空间光谱成像仪热设计及其分析与验证

　　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;