摘要:针对结构非对称、载荷非对称以及约束非对称的空间光学遥感器进行了热设计,应用热分析软件对其进行了计算机仿真。分析了空间光学遥感器各个方向到达的平均外热流,并根据其工作模式与热控制要求,遵循“被动热控为主,主动热控为辅”的热控制策略,对空间光学遥感器进行了热设计。根据采用的热控措施,对热控系统进行了仿真分析,得到了满意的结果,验证了热设计的正确性。该研究方法对各类空间光学遥感器的热分析和热设计有一定的指导和借鉴作用。
1 引言
目前空间光学遥感器是航天器上的一类典型有效载荷,它的工作正常与否直接决定着航天器工作任务能否顺利完成。搭载在卫星平台上,直接裸露于外太空,是一种最为节省资源的、大型空间光学遥感器所必须采取的方案[1~3]。空间光学遥感器在轨工作的恶劣的内外部热环境会对其中的元构件产生一定的温度载荷,从而导致元构件产生热应力和热变形,并且使构件间的尺寸稳定性遭到破坏,从而使遥感器的成像质量下降,甚至难以成像。随着空间光学遥感器空间分辨率和辐射分辨率要求的提高,遥感器中的各光学元件温度的变化值和温度梯度允差值的要求越来越苛刻;同时,随着光学口径的加大、非球面反射镜的利用以及焦距的加长等技术改进,对遥感器的温度和各光学元件的温度梯度的要求也越来越苛刻。这些要求都对空间光学遥感器的热分析和热设计工作提出了严峻的挑战。
本文研究的空间光学遥感器的光机结构为非对称结构,除其支撑结构与卫星平台相连接外,其余部分均直接暴露在外空间。这种结构非对称、载荷非对称以及约束非对称的鲜明特点,使得其光机结构在轨热环境作用下将产生非对称变化,即使遥感器的整体温度水平均匀变化,也会产生非对称的几何尺寸变化,这些都导致了热控指标更加严格,热设计工作难度更大。本文在分析了空间光学遥感器外热流的基础上,对其进行了热设计。利用有限元软件进行了计算机仿真分析,验证了热设计的正确性,得到了满意结果。
2 外热流计算
空间外热流的变化规律及其大小是热控方案的最基本的设计输入条件之一,是热分析计算、提出热控制方法、热试验过程中正确模拟外热流的基础。
本文研究的空间光学遥感器笛卡尔坐标系的方位与卫星平台轨道坐标系一致,卫星飞行方向为+X方向,对地方向为+Z向, +Y向按右手定则确定。随着空间光学遥感器工作姿态的不断变化,光学遥感器与太阳及地球的相对位置也相应改变,光学遥感器六个表面所接受到的空间外热流也随之不断变化。光学遥感器除了受到高真空和冷黑空间的作用外,还接收来自太阳和地球的热辐射,主要有太阳辐射、地球红外辐射、地球阳光反照三大部分外热流,其中太阳辐射外热流占主要部分,对光学遥感器的温度影响很大[4]。对于卫星星体上光学遥感器的安装面按固定边界条件处理,分析计算时将其最低、最高温度分别代入遥感器的低温工况和高温工况。低温工况取夏至时的外热流,取S=1309W /m2,载荷舱面板温度取-10℃;高温工况取冬至时外热流,取S=1399W /m2,载荷舱面板温度取30℃。利用热分析软件SINDA/G和Nevada,根据热平衡方程,按照节点网络法进行建模,计算出周期内光学遥感器各面各时刻周期积分平均外热流。图1、图2分别为高低温工况下光学遥感器各面所到达的周期积分平均外热流密度图,表1给出了光学遥感器各个面高低温工况平均到达外热流数据。
从图表中可以看出:夏至和冬至时到达外热流变化不大,变化趋势大致相同;除-X面和+Y面外,其它各面在冬至时到达外热流都比夏至时高; -Y面和-Z面到达外热流变化比较平稳,数值比较小,而+X面和-X面变化较为剧烈。
3 热设计
3. 1 热设计原则
空间光学遥感器的热设计就是根据飞行任务的需求,以及遥感器在工作期间所要经受的内、外热载荷的状况,采用各种热控制措施来组织遥感器内部和外部的热交换过程,保证遥感器在整个运行期间所有的仪器设备、元构件的环境温度水平以及温度分布都保持在规定的范围之内,并且满足高可靠性和低功耗等要求。
热设计的主要原则如下[5-7]:
1)以被动热控为主,主动热控为辅;
2)尽可能采用成熟的热控制技术和实施工艺;
3)光、机、电、热一体化设计,综合考虑光、机、电、热及空间轨道环境条件,从系统高度出发进行整机热控优化设计;
4)采用功率补偿方法来保证关键组件的温度稳定性,按照优化设计的原则和方法,实现加热功率的优化配置;
5)对有特殊温度要求的关键部件,采取新的热控方式。
3. 2 光学遥感器热设计
空间光学遥感器主要由成像镜组、CCD组件和光学遥感器本体框架三大部分组成。根据空间外热流的分布特点,结合内热源的大小和工作模式,采取了被动热控制措施和主动热控制措施。被动热控主要是为了拉平光学遥感器的温度水平,而主动热控主要是为了控制光学遥感器的温度梯度。
3. 2·1 光学遥感器CCD组件热设计
CCD组件作为光学遥感器最主要的内热源,在摄像时将产生大量的热量,必须采取有效的热控制措施把这部分热量直接排散到外空间。
空间光学遥感器在一个轨道周期内的摄像时间较短,而非摄像时间较长。摄像时CCD组件相对发热功率密度较大,而不摄像时完全不发热。由于CCD组件的质量小,热容小,因而热惯性小,所以发热功率的波动,很容易造成CCD组件温度的波动。而CCD组件对其本身的工作环境温度要求非常严格,温度波动过大会产生热噪声,降低其光电转换的能力,从而降低整台光学遥感器的分辨率,难以满足用户需求。
对于CCD组件所产生的热量主要采用热疏导的方式散失。CCD焦平面组件热传递路径:如图3所示, CCD焦面上产生的热量经由铝导热块传导到热管,再由热管传到外部辐射板,最终辐射到外空间。将铝导热块一端与CCD器件背面贴合,一端与热管相连。热管另一端与光学遥感器外部非受晒面的散热片安装基座连接。从而建立了从CCD焦面组件到空间外部环境的传热路径。
同时为了防止光学遥感器不工作时CCD组件温度过冷,影响到CCD组件的正常工作,在CCD导热板和CCD电箱等相应部位也设置相应的热补偿措施。
3. 2·2 光学遥感器光学镜组热设计
光学成像镜组是保障光学系统成像的最关键因素之一,对环境温度的变化非常敏感。由热引起的任何扰动,都可能带来光学或机械误差,最终导致光学遥感器的成像质量的下降。因此应从材料、结构等多方面考虑光学遥感器的热控制。
光学遥感器成像镜组件主要采取非热敏感化结构设计。采用低线胀系数的微晶玻璃和熔石英作为镜组基体材料,保证镜组当温度变化时引入的变形较小,同时在镜子背部采用超低膨胀合金作为其直接支撑材料。镜面镀高反射膜,镜组背部及光学遥感器框架内表面均作表面处理,以达到较高的发射率。为了防止环境温度变化及内部热源对成像镜组的影响,采用热隔离的办法隔断传热通道,以保持成镜镜组温度的稳定。
3. 2·3 光学遥感器本体框架热设计
如前所述,光学遥感器本体框架直接裸露于外空间,受到外热流和冷黑空间的交替作用,同时支撑结构还与卫星平台相连接,又受到卫星平台及安装在卫星平台上其它空间载荷的热影响。为使光学遥感器的温度水平维持在指标范围内,光学遥感器前、后框架采用铸钛合金材料,中间联接构件采用碳纤维复合材料,同时对本体框架采用了多种热控制措施。
热隔离:为最大限度地减小空间外热流对光学遥感器的影响,降低光学遥感器在阴影区和日照区的温差,在光学遥感器表面除通光口外包覆多层隔热组件;在光学遥感器与CCD组件之间也使用多层隔热材料,减小CCD工作发热及不工作时相对低温对光学遥感器主体产生的影响,降低光学遥感器的温度梯度。在光学遥感器与卫星安装平台之间加聚酰亚胺隔热材料,隔离卫星平台对光学遥感器的传热。
热控涂层:热控涂层是空间光学遥感器最重要的被动热控措施之一,在热控中起着重要的作用。在隔热材料的外表面喷涂热控涂层,通过选择有不同发射-吸收比的热控涂层,达到调节光学遥感器表面温度的目的。
电加热器:将光学遥感器的本体框架外表面分为多个等温加热区,在加热区布置电加热膜和热敏电阻,对光学遥感器进行主动温控,维持光学遥感器本体温度水平并保证温度分布在一定的范围内。加热区位置、功耗大小基于温差指标和整体温度水平配置,并使光学遥感器温度水平变化与光学系统焦距变化呈一对一全相关关系。当温度水平变化导致离焦量超标时,则通过闭环控制或地面遥控进行温度调焦。用于闭环温度调焦控制的温度以光学遥感器整体平均温度为参照变量。
4 仿真分析
热分析工作可以对航天光学遥感器的在轨工作环境进行一定程度的预示,并在一定程度上指导热设计工作的方向,不仅可以缩短设计周期,还可以大大节约研制费用。采取上如前所述的热设计方法后,将热传导路径中各等效热阻、热管以及空间辐射器等转化成相应的边界条件和约束,代入到热分析模型中,利用热分析软件进行计算机仿真计算。根据所得结果修改热控制和热设计方案,之后再对热模型进行CAE分析,修正热模型,如此反复迭代分析,最终获得满意的设计结果。
热分析模型采用TMG软件建立,有限元模型中一共建立了23个耦合,划分了2240个单元, 1977个节点。空间光学遥感器的热分析模型如图4所示。
针对高低温工况,经稳态计算得到光学遥感器的各节点温度。主要分析计算参量见表2,部分关键部件温度见表3。
从数据中可以看出,各主要光学元件的温度大致分布在18℃左右,高低温工况下温度范围可以控制在所要求的指标范围之内,同时CCD焦面的温度也在16~25℃之间,完全满足设计要求,达到了预期的设计目的。
5 结束语
随着空间光学遥感器竞争的日益激烈,光学遥感器热控制工作也会越来越难。因此必须从系统高度出发,充分考虑光机电热一体化设计,探讨和提出自适应热控制方法。
1)本文分析了空间光学遥感器的外热流,遵循“被动热控为主,主动热控为辅”的热控制策略,描述了空间光学遥感器的热设计方法。在此基础上通过热分析软件进行了计算机仿真,验证了热设计的正确性。
2)下一步可以根据相应的试验来修正计算机仿真中相应参数,进行迭代分析,从而提出更准确的,更可靠的热控制方法。
3)为确保仿真计算结果的正确性,分析计算时可以用Sinda/G、TMG或ThermalDesktop等软件对研究对象进行综合评价。
4)本文所探讨的太阳同步轨道空间光学遥感器的热分析和热设计工作,对其它空间光学遥感器有着一定的参考和借鉴作用。
参考文献:
[1] 陈晓丽,傅丹鹰.大口径甚高分辨率空间光学遥感器技术途径探讨[J].航天返回与遥感, 2003, 24(4): 19-24.
[2] 傅丹鹰,乌崇德.空间遥感器热光学分析的研究与应用[J].中国空间科学技术, 1999, 4(2): 34-41.
[3] 李积慧,等.空间相机的热分析与热控制技术[J].光学精密工程, 1999, 7(6): 36-41.
[4] 邓桂俊,武克用.太阳同步轨道空间相机太阳辐射外热流的计算[J].光学精密工程, 1997, 5(6): 107-112.
[5] 陈荣利,等.空间相机的热分析和热设计[ J].光子学报,2006, 35(1): 54-156.
[6] 吴清文,等.空间光学遥感器热分析[ J].光学精密工程,2002, 10(2): 205-208.
[7] 牛晓明.空间光学遥感器的热响应分析及热控[J].光学精密工程, 1998, 6(6): 74-78.
[8] 闵桂荣.卫星热控技术[M].北京:宇航出版社, 1991.
[作者简介]
訾克明(1974-),男(汉族),吉林九台人,博士研究生,主要研究方向为CAD /CAE/CAM技术及空间遥感器热控制技术。
吴清文(1968-)男(汉族),四川简阳人,博士,研究员,博士生导师,主要研究方向为光学精密仪器的CAD /CAM /CAE及测控仪器的研制。
李泽学(1980-),男(汉族),山东平原人,博士研究生,主要研究方向为CAE/CAE的应用及传热技术研究与应用。
刘兴德(1974-)男(汉族),吉林抚余人,硕士研究生,主要研究方向为光学精密仪器结构设计。
