1 引 言
现代科技和空间遥测技术的不断发展促进了对空间光学遥感器分辨力要求的提高，而遥感器的分辨力与光学系统和支撑结构在空间环境条件下的尺寸稳定性密切相关，影响结构尺寸稳定性的主要因素是温度波动，由热引起的光学和机械误差会导致光学系统的视轴漂移和波前畸变从而严重影响成像质量[1-3]。另外，空间光学遥感器处于复杂多变的空间热环境中，不可避免地会产生较大的温度变化，这也使得空间光学遥感器热设计的难度越来越大[4-5]。目前，空间光学遥感器的热设计与热控制技术已成为其设计的重点和难点，也是各国空间技术人员一直以来都重点关注的问题[6-12]。
光谱成像仪作为集多光学通道和多CCD探测器于一身的复杂光学仪器，其结构、约束和载荷均呈非对称形式，由于光学元件多，不仅要求在轨工作期间各个光学元件乃至整个光学系统波前保持不变，而且要求系统视轴也保持不变，以使几何分辨率、光谱分辨率以及辐射分辨率在指标要求范围之内。同时为了避免CCD探测器可能受热噪声和暗电流的影响，还必须考虑工作期间系统的温度水平及稳定性。光谱成像仪搭载于航天器上，处于真空的空间环境，入光口处受到4K冷黑空间、地球红外辐照以及阳光反照等外热流的复杂耦合作用，所处热环境十分恶劣，其热控系统设计的好坏直接关系到成像质量。为此必须保持其光学元件及光机结构尺寸的稳定性，将其温度水平及温度分布维持在一定的范围内。
本文利用有限元热分析软件IDEAS-TMG对某型光谱成像仪进行在轨稳态分析，通过仿真结果以及试验结果的对比分析验证了热设计方案的正确性，为提高光谱成像仪的系统可靠性和热控系统设计优化[13-14]提供了理论依据，对热试验以及在轨工作温度预测有重要的指导意义。
2 热控系统简述
空间光学遥感器主要由主体支撑框架、光学镜头组件以及电子学系统等3大部分组成，因此目前光学遥感器热控制技术大多数以这3个部分的热设计为主[15-16]。
空间光谱成像仪的热设计出发点是建立在对光、机、电、热一体化思想以及对整个生命周期统筹考虑的基础上，基于所处热环境特点、相机热光学要求、光机结构特点以及相关热设计准则和设计约束等诸方面综合考虑进行。在热设计的过程中，严格遵循以下基本原则：
(1)综合考虑光、机、电与热的相互作用与制约;
(2)被动热控为主，主动热控为辅;
(3)采取冗余设计和降额设计;
(4)采用等温化设计;
(5)热控系统质量轻、功耗小;
(6)热分析技术与地面试验技术相结合;
(7)采用成熟热控技术，充分借鉴已有的热控成功经验。
在上述热设计基本原则下，空间光谱成像仪整体热控方案如图1所示。
2.1 结构主体热设计
结构主体的热设计以减少外界环境对光谱成像仪的影响为主要原则，光谱成像仪与外界环境直接连接的热接口有两处，分别为入光口和安装点。对于入光口来说，受到冷黑空间及地球红外辐照及阳光反照等外热流的作用，瞬态外热流能够达到580 W/m2，其中阳光反照外热流幅值的大小随着太阳高角的不同在不断变化。因此入光口处除需包覆多层隔热组件外，还需设置主动热控加热区，用以保证入光口处的温度水平。对于安装点来说，采取隔热安装的方式，以降低安装面处温度波动对结构主体的影响。为降低所处环境的影响，结构主体外表面包覆多层隔热组件，如图1所示。为提高光谱成像仪内部温度均匀化程度并考虑消杂光，结构主体内表面喷涂了黑漆。
结构主体采取以上被动热控措施后，为进一步提高温度水平和改善温度分布，采取热补偿的方式将结构主体的温度水平和温度梯度控制到热控指标范围内。主动热控采用电加热器的方法按照热控策略在关键部位进行温度补偿，通过合理配置加热器的功耗大小、尺寸大小以及位置分布，使得包容区内的温度均衡分布。图1中所示
区域以及区域内均分配了电加热器。
2.2 光学组件热设计
为保证温度变化时镜面变形较小，光学元件材料采用线胀系数低的微晶玻璃和熔石英，同时光学元件的直接支撑材料选取与光学元件材料具有相同或相近线胀系数的合金。光学组件支撑结构除安装面外均进行黑色阳极氧化处理，以利于整个组件温度均匀化。
棱镜对温度变化较为敏感，因此采取主动热控措施以保证其温度稳定性和均匀性，如图1中区域所示。
2.3 电子学组件热设计
电子学组件主要发热源有CCD焦面组件、控制电箱以及制冷机，图1对应区域。
CCD焦面组件与结构主体之间采取隔热安装方式，CCD器件所产生的热量首先通过器件背部设置的导热块导到组件外框处，然后通过热管与散热冷板连接进行散热，如图1中区域所示。
控制电箱与制冷机与结构主体之间均采取隔热安装方式，均不包覆多层隔热组件，如图1中区域所示。控制电箱外表面喷涂高发射率黑漆，以利于热量散失，如图1中区域所示。制冷机与控制电箱之间通过柔性导热带相连，集中的热量通过安装在控制电箱处的热管导到散热冷板，如图1中区域所示。为防止光谱成像仪不工作时CCD组件与控制电箱温度过低，在这两者的相应部位均设置了补偿加热区。
3 热分析计算
空间光学遥感器的研制是一项复杂精密的工程，需要投入大量的人力、物力和财力，因此在开始设计和试验之前需要进行系统的理论分析和详尽准确的计算机模拟，这对于从理论上探讨光学遥感器的热光学特性、优化热设计等均具有明显的实际意义[17]。经过几十年探索与实践，随着空 间光学遥感器热控制技术逐步成熟，目前其热分析技术也得到了较快发展[18-22]。
3.1 热平衡方程组
根据能量守恒原理，通过空间光学遥感器与周围所处环境进行热交换的热平衡方程组，可以建立热分析计算模型[23-25]。热平衡方程组为：
式中，Q1为光学遥感器吸收空间热量;Q2为光学遥感器内部各组部件之间及其与舱体之间的热交换;Q3为光学遥感器内部热源;Q4为光学遥感器自身产生的能量变化;Q5为光学遥感器入光口处对冷黑空间的热辐射能量;αs1，αs2，αs3为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的太阳吸收系数;εh1，εh2，εh3为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的红外半球发射率;Φ11，Φ12，Φ13为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的太阳辐照角系数;Φ21，Φ22，Φ23为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的地球反照角系数;Φ31，Φ32，Φ33为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的地球辐照角系数;S为太阳常数，S=1 353W/m2;Er1，Er2，Er3为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的地球反照热流密度;Ee1，Ee2，Ee3为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面的地球辐照热流密度;A1，A2，A3为分别为遮光罩、指向镜以及指向镜框架表面有效换热面积;i，j为存在接触导热关系的组部件;k，l为存在辐射导热关系的组部件;Hij为光学遥感器内部组部件传导换热系数;T为光学遥感器内部组部件的温度;εkl为光学遥感器内部组部件表面发射率;Φkl为光学遥感器内部组部件辐射角系数;σ为玻尔兹曼常数，为光学遥感器内部组部件参与辐射换热的有效面积;qi为光学遥感器内部热源;mi为光学遥感器内部组部件质量;ci为光学遥感器内部组部件热容量。
3.2 有限元热分析模型
常物性、稳态的温度场控制方程为：
式中，T表示组件的温度，Φ表示组件内热源，κ为材料的导热率。经有限元空间离散后，稳态热传导方程为：
式中，K为热传导矩阵，T为节点温度矩阵，P为温度载荷矩阵，求解式(2)得到组件各个节点温度。
考虑到空间光谱成像仪结构设计的特点以及散热方式的特殊性，通过对导热路径的合理简化和等效处理，建立了光谱成像仪的热分析有限元模型，如图2所示：
热分析模型共划分了14 910个单元，建立了117对热耦合。热分析模型中所用到的主要材料参数见表1。
3.3 热分析工况
热分析工况的确定需要综合考虑光学遥感器的内部热源功耗大小与位置、外热流分布、热控涂层的性能变化以及与卫星平台(或其它有效载荷)的热耦合等情况[26]。根据光谱成像仪的自身特点和情况，所设定的多个极端高低温热分析工况能够覆盖光谱成像仪所有在轨运行情况。对于光机结构和电子设备来说，高温工况下的工作性能是最重要的，因此本文仅以高温平衡工况为例，工况设置简表见表2。
3.4 热分析结果
稳态分析计算中，导热计算方法采用TMG中最稳定和最精确的单元CG(重心)法。光学组件以及电子学组件的稳态温度分布云图如图3、图4所示。从图中温度分布可以看出，整机温度分布呈现出较好的温度均匀性。
光谱成像仪主体框架以及关键部件的热分析平均温度水平见表3，从表中数据对比中可以看出主体框架温度水平、温度梯度以及各个关键部件的温度均满足热控指标要求。
4 试验验证
热试验与热分析是相互补充、互为促进的，热试验获取的结果是光学遥感器真实工作情况的反映，是验证热分析时所作的种种假设恰当与否的有效手段。通过两者的对比分析能够找出热分析时数学模型建立、材料属性、工作载荷以及其它初始条件和边界条件的确定等方面的不足[27]，可以验证数值分析的正确性和温度预示的有效性，并对热设计优化提供指导。
4.1 试验装置
验证试验采用真空罐模拟太空环境，制作试验工装模拟光谱成像仪所处环境。试验装置如图5所示，采取红外加热笼方式进行外热流模拟。
4.2 试验结果与分析
对应稳态热分析的工作模式，光谱成像仪整体以及电子学组件的试验平衡温度曲线如图6、图7所示。从图中曲线可以看出由于电控箱等电子学组件的加热作用，使得附近框架的平衡温度略高于其它部位。
光谱成像仪整体温度水平以及X、Y、Z方向上温度梯度的热分析结果与热试验结果对比见表4。从表中数值可以看出，热分析结果与热试验结果吻合较好，结果对比最大偏差均在8%以内。
从试验获得的结果曲线中可以看出，光谱成像仪整机稳态平衡温度为17.2～22.5℃，电子学组件稳态平衡温度为23～46 ℃。通过热分析结果与热试验结果对比可见两者结果吻合较好，验证了热分析结果的有效性。
5 结 论
热分析计算与热试验是光谱成像仪热设计优化的核心，两者相互补充、互为促进。本文在被动热控措施与主动热控措施相结合的原则下，对光谱成像仪不同部位的组部件实施了针对性热控措施。建立了详细准确的热分析模型，进行了热分析计算，并与验证试验结果进行了对比分析，验证了热设计方案的有效性和可行性。稳态分析结果表明，整机平均温度水平为17.3～23.7 ℃;温度梯度最大值为1.3 ℃，满足热控指标要求。验证试验结果与数值分析结果吻合较好，结果对比最大偏差均不超过8%;试验过程中整机的平均温度水平为17.2～22.5 ℃;温度梯度最大值为1.4℃。
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作者简介：
郭 亮(1982-)，男，黑龙江哈尔滨人，助理 研 究 员，博 士 研 究 生，2004年、2006年于哈尔滨工业大学获学士和硕士学位，主要从事空间光学遥感器的热控制、热分析与热试验方面的研究。E-mail：guoliang329@hotmail.com
吴清文(1968-)，男，四川简阳人，研究员，博士生导师，1991年于哈尔滨工业大学获得学士学位，1994年、1997年于中科院长春光学精密机械与物理研究所分别获硕士、博士学位，主要从事光学精密仪器CAD/CAE研究和空间光学遥感 器 热 控 技 术 的 研 究。E-mail：wuqw@ciomp.ac.cn
颜昌翔(1973-)，男，湖北洪湖人，研究员，2001年于中科院长春光学精密机械与物理研究所获得博士学位，主要从事空间光学遥感技术方面的研究。E-mail：yancx@ciomp.ac.cn
