張源博，孔 林*，李 強，申 明，于 群

（1. 長光衛(wèi)星技術(shù)有限公司； 2. 吉林大學(xué) 汽車工程學(xué)院：長春 130000）

0 引言

航空相機(jī)作為高效獲取地面信息的一種重要設(shè)備，常搭載于臨近空間飛行器，運行在海拔高度20 km 以上的大氣平流層中。平流層大氣溫度較低，且伴隨一定強度的對流換熱。對航空相機(jī)而言，溫度擾動是影響其成像質(zhì)量的關(guān)鍵因素，故需采取必要的熱控設(shè)計措施，以保證相機(jī)整體溫度在運行中的相對穩(wěn)定。

航空光學(xué)相機(jī)一般不直接暴露于外部環(huán)境，而是安裝在密閉的載荷艙中，以降低其熱控系統(tǒng)的設(shè)計難度。王領(lǐng)華等采用IDEAS-TMG 有限元軟件對航空相機(jī)的飛行極端工況進(jìn)行模擬仿真，選擇強制對流作為主要熱控措施，設(shè)計結(jié)果滿足熱控指標(biāo)。李延偉等、Shi H 等對影響透鏡組件溫度分布的熱設(shè)計參數(shù)進(jìn)行分析，計算敏感參數(shù)的影響權(quán)重并得出最優(yōu)解。裴后舉等提出一種基于開放式二氧化碳制冷和冷板相結(jié)合的載荷艙電子設(shè)備制冷方案，解決了傳統(tǒng)空冷方式制冷量不足的問題。

然而，對于包絡(luò)尺寸大、存在大幅轉(zhuǎn)動機(jī)體結(jié)構(gòu)的航空相機(jī)不適宜布置載荷艙。本文針對某無載荷艙的航空相機(jī)進(jìn)行熱控設(shè)計，在相機(jī)蒙皮與外部環(huán)境直接接觸，散熱需求較小的情況下，采取適當(dāng)?shù)臒峥卮胧┦瓜鄼C(jī)溫度分布滿足使用需求，并通過低氣壓試驗驗證設(shè)計的合理性與可靠性。

1 航空相機(jī)及其熱環(huán)境概述

1.1 航空相機(jī)

航空相機(jī)通常由高分辨（VL）相機(jī)、紅外（IR）相機(jī)和寬視場（AVT）相機(jī)3 部分組成，均隔熱安裝在轉(zhuǎn)臺基座上，結(jié)構(gòu)布局如圖1 所示。高分辨相機(jī)以鏡筒為承力結(jié)構(gòu)，支撐主鏡和次鏡，下方連接有可變焦距的焦平面；紅外相機(jī)的鏡頭與焦面封裝于金屬外殼內(nèi)，焦面處具有主動制冷機(jī)構(gòu)，可通過控制外殼溫度保證相機(jī)的穩(wěn)定工作。相機(jī)光學(xué)組件對溫度的敏感性較高，由光學(xué)組件溫度不均勻?qū)е碌慕Y(jié)構(gòu)形變對相機(jī)成像質(zhì)量有較大影響。熱控設(shè)計中對各相機(jī)的溫控要求及熱耗如表1 所示，表內(nèi)紅外相機(jī)的焦面電箱溫度指其散熱面溫度，紅外相機(jī)的焦面熱耗指焦面電箱與制冷機(jī)構(gòu)的總熱耗。

圖1 航空相機(jī)結(jié)構(gòu)布局Fig. 1 Structure layout of the aerial camera

表1 相機(jī)熱控技術(shù)指標(biāo)及熱耗Table 1 Thermal control technical requirements for the cameras

1.2 熱環(huán)境

航空相機(jī)的工作環(huán)境通常為海拔高度約20 km的平流層，大氣壓力約5000 Pa，典型環(huán)境溫度-56 ℃。本文根據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)參考大氣溫度，選取設(shè)計與試驗驗證的環(huán)境溫度范圍為-30～-70 ℃。平流層大氣與航空相機(jī)間既有輻射換熱，也存在一定強度的對流換熱，是熱控系統(tǒng)加熱回路和散熱面設(shè)計中須重點考慮的影響因素。

1.2.1 輻射換熱

航空相機(jī)接收的外部輻射包含太陽直射、地球反照、地球紅外輻射以及大氣輻射。

大氣層對太陽輻射具有一定的吸收、散射和反射作用，經(jīng)以上作用衰減后的太陽直射強度為

計算得到。航空相機(jī)布置在飛行器腹部下方，通常情況下不受太陽直射，但在飛行器轉(zhuǎn)向等姿態(tài)調(diào)整過程中需加以考慮。

地球反照為太陽直射到地面，經(jīng)過部分吸收后向外反射的部分，通常取地球反照率為0.3。

地球紅外輻射指地球吸收太陽輻射的能量后，以長波的形式對空輻射，其輻射強度與太陽平均輻射強度及地球反照率相關(guān)，

式中：為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓下的對流換熱系數(shù)；為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓；為實際大氣壓力；為常數(shù)，在層流流動中取為1/2，在湍流流動中取為1/3。故大氣壓力為5000 Pa 時，對流換熱量約為地面相同條件下的1/7～1/5。

本文所述的VL、IR 和AVT 相機(jī)分別可簡化成特征長度為270 mm 的圓柱體、130 mm 的立方體和50 mm 的圓柱體?？紤]平流層風(fēng)速及飛行器飛行速度，氣流速度約為3～30 m/s，通過CFD 軟件計算5000 Pa 大氣壓力下相機(jī)表面的對流換熱系數(shù)，結(jié)果如圖2 所示。

圖2 相機(jī)表面對流換熱系數(shù)Fig. 2 Convective heat transfer coefficient on the surface of the cameras

2 相機(jī)熱控設(shè)計

航空相機(jī)的熱控設(shè)計參考衛(wèi)星載荷相機(jī)的熱控設(shè)計方法，根據(jù)飛行期間的外部環(huán)境影響、焦面電箱熱耗以及相機(jī)的工作模式，采用主動與被動熱控措施相結(jié)合的思路，選取多層隔熱組件/聚氨酯泡沫作為被動隔熱材料，通過薄膜加熱片主動控溫至預(yù)設(shè)溫度，保證相機(jī)各組件的溫度水平維持在規(guī)定范圍內(nèi)。

2.1 被動熱控設(shè)計

航空相機(jī)的被動熱控措施包含：各相機(jī)鏡筒整體粘貼石墨導(dǎo)熱膜，焦面組件及外殼進(jìn)行發(fā)黑處理，增加結(jié)構(gòu)的溫度均勻性；除相機(jī)鏡頭外，載荷外表面整體包覆多層隔熱組件，根據(jù)受陽光直射影響程度的不同，選取不同吸收率/發(fā)射率的多層外表面材料；多層隔熱組件與相機(jī)框架間的空隙額外填充保溫層，材料為聚氨酯泡沫；在各相機(jī)焦面處開設(shè)適當(dāng)面積的散熱面，防止焦面溫度過高；焦面外部殼體與相機(jī)主體隔熱安裝，削弱散熱面對相機(jī)主體的影響。

多層隔熱組件在航天器熱控設(shè)計中應(yīng)用較多，通常由低發(fā)射率的反射屏與低導(dǎo)熱率的間隔材料交替堆疊制成，能對輻射熱流形成極高的熱阻。多層隔熱組件對真空度較為敏感，在真空條件下隔熱效果良好，但在用于航空飛行器時，其內(nèi)部的空氣增加了反射屏和間隔材料間的對流換熱，隔熱性能將有所降低。

聚氨基甲酸酯（聚氨酯）是一種典型的多嵌段共聚化合物，其保溫隔熱效果優(yōu)異，近年來逐漸被應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的熱控設(shè)計中。但該材料的適用環(huán)境溫度為-40～120 ℃，若用于本文所述的航空相機(jī)則不宜與外部環(huán)境直接接觸。

為考查上述2 種材料的隔熱性能，采用一維對稱平板測試法進(jìn)行測量。

試驗裝置如圖3 所示，將加熱片粘貼在鋁合金基板中央，選取加熱片中心位置為控溫點；將補償加熱片粘貼在基板邊緣，用以消除中心加熱片的周向漏熱；基板兩側(cè)對稱包裹聚氨酯和多層隔熱組件，多層隔熱組件包裹在聚氨酯外側(cè)；在基板上及2 種隔熱材料外側(cè)分別布置熱電偶測溫點，由于基板厚度僅有3 mm，在任意一側(cè)布置測溫點即可，試驗件共計5 個測溫點。

圖3 隔熱材料性能測試試驗Fig. 3 The test for thermal insulation material properties

多層組件的隔熱性能可用其有效發(fā)射率表征，通過多層的熱流量為

式中為間隔介質(zhì)的總厚度。如果將多層組件視為一種連續(xù)介質(zhì)，其當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)是與特定條件相對應(yīng)的，并非組件內(nèi)材料的平均性能。

試驗工況的大氣壓力范圍為0.1～10Pa，包含飛行器發(fā)射上升段及正常運行的平流層區(qū)域。試驗時基板中心加熱片與補償加熱片溫度相同，可認(rèn)為熱量僅沿隔熱材料的垂向傳輸；根據(jù)試驗測得的溫度數(shù)據(jù)即可按照式(6)和式(7)計算多層隔熱組件和聚氨酯材料的有效發(fā)射率和當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)，由于隔熱材料是對稱布置，換熱功率近似為中心加熱片發(fā)熱功率的1/2。

試驗含2 組試件，所用多層隔熱組件均為20 單元，聚氨酯材料的厚度分別為3.18 mm 和4.78 mm。試驗結(jié)果如圖4 所示，多層隔熱組件的隔熱能力優(yōu)于聚氨酯材料，且當(dāng)大氣壓力低于5000 Pa 時2 種材料的當(dāng)量導(dǎo)熱系數(shù)均受壓力影響顯著。綜上所述，選擇多層隔熱組件作為航空相機(jī)的主要隔熱材料，而聚氨酯泡沫具有成本較低、方便剪裁等特點，可用來填充相機(jī)結(jié)構(gòu)中的縫隙、凹陷，相機(jī)外部包覆的多層可保證其冷面溫度不低于使用下限。

圖4 隔熱材料隔熱性能曲線Fig. 4 Performance curve of two kinds of thermal insulation materials

計算多層隔熱組件在試驗條件下的有效發(fā)射率如表2 所示，在本文所述航空相機(jī)的運行環(huán)境條件下，可近似選取多層隔熱組件的有效發(fā)射率為0.4。

表2 多層隔熱組件有效發(fā)射率Table 2 Effective emissivity of multi-layer insulation components

2.2 主動熱控設(shè)計

相較于衛(wèi)星載荷相機(jī)所處的空間環(huán)境，平流層載荷的外部環(huán)境更為惡劣，存在方向不確定的對流換熱。平流層內(nèi)的風(fēng)速較低，故對流換熱強度主要取決于飛行器飛行速度和飛行方向，為此在周向尺寸較大的相機(jī)殼體處可考慮2 種主動熱控設(shè)計方案：方案1 為設(shè)置環(huán)形加熱帶；方案2 為依據(jù)飛行器飛行方向?qū)⑾鄼C(jī)分為迎風(fēng)面和背風(fēng)面，并分區(qū)域設(shè)置控溫回路。

以高分辨相機(jī)次鏡周向殼體作為仿真對象，設(shè)迎風(fēng)面外界氣流速度為20 m/s，暫且忽略背風(fēng)面的空氣對流，環(huán)境溫度為-70 ℃，控溫目標(biāo)溫度為10 ℃，仿真計算得到該區(qū)域的溫度曲線如圖5 所示?？梢钥吹剑桨? 的溫度波動上限較方案2 的高約0.5 ℃；而且這個計算結(jié)果暫未考慮仿真對象邊界處與其他結(jié)構(gòu)的熱耦合，在實際工況下如采用方案1，溫度波動幅值會進(jìn)一步放大。因此，航空相機(jī)的部分主動熱控加熱帶設(shè)計須選擇方案2。

圖5 殼體控溫仿真結(jié)果Fig. 5 Simulation results of shell temperature control

最終，載荷相機(jī)共設(shè)計22 個加熱回路（對應(yīng)22 個加熱區(qū)），總功率為240 W，加熱回路設(shè)置如圖6 所示，圖中類如加熱區(qū)2/3 的控溫回路采用方案2 的布置方式。

圖6 相機(jī)控溫區(qū)域Fig. 6 Temperature control areas of the camera

3 熱平衡仿真分析與試驗驗證

3.1 仿真分析

為初步驗證熱控設(shè)計的合理性，對熱控模型進(jìn)行有限元分析，簡化載荷相機(jī)熱分析模型如圖7 所示。依據(jù)相機(jī)實際安裝方式建立結(jié)構(gòu)間熱耦合，依據(jù)前文計算的輻射、對流換熱系數(shù)設(shè)置邊界條件。

圖7 載荷相機(jī)熱分析模型Fig. 7 Thermal analysis model of the camera

根據(jù)工作溫度要求，高分辨、寬視場相機(jī)的控溫目標(biāo)溫度為10 ℃，紅外相機(jī)的控溫目標(biāo)溫度為15 ℃。依據(jù)外部環(huán)境和相機(jī)工作模式確定低溫、高溫2 種極端工況，可近似對應(yīng)夜晚和白日的狀態(tài)。

低溫工況條件輸入：環(huán)境溫度-70 ℃；外部氣流速度為20 m/s；各相機(jī)焦面電箱處于關(guān)機(jī)狀態(tài)，無熱耗；無地球反照與紅外輻射。

高溫工況條件輸入：環(huán)境溫度-30 ℃；外部氣流速度為3 m/s（相機(jī)為懸停狀態(tài)）；各相機(jī)焦面電箱處于最大工作時長狀態(tài)；地球反照與紅外輻射等共計716 W/m，方向為從地表垂直向上。

相機(jī)熱控系統(tǒng)并無溫度變化速率的設(shè)計要求，且平流層外部環(huán)境較為穩(wěn)定，因此本文僅對上述2 種極端工況進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計算，計算結(jié)果如圖8 和表3所示：相機(jī)主體溫度均勻性良好，且可滿足表1 所述的溫控指標(biāo)。

表3 熱仿真溫度/功率統(tǒng)計Table 3 Statistics of thermal simulation temperature/power

圖8 載荷相機(jī)熱仿真溫度分布Fig. 8 Thermal simulation temperature results of the camera

由分析統(tǒng)計結(jié)果可見，低溫工況所需熱控功率占設(shè)計值的70%，具備一定的預(yù)留空間。在飛行器上行穿越云層的過程中，較大的空氣濕度易造成鏡頭結(jié)霜，此時可適當(dāng)提升相機(jī)鏡頭處的控溫門限，在低溫工況下將高分辨相機(jī)次鏡以及鏡筒上端溫度拉升至30 ℃，可保證鏡頭透光玻璃的溫度整體高于0 ℃，以達(dá)到除霜效果。

高溫工況下，各相機(jī)焦面電箱溫度峰值遠(yuǎn)低于溫控指標(biāo)上限，因此在實際駐空過程中，特殊情況下可適當(dāng)延長相機(jī)工作時間。此外，較大的散熱面余量保證了一定的改良實施空間。

3.2 試驗驗證

低氣壓熱平衡試驗可有效驗證熱設(shè)計以及仿真分析的正確性，通過獲取試驗過程中的溫度及功率數(shù)據(jù)，預(yù)示載荷相機(jī)在平流層環(huán)境下的實際狀態(tài)。根據(jù)現(xiàn)有試驗條件，僅能模擬高空中的低溫、低壓環(huán)境，不能實現(xiàn)對流換熱的模擬，對此須進(jìn)行額外的余量估算。

如圖9 所示，載荷相機(jī)的低壓熱平衡試驗在環(huán)境模擬設(shè)備中進(jìn)行，真空抽氣泵維持環(huán)境壓力為5000 Pa，通過循環(huán)油冷保持熱沉低溫。試驗中的高溫、低溫工況與仿真計算的工況對應(yīng)。仿真時，高溫工況下地球反照與紅外輻射投射在相機(jī)鏡頭處，相當(dāng)于熱控系統(tǒng)的有利條件，在試驗中可忽略；環(huán)模設(shè)備中基本沒有對流換熱，因此，高溫工況的試驗結(jié)果與仿真結(jié)果基本相似，低溫工況試驗所需控溫功率相較仿真結(jié)果更小。

圖9 低氣壓熱平衡試驗布置Fig. 9 Configuration for low pressure thermal balance test

截取高溫工況下相機(jī)焦面附近溫度數(shù)據(jù)如圖10所示，其中高分辨相機(jī)相繼測試了間隔工作模式和極限工作模式，焦面外殼最高溫度為15.7 ℃；紅外相機(jī)和寬視場相機(jī)處于常開狀態(tài)，紅外相機(jī)散熱面處最高溫度約為18.3 ℃，寬視場相機(jī)焦面外殼處最高溫度為18.7 ℃，均處于合理溫度范圍內(nèi)。

圖10 高溫工況試驗焦面外殼溫度數(shù)據(jù)Fig. 10 Temperature data of the test under high temperature condition

截取低溫工況下部分控溫點溫度數(shù)據(jù)如圖11所示，未展示部分為圖中控溫點的對稱分布點以及其他易于控溫的區(qū)域。圖中各控溫點的溫度波動基本在±1 ℃以內(nèi)，具有良好的溫度穩(wěn)定性。試驗中低溫工況所用熱控總功率約為120 W。

圖11 低溫工況試驗溫度數(shù)據(jù)Fig. 11 Temperature data of the test under low temperature condition

通過仿真分析了試驗過程中缺失的對流換熱對熱控功率的影響，將相機(jī)外表面分為2 類：一類為被多層包覆的表面，對流換熱系數(shù)對熱控功率的影響較小，見圖12(a)；另一類為未被多層包覆的表面（鏡頭和散熱面），對流換熱系數(shù)對熱控功率的影響較大，見圖12(b)，對于此類控溫區(qū)域應(yīng)額外預(yù)留20%～50%的熱控功率。

以試驗低溫工況為基礎(chǔ)，在不影響相機(jī)運行安全的前提下，將相機(jī)鏡頭和散熱面處溫度拉升至30 ℃，溫度曲線如圖13 所示，圖中控溫點與圖12(b)對應(yīng)，結(jié)果所用熱控總功率約為145 W（＜240 W的加熱回路總功率），說明熱控功率余量充足。

圖12 對流換熱對熱控功率的影響Fig. 12 Influence of convective heat transfer on thermal control power

圖13 鏡頭/散熱面溫度拉升曲線Fig. 13 Temperature rise curves of the lens/cooling surface

4 結(jié)束語

本文針對無載荷艙航空相機(jī)，參考衛(wèi)星載荷相機(jī)熱設(shè)計方法進(jìn)行熱控設(shè)計，試驗測試了隔熱材料性能隨大氣壓力的變化曲線，計算分析了低壓環(huán)境下相機(jī)表面的對流換熱系數(shù)；結(jié)合主動與被動控溫措施，采用多層隔熱組件和聚氨酯泡沫作為隔熱材料，采用薄膜加熱片進(jìn)行主動控溫，依據(jù)飛行器飛行特點劃分控溫區(qū)域，使相機(jī)組件溫度達(dá)到溫控指標(biāo)要求。

經(jīng)仿真熱分析和低壓熱平衡試驗對比發(fā)現(xiàn)，試驗結(jié)果與相關(guān)計算參數(shù)基本吻合，控溫點溫度波動基本在±1 ℃以內(nèi)，高溫工況下焦面溫度滿足指標(biāo)要求，驗證了熱設(shè)計方案的可行性。本文所進(jìn)行的工作對類似的航空熱控工作也具有參考價值。