一种基于力热耦合算法的航天遥感器热控指标制定方法

1.本发明涉及航天遥感技术，具体涉及一种基于力热耦合算法的航天遥感器热控指标制定方法。


背景技术：

2.随着航天产业的迅速发展, 光学遥感技术已经应用到各个领域，研制高性能（成像质量高、机动性强等）且低成本（能耗低、体积小、重量轻等）的光学遥感器是产业发展的需求之一。光学遥感器的成像质量对温度十分敏感，为保证空间观测任务顺利完成遥感器温度需要通过热控系统维持在适宜范围。遥感器热控指标是设计和制定热控系统的前提，热控指标要求过低会造成热控系统设计不能满足成像质量指标对温度的要求，热控指标要求过高则会带来热控系统功耗增加、热控系统设计难度增大、研制周期增长等一系列不利的影响。因此在工程应用中迫切需要一种更为合理的热控指标制定方法来精确的预测遥感器在轨时的适宜温度水平。
3.目前对遥感器热控指标制定方法的研究较少，在航天事业发展初期,有经验的设计者会对遥感器整体温度水平制定较严格的指标，保证热控系统有足够高的安全域。但该方法缺乏足够的理论依据，并且严苛热控系统指标会导致热控系统的能耗冗余以及研制周期的增长。随这航天事业的发展，又学通过计算机辅助工程提出了新的遥感器热控指标制定方法。该方法通过假设在轨时的温度载荷，采用有限元软件进行热变形分析，对不同热载荷作用下的光学表面进行多项式拟合，并通过光学软件进行分析；最后以达到光学指标阈值时对应的温度作为热控指标。遥感器的热控指标在制定时受到成像质量指标的约束，但该方法中成像质量指标的由来不够清楚，并且在热控指标制定过程中未考虑遥感器入轨后由于重力释放对成像质量造成的影响，以上因素会导致计算出的热控指标不够准确。
4.在实际工程中会通过对热控系统进行仿真和实验间接地检验热控指标的合理性，已有许多学者对此方面进行了研究。有对遥感器的空间热环境进行了数值分析，并计算了相应轨道参数下外热流密度变化情况。通过轨道热仿真计算遥感器的瞬态温度分布，并根据仿真结果与相应的热控指标对比，进而对热控系统设计进行制定。有用在轨道热分析的温度分布结果作为输入条件，对遥感器在轨时光机结构热变形进行计算。对变形后光学元件表面进行面形拟合后可知，每个镜面面形满足光学设计的公差要求。随后通过热真空试验验证了遥感器在单方向重力情况下的成像质量满足要求，由仿真与实验结合验证热控系统设计的有效性。有根据热平衡实验结果与仿真结果相符，验证了热控设计的有效性。
5.然而在以上的仿真验证的研究中仅考虑了单个光学元件公差，而忽略了光学系统整体的性能，无法准确的判断在轨时的成像质量是否满足指标。此外，热平衡实验以及单方向重力情况下热真空试验，都无法检测出遥感器处于重力释放与温度变化耦合情况下的成像质量，不足以证明热控指标的合理性以及热控系统设计的有效性。


技术实现要素：

6.本发明的主要目的在于提供一种基于力-热耦合的遥感器热控指标制定方法，通过分析太空与地面的环境差异，研究了重力释放和温度变化对系统成像质量的耦合影响机理，并以成像质量指标对温度的要求作为约束条件，通过该方法制定的热控指标在保证热控系统设计满足成像质量指标要求的前提下，有效的降低热控系统功耗、减小热控系统设计难度、缩短研制周期。
7.本发明采用的技术方案是：一种基于力热耦合算法的航天遥感器热控指标制定方法，包括：建立四种力热耦合的假设工况；根据力热耦合弹性变形理论，以及光机结构变形与光学系统转换关系，计算mtf的值用于定量的评价成像质量；根据成像质量的整体指标与分系统指标的关系，确定遥感器热控子系统和机械子系统耦合情况下对应的综合成像质量指标；对耦合工况进行迭代计算并以达到成像质量阈值时对应的温度作为热控指标，完成光学指标到热控指标的转换。进一步地，所述建立四种力热耦合的假设工况包括：在热控指标的制定前需要先对遥感器在轨时的力热环境进行描述和假设，在对遥感器热控指标的制定时通常对整个系统定义统一的温度范围，从均匀的温度载荷和均匀梯度变化的温度载荷两个方面考虑，建立四种温度工况；根据实际装配和调试的重力方向对遥感器进行重力工况假设，将假设的四种温度工况与一种重力工况进行组合后建立了四种耦合工况，分别为(δt) ＆g , x(δt) ＆g ,y(δt) ＆g and z(δt) ＆g。
8.更进一步地，所述计算mtf的值用于定量的评价成像质量包括：采用耦合弹性力学的有限元分析方法计算遥感器在耦合工况下的弹性变形保证热控指标的制定精度，通过对遥感器fem的力-热耦合计算，得到变形后的各有限元节点的坐标信息，其可作为光学计算的输入条件；通过光学计算可分析遥感器结构变形对成像质量的影响，通过基于zrenike多项式的波前拟合的方法将光学表面节点重建为软件可用形式，再将所有重建后的光学表面依次输入光学软件中生成新的光学系统，进而分析力-热耦合工况下mtf的变化情况；其中zrenike失高数学描述为：式中k为圆锥系数，ｃ为曲率, ai为多项式的系数，zi为多项式， 为归一化半径， 为幅角；通过对不同耦合工况进行迭代，可得到相对应的mtf值；通过将计算的mtf与成像质量指标所要求的mtf对比，将耦合工况中达到成像质量阈值时所对应的温度作为热控指标。
9.本发明的优点：
本发明指标可降低约20%的热控功耗并在一定程度上的缩短了遥感器研制周期。通过对遥感器在轨时 mtf变化情况的预测结果可知，该方法刚好可保证在轨时的成像质量满足指标，并且与仅考虑温度制定的指标相比具有更高的可靠性。
10.除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
11.构成本技术的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
12.图1是本发明实施例的基于力热耦合算法的航天遥感器热控指标制定方法流程图；图2是本发明实施例的遥感器光学设计示意图；图3为本发明实施例的10个周期内遥感器各光学组件的温度波动情况；图4为本发明实施例的不同指标在轨时某时刻mtf与光学系统初始mtf的对比图；图5为本发明实施例的各系统分别安装在真空罐平台上的示意图。
13.附图标记：1为干涉仪、2为准直器、3为真空罐、4为红外辐射器、5为遥感器、6为卫星平台。
具体实施方式
14.为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
15.热控指标制定方法本发明提出一种在力热耦合的情况下，以成像质量指标作为要求的热控指标制定方法。图1描述了该方法的具体过程：首先，由于太空环境会导致遥感器产生重力释放以及温度变化，因此建立了四种力-热耦合的假设工况。其次，根据力-热耦合弹性变形理论，以及光机结构变形与光学系统转换关系，计算出mtf的值用于定量的评价成像质量。然后，根据成像质量的整体指标与分系统指标的关系，确定遥感器热控子系统和机械子系统耦合情况下对应的综合成像质量指标。最后，对耦合工况进行迭代计算并以达到成像质量阈值时对应的温度作为热控指标，完成光学指标到热控指标的转换。
16.工况假设由于遥感器的在轨成像质量会受到温度变化以及重力释放的耦合影响，因此本发明使用光机热集成分析方法，计算力-热耦合环境引起的遥感器结构变形，以及变形后光学系统的成像质量。
17.遥感器所处的空间环境（微重力、空间热环境）与地面环境存在差异，这种差异会导致遥感器在轨时产生重力释放与温度变化。重力释放与温度变化对遥感器成像质量的影响是不可分离的，因此需综合考虑力-热耦合作用来制定热控指标。在热控指标的制定前需要先对遥感器在轨时的力-热环境进行描述和假设：假设1：温度工况
由于在太空环境中遥感器内部各节点温度分布不规则，因此在对遥感器热控指标的制定时通常对整个系统定义统一的温度范围。本发明从均匀的温度载荷和均匀梯度变化的温度载荷两个方面考虑，建立了如表1所示的四种温度工况。考虑到地面加工与装调时的实际温度，将所有工况的初始温度设置为20℃。1号为均匀的温度载荷工况，通过更改温度的变化量δt的数值来改变工况的温度值（20
±
δt）。2-4号为均匀梯度变化的温度载荷工况，由于遥感器结构的不对称性，会导致温度梯度变化具有方向性，因此采用笛卡尔坐标系的x、y、z三个方向对该工况进行描述；以20℃作为对称中心的温度值为20-δt/2 ~ 20+δt/2，其中温度变化量δt的正负表示变化的趋势。
18.表1工况描述假设2：重力工况遥感器在地面时会通过装配和调试抵消重力对结构造成的变形，但入轨后由于重力的释放会产生新的结构内应力进而导致遥感器结构发生新的形变，因此需要根据实际装配和调试的重力方向对遥感器进行重力工况假设。本发明中的遥感器的重力方向为-y，下文中将重力工况命名为g。
19.本发明将假设的四种温度工况与一种重力工况进行组合后建立了四种耦合工况，他们分别为(δt) ＆g , x(δt) ＆g ,y(δt) ＆g and z(δt) ＆g。其中本发明以＆为耦合符号对工况进行简化命名。
20.热控指标的确定由于成像质量对遥感器的光机结构的变形十分敏感，因此需要一种精确方法计算结构变形。文献已证明力-热耦合方法计算弹性变形的结果比分别计算力和热变形后再叠加的方法更准确，因此，本发明采用耦合弹性力学的有限元分析方法计算遥感器在耦合工况下的弹性变形保证热控指标的制定精度。通过对遥感器fem的力-热耦合计算，得到变形后的各有限元节点的坐标信息，其可作为光学计算的输入条件。
21.通过光学计算可分析遥感器结构变形对成像质量的影响。考虑光学软件没有有限元离散节点的数据接口，因此本发明通过基于zrenike多项式的波前拟合的方法将光学表面节点重建为软件可用形式。随后再将所有重建后的光学表面依次输入光学软件中生成新的光学系统，进而分析力-热耦合工况下mtf的变化情况。
22.其中zrenike失高数学描述为：
式中k为圆锥系数，ｃ为曲率, ai为多项式的系数，zi为多项式，
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为归一化半径，为幅角。
23.通过对不同耦合工况进行迭代，可得到相对应的mtf值。通过将计算的mtf与成像质量所要求否mtf对比，将耦合工况中带到成像质量阈值时所对应的温度作为热控指标。
24.实例计算光机结构描述本发明以一个同轴反射式遥感器为研究对象，成像范围在可见光波段范围内，其结构组成部分包括：载荷本体(主镜组件、次镜组件、三镜组件、反射镜组件、调焦机构、主承力组件和遮光罩组件等)、电子学系统、热控系统等。如图2所示遥感器光学设计以主光轴方向为+z轴，折射镜折射方向为+y轴，通过右手定则建立笛卡尔坐标系，并且遥感器的几何模型和有限元模型使用同一坐标系。
25.成像质量指标的确定遥感器成像质量指标是热控指标制定的前提，其中遥感器的各子系统都有对应的成像质量指标，并通过各自的mtf值对指标进行定量描述。通过以上可知，温度与重力对成像质量的影响是相互耦合的，不能单独制定热控或机械子系统对应的成像质量指标，因此本发明将通过各系统mtf之间的关系计算出热控与机械子系统耦合情况下对应的综合成像质量指标（mtfd）。
26.实验室环境中测得的静态mtf(mtfs)是遥感器在发射前成像质量的总指标，本发明要求当频率= 57.1 lp/mm时mtfs≥0.12。mtfs可认为是mtfd、加工与装调的传递函数（mtfm）以及光电数据传输和处理传递函数（mtf
ccd
）等综合作用的结果，他们有以下的关系。
27.对于ccd器件， 由像元尺寸传函（mtf几何，mtfg）和电子系统传递函数（mtfe）构成，其关系为：mtfg可表示为：式中，f为空间频率，fn为nyquist频率，a为ccd像元尺寸，d为ccd像元间距。当d=a，f= fn时，可计算出mtfg=0.637。
28.其中，mtfe=0.9是根据研究人员对电子系统技术和工艺水平统计后给出的。mtfm是通过经验和大数据统计制定的；经过技术人员对本发明遥感器测试后得到mtfm=0.85。
29.综上可计算出mtfd≥0.245才能满足成像质量要求。
30.热控指标的确定根据以上光机热集成分析方法，以0.1℃作为温度变化的步长，对4种耦合工况一共进行了580次的迭代计算后，得到4种耦合工况下的mtf与温度之间的关系， mtf的阈值为
0.245。整体温度水平，初始温度为20℃；随着温度变化总体都呈现下降趋势，因此说明遥感器对各种工况的温度梯度灵敏度不同，同时也证明了对工况类型假设的合理性。由于遥感器对不同方向的温度梯度的敏感度不同且此类型假设具有合理性。各工况中边缘视场的mtf受温度变化的影响最大，最先达到mtf的阈值，说明边缘视场对温度的灵敏度高于其他视场，因此本方法将边缘视场mtf=0.245时所对应的温度作为热控指标。
31.由于遥感器各光学元件沿z方向空间分布最大，因此光学元件之间最大温度差值出现在g& z(δt)工况中，通过力-热耦合计算出的临界工况温度分布，可知光学元件最大温差为4.44
°
c。
32.综上所述，出于对遥感器安全性和可靠性的考虑，其热控指标制定如下：a) 遥感器整体温度范围：17.3 《 t 《 22.6
°
c；b)x向温差＜5.6
°
c，y向温差＜6.6
°
c，z向温差＜6.9
°
c；c)各光学元件之间温差＜4.4
°
c。
33.仿真分析与验证由于真实的太空环境与假设温度工况还存在差异，因此需要通过轨道热仿真分析更精确模拟遥感器在轨时的温度情况。通过计算不同热控指标制定方法下的在轨成像质量的变化情况并进行对比，可检验遥感器热控设计的可行性以及热控指标制定方法的合理性。
34.轨道环境分析遥感器在太空时由于真空、冷黑、内部热源、热辐射以及热传导等因素的影响会导致光机结构出现温度变化。而温度变化会使光学元件产生位移、畸变和热变形等，进而导致遥感器成像质量的下降，因此遥感器需要在热控系统的帮助下达到热平衡后才能进行正常的成像工作。
35.热平衡方程可以表示为：式中，是太阳辐射；是地球返照；地球红外辐射；航天器内热源；航天器向宇宙空间辐射的热量；航天器内能变化。
36.本发明遥感器设定在太阳同步轨道上运行，轨道参数如表2所示，通过轨道信息可以计算太阳光照角(β角)变化趋势进而可计算出遥感器的外热流的变化。β角的变化可描述为：式中, i为卫星轨道面与地球赤道面的倾角，i 为赤道面与黄道面的夹角, 为太阳黄经,ω为升交点赤经。
37.轨道热仿真分析根据本发明的热控指标进行热控系统设计。建立了的遥感器及卫星平台的热结构分析模型。以轨道环境分析结果作为输入条件，20℃作为热控目标温度，对卫星整体进行轨道热仿真分析并以仿真结果作为指导对热控系统进行迭代制定，直至温度满足指标要求。
38.在实际太空环境中卫星外热流、平台温度以及卫星姿态等因素会发生变化，并且热控涂层以及各类喷漆都会随时间而退化，因此会产生高、低温两种极端工况。本发明在仿真时对两种极端工况都进行了分析并对多个轨道周期的模拟，高、低温工况所需的热控功耗分别为98.0w和103.5w，可见低温工况的热控功耗更大。
39.图3为10个周期内遥感器各光学组件的温度波动情况，可见经过3轨之后温度达到平衡且满足热控指标。
40.在这里同样mtfd的阈值（0.245）作为遥感器在轨时mtf的指标要求，综合考虑重力与温度之间的耦合关系，将轨道热仿真分析中得到的遥感器各有限元节点温度作为温度工况并，与重力工况组合建立耦合工况。通过力-热耦合原理可计算出的遥感器在轨时的光机结构变形情况。提取变形后的光学表面节点数据作为面形拟合输入条件，并将拟合的结果加载入光学软件，可计算出遥感器在轨时的成像时间内任意时刻的mtf。
41.根据任务需求遥感器每轨成像时间少于10 min，本发明选取遥感器达到热平衡后的第8轨的成像时间内（40176~40776s）的数据进行研究。其中图4为不同指标在轨时某时刻mtf与光学系统初始mtf的对比。以20s为步长，对成像时间内的数据经过60次的迭代计算，得到了不同指标在轨时mtf变化情况如图4所示。
42.由图4可知，本发明指标使在成像时间内mtf都满足指标，在40616s和40716s时mtf达到最低值（0.248）并刚好满足阈值。这说明该指标即可有效地保证遥感器在轨时的成像质量又避免了热控系统功耗的浪费。
43.热真空实验遥感器在发射前需要通过热真空实验对mtfs进行检测。热真空实验是利用空间环境模拟器来模拟轨道环境，使用光学测试设备计算目标图像的能量信息反映出遥感器的成像质量。测试系统包括相机、准直仪系统、干涉仪、红外辐射器、卫星安装平台以及卫星平台模拟仓等，如图5所示，将各系统分别安装在真空罐平台上。真空罐可提供100k以下的冷黑温度以及1
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pa真空环境模拟真实太空环境。根据实际方案将遥感器安装在卫星平台上，卫星平台模拟仓内安装有加热系统以模拟平台真实温度变。利用红外加热器可提供卫星各表面的外热流变化。干涉仪安装在准直系统的焦平面上，其发射的光通过准直器输出平行光束；卫星安装在高精度转台上，可对遥感器不同视场的mtfs进行检测。实验结果与本
发明方法制定的整体温度指标（17.3
°
c和 22.6
°
c）相符，进一步证明了本发明方法的合理性。
44.为保证空间观测任务顺利完成，光学遥感器的温度需要通过热控系统维持在合适范围，进而避免成像质量受空间热环境的影响。热控制系统的设计和制定需要合理的热控指标进行指导，然而目前的热控指标制定方法缺乏足够的理论依据且容易造成资源和时间的浪费；或是仅考虑了温度变化而忽略了重力释放的影响从而导致制定的热控指标不够准确，难以形成对遥感器在轨时的整机适宜温度水平的准确预判。本发明通过分析太空与地面的环境差异，研究了重力释放和温度变化对系统成像质量的耦合影响机理，并以成像质量指标对温度的要求作为约束条件，提出了一种基于力-热耦合算法的遥感器热控指制定化方法，可指导遥感器热控设计找到成像质量与热控系统功耗之间的最优解。轨道热仿真结果表明，与经验性指标相比，本发明指标可降低约20%的热控功耗并在一定程度上的缩短了遥感器研制周期。此外，通过对遥感器在轨时 mtf变化情况的预测结果可知，本发明方法刚好可保证在轨时的成像质量满足指标，并且与仅考虑温度制定的指标相比具有更高的可靠性。然后，热真空实验结果表明，遥感器处于重力释放情况下的温度临界值与本发明方法制定的热控指标相符，进一步验证了方法的合理性。最后，通过进一步验证可知，本方法可适用于多种类型（离轴反射式、透射式等）的遥感器。
45.本发明通过研究光学、机械学以及热学对遥感器成像质量的综合影响，建立了一种基于力-热耦合的遥感器热控指标制定方法。该方法可较为准确的预测遥感器在轨时的适宜温度水平，以指导热控系统设计可满足成像质量对温度的要求。此外在一定程度上降低热控系统功耗、减小热控系统设计难度、缩短研制周期。主要的内容如下：(1) 针对太空与地面的环境差异对遥感器建立了4种力-热耦合假设工况。根据力-热耦合计算方法以及面形拟合方法，分析出遥感器在耦合工况下mtf的变化情况。
46.(2) 根据成像质量的整体指标与分系统指标的关系，确定遥感器热控和机械子系统耦合情况下对应的综合成像质量指标为mtfd＞0.245，并通过对耦合工况进行迭代计算，将达到成像质量指标时对应的温度作为热控指标。
47.(3) 将不同指标应用于本发明遥感器并通过仿真对比后，验证了本发明方法可在满足成像质量满足要求的前提下，节省约20％的热控系统功耗并且缩短了研制周期。热真空实验结果与本发明指标相符，进一步说明了本发明方法的合理性。
48.通过进一步的研究，本发明方法同样适用于等其他类型遥感器（离轴反射式、透射式等）。然而，带有主动光学系统的遥感器可以通过调整光学元件的波前以抵抗温度对成像质量造成的影响，因此本发明热控指标制定方不能适用于该类型遥感器。综上所述，本发明热控指标制定方法具有广泛的适用性，可良好的应用于实际的工程中，并且该研究为航天产业发展提供了一定的贡献和帮助。
49.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。