地球静止轨道遥感器空间热流模拟方法研究

徐娜娜 于峰 封艳广



地球静止轨道遥感器空间热流模拟方法研究

徐娜娜1,2于峰1封艳广1

（1 北京空间机电研究所，北京 100094）（2 先进光学遥感技术北京市重点实验室，北京 100094）

空间遥感器需开展地面热试验以验证热控设计的正确性，而空间热流的准确模拟是地面热试验验证的关键因素。地球静止轨道遥感器空间热流复杂，空间热流的准确模拟更为重要。文章提出了一种地球静止轨道遥感器空间热流模拟方法，解决了高轨光学系统受照的热流模拟问题，大大提高了静止轨道遥感器地面试验的准确性。文章以“风云四号”卫星闪电成像仪为例，详细介绍了热流模拟方法，并进行了地面试验和在轨验证。地面试验和在轨飞行温度数据表明该模拟方法正确，模拟数据可靠。文章介绍的热流模拟方法也为后续高轨遥感器及太阳观测遥感器空间热流的模拟提供了参考。

空间热流模拟 试验及在轨验证 太阳模拟器 地球静止轨道 “风云四号”卫星

0 引言

空间遥感器在轨运行过程中要承受空间热流辐射和空间高真空、深低温的恶劣环境，导致遥感器表面面临剧烈的温度变化，为确保相机在轨成像品质，需对遥感器进行热控制，并对热控设计进行地面试验验证。遥感器进行地面试验时必须精确地模拟在轨的各种环境，才能保证地面试验的有效性。其中空间热流模拟技术难度最大，且直接影响遥感器地面试验时的温度水平，对试验结果起着决定性作用，因此空间热流的准确模拟是地面热试验有效的关键因素[1-4]。地球静止轨道遥感器空间热流复杂，遥感器的各个方向均会交替出现长时间持续受照和持续不受照的情况，光学系统将会出现长时间的“日凌”现象，因此地球静止轨道空间热流的准确模拟更为重要和困难[5-7]。

目前，常用的外热流模拟方法主要为吸收式热流模拟方法，即通过使用加热装置，对遥感器表面进行加热，使得遥感器表面吸收的热流等于该表面吸收的空间外热流，以获得相同的热效应，而不考虑实际的空间外热流的特点。低轨遥感器一般不会出现光学系统直接受到太阳照射的情况，可采用吸收式热流模拟方法，但高轨遥感器将会出现光学系统长时间受照的情况，而光学系统对能量具有很强的选择性，因此吸收式热流模拟方法不再适用于地球静止轨道遥感器光学系统受照情况下空间热流的模拟。

本文提出了一种新型的空间热流模拟方法，采用太阳模拟器和运动模拟器，配合辅助电加热器的方式准确模拟了空间热流，结合“风云四号”卫星闪电成像仪的热控设计对该方法进行了详细的说明和介绍，并经过了地面试验和在轨飞行验证，证明了该模拟方法正确，模拟数据可靠。

1 地球静止轨道空间热流特点

目前我国在轨的光学遥感器绝大部分工作在太阳同步轨道，同太阳同步轨道相比，地球静止轨道遥感器所经受的空间热流具有如下特点[8-9]：

1）地球反照和地球红外热流的数值很小，空间热流的模拟仅考虑太阳辐射热流。

到达遥感器表面的太阳辐射s、地球反照a、地球红外能量e分别为：

式中为太阳辐照强度；s为太阳光与卫星表面法线方向的夹角；d为卫星表面微元面积；为反照率；AE为受到太阳直接照射的地球表面面积；为地表微元法向与太阳光的夹角；1为地表微元法向与地表微元和卫星微元连线的夹角；2为卫星微元法向与地表微元和卫星微元连线的夹角；为轨道高度；e为地球表面面积。

从式（1）可以看出，地球反照和地球红外能量与轨道高度有关，在地球静止轨道高度36 000 km下，地球反照和地球红外的能量密度约5 W/m2，不足太阳辐射能量的0.5%。因此地球静止轨道可忽略地球红外和地球反照能量的影响。

2）轨道周期长，遥感器受照及不受照的持续时间较长，对遥感器内部的温度影响很大。

遥感器的±方向外热流成季节性变化，一年为一个变化周期，每年内均有半年长期受照，半年长期不受照；而±以及±Z方向外热流一轨24 h为一个变化周期，一轨内最长有12 h持续受照，12 h持续不受照。

3）地球静止轨道遮光罩将持续长时间受照或长时间不受照，导致遮光罩温度波动可达百摄氏度以上，对光学系统温度有较大影响。为减小遮光罩温度波动，地球静止轨道遥感器遮光罩的设计一般较复杂，采取遮光罩分段或者多种热控措施结合的方式。复杂的设计也增加了外热流的模拟难度。图1为地球静止轨道遥感器不同季节受照情况。

图1 地球静止轨道遥感器不同季节受照情况

4）入光口所处的对地面（一般+侧），午夜前后太阳光与遥感器光轴的夹角接近0°，遮光罩不能有效遮挡太阳光，光学系统在一个轨道周期内可能面临长时间的太阳照射。其光照强度和光照时间与遥感器所处的轨道时刻以及遥感器遮光罩的尺寸有关。

光学系统接收到的太阳辐射能量密度为：

式中为卫星运动的角速度；为轨道时刻，以午夜零点为起点。

光学系统接收到太阳辐射的时间为：

式中为遮光罩直径；为遮光罩长度。

2 空间热流模拟方法

2.1 常规空间热流模拟方法

目前国内研制的绝大部分遥感器为太阳同步轨道遥感器，太阳同步轨道轨道高度低，需同时考虑接收到的太阳辐照、地球红外以及地球反照辐射热流，地球反照与地球红外能量较为稳定，太阳辐射时间较短。

太阳同步轨道遥感器光学系统一般可通过合理的设计遮光罩尺寸来规避太阳辐射；太阳辐射能量不会长时间照射遮光罩，遮光罩一般采取外部包覆多层隔热材料，遮光罩根部布置主动控温回路，遮光罩一轨内温度变化较小，对光学系统影响较小；遥感器的其他结构除散热面外均包覆在多层隔热材料内，有效隔绝空间热流对相机内部温度的影响。

太阳同步轨道遥感器一般采用吸收式热流模拟法，常用的吸收式热流模拟法有红外笼、红外灯阵以及表面薄膜加热器[10-14]。

1）红外笼热流模拟法。红外笼模拟器是由多个加热回路组成，每个回路由中间留有一定空隙的金属带串联而成，红外笼与热流计形成闭环控制系统来模拟空间热流。以热流计的温度为控制目标，调整红外笼上施加的功率，从而达到调整热流量的目的。

2）红外灯阵热流模拟法。红外灯阵是由红外灯及支架组成，试验时在星体四周组成灯阵，实现对遥感器的辐射加热，红外灯阵同红外笼一样，通过与热流计形成闭环控制来调整热流量。

3）表面薄膜加热器热流模拟法。表面薄膜加热器是在遥感器表面粘贴一层薄膜电阻加热片，通电后使其产生的焦耳热等于遥感器表面吸收的空间外热流。加热器配以程控电源使用，通过调整电流/电压来调整加热功耗，匹配遥感器表面吸收的热流量。

随着我国遥感器向高轨进军，地球静止轨道遥感器会越来越多，遥感器光学系统将面临长时间“日凌”现象，而光学系统对光谱有较强的选择性吸收、反射和透过能力，要求空间热流模拟系统能够提供接近太阳光谱分布的准直热源，常规的热流模拟方法未考虑空间热流的谱段特性，不再适用于地球静止轨道光学系统长期受照情况下的热流模拟，亟需寻找新的空间热流模拟方法，本文提供了一个解决方案。

2.2 太阳模拟器和运动模拟器空间热流模拟方法

图2所示为太阳模拟器与运动模拟器空间热流模拟系统简图，该系统由真空环境模拟室、太阳模拟器、运动模拟器以及辅助电加热器组成。

图2 空间热流模拟系统

1）太阳模拟器。太阳模拟器是一种入射式空间热流模拟方法，可模拟太阳光的辐照强度、方向及其光谱特性，太阳模拟器由光源、光学系统以及冷却系统组成，光源采用氙灯，氙灯发出的光经过特殊滤光后，其光谱成分与太阳光接近。大型空间模拟室一般都装有相匹配的太阳模拟器。

2）运动模拟器。运动模拟器用于模拟太阳光与遥感器相对位置关系的变化。地球静止轨道一个周期内太阳光与光轴夹角从0°匀速变化到360°，因此运动模拟器应具备0.25（°）/min的匀速转动能力，所需转动的角度以及其他辅助运动功能可根据具体试验情况进行设计。

3）辅助电加热器。电加热器结构简单、精度高，可实现瞬态热流的模拟，因此选择电加热器作为辅助热流模拟方法。辅助电加热器可用于光学系统不受照时刻空间热流的模拟，以及光学系统受照时刻无法采用太阳模拟器模拟的部分热流的模拟，提高了试验的精度，同时减小了运动模拟器的运动幅度，减小了对太阳模拟器和真空环境模拟室尺寸的要求。

该热流模拟系统具有如下特点：①热源具有太阳光谱特性；②能够模拟太阳光与遥感器相对位置关系的变化；③采用其他辅助模拟方式，可减小参试设备的转动幅度，大大提升了试验方案的工程可实现性。

3 应用实例

下文以“风云四号”卫星闪电成像仪为例，详细介绍地球静止轨道空间热流的模拟方法。

3.1 闪电成像仪概述

“风云四号”卫星工作于地球静止轨道，其搭载的闪电成像仪安装于卫星-侧舱板上，闪电成像仪入光口（+侧）对地，其坐标系如图3（a）所示，与卫星坐标系一致。闪电成像仪由主体结构、遮光罩、镜头组件、焦面组件以及散热组件构成。镜头组件为透射式，由两套完全相同的光学系统组成，每套光学系统由8片透镜组成，如图3（b）所示。为满足闪现在轨成像需求，闪电成像仪面向外空间的结构采取了如下热控措施：

1）遮光罩外表面喷涂ACR-1防静电白漆，内表面发黑；

2）散热面表面粘贴OSR片；

3）相机主体外表面包覆20单元多层隔热组件，最外侧为单面镀铝聚酰亚胺膜；

4）滤光片前增加保护玻璃，保护玻璃表面镀红外高反、可见高透膜。

图3 闪电成像仪

3.2 空间热流模拟方法

3.2.1 空间热流特点

闪电成像仪光学系统的透镜1为保护玻璃，对可见谱段有很高的透过率，对于红外谱段具有很高的反射率；透镜2为滤光片，仅对波长0.777±0.01mm的能量具有很高的透过率，对于其余谱段具有很高的反射率。透镜3~透镜8可接受到的能量很少，对于热的影响可以不予考虑。前两片透镜对于能量的选择性如图4所示。

图4 前两片的透镜对能量的选择

午夜前后，闪电成像仪的遮光罩不能有效的遮挡太阳光，光学系统在午夜前后将出现光学系统受照情况，图5所示为光学系统受照时间最长的日期下光学系统到达的太阳辐射热流密度随时间的变化曲线（起始时刻为正午12点）。由于遮光罩的遮挡，光学系统不同位置受到太阳辐射的时间段不同，如图6所示，午夜前透镜组件的+X侧受照，午夜透镜组件中心受照，午夜后透镜组件-X侧受照。

图5 到达光学系统的太阳辐射热流密度

图6 光学系统受照情况

3.2.2 空间热流模拟系统

根据闪电成像仪空间热流特点，选择采用太阳模拟器与运动模拟器配合辅助电加热器的空间热流模拟方法，空间热流模拟系统如图7所示（不包含真空模拟室）。

图7 FY-4闪电成像仪空间热流模拟系统

（1）太阳模拟器/真空环境模拟室

根据遥感器尺寸选择太阳模拟器以及真空环境模拟室，太阳模拟器光斑尺寸满足遥感器转动过程中始终处于太阳光斑的覆盖范围内；真空环境模拟室尺寸要大于3倍的遥感器特征尺寸，以提供足够大的热沉表面积，减小太阳模拟器的附加热流影响[15]，提高热平衡试验精度。

（2）运动模拟器

运动模拟器具有转动和平移运动功能，转动角度由光学系统受照情况决定，平移距离由太阳模拟器尺寸决定。

根据图5可知闪电成像仪在午夜前后各1小时12分钟的时间内受照，根据地球静止轨道运动规律，该时间段内太阳光与遥感器光轴夹角从-18°变化到18°，因此运动模拟器需要具备在-18°到18°之间任意转动，并且可以以0.25（°）/min的速度在-18°~18°之间匀速转动的功能；根据遥感器尺寸以及运动角度，选用的太阳模拟器光斑尺寸为直径600 mm，因此运动模拟器要具备600 mm以上的平移运动功能。

（3）辅助电加热器

遮光罩、多层隔热组件以及散热面上需粘贴辅助电加热器。辅助电加热器的设计需考虑电加热器的粘贴位置以及电加热器的分区。

1）遮光罩：综合考虑实施可行性及表面辐射特性，将电加热器粘贴在遮光罩外表面，并在电加热器外表面喷涂ACR-1防静电白漆。遮光罩为圆柱结构，且热流需要同时模拟内壁、外壁以及光栅的太阳辐射热流，导致热流分布沿周向和轴向都极不均匀，需通过多轮仿真分析迭代进行合理分区。

2）散热面：散热面基板为铝板，表面粘贴OSR片，OSR表面无法粘贴电加热器。OSR表面与散热面铝板温差很小，将电加热器粘贴在散热面铝板表面与粘贴在OSR表面对温度影响很小，因此将电加热器粘贴在散热面铝板表面。散热面为平面，热流密度均匀，因此每个散热面表面为一个分区。

3）多层外侧：多层隔热组件表面为单面镀铝聚酰亚胺薄膜，多层隔热组件外侧的热流模拟电加热器首先粘贴在聚酰亚胺薄膜上，再固定于多层隔热组件外侧，即避免了破坏多层隔热组件，也保证了外表面辐射特性一致。多层隔热组件电加热器根据热流密度分区，热流密度接近的作为一个分区。

3.2.3 空间热流模拟方法

该方法为组合式空间热流模拟法，需要太阳模拟器、运动模拟器以及辅助电加热器的精准配合使用。空间热流模拟按照如下流程进行（轨道0时刻为正午十二点）：

1）0 s~38 880 s：轨道0时刻将闪电成像仪置于太阳光斑范围以外，电加热器开启，按照瞬态工况进行热流加载，模拟光学系统不受照时期闪电成像仪所接受的空间热流；

2）38 880 s~47 250 s：轨道时刻38 880 s（午夜前1小时12分）时，将闪电成像仪移至太阳模拟器正下方，并将闪电成像仪倾斜，使其光轴方向与太阳光成-18°夹角（图7a所示位置），开启太阳模拟器为一个太阳常数。运动模拟器以0.25（°）/min的速度匀速转动，直至闪电成像仪与太阳光夹角为18°（图7b所示位置），关闭太阳模拟器，运动模拟器平移，将闪电成像仪移出太阳模拟器光斑范围。

试验工况为末期工况，遮光罩、散热面以及多层外侧的涂层退化，而试验状态下涂层为初期状态，因此太阳模拟器开启时间段内，需要用辅助电加热器弥补因末期退化增加的能量。

设涂层末期的太阳吸收率为1，初期太阳吸收率为2，则电加热器需要补偿的能量为：

q=（1-2）/1

式中为末期工况实际吸收的太阳辐射热流。

3）47 520s~86 400s：出光斑的同时开启辅助电加热器，采用电加热器模拟光学系统不受照时期闪电成像仪所接受的空间热流，直至一个轨道周期结束。回到步骤1），开始下一个轨道周期的热流模拟。

3.3 地面试验及在轨验证

闪电成像仪进行了地面试验验证，试验中充分模拟了成像仪在轨的空间热环境条件。闪电成像仪遮光罩和保护玻璃位于最前端，受到空间热流的影响最大，图8为遮光罩和保护玻璃仿真分析以及地面热平衡试验温度曲线，从图中可以看出，试验结果与仿真分析结果温度变化规律一致，且最大温差小于3 ℃。

FY-4卫星于2016年12月11日发射，热控系统在轨工作稳定，表1列举了仿真分析、真空热平衡试验以及在轨飞行的温度结果，从表中数据可以看出，各主要部件温度满足要求，且仿真分析温度结果、试验温度结果与在轨温度数据一致，证明了该热流模拟方法准确有效。

图8 一轨内温度变化曲线

表1 仿真分析、热平衡试验及在轨飞行温度数据

Tab.1 Temperature data of simulation thermal balance test and flight in orbit /℃

4 结束语

本文介绍了一种组合式地球静止轨道光学遥感器太阳辐射热流的模拟方法。通过太阳模拟器、运动模拟器以及辅助电加热器的精准配合使用进行空间热流的模拟，既准确模拟了光学系统对太阳光谱能量的选择性吸收、反射和透过以及遥感器与太阳光相对位置关系的变化，又简化了试验装置，提高了试验方案的工程可实现性。该模拟方法也为其他高轨遥感器以及太阳观测遥感器的空间热流模拟方法提供了参考。

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（编辑：毛建杰）

Investigation of Space Heat Flux Simulation Method for Remote Sensor in Geostationary Orbit

XU Nana1,2YU Feng1FENG Yanguang1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Key Laboratory of Advanced Optical Remote Sensing Technology, Beijing 100094, China）

Ground thermal balance test should be carried out for space remote sensor in order to verify the validity of the thermal control design. Accurate simulation of the space heat flux is the critical factor in the ground thermal verification. Especially it is more important for the sensors on geostationary orbit owning to the complexity of the heat flux. In this paper, a new heat flux simulation method is given for the sensor on geostationary orbit, which can solve the problem of irradiation for the optical system on high altitude orbit and increase the accuracy of heat flux simulation. Taking the FY-4 lightning imaging sensor as an example, the method is introduced in detail. The ground test and in-orbit verifications are all carried out, and the temperature data results indicate the correctness of the simulation method and the reliability of the analog data. This method also provides reference of heat flux simulation for the subsequent high orbit and solar observation remote sensors.

heat flux simulation; test and in-orbit verification; solar simulator; geostationary orbit; FY-4 satellite

443+.5

A

1009-8518(2017)06-0065-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.06.008

徐娜娜，女，1985年生，2011年获中国科学院理化技术研究所工学硕士学位，工程师，研究方向为遥感器热设计。E-mail:xunn_85@126.com。

2017-03-20

国家重大科技专项工程