關(guān)奉偉,劉 巨,于善猛,黃 勇,崔 抗

(中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所,吉林 長(zhǎng)春 130033)

空間光學(xué)遙感器熱試驗(yàn)外熱流模擬及程控實(shí)現(xiàn)

關(guān)奉偉,劉 巨*,于善猛,黃 勇,崔 抗

(中國(guó)科學(xué)院 長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所,吉林 長(zhǎng)春 130033)

以某太陽(yáng)同步軌道空間光學(xué)遙感器為例，闡述了空間外熱流分析計(jì)算、熱平衡試驗(yàn)外熱流模擬以及外熱流程控加載的全過(guò)程。首先，總結(jié)了空間光學(xué)遙感器外熱流模擬的完整流程。其次，簡(jiǎn)要介紹了太陽(yáng)輻射、地球反照、地球紅外輻射三種空間外熱流的計(jì)算方法。然后，對(duì)該空間遙感器進(jìn)行了空間綜合吸收外熱流計(jì)算，獲得了陽(yáng)照區(qū)及陰影區(qū)外熱流平均值。最后，確定了熱平衡試驗(yàn)外熱流的模擬方法和策略，利用LabVIEW語(yǔ)言編寫了程控電源開環(huán)控制程序，實(shí)現(xiàn)了熱試驗(yàn)外熱流的準(zhǔn)確加載。試驗(yàn)結(jié)果表明，外熱流值加載偏差在±2.5%以內(nèi)，滿足熱平衡試驗(yàn)要求。

空間光學(xué)遙感器；外熱流；程控

1 引言

航天器所處的空間熱環(huán)境與系統(tǒng)熱控制設(shè)計(jì)密切相關(guān)，空間熱環(huán)境包括自由分子加熱、真空和低溫、粒子輻照、太陽(yáng)輻射、行星反照、地球反照、地球紅外輻射以及宇宙射線等［1］，地球軌道航天器所受空間熱流主要來(lái)自于太陽(yáng)輻射、地球反照、地球紅外輻射三部分［2-4］，其余如自由分子加熱和空間粒子等對(duì)熱控設(shè)計(jì)影響較小，通常可忽略不計(jì)。

空間外熱流會(huì)造成航天器表面溫度的波動(dòng)及不均勻性［5-6］，同時(shí)空間外熱流又隨運(yùn)行軌道、四季時(shí)節(jié)有顯著變化，并且與航天器表面形狀、空間方位等也有直接關(guān)系，所以對(duì)于航天器熱設(shè)計(jì)，空間外熱流分析的工作非常必要而且復(fù)雜，空間熱流分析已經(jīng)成為了整機(jī)熱分析工作的重要組成部分［7-8］。

航天器的熱設(shè)計(jì)通常都需要通過(guò)熱平衡試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證，對(duì)于地面的熱平衡試驗(yàn)，空間外熱流的模擬是必要的試驗(yàn)條件之一，由于航天器在軌運(yùn)行期間，所受空間熱流隨時(shí)間一直處于瞬態(tài)變化之中，所以空間外熱流模擬的方法和準(zhǔn)確性對(duì)熱平衡試驗(yàn)結(jié)果的正確與否有重要影響。本文以某太陽(yáng)同步軌道空間光學(xué)遙感器為例，對(duì)空間外熱流的仿真計(jì)算，熱平衡試驗(yàn)的外熱流模擬方法，以及熱試驗(yàn)中外熱流加載的程控實(shí)現(xiàn)的全過(guò)程進(jìn)行系統(tǒng)介紹。

2 外熱流模擬流程

在空間光學(xué)遙感器的熱控設(shè)計(jì)任務(wù)中，空間外熱流的計(jì)算、模擬、試驗(yàn)加載等工作可謂貫穿始終。在確定了軌道參數(shù)、衛(wèi)星空間方位、相機(jī)構(gòu)型等熱控設(shè)計(jì)輸入后，進(jìn)行任務(wù)分析；確定熱分析及熱試驗(yàn)的典型或極端工況之后，展開外熱流分析工作；獲得典型或極端工況下的瞬態(tài)外熱流或周期平均外熱流，依據(jù)計(jì)算值以及外熱流模擬方案，確定熱平衡試驗(yàn)工況熱流加載值；最后編寫開環(huán)或閉環(huán)控制程序，實(shí)現(xiàn)熱平衡試驗(yàn)空間外熱流的加載實(shí)現(xiàn)及準(zhǔn)確模擬。外熱流模擬的全部流程如圖1所示。

圖1 熱試驗(yàn)外熱流模擬流程圖Fig.1 Space heat flux simulation flow chart of thermal test

3 外熱流計(jì)算原理

空間光學(xué)遙感器熱控設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)考慮的是太陽(yáng)輻射、地球反照以及地球紅外輻射3種空間外熱流，到達(dá)遙感器表面的外熱流被認(rèn)為是3種熱流綜合作用的結(jié)果，3種空間熱流的計(jì)算方法［9］如下。

3.1 太陽(yáng)輻射

由于地日距離很大，所以太陽(yáng)光到達(dá)地球附近的發(fā)散角已經(jīng)很小，除特殊情況下，太陽(yáng)光可近似看作平行光處理。由太陽(yáng)光與受照表面的相對(duì)幾何關(guān)系可知，受照表面的任一微元dA的太陽(yáng)輻射熱流為：

式中：S為太陽(yáng)輻照常數(shù)，F(xiàn)1為太陽(yáng)輻射角系數(shù)，βs為太陽(yáng)入射方向與微元面法線方向夾角。太陽(yáng)輻照常數(shù)S在一年四季之中有所不同，βs隨衛(wèi)星在軌運(yùn)行期間不斷變化，對(duì)于某特定時(shí)刻，受照平面的太陽(yáng)輻射熱流即為：

對(duì)于太陽(yáng)同步軌道遙感器，軌道周期內(nèi)可認(rèn)為S及βs為常數(shù)，對(duì)于指定平面可依據(jù)上式進(jìn)行計(jì)算，式(3)只適用于簡(jiǎn)單的特定情形，對(duì)于不規(guī)則形狀的表面，需在衛(wèi)星球面坐標(biāo)系下，利用軌道參數(shù)、衛(wèi)星姿態(tài)、微元面與太陽(yáng)入射方位等空間幾何關(guān)系求得βs［1］，再積分求取表面總熱流。

3.2 地球反照

對(duì)于近地軌道的航天器，太陽(yáng)輻射的行星反照可以忽略，只需考慮地球?qū)μ?yáng)輻射的反照，簡(jiǎn)稱“地球反照”，地球表面區(qū)域?qū)μ?yáng)輻射的反射能力差異明顯，例如冰雪覆蓋的區(qū)域?qū)μ?yáng)輻射的反射能力明顯高于沙土表面，所以地球各區(qū)域的太陽(yáng)反照率各不相同，對(duì)于航天器的熱流計(jì)算，可假定地球?yàn)橐宦瓷潴w，取定值平均反照率進(jìn)行計(jì)算，對(duì)于航天器的任一微元面dA，地球反照熱流為：

式中：ρ為地球平均反射率，S為太陽(yáng)輻照常數(shù)，F(xiàn)2為地球反照角系數(shù)。其中F2與軌道高度、星地間的空間方位、地球表面受照位置以及太陽(yáng)與受照區(qū)域法線角度等等有關(guān)。

3.3 地球紅外輻射

地球除了反射部分太陽(yáng)輻射外，也會(huì)吸收一部分太陽(yáng)輻射，同時(shí)地球本身也以紅外輻射的方式輻射能量，地球表面各區(qū)域紅外輻射強(qiáng)弱與區(qū)域溫度、表面覆蓋物等有關(guān)系，導(dǎo)致輻射強(qiáng)度有差異，地球軌道在軌熱分析時(shí)，可認(rèn)為地球?yàn)榫鶆蜉椛淝蝮w，各點(diǎn)的紅外輻射強(qiáng)度相同，對(duì)于航天器的任一微元面dA，地球紅外熱流為：

式中：ρ為地球平均反射率，S為太陽(yáng)輻照常數(shù)，F(xiàn)3為地球紅外輻射角系數(shù)。其中F3與軌道高度、航天器紅外熱流接受面的空間方位等有關(guān)。

4 外熱流分析

4.1 工況條件

空間光學(xué)遙感器在軌道周期內(nèi)的外熱流是瞬態(tài)變化的，并且一年四季之中太陽(yáng)常數(shù)等外熱流計(jì)算參數(shù)也在發(fā)生變化，這也導(dǎo)致理論上講外熱流的計(jì)算工況有無(wú)數(shù)種組合，所以空間遙感器的外熱流計(jì)算需要確定出最典型或最極端的工況［10］，再依據(jù)此種工況條件下的外熱流去考核遙感器的熱控設(shè)計(jì)是否滿足要求，某太陽(yáng)同步軌道光學(xué)遙感器的軌道參數(shù)見表1，確定的極端高溫和極端低溫工況條件見表2。

表1 軌道參數(shù)Tab.1 Orbit parameters

表2 工況條件Tab.2 Condition of work states

4.2 計(jì)算模型

針對(duì)某太陽(yáng)同步軌道光學(xué)遙感器，利用NX仿真平臺(tái)的空間系統(tǒng)熱模塊進(jìn)行在軌空間外熱流分析，外熱流計(jì)算有限元模型如圖2所示，計(jì)算到達(dá)外熱流時(shí)，相機(jī)表面設(shè)定為“黑體”表面，計(jì)算吸收外熱流時(shí)，相機(jī)通光孔設(shè)定為“黑體”表面，相機(jī)其余表面為F46二次表面鏡表面，表面屬性定義見表3，此吸收外熱流值即為熱平衡試驗(yàn)?zāi)M采用的外熱流值。

圖2 外熱流計(jì)算有限元模型Fig.2 Finite element model of space heat flux calculation

表3 表面屬性定義Tab.3 Table of surface attributes

4.3 計(jì)算結(jié)果

依據(jù)工況條件，對(duì)遙感器進(jìn)行了高溫工況和低溫工況的空間外熱流計(jì)算，選取遙感器-Y側(cè)的-Z部分的平面，繪制軌道周期內(nèi)吸收外熱流變化曲線圖，高溫工況吸收外熱流如圖3所示，低溫工況吸收外熱流如圖4所示。

由圖中可以看出陽(yáng)照區(qū)與陰影區(qū)外熱流有比較明顯的變化，由于遙感器-Y側(cè)-Z面“背向”地球，次面的綜合外熱流主要是太陽(yáng)輻射，進(jìn)入地球陰影區(qū)后太陽(yáng)輻射照射不到遙感器，導(dǎo)致外熱流突降，在遙感器出陰影區(qū)后外熱流明顯增加，基于此平面的外熱流特點(diǎn)，分別計(jì)算軌道周期內(nèi)陽(yáng)照區(qū)及陰影區(qū)各自的平均外熱流，具體結(jié)果見表4。

圖3 高溫工況吸收外熱流變化曲線Fig.3 Space absorbed heat flux curve obtained in upper temperature orbit

圖4 低溫工況吸收外熱流變化曲線Fig.4 Space absorbed heat flux curve obtained in lower temperature orbit

表4 陽(yáng)照區(qū)及陰影區(qū)外熱流Tab.4 Space heat flux values in sunlit area and shaded area

依據(jù)上述方法逐一統(tǒng)計(jì)各面的熱流變化以及熱流密度，并計(jì)算各面的熱流值，本文不再一一列舉數(shù)值。

5 外熱流模擬及程控實(shí)現(xiàn)

5.1 熱試驗(yàn)外熱流模擬

整機(jī)熱平衡試驗(yàn)是驗(yàn)證系統(tǒng)熱控設(shè)計(jì)正確性和合理性的必要試驗(yàn)，熱平衡試驗(yàn)通常在空間環(huán)境模擬器中進(jìn)行，空間環(huán)境模擬包括宇宙冷黑背景、高真空度以及空間外熱流等，而空間外熱流的模擬是其中的重點(diǎn)和難點(diǎn)［11］?？臻g環(huán)境模擬器可以實(shí)現(xiàn)空間冷黑、真空環(huán)境的模擬，但是對(duì)于太陽(yáng)輻射、地球反照以及地球紅外等空間外熱流的模擬，通常需要專門的試驗(yàn)系統(tǒng)和組件進(jìn)行模擬和實(shí)現(xiàn)，目前對(duì)于空間外熱流的模擬已經(jīng)有了比較全面的研究成果和使用經(jīng)驗(yàn)［12］，其中包括太陽(yáng)模擬器技術(shù)，紅外籠、紅外燈陣等紅外輻射加熱技術(shù)，以及接觸式電加熱技術(shù)等等。對(duì)于直接接觸式電加熱技術(shù)，需將加熱器粘貼到航天器表面，會(huì)影響航天器的表面狀態(tài)，通常用于熱控星的試驗(yàn)［11］。

本文提到的某空間遙感器熱平衡試驗(yàn)的外熱流模擬采用了非接觸的電加熱方式。試驗(yàn)中在遙感器多層組件的內(nèi)部設(shè)置加熱帶，通過(guò)加熱帶模擬空間外熱流“穿過(guò)”遙感器多層包覆表面的外熱流，此種外熱流模擬方式大大降低了外熱流模擬系統(tǒng)的復(fù)雜性，可以很好地適應(yīng)航天器的表面構(gòu)型。

確定了外熱流模擬方法后，需確定外熱流模擬策略，根據(jù)外熱流的變化曲線可知，空間光學(xué)遙感器在軌道周期內(nèi)，各面的外熱流處于瞬態(tài)變化之中，在試驗(yàn)中如何加載外熱流是很重要的，總括外熱流的加載策略可分為如下3種：

(1)瞬態(tài)模擬，即遵循外熱流變化曲線進(jìn)行加載。在地面試驗(yàn)中完全遵循外熱流的瞬態(tài)變化加載是很困難的，可以在軌道周期內(nèi)設(shè)置若干個(gè)控制點(diǎn)，每個(gè)控制點(diǎn)的外熱流依據(jù)計(jì)算值加載，理論上控制點(diǎn)越密集，加載值越貼近外熱流實(shí)際瞬態(tài)變化，不過(guò)對(duì)試驗(yàn)系統(tǒng)的控制精度要求也越高。

(2)階梯式加載，對(duì)于受照表面太陽(yáng)輻射對(duì)外熱流的影響比較顯著，所以航天器在陽(yáng)照區(qū)和陰影區(qū)的外熱流差異比較明顯，呈現(xiàn)階梯式變化，因此可對(duì)空間外熱流按照陽(yáng)照區(qū)及陰影區(qū)分段進(jìn)行平均，分別獲得陽(yáng)照區(qū)平均外熱流值及陰影區(qū)平均外熱流值，從而在軌道周期內(nèi)進(jìn)行階梯式加載。階梯式外熱流符合外熱流變化趨勢(shì)，同時(shí)也可以獲得星上設(shè)備的瞬態(tài)最高溫度及最低溫度，還可以降低對(duì)試驗(yàn)控制系統(tǒng)的控制精度要求。

(3)軌道周期平均，即將外熱流值在全軌道周期內(nèi)進(jìn)行平均以獲得單一的外熱流加載值，從而在試驗(yàn)工況過(guò)程中，外熱流加載值保持恒定。此種加載方式最為簡(jiǎn)單，并且在多數(shù)穩(wěn)態(tài)試驗(yàn)中可以滿足試驗(yàn)要求。

對(duì)于本文的太陽(yáng)同步軌道光學(xué)遙感器，結(jié)合外熱流變化曲線，確定了在熱平衡試驗(yàn)中采用第二種階梯式外熱流加載方式，對(duì)遙感器各表面的空間外熱流值按照陽(yáng)照區(qū)/陰影區(qū)階梯式吸收外熱流值進(jìn)行加載。

5.2 程控實(shí)現(xiàn)

將軌道周期分為兩個(gè)階段，陽(yáng)照區(qū)的時(shí)間段內(nèi)加載陽(yáng)照區(qū)外熱流，待陽(yáng)照區(qū)時(shí)間結(jié)束后，在陰影區(qū)時(shí)間段內(nèi)加載陰影區(qū)外熱流，如此每個(gè)軌道周期重復(fù)加載，直至達(dá)到熱平衡狀態(tài)為止。因電加熱器的功率由程控電源進(jìn)行加載，所以熱平衡試驗(yàn)中通常需要多臺(tái)程控電源同時(shí)工作。為確保熱流加載的同步性和準(zhǔn)確性，需要對(duì)電源進(jìn)行開環(huán)程控，控制軟件的編寫由LabVIEW完成，首先設(shè)定每臺(tái)程控電源的IP地址，然后利用控制軟件對(duì)各電源進(jìn)行尋址管理，實(shí)現(xiàn)電源的同步開/關(guān)或功率輸出，控制軟件的后臺(tái)程序部分代碼截圖如圖5所示。

圖5 LabVIEW后臺(tái)程序截圖Fig.5 Screenshot of LabVIEW background program

利用上述控制程序?qū)崿F(xiàn)的外熱流加載過(guò)程剖面圖如圖6所示，外熱流循環(huán)加載直至遙感器達(dá)到熱平衡，即試驗(yàn)工況結(jié)束為止。試驗(yàn)結(jié)果表明，外熱流模擬值的加載偏差在±2.5%以內(nèi)，完全滿足試驗(yàn)要求。

圖6 外熱流加載剖面圖Fig.6 Space heat flux load curve

6 結(jié)論

本文以某空間光學(xué)遙感器為例，依照熱平衡試驗(yàn)外熱流模擬及實(shí)現(xiàn)流程，利用NX仿真平臺(tái)對(duì)遙感器進(jìn)行了高溫及低溫工況條件下的空間綜合外熱流分析，繪制了吸收外熱流變化曲線，獲得了陽(yáng)照區(qū)及陰影區(qū)階梯外熱流。依據(jù)該遙感器的軌道環(huán)境及自身特點(diǎn)確定了外熱流模擬方法及加載策略，利用LabVIEW語(yǔ)言針對(duì)程控電源編寫了開環(huán)控制程序，實(shí)現(xiàn)了程控電源對(duì)外熱流模擬電加熱器的精確階梯式外熱流加載。

空間外熱流計(jì)算及模擬是光學(xué)遙感器熱分析及熱平衡試驗(yàn)的重要組成部分，本文介紹了從空間外熱流分析到熱試驗(yàn)外熱流模擬實(shí)現(xiàn)的完整過(guò)程，希望以此為其它空間光學(xué)遙感器的研制提供一些參考和依據(jù)。

［1］楊煒平，李德富，朱尚龍，等.上面級(jí)在發(fā)射軌道的輻射外熱流分析［J］.航天器環(huán)境工程，2014，31(1)：57-61.

YANG W P，LI D F，ZHU SH L，et al..Analysis of external radiation heat flux for upper stage on launch orbit［J］.Spacecraft Environment Engineering，2014，31(1)：57-61.(in Chinese)

［2］徐冰，馬龍，王昭鑫.光學(xué)遙感器進(jìn)光口模擬外熱流的均勻性分析［J］.航天器返回與遙感，2013，34(2)：42-49.

XU B，MA L，WANG ZH X.Uniformity analysis of simulated external heat flux at hood opticalport of optical remote sensor［J］.Spacecraft Recovery&Remote Sensing，2013，34(2)：42-49.(in Chinese)

［3］徐向華，程雪濤，梁新剛.圓形太陽(yáng)同步軌道衛(wèi)星的空間熱環(huán)境分析［J］.宇航學(xué)報(bào)，2012，33(3)：399-404.

XU X H，CHENG X T，LIANG X G.Analysis on space thermal environment for circularsun-synchronous orbit［J］.J.Astronautics，2012，33(3)：399-404.(in Chinese)

［4］王建設(shè).空間光學(xué)遙感器軌道外熱流的計(jì)算與軟件設(shè)計(jì)［J］.光學(xué)精密工程，1999，7(6)：30-35.

WANG J SH.Calculation and software design of the orbit external thermal flux of a space optical remote sense［J］.Opt. Precision Eng.，1999，7(6)：30-35.(in Chinese)

［5］陳榮利，耿利寅，馬臻，等.空間相機(jī)的熱分析和熱設(shè)計(jì)［J］.光子學(xué)報(bào)，2006，35(1)：154-157.

CHEN R L，GENG L Y，MA ZH，et al..Thermal analysis and design for high resolution space telescope［J］.Acta Photonica Sinica，2006，35(1)：154-157.(in Chinese)

［6］鄧桂俊，武克用.太陽(yáng)同步圓形軌道空間相機(jī)太陽(yáng)輻射外熱流的計(jì)算［J］.光學(xué)精密工程，1997，5(6)：107-112.

DENG G J，WU K Y.Calculation on space external thermal flow of sun for space camera in sun synchronous round orbit［J］.Opt.Precision Eng.，1997，5(6)：107-112.(in Chinese)

［7］竇強(qiáng)，李勁東，朱軍，等.敏捷型衛(wèi)星的相機(jī)外熱流變化及其抑制措施效果分析［J］.航天器環(huán)境工程，2014，31(1)：62-67.

DOU Q，LI J D，ZHU J，et alAnalysis on heat flux fluctuation and its inhibition strategies for agile satellite camera［J］.Spacecraft Environment Engineering，2014，31(1)：62-67.(in Chinese)

［8］王宇寧，魏承，趙陽(yáng).考慮軌道攝動(dòng)的外熱流計(jì)算分析［J］.上海航天，2012，29(5)：48-54.

WANG Y N，WEI CH，ZHAO Y.Numerical computation and analysis of external heat fluxconsidering perturbation and other factors［J］.Aerospace Shanghai，2012，29(5)：48-54.(in Chinese)

［9］侯增祺，胡金剛.航天器熱控制技術(shù)［M］.北京：中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社，2007.

HOU Z Q，HU J G.Spacecraft Thermal Control Technology［M］.Beijing：China Science and Technology Press，2007.(in Chinese)

［10］劉巨.太陽(yáng)同步圓軌道空間相機(jī)瞬態(tài)外熱流計(jì)算［J］.中國(guó)光學(xué)，2012，5(2)：148-153.

LIU J.Calculation of transient space heat fluxes for space cameras working in sun-synchronous circle orbit［J］.Chinese Optics，2012，5(2)：148-153.(in Chinese)

［11］胡金剛.中國(guó)航天器熱控制技術(shù)進(jìn)展［J］.航天器工程，2001，10(1)：14-29.

HU J G.Development of chinese spacecraft thermal control technology［J］.Spacecraft Environment Engineering，2001，10(1)：14-29.(in Chinese)

［12］馬有禮，劉鋒，楊叔楹，等.［J］.中國(guó)空間科學(xué)技術(shù)，1991，5：52-64.

MA Y L，LIU F，YANG SH Y，et al..Study of infrared simulation technique for transient fluxes of satellite［J］.Chinese Space Science and Technology，1991，5：52-64.(in Chinese)

Space heat flux simulation and programmable load for thermal test of space optical remote sensor

GUAN Feng-wei，LIU Ju*，YU Shan-meng，HUANG Yong，CUI Kang
(Changchun Institute of Optics，F(xiàn)ine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China)

The whole process of space heat flux analysis，heat flux simulation and programmable load for thermal test is expatiated for a given space optical remote sensor working in sun-synchronous orbit.Firstly，space heat flux simulation process of space optical remote sensor is summarized.Secondly，calculation methods of solar radiation，earth albedo and earth infrared radiation are introduced.Thirdly，the space total absorbed heat flux for the given space optical remote sensor is calculated，and the average heat flux of the sunlit area and the shaded area is gained.Finally，the space heat flux simulation method and tactic of thermal test are confirmed，and open-loop control program of programmable power is written using LabVIEW language，and space transient heat loads of thermal test are accurately applied.The results of test indicate that the deviations of applied heat load are within±2.5%，and the deviations which can meet the requirements of thermal test.

space optical remote sensor；space heat flux，programmable load

V447.3

A

10.3788/CO.20140706.0982

2095-1531(2014)06-0982-07

關(guān)奉偉(1984—)，男，內(nèi)蒙古通遼人，碩士，助理研究員，2007年、2010年于北京航空航天大學(xué)分別獲得學(xué)士、碩士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器熱控設(shè)計(jì)、熱分析、熱試驗(yàn)等方面的研究。E-mail：buaaguan@sina.com

劉 巨(1974—)，男，吉林省吉林市人，博士，副研究員，2005年于中國(guó)科學(xué)院長(zhǎng)春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所獲博士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)儀器熱設(shè)計(jì)、熱分析、熱試驗(yàn)等方面的研究。E-mail：yanwuqiu@aliyun.com

于善猛(1982—)，男，遼寧大連人，碩士，助理研究員，2004年于哈爾濱工程大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，2008年于哈爾濱工業(yè)大學(xué)獲得碩士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器的熱設(shè)計(jì)、熱試驗(yàn)、CAE技術(shù)方面的研究。E-mail：yushanmeng@163.com

黃 勇(1982—)，男，安徽桐城人，副研究員，2004年、2007年、2010年于吉林大學(xué)分別獲得學(xué)士、碩士、博士學(xué)位，主要從事航天航空光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)方面的研究。E-mail：huang001517@163.com

崔 抗(1985—)，男，遼寧盤錦人，碩士，研究實(shí)習(xí)員，2008年、2011年于浙江大學(xué)分別獲得學(xué)士、碩士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器熱控設(shè)計(jì)、熱試驗(yàn)等方面的研究。E-mail：cuikang1985@126.com

2014-09-12；

2014-11-16

國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(No.60506014)

*Corresponding author，E-mail：yanwuqiu@aliyun.com