高精度光學載荷安裝平臺熱控設計及試驗驗證

唐宗斌，王建平，廖 星

（1.上海穹窿科技有限公司，上海 200240； 2.中國科學院微小衛星創新研究院，上海 201203）

0 引言

用于太陽觀測的某科學衛星配備了3 臺光學載荷——全日面矢量磁像儀（FMG）、萊曼阿爾法太陽望遠鏡（LST）和太陽硬X 射線成像儀（HXI）[1]。為實現對太陽的共視，要求3 臺光學載荷的光軸平行度偏差小于30″，即FMG 光軸、HXI 光軸相對于LST內WST 光軸（基準光軸）的偏差小于30″[2]。在軌載荷光軸平行度主要受地面總裝、測試、試驗（AIT）環境、在軌溫度變化引起的熱彈變形[3]和衛星運動部件微振動擾動的影響，其中載荷安裝平臺在軌溫度波動及溫度梯度引起的熱彈變形帶來的影響較大，因此需要對光學載荷安裝平臺進行溫度均勻性和溫度穩定性控制[4]，以減小載荷安裝平臺的熱彈變形，保證載荷光軸平行度要求。結合載荷地面AIT 環境溫度及總體對光軸平行度技術指標分解，確定光學載荷安裝平臺的溫度穩定性及均勻性控制指標為(22±5) ℃。

本文針對衛星太陽同步軌道、對日定向的軌道姿態[5]特點，對載荷安裝平臺進行了內外雙多層的被動熱控設計[6-7]；同時，針對大尺寸（1.6 m×1.6 m×0.8 m）安裝平臺溫度均勻性差、難控制的特點[8]，對安裝平臺和支架進行分區域PI 閉環[9]加熱的主動熱控設計；并通過仿真分析和真空熱平衡試驗對該熱控方案進行驗證。

1 熱控方案及實施

衛星構型采取有效載荷與衛星平臺分艙設計的思路，由平臺艙和有效載荷艙兩部分組成：平臺艙采用框架面板式結構形式，用于安裝大部分平臺單機設備；有效載荷艙（載荷安裝平臺）將1 塊光學基準板作為3 臺有效載荷的安裝板，安裝板通過螺釘緊固與載荷艙支撐框架連接；平臺艙和有效載荷艙通過鈦合金接頭連接，接頭間采用鈦合金螺釘緊固，以減小兩艙間的熱耦合。衛星整體布局如圖1所示，其中有效載荷艙位于衛星的+Z側，受外熱流直接影響。

圖1 衛星在軌飛行狀態Fig.1 Flight status of the on-orbit satellite

有效載荷艙主要用于隔離衛星平臺和有效載荷，為有效載荷單機提供良好的發射環境和空間環境。其為鏤空結構，內部布置有主光學載荷（FMG、LST、 HXI）以及光纖陀螺、測控天線、星敏感器等單機設備。其中3 臺光學載荷根據安裝指向需求，呈品字形布局在載荷安裝板±Z面上；星敏感器和光纖陀螺安裝于載荷安裝板背陽面-X側。有效載荷艙布局詳見圖2 所示。

圖2 有效載荷艙布局示意Fig.2 Layout diagram of the payload cabin

由于載荷的地面AIT 環境溫度為22 ℃，為保證載荷在軌工作環境與地面一致，光學載荷安裝平臺的中心溫度需控制在22 ℃；同時，根據總體對光軸平行度技術指標分解，載荷安裝平臺的溫度穩定性及均勻性控制指標為(22±5) ℃。

有效載荷及載荷安裝平臺均處于星體外部，該衛星軌道姿態下各方向外熱流差異大，且載荷安裝平臺尺寸大、溫控難，因此采取被動溫控和PI 閉環加熱主動控溫相結合的熱控措施[10]來保證載荷安裝板的溫度均勻性和穩定性，具體設計實施方案為：

1）為減小+X側（向陽面）太陽輻射對載荷、載荷安裝板及支撐桿的熱影響，在+X側設計遮陽板。遮陽板可以對FMG、LST 載荷及其散熱板進行遮擋，還能對載荷安裝板+X側邊進行遮擋；為了避免遮陽板溫度過高導致其安裝點位置溫度過高，遮陽板兩側包覆15 層多層隔熱組件；同時，在載荷安裝板上、下表面以及支撐桿架外圍也包覆15 層多層隔熱組件，以進一步減少外部熱流變化引起的載荷安裝平臺溫度波動。

2）為減小主載荷與載荷安裝平臺相互之間的熱耦合，在載荷與載荷安裝平臺之間設置10 mm 厚的玻璃鋼隔熱墊。

3）有效載荷同步進行主動熱控。在載荷內部及四周布置多路加熱器進行主動加熱控制，以適應衛星軌道及姿態變化引起的溫度變化，將3 臺主載荷的溫度都控制在(22±5) ℃，以保證載荷安裝平臺上載荷安裝面位置的溫度穩定性。

4）為了保證大尺寸載荷安裝平臺的溫度均勻性，在載荷安裝板+Z面根據載荷及單機的安裝位置劃分4 個加熱區域，每個加熱區域通過雙回路加熱器設計主備2 路加熱回路；載荷安裝板-Z面同樣根據載荷及單機的安裝位置劃分6 個加熱區域，通過星務計算機采用PI 主動閉環控制加熱器。

5）為保證載荷安裝平臺支撐桿的溫度一致性，在載荷艙桿架上采用主動加熱控溫，在沿Y方向平齊的2 根桿架上布置1 路主動加熱回路，14 根支撐桿共設計7 路主動加熱回路，通過星務計算機采用PI 主動閉環控制加熱器。

2 熱仿真分析

根據上述熱控方案設計，采用Thermica 熱控分析軟件對整星進行熱仿真建模，模型如圖3 所示。由于載荷與安裝平臺分別獨立控溫，且載荷與載荷安裝平臺之間采用隔熱設計，在仿真計算中，載荷作為一個溫度邊界處理。

圖3 載荷及載荷安裝平臺熱仿真分析模型Fig.3 Thermal simulation analysis model of the payload and payload assembly platform

由于該衛星的主要任務是對日觀測，在軌正常工作時為+X向正對日指向、Y軸平行于黃道面的正對日定向，所以軌道光照角變化只對衛星陰影時長有影響（當軌道光照角為最小58°時，陰影時間最長18 min），對各散熱面的外熱流基本沒有影響。結合多層外膜輻射特性壽命初末期變化和季節變換引起的太陽常數變化，載荷正常觀測模式時，選擇一年內陰影時間最長、太陽常數相對較?。?326 W/m2）、涂層壽命初期太陽吸收比（S781 白漆0.21，F46 多層外膜0.18）的6 月1 日作為低溫工況，選擇全光照（光照角為87°）、太陽常數最大（1414 W/m2）、涂層壽命末期太陽吸收比（S781 白漆0.40，F46 多層外膜0.35）的12 月21 日作為高溫工況。

仿真計算了衛星在軌對日定向工作模式高低溫工況下載荷安裝平臺的溫度，分析得到載荷安裝平臺在有PI 閉環加熱溫控時：低溫工況下，載荷安裝板+Z面溫度能控制在19.7～23.9 ℃，-Z面溫度能控制在20.4～23.3 ℃，載荷支撐桿溫度能控制在19.2～24.3 ℃，需要主動加熱功耗29 W；高溫工況下，載荷安裝板+Z面溫度能控制在19.7～24 ℃，-Z面溫度能控制在20.7～23.3 ℃，載荷支撐桿溫度能控制在19.4～24.3 ℃，需要主動加熱功耗23 W。以上仿真結果表明，高低溫工況下載荷安裝平臺各部分溫度都可以控制在(22±3) ℃，滿足(22±5) ℃的指標要求。

3 熱控方案試驗驗證

3.1 熱平衡試驗

對實施熱控方案后的載荷安裝平臺進行真空環境下的熱平衡試驗。為實時監測載荷光軸平行度，試驗過程中在真空罐內安裝了平行度檢測裝置；通過對溫度場和載荷光軸平行度的監測[11]，來驗證熱控方案的有效性以及仿真結果的準確性。熱平衡試驗真空罐內狀態如圖4 所示。

此次試驗包括衛星高、低溫平衡試驗工況，以及定標、平臺溫度拉偏等過程工況?？傆? 個試驗工況的用時及目的列于表1。

表1 各試驗工況用時及目的Table 1 Time expenditure and purpose of each test condition

此次試驗中，載荷安裝板（包括其支撐桿）設計了21 路主動加熱器、110 個測溫熱電偶；在熱平衡試驗階段，支撐桿、載荷安裝板+Z側和-Z側分別進行主動閉環控溫，自主加熱器采用PI 算法，加熱器判定周期為30 s，即每30 s 進行1 次加熱功率控制調整，最大功率為加熱回路設計功率。在熱平衡試驗高低溫工況、定標工況及平臺外熱流拉偏工況中，載荷安裝板控溫目標設定為22 ℃。在整個熱平衡試驗過程中，閉環主動加熱器工作均正常，其中P 參數取1，I 參數取6。

熱平衡試驗結果顯示：支撐桿溫度在19.5～22.5 ℃之間，溫差控制在3 ℃以內，測溫點溫度波動控制在0.4 ℃之內，如圖5 所示；+Z側除測控天線和LST 載荷輻射板安裝面附近的溫度低點（低于19 ℃）外，溫度在19.1～22.6 ℃之間，溫差控制在3.5 ℃以內，測溫點溫度波動控制在0.5 ℃之內，如圖6 所示；-Z側溫度在18.7～22.8 ℃之間，但除支撐桿9 和2、3 連接處附近的溫度低點外，溫度在20.1～22.6 ℃之間，溫差控制在2.5 ℃以內，測溫點溫度波動控制在0.5 ℃之內，其中準直器安裝面溫度在21.0～22.6 ℃之間，如圖7 所示。低溫工況下主動熱控，支撐桿補償7 W，+Z側補償11.7 W，-Z側補償19.6 W，共補償38 W；高溫工況下主動熱控，支撐桿補償9 W，+Z側補償6.5 W，-Z側補償26 W，共補償41 W。上述試驗結果表明：載荷安裝平臺不同工況下溫度都可以控制在(22±5) ℃以內；除個別溫度低點外，載荷安裝平臺溫度可以控制在(22±3) ℃以內，與仿真結果基本一致，滿足指標要求。

圖5 載荷安裝板支撐桿在熱平衡試驗中的溫度變化Fig.5 Temperature variation of the support rod of the payload mounting plate during thermal balance test

圖6 載荷安裝板+Z 側在熱平衡試驗中的溫度變化Fig.6 Temperature variation of the payload mounting plate at+Z side during thermal balance test

圖7 載荷安裝板-Z 側在熱平衡試驗中的溫度變化Fig.7 Temperature variation of the payload mounting plate at-Z side during thermal balance test

3.2 光軸平行度監測

在整個熱真空試驗過程中，對3 臺載荷的光軸平行度進行了全周期實時監測，測試過程中以載荷單機基準棱鏡表征載荷單機光軸，LST 棱鏡為1 號棱鏡，FMG 棱鏡為2 號棱鏡，HXI 準直器棱鏡為3 號棱鏡，測試結果如圖8 所示?？梢钥吹?，3 臺有效載荷光軸間平行度在整個熱真空試驗過程中隨時間變化波動，整星高低溫工況平衡后，3 臺載荷光軸間平行度變化范圍在10″以內，且1 個軌道周期內平臺溫度變化對載荷光軸間平行度影響很?。ㄔ?″以內）；轉工況過程中，載荷光軸間平行度波動較大，但變化范圍也都在15″內；平臺艙外熱流拉偏引起的不同方向艙板溫差對載荷光軸間平行度幾乎沒有影響，與高低溫工況波動一致?？偟脑囼灲Y果表明，各工況下載荷光軸間平行度波動的均值在±5″范圍內，最大波動量小于15″，整個試驗過程中載荷光軸間平行度變化可控。

圖8 熱真空試驗過程載荷光軸間平行度測試結果Fig.8 Test results of parallelism between payload optical axes during thermal vacuum test

4 結束語

本文根據某衛星平臺對光學載荷同軸度的要求，結合地面AIT 和在軌環境影響域分析，對光學指標進一步分解，進行高精度光學載荷安裝平臺熱控設計：結合衛星在軌的真實環境和載荷的布局方案，對載荷艙進行了內外雙多層隔熱設計，外部多層減小外部環境影響，提高平臺溫度穩定性；內部多層減少平臺向外部的漏熱，減小補償加熱功耗；同時在平臺上進行分區PI 控制加熱，提高平臺整體溫度均勻性；各部件之間隔熱安裝，減少相互之間熱耦合。

仿真分析表明，該熱控方案下，載荷安裝平臺各部分溫度都可控制在(22±3) ℃，所需主動加熱功耗25 W。通過真空熱平衡試驗進一步驗證了該熱控方案，試驗結果顯示載荷安裝平臺溫度控制在(22±3) ℃，滿足(22±5) ℃控溫指標；熱平衡試驗中同步進行的光軸間平行度測試表明，平臺各面的溫差與溫度波動對3 臺載荷的光軸間平行度沒有影響，光軸間平行度的變化控制在15″以內，滿足小于30″的需求。

值得一提的是，試驗發現安裝平臺熱控實施過程中存在一些漏熱點，造成試驗中所需的主動加熱功耗比仿真分析中的高出10 W 左右，后續將對漏熱低溫點進行設計優化，降低主動加熱功耗。