孟恒辉 谭沧海 耿利寅 李国强

(北京空间飞行器总体设计部，北京100094)

激光通信是一种新兴的通信方式，包含接收和发送两部分，利用激光的单色相干光特性，有效地传递信息［1-2］.相比较传统的微波传输，激光通信具有数据传输速率高、质量轻的特点，有着广泛的应用前景.

激光通信是一个光学链路过程，研究表明，热变形引起的偏差会导致通信质量下降.目前，温度场的影响已受到广泛关注［3-5］.李晓峰等人［3］通过几种典型工况对激光通信终端反射镜热变形导致的光束指向误差进行了定性的分析;宋义伟等人以TerraSAR-X卫星上的激光通信终端结构为例［6］，开展了空间温度场对平面反射镜面形影响的理论研究.上述研究只是针对激光通信的部分部件开展研究，很少对整个部件的温度场开展研究.研究结果均表明，系统的温度水平和均匀性是关系到性能指标的重要因素.

国外星地激光通信的发展处于领先优势，主要是在以下3个平台上开展［7-9］:STRV-2、ETS-V1(GOLD)和OICETS(KODEN/KIODO).成功进行激光通信功能验证的只有ETS-V1和OICETS.而在国内，类似的激光通信设备的研究均处于地面研制阶段，没有公开的文献针对在轨实际应用开展研究，故地面的研究具有局限性.本文以某卫星搭载的有效载荷(激光通信终端主体)为例，对整个系统进行了热设计和热分析工作，并对在轨温度场进行了比较和确认.

1 载荷介绍

激光通信终端主体是我国首例采用激光通信技术的载荷，具有低速和高速通信的功能，产品技术指标处于国际领先水平.其安装在卫星的+Z/+Y侧，由二维转台(滚动轴和方位轴)、光学主体及其支架、望远镜、雪崩光电二极管APD(Avalanche Photoelectric Diode)、电荷耦合器件 CCD(Charge-Couple Device)和激光二极管LD(Laser Diode)等组成.其中APD，CCD，LD和望远镜组件安装在光学主体支架上，光学主体支架与安装板(+Z面)相连;二维转台位于星外+Y侧，其余部件均位于星内.

图1为激光通信终端主体工作原理图.在轨时典型工作模式有:休眠、预备、捕获、跟踪和通讯.休眠工作模式，设备不工作;而捕获、跟踪和通讯工作模式，载荷每圈最大工作时间为30 min，期间二维转台热耗0～16 W，APD热耗2 W，CCD热耗1.2W，LD热耗1.33W以及误码器热耗0.8W.各部件设备指标要求见表1和表2所示.

图1 激光通信终端主体原理图

表1 热控考核指标

表2 温度均匀性考核指标

2 外热流分析

外热流分析，是开展热设计的基础.在轨航天器处于超低温和超真空的环境，受到太阳直射、地球反照和地球红外的综合作用.不同方位上到达的外热流效果也是不同的.随着季节变化，阴影和光照时间也发生变化.激光通信终端主体的二维转台暴露在星外，需要对空间环境进行分析和确认.

激光通信终端主体的轨道参数如表3所示.在轨运行期间卫星+Z轴指向地心.根据太阳同步轨道外热流的特点，选取6月21日和10月15日两典型时刻进行分析各方向上的到达外热流.

从表4和图2～图3可知，+Y面没有太阳直照，地球反射也很小，地球红外热流稳定;+Z面，太阳直照热流不大，地球红外热流也基本稳定.考虑到载荷对温度的敏感性，载荷安装在卫星的+Z/+Y侧，这对激光通信终端主体是有利的.

表3 轨道参数

图2 卫星夏至各面到达外热流瞬态曲线

图3 卫星10月15日各面到达外热流瞬态曲线

表4 卫星各方向表面的到达外热流 W/m2

3 热设计方案

采用机、电、热一体化的设计思路，在满足功能和性能的前提下，选择合理的热材料，使整个系统的热膨胀系数匹配.优先采用成熟和有在轨飞行经历的热控材料和设计手段，以被动热控和主动热控相结合开展热设计工作［10］.

3.1 等温化设计

为了增强各部件之间的辐射换热，各部件外表面的半球红外发射率εh≥0.85，使得各部件之间的温度一致;对于温度要求苛刻的光路系统部分，如望远镜的遮光罩内表面、望远镜次镜支架等都需要发黑处理，一方面满足消光需要，另一方面增强了各部件之间的辐射换热效果.

3.2 隔热设计

隔热设计分为2种，一种是基于导热性质的隔热设计，另一种是基于辐射性质的隔热设计.

导热隔热设计，主要体现在设计隔热垫上.激光通信终端主体与整星的安装接口处均需要加5 mm玻璃钢隔热垫，安装采用导热性能差的钛螺钉.星内和星外部件之间加装5mm玻璃钢隔热垫，弱化星内和星外部件之间的热耦合.

多层隔热组件，对阻隔辐射换热效果显著，通过多层的换热一般可忽略不计.载荷除了进光口外，所有的区域均需要包覆15单元多层隔组件，以减小空间外热流和星内设备温度波动对终端主体温度场的影响.

3.3 区域化设计

载荷根据安装、工作特点以及温度指标范围可划分为两个区域:星内和星外区域.星内部件主要是光学平台主体、望远镜组件、APD、CCD、LD等部件，温度范围在22℃左右;而星外部件主要是二维转台，温度范围要求宽，为10～45℃.

由于两者之间的温度指标不同，在设计时通过隔热设计来弱化两者之间的关联，并且对这两部分单独进行设计，使之能更好的满足要求.

3.4 关键器件散热

激光通信终端主体对温度要求高，但关键元器件由于自身热容小和热耗大的特点，工作时温度上升明显，需要采取有效的散热措施，使设备温度保持在一定的范围内.

发热元器件安装时需要填涂导热填料，在APD、CCD和LD上安装导热板，导热板与集热板相连，从而使热量汇集到集热板上.集热板上安装3根CDRG-NH3-O1-10×φ5(J)热管，通过热管把集热板上的热量传导到散热窗口上散出.导热板与集热板之间、热管与集热板和散热窗口之间均需要填涂导热填料，减小散热途径上的接触热阻.散热途径示意图如图4所示.

图4 散热途径示意图

3.5 散热窗口设计

考虑到外贴热管的安装方便性和兼顾设备工作热耗特点，在卫星的+Z板上开散热窗口.由前面外热流分析可知，+Z面上的外热流稳定，有利于发热元器件的温度稳定性.

在设计散热窗口时，除了考虑APD、CCD和LD的热耗外，还需要考虑LD内的TEC在特定温度下工作时产生的热耗，使热设计有更广泛的适应性.散热窗口采用OSR铈玻璃镀银二次表面镜，面积为180 mm ×150 mm.

3.6 高精度控温

激光通信终端主体对温度稳定性要求极高，故采取高精度控温措施，使热设计具有鲁棒性.

高精度控温是由控温盒来执行的.图5为控温仪的组成和功能示意图.控温仪采集高精度热敏电阻的温度，与控温目标值进行比对，计算控温回路的加热时间，对控温回路采取开关加比例控制模式.控温周期为12 s，控温精度达0.1℃.

在光学平台、二维转台、望远镜等部位布置控温回路;此外还需要对散热窗口采取低温功率补偿措施，从而确保低温工况下，APD，CCD，LD和光学平台的温度不低于温度指标下限.共设计12路控温回路，并与控温仪相连.

图5 控温仪组成及功能示意图

4 热分析

4.1 热分析方法［11］

对航天器在轨飞行环境而言，传导和辐射换热是主要热量交换方式，忽略对流换热因素，故对航天器的热网络模型可简化为

其中，(cm)j代表节点j的热容量;τ为时间;Qsj为节点j吸收的空间外热流;Qpj为节点j的内热源;Ri，j为热辐射角系数;Di，j为传热系数;σ 为斯蒂芬-波尔兹曼常数(5.67×108).

4.2 热分析模型

根据激光通信终端主体的热设计状态，采用Thermal Desktop软件建立了热分析数学模型.对主体结构上的倒角、螺钉、垫片等不划分网格，在模型中考虑其计算热阻;发热设备部件作为一个等温体，平均分布在设备壳体上;忽略激光器工作时，激光脉冲对设备温度的影响.激光通信终端主体位于星内的部分位于1个热分析小舱内，来模拟其在卫星上的真实情况.其中安装板采用真实外热流模拟状态，其余舱板采用定温边界处理.

热分析模型如图6所示，共划分784个节点.其中对于望远镜组件进行局部加密，分析周围环境对其温度均匀性的影响.采用有限差分法和集总参数法进行仿真分析［11］.

图6 热分析模型

4.3 热分析工况

由于激光通信终端主体的散热窗口布置在卫星+Z面上，散热面受外热流变化影响终端主体的温度，而其余部件由于包覆多层隔热组件受外热流影响小，从而决定了终端主体的高低温工况与+Z面外热流情况相关.

由外热流分析可知，卫星+Z面到达外热流最小情况出现在10月15日，卫星+Z面到达外热流最大的情况出现在6月21日.根据轨道外热流、涂层性质、载荷工作模式以及整星的温度场边界确定了极端高低温工况的参数，详见表5所示.

表5 计算工况列表

4.4 计算汇总

对激光通信终端主体进行瞬态热分析工作，计算结果见表6，温度均匀性统计表见表7.

表6 温度数据统计表

表7 温度均匀性统计表

4.5 结果分析

4.5.1 低温工况

由表6可看出，在低温工况下，滚动轴、方位轴、望远镜次镜和主光学平台的温度都满足要求.该工况下，APD，CCD和LD不工作，并且散热面所吸收的空间外热流最小，因此光学器件需要补偿功率.热分析结果表明控温回路设计合理，APD，CCD和LD的温度均能达到22±4℃的要求.

4.5.2 高温工况

高温工况下，APD，CCD，LD等发热部件每圈工作30 min，使得激光通信终端主体上的各设备整体上温度随之波动.从表6中可看出，在高温工况下，激光通信终端主体温度均满足要求，高功率部件的散热通道设计合理.

为了进一步分析关键部件的温度的变化，图7～图9给出了发热元器件、光学平台和望远镜次镜相应的变化曲线.从图7中可看出，APD，CCD和LD的温度都随着设备的工作模式更替而变化，并且APD的温度波动大，主要是由于其设备热耗大原因导致的.从图8中可看到，光学平台的温度受到发热元器件工作影响明显，并且距离发热元器件较近的光学平台，其温度波动与相邻的发热元器件温度波动较为一致.这也进一步说明，发热元器件的工作，一定程度上破坏了光学平台的整体温度水平.从图9中可看出，望远镜次镜的温度在周期内波动小，这是由于望远镜次镜远离发热元器件，并且望远镜遮光罩采用高精度控温，使得望远镜次镜的温度不受周围环境影响.

图7 发热元器件温度随时间的变化

图8 光学平台温度随时间的变化

图9 望远镜次镜温度分布

4.5.3 温度均匀度

由表7可知，在高低温工况下，激光通信终端主体的温度均匀度均满足要求.由于滚动轴的进光口正对着复杂的外空间环境，使得其温度均匀性较差.在高温工况下，发热部件的工作，也使得其周围部件的温度波动较大，尤其是光学平台，其在高温工况下的均匀性不如低温工况.而望远镜组件部分，其位于终端主体内部，并且采用高精度控温，受周围环境影响较小，均匀性很稳定.

4.6 在轨温度

激光通信终端主体于2011年8月发射，目前在轨已运行2年多，设备状态良好.选择在轨2个典型时刻对温度进行比对和说明.在轨飞行中，激光通信终端主体大部分时段处于不工作状态.从表8中数据可看出，在轨温度与计算分析数据误差在1℃之内，进一步说明热设计和热分析的正确性.

表8 温度数据统计表

5 结束语

以空间环境的外热流分析为依据，结合载荷工作特点，以被动热控和主动热控相结合的方式开展热设计工作.经过极端工况的热分析计算，并与在轨飞行数据比对，验证了激光通信终端主体热控设计的有效性和正确性.这对激光通信的精密热控具有一定的指导和借鉴作用:

1)被动热控手段是基础:对不同区域和不同热控指标的部件要进行隔热设计;同一区域的部件要开展等温化设计;良好的散热通道设计是重要环节，也是被动热控的主要难点，需要根据构形设计适宜的有效可靠的散热通道;

2)主动热控手段设计是关键:合理的加热回路设计，是主动热控的难点.加热回路设计时，优先考虑对温度敏感的部件，通过高精度控温保证关键部件的温度水平，同时也能一定程度的削弱周围环境温度波动的影响.

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