多光谱大幅宽光学遥感卫星的热设计及验证

发布时间：2021-11-14 08:22

　　为解决有限热控资源下卫星多个光学遥感载荷及平台单机的热控问题,对该卫星采取主、被动热控相结合的设计方案。首先,根据卫星自身特点、热控需求及轨道外热流确定热设计的总体方案;接着,针对光学载荷和平台重要单机进行详细热设计说明,并利用有限元分析软件计算卫星各组件的温度结果;然后,开展整星热平衡试验,获取试验温度结果判断热设计的正确性;最后,通过对比卫星在轨遥测、热分析及热试验温度数据,验证了该热设计方案的实际效果。在轨遥测数据显示:主载荷相机温度控制在19.7～20.3℃之间,光学小载荷温度控制在-31.2～6.6℃之间,舱内单机温度在9.7～29.5℃之间。各温度结果均满足热控指标要求,在轨数据与热分析及热试验结果偏差小于±3℃。表明该光学遥感卫星热设计正确可行,热分析及热试验过程合理可靠。 

【文章来源】：光学精密工程. 2020,28(04)北大核心EICSCD

【文章页数】：10 页

【部分图文】：

光学载荷布局图

该光学主载荷相机反射镜采用辐射式主动热控的方式，将反射镜控温加热器粘贴到反射镜背部的多层隔热组件，有效降低控温超调等对反射镜温度的影响，增强其温度稳定性。反射镜主动热控示意图如图2所示。主载荷相机承力筒为钛合金结构，导热率较小，利用在承力筒外表粘贴柔性导热石墨膜降低其在轨温度梯度；承力筒内外表面均包覆一定单元数的多层隔热组件，减小外部低温环境对承力筒温度的影响。同时承力筒上多个遮光罩、后罩及挡光光阑均与承力筒隔热安装，如图3所示，并采用多个隔热垫分层隔热的方式，增强隔热效果。

主载荷相机承力筒为钛合金结构，导热率较小，利用在承力筒外表粘贴柔性导热石墨膜降低其在轨温度梯度；承力筒内外表面均包覆一定单元数的多层隔热组件，减小外部低温环境对承力筒温度的影响。同时承力筒上多个遮光罩、后罩及挡光光阑均与承力筒隔热安装，如图3所示，并采用多个隔热垫分层隔热的方式，增强隔热效果。承力筒设置3个主动控温加热区，加热片贴在承力筒内表面上，加热片形状及分布根据承力筒的结构及温度分布进行优化设计，加热片分布如图4所示。通过严格的隔热设计以及加热区合理的优化，保证钛合金结构的承力筒各部分温差优于2℃。

【参考文献】：
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本文编号：3494291