卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法与流程

1.本发明涉及卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法，具体来说，涉及遥感卫星红外光学系统全光路的低温制冷，以及长期背阴面的控制方法。


背景技术：

2.当前卫星相机制冷主要通过两种方式：
3.一是通过制冷机进行主动制冷，制冷机主要包括斯特林制冷机和脉冲管制冷机，脉冲管制冷机解决了斯特林制冷机的振动影响，具有结构简单、尺寸紧凑、可靠性高和运行寿命长的优点。脉冲管制冷机在工作时需要卫星提供能源，能源消耗大小与制冷对象需求有关，且脉冲管制冷机自身也需要散热。
4.二是通过对宇宙冷空间进行辐射制冷，为设备提供低温环境，宇宙冷空间背景约为3k左右，卫星可通过散热面向冷空间进行热辐射，降低自身温度。辐射制冷不需要对卫星能源进行消耗。
5.遥感卫星红外相机对物体的热辐射进行敏感成像，一般红外相机探测器及探测器以后的设备需要具有较低的温度工作环境，对于光学系统的光路温度没有要求。近年来新兴的弱红外辐射点目标探测，探测系统内常温的光学系统和光机结构产生的热辐射将成为探测器背景辐射的主要来源，因此要求红外相机光学系统全光路能够有效抑制自身的热辐射，提供长期稳定的低温工作环境。
6.弱红外辐射点目标探测的光学系统口径大，所需要的冷量大，采用制冷机进行制冷，需要卫星提供数千瓦的电能，费效比低。采用冷空间进行辐射制冷的主要方式是使用太阳屏和2级辐射制冷器，该方法不能提供长期稳定光照条件，太阳屏和辐射制冷器在不同季节受到阳光照射状态不同，夏季温度高，冬季温度低，温度一致性不好，且由于受到紫外线照射，诱发表面性能发生衰退，导致制冷能力逐年下降。


技术实现要素：

7.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法，解决了太阳屏和辐射制冷器受太阳照射随季节变化的问题，通过使散热面长期朝向无阳光入射的方向，为红外相机镜头全光路提供稳定的散热能力，同时采用大面积的冷屏对光学系统光路进行半包围式热辐射吸收，以确保光学系统获得均匀的制冷控制。
8.本发明的技术解决方案是：卫星光学相机全光路制冷系统，包括冷窗、冷屏、热管、隔热支撑杆、卫星本体；
9.所述冷窗位于卫星光学相机前端，为整个光路的温度提供保护；
10.所述卫星光学相机的镜筒外部设置冷屏，用于导热；
11.所述冷屏外布置热管，所述热管连接到卫星本体的长期背阴面，用于使长期无阳光照射的长期背阴面保持散热条件；
12.所述隔热支撑杆位于光学相机与卫星本体之间，用于连接相机和卫星本体，通过隔热支撑杆连接，避免直接接触发生热传导。
13.进一步地，所述冷窗包括冷窗窗片和外框，冷窗窗片采用表面镀膜透镜，采用si材料，外框采用钛合金材料。
14.进一步地，所述冷屏为铝合金材料，均匀包覆在卫星光学相机的镜筒外表面。
15.进一步地，所述热管采用低温乙烷热管，热管紧贴在冷屏外侧，由冷屏连接到卫星本体的散热面。
16.进一步地，所述冷屏及热管外包覆多层隔热材料。
17.进一步地，所述隔热支撑杆采用钛合金材料，采用bipod结构支撑，用于隔绝卫星光学相机与其在卫星本体上的安装面之间的热传递。
18.进一步地，所述长期背阴面采用osr片或散热白漆，通过控制卫星使其长期处于无光照状态。
19.一种用于所述的卫星光学相机全光路制冷系统的控制方法，包括：
20.使卫星建立xyz三轴对地稳定状态，若定义-x面为长期背阴面，z轴指向地心，则计算太阳光线与卫星长期背阴面的夹角，如果该夹角处于[-90
°
，90
°
]之间，则将卫星绕z轴旋转180
°
，使光线处于长期背阴面另外一侧；
[0021]
持续对太阳光线与卫星长期背阴面的夹角进行计算，当该夹角达到90
°
〒θ，或者-90
°
〒θ时，将卫星绕z轴旋转180
°
，始终保持背阴面不朝向光线方向；其中θ为长期背阴面保持阈值，根据卫星姿态调整角速度进行设置。
[0022]
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现所述控制方法的步骤。
[0023]
一种卫星光学相机全光路制冷系统控制设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述的处理器执行所述的计算机程序时实现所述控制方法的步骤。
[0024]
本发明与现有技术相比的优点在于：
[0025]
1、本发明为卫星的光学相机全光路制冷提供了一种方法，相较于制冷机制冷方式，所采用的面向宇宙冷空间辐射式制冷，不需要卫星提供电能。
[0026]
2、相较于现有的辐射制冷温度不稳定且辐射制冷器容易衰退等问题，所采用的冷窗及冷屏能够使镜头温度均匀，减小漏热，所采用的长期背阴面，能够提供稳定的辐射制冷环境，使光学镜头始终保持稳定低温，并且散热面不会发生因为光线季节照射变化大导致的衰退问题。
附图说明
[0027]
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0028]
图1为本发明卫星光学系统辐射制冷系统示意图。
具体实施方式
[0029]
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本技术技术方案做详细的说明，应当理解本技术实施例以及实施例中的具体特征是对本技术技术方案的详细的说明，而不是对本技术技术方案的限定，在不冲突的情况下，本技术实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
[0030]
以下结合说明书附图对本技术实施例所提供的卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法做进一步详细的说明，具体实现方式可以包括(如图1所示)：冷窗、冷屏、热管、隔热支撑杆、长期背阴面以及长期背阴面控制方法。其中冷窗位于相机最前端，为整个光路的温度提供保护；相机镜筒外部设置高导热的冷屏结构，冷屏外布置热管，热管连接到卫星长期背阴面，背阴面长期无阳光照射，保持稳定的散热条件。
[0031]
上述卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法中，所述冷窗包括冷窗窗片和外框，冷窗窗片采用表面镀膜透镜，可采用si材料，外框采用钛合金材料。
[0032]
上述卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法中，所述冷屏为铝合金材料，均匀包覆在光学镜头镜筒外表面。
[0033]
上述卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法中，所述热管采用低温乙烷热管，热管紧贴在冷屏外侧，由冷屏连接到卫星散热面。冷屏及热管外包覆多层隔热材料。
[0034]
上述卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法中，所述隔热支撑杆采用钛合金材料，采用bipod结构支撑，用于隔绝相机与安装面之间的热传递。
[0035]
上述卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法中，所述长期背阴面设置在卫星的无光照面，一般采用osr片或散热白漆等材料，通过控制卫星使其长期处于无光照状态。
[0036]
长期背阴面控制方法如下：
[0037]
1、初始状态设置：使卫星建立三轴对地稳定状态，假设-x面为长期背阴面，z轴指向地心，计算太阳光线与卫星长期背阴面的夹角，如果该夹角处于【-90
°
，90
°
】之间，此时长期背阴面有光线入射，将卫星绕z轴旋转180
°
，使光线处于长期背阴面另外一侧。
[0038]
2、初始状态建立后，持续对太阳光线与卫星长期背阴面的夹角进行计算，当该夹角达到90
°
〒θ，或者-90
°
〒θ时，将卫星绕z轴旋转180
°
，始终保持背阴面不朝向光线方向。其中θ为长期背阴面保持阈值，根据卫星姿态调整角速度进行设置。
[0039]
在本技术实施例所提供的方案中，包括：
[0040]
卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法，包括1套辐射制冷系统和1套在轨长期背阴面控制方法，辐射制冷系统如图1所示。下面以地球同步轨道卫星为例，进行说明。
[0041]
辐射制冷系统包括冷窗、冷屏、热管、隔热支撑杆、长期背阴面。举例来说，一个500mm口径的透射式光学系统，其光路温度要求控制在210k，按照本发明的实施方式如下：
[0042]
1)在光学系统最前端布置冷窗，冷窗窗片安装在冷窗外框内，通过支架固定在光学镜头最前端，冷窗窗片的口径要与光学镜头口径一致，不能对成像系统的光路造成遮挡。通过冷窗的隔绝，光学系统的温度波动可减小到〒0.5k以内；
[0043]
2)光学镜筒外布置冷屏结构，冷屏采用铝合金材料，包裹在光学镜筒外侧，冷屏内表面发黑，通过冷屏结构辐射间接控制低温光学系统温度，从而提高低温光学系统温度均匀性；
[0044]
3)冷屏沿轴向安装4根热管，热管另一端与卫星长期背阴面相连，通过背阴面进行
辐射制冷，此时热管的长度需要进行控制，热管过长会导致导热能力下降；
[0045]
4)冷屏及热管外包覆20单元多层隔热材料，最外侧双面镀铝聚酯膜；
[0046]
5)透射式低温光学镜头所需散热面面积为2m2，散热面设置在卫星本体的-x面，朝外一侧喷涂acr-1防静电白漆，朝内一侧包覆20单元多层隔热材料；散热面为4mm厚的铝合金，散热面布置均温热管，以提高散热面温度均匀性；散热面与支撑结构之间加装聚酰亚胺隔热垫片；
[0047]
6)光学镜头与卫星支撑结构之间通过bipod支撑连接，通过增加沿程热阻实现高效隔热，减小与卫星自身的热交换；
[0048]
以地球同步轨道卫星为例，进行长期背阴面控制，主要流程如下：
[0049]
1)初始状态建立，卫星完成发射入轨后，在轨正式进入工作前，对长期背阴初始状态进行建立。卫星﹢z轴指向地心，计算此时太阳光线矢量与卫星-x面法线的夹角，如果＞90
°
或者＜-90
°
，则满足初始状态要求，如果该夹角≤90
°
或者≥-90
°
，则将卫星绕z轴旋转180
°
。
[0050]
2)对于地球同步轨道卫星而言，上述夹角变化具有一定的周期性，初始状态建立后，可按照天进行控制，使用地球同步轨道卫星定点位置星下点地方时作为控制条件，同时考虑卫星姿态机动能力，每次旋转180
°
时间为10分钟，控制方法中的θ取为1.25
°
，星下点地方时在0:05～11:55之间，太阳光线在卫星运动方向，使卫星+x向朝向运动方向，+z轴指向地心，在11:55～12:05之间，卫星绕z轴旋转180
°
，使卫星的-x面朝向运动方向，在12:05～23:55之间，保持此种指向，在23:55至次日0:05分之间，卫星再次绕z轴旋转180
°
。
[0051]
显然，本领域的技术人员可以对本技术进行各种改动和变型而不脱离本技术的精神和范围。这样，倘若本技术的这些修改和变型属于本技术权利要求及其等同技术的范围之内，则本技术也意图包含这些改动和变型在内。
[0052]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，包括冷窗、冷屏、热管、隔热支撑杆、卫星本体；所述冷窗位于卫星光学相机前端，为整个光路的温度提供保护；所述卫星光学相机的镜筒外部设置冷屏，用于导热；所述冷屏外布置热管，所述热管连接到卫星本体的长期背阴面，用于使长期无阳光照射的长期背阴面保持散热条件；所述隔热支撑杆位于光学相机与卫星本体之间，用于连接相机和卫星本体，通过隔热支撑杆连接，避免直接接触发生热传导。2.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述冷窗包括冷窗窗片和外框，冷窗窗片采用表面镀膜透镜，采用si材料，外框采用钛合金材料。3.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述冷屏为铝合金材料，均匀包覆在卫星光学相机的镜筒外表面。4.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述热管采用低温乙烷热管，热管紧贴在冷屏外侧，由冷屏连接到卫星本体的散热面。5.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述冷屏及热管外包覆多层隔热材料。6.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述隔热支撑杆采用钛合金材料，采用bipod结构支撑，用于隔绝卫星光学相机与其在卫星本体上的安装面之间的热传递。7.根据权利要求1所述的卫星光学相机全光路制冷系统，其特征在于，所述长期背阴面采用osr片或散热白漆，通过控制卫星使其长期处于无光照状态。8.一种用于根据权利要求1～7任一项所述的卫星光学相机全光路制冷系统的控制方法，其特征在于，包括：使卫星建立xyz三轴对地稳定状态，若定义-x面为长期背阴面，z轴指向地心，则计算太阳光线与卫星长期背阴面的夹角，如果该夹角处于[-90
°
，90
°
]之间，则将卫星绕z轴旋转180
°
，使光线处于长期背阴面另外一侧；持续对太阳光线与卫星长期背阴面的夹角进行计算，当该夹角达到90
°
〒θ，或者-90
°
〒θ时，将卫星绕z轴旋转180
°
，始终保持背阴面不朝向光线方向；其中θ为长期背阴面保持阈值，根据卫星姿态调整角速度进行设置。9.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求8所述方法的步骤。10.一种卫星光学相机全光路制冷系统控制设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于：所述的处理器执行所述的计算机程序时实现如权利要求8所述方法的步骤。

技术总结
卫星光学相机全光路制冷系统及控制方法，具体来说，涉及遥感卫星红外光学系统全光路的低温制冷，以及长期背阴面的控制方法，包括冷窗、冷屏、热管、隔热支撑杆、长期背阴面以及长期背阴面控制方法。其中冷窗位于相机最前端，为整个光路的温度提供保护；相机镜筒外部设置高导热的冷屏结构，冷屏外布置热管，热管连接到卫星长期背阴面，背阴面长期无阳光照射，保持稳定的散热条件。该方法可以解决上述提到的太阳屏和辐射制冷器受太阳照射随季节变化的问题，通过使散热面长期朝向无阳光入射的方向，为红外相机镜头全光路提供稳定的散热能力，同时采用大面积的冷屏对光学系统光路进行半包围式热辐射吸收，以确保光学系统获得均匀的制冷控制。的制冷控制。的制冷控制。


技术研发人员：王宇飞 王杰利 徐忠超 万雨君 颛孙少帅 吕笑慰
受保护的技术使用者：中国空间技术研究院
技术研发日：2023.05.31
技术公布日：2023/9/12