空间光学遥感器的热设计实例及其仿真分析

　　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。