CN107390455B - 一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法 - Google Patents

Abstract

一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，涉及航天器热控制领域；包括步骤：步骤(一)、获得位于地球静止轨道遥感器外热流变化规律；并分别确定遥感器外热流处于极端高温工况和极端低温工况的时间；确定遥感器内热源工作类型；确定遥感器内热源的工作模式；步骤(二)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对外部热流进行屏蔽；步骤(三)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对遥感器内部进行热控制；步骤(四)、对遥感器内部光学系统的主动热控系统进行设计；本发明提供了一种静止轨道光学系统热控设计方法，可有效屏蔽内外部热流对光学系统温度的扰动，为光学系统提供稳定的温度环境，保证相机在轨成像质量。

Description

一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法

技术领域

本发明涉及一种航天器热控制领域，特别是一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法。

背景技术

近年来，随着科技和军事的发展，光学遥感器无论从地面分辨率、温度分辨率、辐射分辨率还是谱段范围的开发利用都有了长足的进展，随之而来，对光学系统的温度稳定性也提出了越来越高的要求。地球静止轨道遥感器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。

低轨遥感器地球反照与地球红外能量较为稳定，太阳辐射时间较短，且太阳辐射能量一般仅照射到遮光罩边缘位置，不会照射到遥感器内部较深的位置，因此低轨遥感器可采用遮光罩外部包覆多层隔热材料，遮光罩根部布置主动控温加热回路的方式来为光学系统提供稳定的温度环境。

同低轨遥感器所处环境相比，地球静止轨道遥感器所接收的地球反照和地球红外热流很小，可不予考虑，但其接收到的太阳辐射热流比低轨遥感器复杂的多。地球静止轨道遥感器太阳辐射热量将会照射到遥感器内部较深的位置，且持续时间较长，导致遥感器内部温升很高，此外还将出现遥感器内部长期不受照的情况，又将导致遥感器内部温度降低，因此遥感器内部会出现剧烈的温度波动。复杂多变的热流导致低轨遥感器所用的热控方式不再适用于地球静止轨道遥感器。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，可有效屏蔽内外部热流对光学系统温度的扰动，为光学系统提供稳定的温度环境，保证相机在轨成像质量。

本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：

一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，包括如下步骤：

步骤(一)、通过测量获得不同太阳照射方向下，位于地球静止轨道遥感器外热流变化规律；并分别确定位于地球静止轨道遥感器外热流处于极端高温工况和极端低温工况的时间；通过实验确定遥感器内热源工作类型；分别确定遥感器内热源在地球静止轨道外热流处于极端高温工况和极端低温工况时的工作模式；

步骤(二)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对外部热流进行屏蔽；

步骤(三)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对遥感器内部进行热控制；

步骤(四)、对遥感器内部光学系统的主动热控系统进行设计；

光学系统采取间接辐射控温的方式控温；计算光学系统的主动热控功耗。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(一)中，地球静止轨道外热流变化规律为：太阳与地球静止轨道面光轴夹角8.8°时，地球静止轨道外热流平均热流最大；所述光轴为垂直于遥感器内光学系统方向；春分时地球静止轨道外热流平均热流最小；因此极端高温日期为太阳与轨道面夹角8.8°时，极端低温工况日期为春分。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(一)中，所述遥感器内热源分为两类：第一类遥感器内热源工作时间小于等于24h；第二类遥感器内热源工作时间为10h，且仅白天工作。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(一)中，所述遥感器内热源的工作模式为：当地球静止轨道外热流处于极端高温工况时，第一内热源24小时开机，且第二内热源在轨道时刻0-18000s、68400-86400s时开机，其它时间第二内热源关机；当地球静止轨道外热流处于极端低温工况时，第一内热源和第二内热源均关机。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述轨道时0为地球正午12点。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(二)中，对外部热流进行屏蔽的方法包括如下步骤：

步骤(2.1)、对遥感器遮光罩长度进行设计

设遮光罩直径为D；太阳光与光轴的夹角为α；光学系统距离遮光罩根部的距离为l，则遮光罩长度L为：

L≥D/tanα_min-l

式中，α_min为太阳光与光轴的最小夹角；

设允许的遮光罩长度最大为L₂；当L≤L₂时，进入步骤(2.3)；当L＞L₂时，进入步骤(2.2)；

步骤(2.2)、通过调整遥感器角度避免太阳辐射热流直接照射光学系统；

遥感器的调整角度β为：

β＝arctan(D/L)

即当太阳光与光轴的夹角为α＜β时，调整遥感器角度实现光学系统与光轴的夹角α≥β；

步骤(2.3)、对遮光罩进行热控设计；

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(2.3)中，对遮光罩进行热控设计的方法为：遮光罩壁面喷涂吸收-发射比为0.1～0.2的热控涂层、遮光罩表面包覆多层隔热材料、遮光罩布置环路热管或均温热管实现进行均温处理、遮光罩表面布置主动控温加热回路。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(三)中，对遥感器内部进行热控制的方法包括：遥感器内部设置散热装置、光学系统与内热源分散分布或光学系统与内热源之间安装隔热装置。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述步骤(四)中，光学系统的主动热控功耗G与光学系统的漏热量Q相等；光学系统的漏热量包括光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁、光学系统与遥感器其他结构之间的辐射换热Q₂和光学系统与其他结构之间导热换热Q₃。

在上述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，所述光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁为：

式中，σ为玻耳兹曼常数；

ε_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的发射率；

A_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的表面积；

为光学系统温度；

为冷黑空间温度；

光学系统与其他结构之间的辐射换热量为Q₂：

式中，ε′_光学系统为光学系统表面发射率；

A′_光学系统为光学系统表面积；

为与光学系统有辐射换热关系的结构温度；

光学系统与其他结构之间的导热换热量Q₃为：

式中，T′_{4其他结构}为与光学系统有导热连接的结构温度；

R为光学系统与安装结构之间的接触热阻；

则G＝Q＝Q₁+Q₂+Q₃。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明采用采用遮光罩精密热控设计与卫星平台姿态调整相结合的方法，有效屏蔽冷黑背景和太阳直射热流扰动，并将入射热流迅速拉均并排散，避免局部热点产生，为遥感器光学系统提供稳定的热环境；

(2)本发明采用采用结构热控一体化设计的方法，对遥感器内部热源进行合理的布局和散热，有效屏蔽了热源扰动对光学系统温度的影响；

(3)本发明采用采用间接辐射控温的方法，大大提升了主光学系统的温度均匀性和稳定性，为遥感器成像提供稳定的温度条件。

附图说明

图1为本发明热控设计流程框图；

图2为本发明地球静止轨道+Z侧太阳辐射热流变化曲线示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

本发明提供了一种静止轨道光学系统热控设计方法，可有效屏蔽内外部热流对光学系统温度的扰动，为光学系统提供稳定的温度环境，保证相机在轨成像质量。

如图1所示为热控设计流程框图，由图可知，一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，包括如下步骤：

步骤(一)、通过测量获得不同太阳照射方向下，位于地球静止轨道遥感器外热流变化规律；并分别确定位于地球静止轨道遥感器外热流处于极端高温工况和极端低温工况的时间；地球静止轨道外热流变化规律为：太阳与地球静止轨道面光轴夹角8.8°时，地球静止轨道外热流平均热流最大；所述光轴为垂直于遥感器内光学系统方向；春分时地球静止轨道外热流平均热流最小；因此极端高温日期为太阳与轨道面夹角8.8°时，极端低温工况日期为春分。

通过实验确定遥感器内热源工作类型；遥感器内热源分为两类：第一类遥感器内热源工作时间小于等于24h；第二类遥感器内热源工作时间为10h，且仅白天工作。

分别确定遥感器内热源在地球静止轨道外热流处于极端高温工况和极端低温工况时的工作模式；地球静止轨道入光口方向(+Z侧)不同日期下热流变化如图2所示，太阳与轨道面夹角8.8°日期时+Z侧平均热流最大，春分时+Z侧平均热流最小，因此极端高温日期为太阳与轨道面夹角8.8°时，极端低温工况日期为春分；

根据内热源工作特点，遥感器内热源的工作模式为：当地球静止轨道外热流处于极端高温工况时，第一内热源24小时开机，且第二内热源在轨道时刻0-18000s、68400-86400s时开机，其它时间第二内热源关机；当地球静止轨道外热流处于极端低温工况时，第一内热源和第二内热源均关机。其中，轨道时0为地球正午12点。

步骤(二)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对外部热流进行屏蔽；屏蔽外热流一方面要求避免光学系统直接接收到太阳辐射热流以避免光学系统的急剧温升和光学镀膜的损伤，另一方面要求减小遮光罩(光学系统主要的热环境)温度波动，为光学系统营造稳定的温度环境；

对外部热流进行屏蔽的方法包括如下步骤：

步骤(2.1)、对遥感器遮光罩长度进行设计

设遮光罩直径为D；太阳光与光轴的夹角为α；光学系统距离遮光罩根部的距离为l，则遮光罩长度L为：

L≥D/tanα_min-l

式中，α_min为太阳光与光轴的最小夹角；

设允许的遮光罩长度最大为L₂；当L≤L₂时，进入步骤(2.3)；当L＞L₂时，进入步骤(2.2)；

步骤(2.2)、通过调整遥感器角度避免太阳辐射热流直接照射光学系统；

遥感器的调整角度β为：

β＝arctan(D/L)

即当太阳光与光轴的夹角为α＜β时，调整遥感器角度实现光学系统与光轴的夹角α≥β；

步骤(2.3)、对遮光罩进行热控设计

对遮光罩进行热控设计的方法为：遮光罩壁面喷涂吸收-发射比为0.1～0.2的热控涂层、遮光罩表面包覆多层隔热材料、遮光罩布置环路热管或均温热管实现进行均温处理、遮光罩表面布置主动控温加热回路。

步骤(三)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对遥感器内部进行热控制；一方面需要对内部热源进行合理的散热，另一方面要减小内部结构通过导热、辐射对光学系统温度的影响；

对遥感器内部进行热控制的方法包括：遥感器内部设置散热装置、光学系统与内热源分散分布或光学系统与内热源之间安装隔热装置。

步骤(四)、对遥感器内部光学系统的主动热控系统进行设计

光学系统采取间接辐射控温的方式控温，以满足光学系统精密控温的要求；计算光学系统的主动热控功耗,光学系统所需的主动控温功耗根据光学系统的漏热量计算；光学系统的漏热包括光学系统向冷黑空间的辐射漏热、光学系统与遥感器其他结构之间的辐射换热、光学系统与其他结构之间导热换热；

光学系统的主动热控功耗G与光学系统的漏热量Q相等；光学系统的漏热量包括光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁、光学系统与遥感器其他结构之间的辐射换热Q₂和光学系统与其他结构之间导热换热Q₃。

光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁为：

式中，σ为玻耳兹曼常数；

ε_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的发射率；

A_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的表面积；

为光学系统温度；

为冷黑空间温度；

光学系统与其他结构之间的辐射换热量为Q₂：

式中，ε′_光学系统为光学系统表面发射率；

A′_光学系统为光学系统表面积；

为与光学系统有辐射换热关系的结构温度；

光学系统与其他结构之间的导热换热量Q₃为：

式中，T′_{4其他结构}为与光学系统有导热连接的结构温度；

R为光学系统与安装结构之间的接触热阻；

则G＝Q＝Q₁+Q₂+Q₃。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤(一)、通过测量获得不同太阳照射方向下，位于地球静止轨道遥感器外热流变化规律；并分别确定位于地球静止轨道遥感器外热流处于极端高温工况和极端低温工况的时间；通过实验确定遥感器内热源工作类型；分别确定遥感器内热源在地球静止轨道外热流处于极端高温工况和极端低温工况时的工作模式；

步骤(二)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对外部热流进行屏蔽；

对外部热流进行屏蔽的方法包括如下步骤：

步骤(2.1)、对遥感器遮光罩长度进行设计

设遮光罩直径为D；太阳光与遥感器光轴的夹角为α；光学系统距离遮光罩根部的距离为l，则遮光罩长度L为：

L≥D/tanα_min-l

式中，α_min为太阳光与遥感器光轴的最小夹角；

设允许的遮光罩长度最大为L₂；当L≤L₂时，进入步骤(2.3)；当L＞L₂时，进入步骤(2.2)；

步骤(2.2)、通过调整遥感器角度避免太阳辐射热流直接照射光学系统；

遥感器的调整角度β为：

β＝arctan(D/L)

即当太阳光与遥感器光轴的夹角为α＜β时，调整遥感器角度实现光学系统与遥感器光轴的夹角α≥β；

步骤(2.3)、对遮光罩进行热控设计；对遮光罩进行热控设计的方法为：遮光罩壁面喷涂吸收-发射比为0.1～0.2的热控涂层、遮光罩表面包覆多层隔热材料、遮光罩布置环路热管或均温热管实现进行均温处理、遮光罩表面布置主动控温加热回路；

步骤(三)、位于地球静止轨道遥感器外热流处于高温工况时，对遥感器内部进行热控制；

步骤(四)、对遥感器内部光学系统的主动热控系统进行设计；

光学系统采取间接辐射控温的方式控温；计算光学系统的主动热控功耗。

2.根据权利要求1所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述步骤(一)中，所述遥感器内热源分为两类：第一类遥感器内热源工作时间小于等于24h；第二类遥感器内热源工作时间为10h，且仅白天工作。

3.根据权利要求2所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述步骤(一)中，所述遥感器内热源的工作模式为：当地球静止轨道外热流处于极端高温工况时，第一内热源24小时开机，且第二内热源在轨道时刻0-18000s、68400-86400s时开机，其它时间第二内热源关机；当地球静止轨道外热流处于极端低温工况时，第一内热源和第二内热源均关机。

4.根据权利要求3所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述轨道时0为地球正午12点。

5.根据权利要求4所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述步骤(三)中，对遥感器内部进行热控制的方法包括：遥感器内部设置散热装置、光学系统与内热源分散分布或光学系统与内热源之间安装隔热装置。

6.根据权利要求5所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述步骤(四)中，光学系统的主动热控功耗G与光学系统的漏热量Q相等；光学系统的漏热量包括光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁、光学系统与遥感器其他结构之间的辐射换热Q₂和光学系统与其他结构之间导热换热Q₃。

7.根据权利要求6所述的一种静止轨道遥感器光学系统精密热控设计方法，其特征在于：所述光学系统向冷黑空间的辐射漏热Q₁为：

式中，σ为玻耳兹曼常数；

ε_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的发射率；

A_光学系统为光学系统朝向冷黑空间一侧的表面积；

为光学系统温度；

为冷黑空间温度；

光学系统与其他结构之间的辐射换热量为Q₂：

式中，ε′_光学系统为光学系统表面发射率；

A′_光学系统为光学系统表面积；

为与光学系统有辐射换热关系的结构温度；

光学系统与其他结构之间的导热换热量Q₃为：

式中，T′_{4其他结构}为与光学系统有导热连接的结构温度；

R为光学系统与安装结构之间的接触热阻；

则G＝Q＝Q₁+Q₂+Q₃。

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