小卫星高分辨率相机CCD焦面组件热控制[J]. 航天返回与遥感, 2023, 44(3): 62-68.

KONG Lin, JIANG Feng, WANG Jianchao, et al. Thermal Control of the CCD Focal Plane of High Resolution Cameras for Microsatellites[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(3): 62-68. (in Chinese)

（编辑：夏淑密）