航空相机光学系统热控设计

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航空相机是对地拍摄测量的关键设备，主要安装在飞机的货舱或设备舱里，由于舱内不密封，当飞机收稿日期：2012-05-20 收到修改稿日期：2012-08-10基金项目：中国科学院前沿课题基金资助项目(ck0308)作者简介：樊越(1984-)，女(/2族)，四川广安人。博士研究生，主要从事航空相机光机热分析与热控制技术研究。E-mail：fanyue1984###163.com。

http：//52 光电工程 . 2013年 1月高度发生变化时，舱内温度将发生很大变化。温度阶跃式或连续的变化会在光学元件中产生温度梯度，在空气中产生热扰动，从而产生附加像差，使像质变差。为了减小温度对光学系统的影响，不论是航空相机或空间相机，都需采取被动热控措施减小温度变化，对温度要求高及热交换快的组件还应采取必要的主动热控技术 ，其中加热回路和加热功率设计布置的准确性直接影响到控温精度。国外-些航空相机采用温控箱实现主动热控，其体积和重量较大，不适用于所有航空相机[5 ]；国内李积慧、陈荣利等人运用 CAE和优化设计的方法对空间相机加热功率进行了研究 J，这些方法虽然直观，但是需反复计算仿真才能获得理想的加热功率值和加热功率的布置方式。

本文采用被动和主动热控措施相结合的方法减小相机光学系统的温度波动和温度梯度，重点运用热阻网络法对镜头和窗IEI组件进行了漏热分析，根据分析结果设计布置加热回路和确定加热功率，并利用有限元分析软件仿真验证了热设计的正确性，为提高航空相机光学系统可靠性和热控系统设计优化提供了理论依据，对热试验有指导意义。

1 航空相机光学系统热控措施通过热光学特性的计算，确定相机光学系统的热控指标为：起飞前地面温度为 ℃，在相机照相飞行的整个过程中，镜头和窗FI组件温度及其控温精度为 ±5)oc。

1.1光学系统的热环境航空相机所处环境温度随飞机飞行高度的升高而降低，在对流层，高度每升高 1 km，温度下降 6℃9]，飞机的最高飞行高度约为9 km，因此航空相机外部环境温度与地面温度相差最大约55℃，光学系统与外部环境的热交换主要通过结构件的热传导、空气对流及辐射进行。相机拍照时，CCD器件虽有-定的功耗，但大部分通过有效途径导出，且 CCD器件与光学系统相距较远，结构连接处采取了隔热措施，因此可以不考虑其对光学系统的影响。

1.2热控措施为保证温度变化时镜面变形较小，光学元件材料采用线胀系数低的 NBK7和 NSF57等材料，同时光学元件的直接支撑材料选取与光学元件材料具有相同或相近线胀系数的 TC4。光学组件支撑结构除安装面外均进行黑色阳极氧化处理，以利于整个组件温度均匀化。镜筒与外部结构件安装面处、结构件之间安装面处、窗口组件与结构件安装面处以及光学系统与 CCD组件之间均采取隔热方式，选用隔热性能和机械性能均较好的高分子材料聚醚醚酮作为隔热垫，从结构上采取隔热，延长系统的热时间常数。对温度变化较为敏感的镜头和窗口组件，采取主动热控措施以保证其温度稳定性和均匀性。

2 航空相机光学系统漏热分析为了确定最佳可行的主动热控措施，以得到保持相机光学系统恒温所需的加热功率，需要对镜头和窗口组件的最大漏热率进行分析计算u，根据计算结果来设计加热片和布置加热回路。

图 1为航空相机光学系统向环境散热示意图。光学系统温度为 ，为了分析极限情况，将相机外壳温度设为环境温度 m。

由图 1可以看出，相机光学系统的总漏热率为q 。 qLq (1)式中：qtot为相机光学系统的总漏热率，即所需加热功率；钆为镜头向环境的散热率；g 为窗1：1组件向环境的散热率。

http：//图1 相机光学系统向环境散热示意图Fig 1 Radiation from optical system to environment第4O卷第 1期 樊越，等：航空相机光学系统热控设计 532.1镜头向环境的散热率分析 镜头到相机外壳的传热路径如图 2所示， 为镜头温度， m为环境温度，箭头表示传热路径，镜头的热量以两条并联的路径传导到相机外壳：-条是前组镜头热量通过隔热垫、内框架、外框架、空气传导、结构件的接触导热及辐射传递到相机外壳，其中空气的传热包括对流传热和自身导热；另-条是后组镜头热量通过隔热垫、内框架、外框架及接触导热传到相机外壳。

Bufer caseInsulation padW indowInner frame Outer framel /// ///， ，.， -///， ，I //// ///，I If f - -Fm眦 / / -//图2 镜头到相机外壳的传热路径Fig.2 Heat transfer path oflens towards outer frame传热路径中结构件自身的热阻均可等效为圆柱壁热阻或平壁热阻的串联或并联，空气的有效导热热阻可等效为具有相同导热率的圆柱壁热阻。镜头到相机外壳的热阻网络如图 3所示。风 h为缓冲筒、内框架、外框架及隔热垫的导热热阻， 。.1 。.6为结构件之间的接触热阻，Rai 1、R ir2和R ir3分别为镜头与缓冲筒之间、缓冲筒与内框架之间以及内框架与外框架之间空气的有效导热热阻， rad1、 d2和 d3分别为镜头与缓冲筒之间、缓冲筒与内框架之间以及内框架与外框架之间的辐射热阻。两条传热路径的散热率分别为 g1和 g2， 、 为缓冲筒两端温度， 、乃为内框架两端温度。

Rrad3 Rrad2 RradlRf Rc.6 q6 Re Rc.5 q4 T2 Rd Rc4 q2图 3 镜头到相机外壳热阻网络Fig.3 Resistant network of lens towards outer fram e根据热阻网络列出热传导方程组：- - 丁 - - - - - - - R Rc.1 R酬 rad1- q2·(RdRc.4)- q8·Rhg1 g3gg6g4ggL g1ghttp：//www。9dgc。ac。ca(2)光电工程 2013年 1月其中圆柱壁和平壁的热阻为 ] L式中：ri、ro分别为圆柱壁的内外半径，k为材料的热导率，L为圆柱体长度，A为平壁的横截面积。

结构件间的接触热阻为(3)(4)去 (5)式中：h 为接触换热系数，其与表面粗糙度、接触压力、接触面温度等因素有关，J.P.霍尔曼给出了它的经验公式[ ：去 鲁 鲁鲁 c6式中：L 为接触面之间缝隙的厚度； 。为实际接触面积； 为未接触面积； 、 为两个接触件的导热率；kf为空隙中气体的导热率。

圆柱壁之间密闭空气的有效热阻为rln (ro/ri) (7)0.772 后( ) R口式中：k为空气在密闭空间平均温度下的导热率，Ra。为瑞利数，Pr为普朗特数，其值在20C时分别为k-0.0263W ·m-1.K～， Racl 120及 Pr0.707。

grad(r)IE1 C'l 而/'Out (8)式中：s1、02分别为内外圆柱体相对表面的发射率，n 、 m分别为内圆柱体外径和外圆柱体内径， i 为内圆柱体外表面面积，Ti 、To 分别为内外圆柱体相对表面温度，以该表面的平均温度计算。

2.2窗口组件向环境散热率分析窗口组件向环境的散热率包括窗I1玻璃和窗I1座外表面向环境的辐射和对流散热率，以及窗口组件通过结构件的热传导接触导热向环境的散热率。窗I1组件传热路径及热阻网络如图 4所示，Ri、Ri、Rk为结构件和隔热垫的传导热阻，R。7、R .8、R。.9为接触热阻，R 。 为窗口座外表面和窗口玻璃外表面向环境的对流换热热阻，尺rad为窗口座外表面和窗口玻璃外表面向环境的辐射换热热阻。

根据热阻网络，可以得到窗口组件的漏热率 q 为gw ( ) (9)其中：RradRconv- 1l l刚 4 md：A2 (4 ：)( To )( r：ut)0o)(11)式中： 1为窗口玻璃外表面面积； 2为窗I1座外表面面积；h。 为窗I1组件外表面与环境的对流换热系数；h dl、h ad2为窗I：1座和窗口玻璃外表面与环境的辐射换热系数；s1为窗口玻璃表面发射率；0O2为窗 口座表面发射率； 为窗口组件温度。

http：//第4O卷第 1期 樊越，等：航空相机光学系统热控设计 55R -7 Ri Rc.8 局 Rc-9 凡V V V v V v v v v V V V v v v V V VR ， V V VRmd图4 窗口组件热传导路径及热阻网络Fig.4 Heat transfer path and resistan t network ofwindow2.3漏 热 计算结 果结构件材料及计算参数如表 1所示，地面温度为 20C，环境最低温度为-35C，则 TL 20C， t-35oC。相机处于舱内静止空气中，空气自然对流传热系数为 1～10 W/(m2·K)[13]，取 h5 W/(m2·K)。

窗口玻璃和窗口座外表面面积分别为 0.007 m2和 0.01 m2，则窗口组件外表面的对流和辐射热阻分别为1Rc。nv 丽 -6( )1州 丽 丽 6( )表 1 结构件材料及计算参数Table l Parameters ofmain materials图 5所示为内框架、缓冲筒及隔热垫结构示意图，隔热垫和缓冲筒的粗糙度分别为 3.2 lxm和 6.3 gm，因此 g的值为(3.26.3)岬 ，通常两接触表面的实际接触面积 。只占名义接触面积 的 0.01%～0.1%lJ隔热垫与缓冲筒接触面的换热系数 h 为l0/00.1o/0) (99.99%99.9%)x0.0249X10 0 25 l .5 l、 160.、2 53l～2 576(W.m～.K。 、取 ，z 2 550 W m-2. ，则缓冲筒及内框架与隔热垫间的接触热阻为Rc-3 丽 。。·2( )隔热垫导热热阻为 6( )http：//56 光电工程 2013年 1月同理计算其它结构件热阻和接触热阻值，如表 2所示。

将热阻值和温度条件带入式(2)和式(8)计算得 qL17.5 W，qw16.7 W，总漏热率为34.2 w。

从上述结果看出，尽管在结构件之间采取了隔热措施，光学系统的漏热仍需要主动热控来补偿。

图5 热阻计算示意图Fig.5 The schematic chart ofthermal resistance calculation表 2 热阻计算结果Tab1e 2 Thermal resistant datas3 光学系统加热回路设计3.1镜头加热回路设计镜头的主要漏热发生在前组和后组镜筒与隔热垫接触处，因而把主要加热回路布置在与隔热垫接触的镜筒表面 A和 F，如图6所示，直接补偿镜头通过结构件热传导散失的热量，可以提高加热效率。为了补偿空气对流和传导以及辐射的漏热率，在镜筒筒身也要布置加热回路。由此，把镜头划分为 6个等温加热区A～F，贴附聚酰亚胺电加热膜，进行分区恒温控制。为了避免光学元件产生周向温差，同时减少加热膜的数量，加热膜采用整圈粘贴的安装方式，加热功率根据热阻比例进行分配，各路加热功率分别为 5.8 w、2.1 W、1.8 W、2.8 W、3 W 和 2 W。

图6 镜头加热回路布置图Fig 6 Heating loop of lenshttp：t/www gdgc。ac crlB图7 窗口组件加热回路布置图Fig.7 Heating loop ofwindow module58 光电工程 2013年 1月4.3瞬态分析设地面温度为20C，飞机以 3.33 m/s的速度上升，2 750 S升高至 9 km，此时环境温度降到-35C，此后维持飞行高度不变，相机从起飞到拍摄结束约 3个小时。

如果主动温控系统不工作，光学系统温度在 10 000 S内的变化曲线如图 l0所示，光学系统最低温度在3 000 S降到 15C，温度梯度也不断增大，不能满足使用需求。

堇薹- 2- - - ；- Minimum，、 、 i j ； i、、 . 、 、 0 2 4 6 8 10Time&s图lO 光学系统温度-时间曲线(无加热)Fig.10 Temperature-time curve oflens(without heating)采取的温控策略为：当镜筒表面和窗口组件外表面各路加热区温度低于 17C时开始加热，高于20C时停止加热，各路加热区独立控制，加热功率值为 4.2节优化后的数值，镜头加热区A的加热功率曲线如图ll所示。由于 2 750 S后环境温度保持-35C不变，只需对 0-5 000 S光学系统的温度分布进行仿真，其温度曲线如图 12所示。从图中可以看出光学系统的温度在 17.5-20.5"C范围内变化，温差在 2℃以内，满足热控指标的要求，温控效果较好。

意士20.520.019.5l9.0l8.5l8.017.5十 牛 /、、： . ： ： ： ， M inimum 、，÷Maximum 瓣，，Time&s Time&s图11 镜头加热区A功率曲线 图12 温控后光学系统瞬态仿真曲线Fig.11 Heatingpower curveoflensheating zoneA Fig·12 Transient simulation cues ofoptical systemwithheating5 结 论1)航空相机光学系统热控目标主要在于控制镜头和窗口组件处于稳定的工作温度水平状态，热控主要策略是在被动热控的基础上加主动热控。被动热控是以隔热为主；主动热控主要采用聚酰亚胺电加热膜和ITO导电膜在关键部位进行温差补偿。

2)运用热阻网络法对航空相机镜头和窗口组件进行漏热分析，根据分析计算结果直接在漏热部位设计布置加热回路，根据热阻比例分配加热功率，使加热功率得到充分利用。所设计的加热功率可以补偿低温工况下的漏热率。由于热分析具有-定的不确定性，如接触传热系数、表面发射率等，考虑这些因素，实际情况应增w5o%的余量lJ，具体数值还需试验进-步确定。

3)针对热控设计及在热环境分析的基础上采用有限元仿真进行验证分析，对加热功率进行了优化，稳http：//p 三蛊Qn目 第40卷第 1期 樊越，等：航空相机光学系统热控设计 59态分析结果表明，优化后的加热功率对光学系统的漏热补偿效果理想；瞬态分析结果表明，在飞行拍摄的过程中，温控系统将光学系统的温度控制在17.5C-20.5 0C范围内，满足相机热控指标的要求，所采取的热控措施得当，设计的加热回路和加热功率合理。本文的分析计算方法对其它航空航天光学系统的热控设计有-定参考和借鉴作用。