一种GEO轨道卫星激光装置热控制方法技术领域
本发明涉及一种GEO(同步地球轨道)轨道卫星激光装置热控制方法，
本发明适用于GEO轨道卫星激光装置的热控制，特别适用于对温度梯度、
稳定性有较高要求的星载激光装置。
背景技术
随着航天技术的发展，激光通信作为一种全新的通信方式逐渐为人们
所熟悉，激光通信具有通信容量大、传输速度快以及传递路径准确等特点，
同时对星上资源消耗少，如设备重量轻、功耗较小等。可广泛应用在星间、
星地通信等场合。国外星地激光通信的发展较早，主要是在STRV-2、
ETS-V1(GOLD)和OICETS(KODEN/KIODO)三个平台进行了验证。我国
激光通信研究起步较晚，目前处于地面研究及地面试验阶段，即将开展
GEO轨道的卫星搭载试验。
基于激光波束窄，传递准确的特点，要求卫星平台具有较高的控制精
度，准确的跟瞄系统，同时，要求激光装置的光学元件不能有较大的热变
形，这就要求激光装置处在一种比较“恒温”的热环境里。如果温度波动大，
将引起瞄准误差、同时传输波束将变大，引起激光通信链路衰减而影响信
号传输质量。在恶劣情况下，将导致激光通信链路失效。
在GEO轨道，卫星外热流是瞬时变化的，太阳光将从各个方向照射
到激光装置上，外热流引起的热环境是复杂多变的；同时激光装置内元器
件存在热耗，内部热耗随着工作模式的变化也不同。这些因素综合起来影
响激光装置的温度场。
目前国内外的无相关文献报导。
发明内容
本发明技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种GEO轨道卫
星激光装置热控制方法，通过对激光装置导热和辐射的控制措施，设计合
理的热传递路径，将激光装置内部热耗传递到散热面进行排散，对内部对
温度要求高的元器件进行加热和致冷控制，达到激光装置的温度要求。
本发明的技术解决方案是：一种GEO轨道卫星激光装置热控制方法，
实现步骤如下：
(1)确定激光装置工作温度要求，包括内部元器件的工作温度范围、
温度梯度和随时间波动要求；
(2)分析GEO轨道卫星轨道及姿态控制方案，选取高低温热工况进
行空间外热流分析，获得激光装置的空间热量；
(3)确定在GEO轨道高低温热工况下，激光装置内部元器件的工作
模式及热耗；
(4)结合步骤(1)、(2)、(3)，确定激光装置的散热方案；
(5)在步骤(4)确定的激光装置的散热方案下，进行激光装置内部
导热和热辐射设计，设计最优热传递路径；
(6)在步骤(5)的基础上，进行激光装置内部对温度要求高的元器
件采用主动控温回路进行热控制。
所述步骤(2)中的分析GEO轨道卫星轨道及姿态控制方案，选取高
低温热工况进行空间外热流分析，获得激光装置的空间受照射热量的过程
如下：
(21)确定GEO轨道卫星搭载激光装置的构型布局，将激光装置布
置在GEO卫星的对地板，通过二维转台指向调节实现星地间通信；
(22)选取GEO轨道卫星寿命初期分点时刻作为低温工况(此时散
热面OSR不受太阳光照射)，寿命末期至点作为高温工况(散热面OSR
受太阳光照射，且OSR性能退化，对太阳光的吸收率增加)，进行空间外
热流分析，分析过程为将卫星的轨道参数及姿态参数输入STK工具，获得
两种工况下太阳光方向与激光装置的空间照射关系，从而得到太阳光投射
到激光装置上的热量。
所述步骤(3)中的确定高低温热工况下，激光装置的工作模式下，内
部元器件的热耗过程如下：
(31)激光装置的工作模式为待机模式、准备模式、捕获模式、跟踪
和通讯模式；待机模式设备不工作，内部元器件无热耗；准备模式为激光
装置内部电路初始化；捕获模式在二维转台驱动下进行目标捕获，获取初
始图像；跟踪和通讯模式为正常工作模式，在二维转台驱动下进行目标捕
获，完成图像获取并进行运算，与地面进行通讯；
(32)如图2所示，激光装置内部元器件为遮光罩、主镜、次镜、雪
崩光电二极管APD组件、电荷耦合器CCD组件以及激光二极管LD组件
(以下简称APD组件、CCD组件、LD组件)；
(33)通过实验测定，每个工作模式下，APD组件、CCD组件、LD
组件的热耗。
所述步(4)中结合步骤(1)、(2)、(3)，确定激光装置的散热方案
的具体如下：
(41)如图1所示的激光装置外形图，采用多层隔热膜将激光装置和
二维转台包覆起来，与外太空进行隔热设计；遮光罩内表面喷涂吸收率高
达0.97～0.98的热控涂层；
(42)如图4所示，在卫星南北面边缘为激光装置设置一个固定散热
面，表面贴OSR散热片，具有高发射率(0.79)，同时对太阳光具有低吸
收率(寿命初期0.135，寿命末期0.28)；通过柔性热关节和异型热管将热
量从激光装置法兰盘传递至固定散热面，向外太空散热；
(43)如图6所示，激光装置的主镜、次镜设置电加热器，即主镜电
加热器和次镜电加热器，当激光装置不被太阳光照射时，低温不断降低，
甚至低于0℃，通过主镜电加热器和次镜电加热器维持低温，通过星上管
理系统对主镜加热器和次镜加热器进行开关控制；
(44)如图6所示，为激光装置内部APD组件、CCD组件、LD组件
设置致冷器，在温度超过允许范围时进行致冷；
(45)二维转台安装面与卫星对地板进行隔热设计，防止卫星本体温
度波动对激光装置温度的影响。
所述步骤(5)进行激光装置内部导热和热辐射设计，设计最优热传递
路径的具体如下：
(51)如图5所示，采用导热率300W/(m.k)的高导热铜条，将APD
组件、CCD组件、LD组件与激光装置法兰盘导热联通，实现热量传递；
APD组件、CCD组件以及LD组件与导热铜条间涂抹高导热硅脂，导热硅
脂的导热系数为1000W/(m.k)，从而减小接触面间的接触热阻；
(52)激光装置内部表面喷涂发射率0.85高发射率黑漆，加强内部
辐射热交换，减小激光装置内部温度梯度。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的热控方法解决了GEO轨道卫星搭载激光装置的热控问
题，设备可以适应复杂的空间外热流、不同工作模式激光装置内部发热元
器件热耗的综合作用，而产品内部温度场满足任务需求。
(2)可以确保激光装置中的主镜、次镜、CCD电路板等对温度要求
高的元器件的温度控制在要求温度范围内，控制主镜、次镜等关键光学器
件热变形，不影响激光通信链路质量，增加有效通信时间。
(3)为GEO轨道卫星首次搭载激光装置解决了瓶颈技术，奠定了GEO
轨道星间、星地激光通信的基础。
附图说明
图1为本发明中激光装置外部结构示意图；
图2为本发明激光装置内部结构示意图；
图3为本发明热控制方法流程图；
图4为异型热管布局及散热面设置示意图；
图5为激光装置导热铜条及柔性热关节示意图；
图6为致冷器及加热器布局图。
1—遮光罩；2—偏航轴驱动电机；3—二维转台；4—俯仰轴驱动电机；5
—安装支架；6—次镜；7—主镜；8—电机码盘；9—APD组件；10—CCD
组件；11—LD组件；12—法兰盘；13—遮光罩挡光环；14—OSR散热面；
15—异型热管；16—柔性热关节；17—第一导热铜条；18—第二导热铜条；
19—导热硅脂；20—次镜加热器；21—APD组件致冷器；22—LD组件致
冷器；23—CCD组件致冷器；24—主镜加热器。
具体实施方式
如图1所示，为本发明中激光装置外部构型示意图，激光装置外部包
括遮光罩1、偏航轴驱动电机2、二维转台3、俯仰轴驱动电机4和安装支
架5；通过安装支架5直接安装在卫星对地板上。在激光装置前部设置遮
光罩1，激光装置安装在二维转台3上，通过偏航轴驱动电机2和俯仰轴
驱动电机4实现二维转动。
如图2所示，为本发明激光装置内部结构示意图；激光装置包括遮光
罩挡光环13、次镜6、主镜7、电机码盘9、APD组件9、CCD组件10、
LD组件11、法兰盘12。遮光罩1内设置间隔不等的挡光环13，用于吸收
外部杂散光，次镜6安装在在激光装置前端，主镜7安装在法兰盘12上，
电机码盘9安装在二维转台3上，CCD组件10位于主镜7后，APD组件
9和LD组件11位于法兰盘12后。
如图4所示，为激光装置在卫星上的布局和散热面设置示意图，采用
异型热管15将激光装置安装支架5与OSR散热面14导热联通。
如图5为激光装置内部热设计示意图，表示了导热铜条及柔性热关节
的安装位置，包括柔性热关节16、第一导热铜条17、第二导热铜条18、
导热硅脂19；柔性热关节16安装在法兰盘12和安装支架5之间，实现
从法兰盘到安装支架间的导热联通；第一导热铜条17、第二导热铜条18、
导热硅脂19布置在APD组件9、CCD组件10、LD组件11和法兰盘12
之间，实现从APD组件9、CCD组件10、LD组件11到法兰盘的导热联
通。
如图6为激光装置内部致冷器及加热器的布局图，给出了主镜加热器
24、次镜加热器20位置，同时给出了APD组件致冷器21、CCD组件致
冷器23、LD组件致冷器22的位置。主镜加热器24位于主镜7下方，提
供主镜3的电加热，次镜加热器20位于次镜6的中心。
如图3所示，本发明GEO轨道卫星激光装置热控制方法具体实现步
骤为：
(1)确定激光装置工作温度要求，包括内部元器件的工作温度范围、
温度梯度和随时间波动要求；
激光装置工作温度要求如下：
(11)主镜7的工作温度范围为23±2℃；次镜6的工作温度范围为
23±1℃；
(12)APD组件21、CCD组件23、LD组件22的工作温度范围为
22±4℃；
(13)二维转台3的工作温度范围为10～+45℃；
(14)激光装置的遮光罩1、安装支架5等，工作温度范围为
-10～+45℃。
(2)分析GEO卫星轨道及姿态控制方案，选取高低温热工况进行空
间外热流分析，分析过程如下：
(21)选取GEO卫星寿命初期分点时刻作为激光装置的低温工况，
寿命末期至点作为高温工况，进行空间外热流分析。
(22)根据卫星轨道及姿态控制方案，卫星在GEO轨道处于地球静
止轨道，离地面36000km的圆轨道，轨道周期24小时，当卫星轨道发生
南北或东西向漂移时，采用推力器进行轨道保持。卫星通信姿态为：对地
板法线指向地球星下点，南北面平行赤道面。将卫星的轨道参数及姿态参
数输入STK工具(卫星工具包)，得到任意时刻太阳光方向对卫星的照射
情况。经过分析，在分点时刻，太阳光沿赤道平面以一天为周期，投射到
卫星上，依次照射卫星的东板、对地板、西板和背地板；在至点时刻，太
阳光与赤道平面23.5°，投射到卫星南板或北板。
(23)根据GEO卫星布局，将激光装置布置在GEO卫星的对地板，
通过二维转台3指向调节实现星地间通信；通过卫星与激光装置间的坐标
转换可以得到太阳光方向与激光装置的空间照射关系。太阳光直接照射到
激光装置的外表面，投射到外表面的热量为35.7W；在星下点时间24点
前后35分钟，太阳光会直接进入遮光罩1，其中18分钟可能照射到主镜
7，对主镜7进行加热，进入遮光罩1的热量为7.8W，在此期间，太阳光
的照射会使主镜7温度上升4.2℃。
(3)确定高低温热工况下，激光装置内部元器件的工作模式及热耗，
过程如下：
(31)激光装置的工作模式为待机模式、准备模式、捕获模式、跟踪
和通讯模式；待机模式设备不工作，内部元器件无热耗；准备模式为激光
装置内部电路初始化；捕获模式在二维转台3驱动下进行目标捕获，获取
初始图像；跟踪和通讯模式为正常工作模式，在二维转台3驱动下进行目
标捕获，完成图像获取并进行运算，与地面进行通讯；
通过实验测定，每个工作模式下，APD组件9、CCD组件10、LD组
件11的热耗，在1个轨道周期内，工作时间不大于30min。如表1所示。
表1激光装置内部组件热耗
单位：(W)
(4)结合步骤(1)、(2)、(3)，确定激光装置的散热方案；
具体如下：
(41)未考虑卫星发射状态及转移轨道的热控制，此阶段激光装置未
开机，采用主镜加热器24、次镜加热器20加热维持激光装置低温状态；
(42)采用多层隔热膜将激光装置、二维转台3包覆起来，考虑部分
多层隔热膜的漏热，太阳光透射进入遮光罩1，将使主镜7的温度超过30
℃，遮光罩1内表面喷涂吸收率0.97的高吸收率超黑涂层，以吸收进入遮
光罩的太阳光。为激光装置主镜7、次镜6设置加热器，在激光装置处于
低温状态时通过加热维持低温，通过热敏电阻与卫星上的数据管理系统对
各加热器进行开关控制；
(43)主镜7的镜筒及结构采用钛合金设计，以便使主镜7与镜筒热
膨胀系数匹配，减小热变形。主镜7与激光装置主体结构之间采用导热硅
脂19，以增强主镜7与主体结构间的导热耦合；次镜6采用钛合金设计次
镜支架，以便使次镜6与安装支架5热膨胀系数匹配，减小热变形；遮光
罩1与激光装置法兰盘12隔热设计；
(44)在卫星南北面边缘为激光装置设置一个固定OSR散热面14，
OSR具有高发射率，同时对太阳光低吸收；散热面积0.1m2，将使APD
组件9、CCD组件10、LD组件11的工作温度不超过22℃。寿命初期OSR
表面吸收率为0.135，发射率为0.79；寿命末期吸收率为0.28，发射率为
0.79；
(45)在激光装置内部进行合理的传热设计，将发热组件热量传递到
法兰盘上，由于法兰盘12随着二维转台3做俯仰和偏航方向的转动，采
用柔性热关节将热量从法兰盘12传递给激光装置的安装支架5，在安装支
架5与OSR散热面14之间采用3根异型热管15将热量传递到OSR散
热面14，通过OSR散热面向外太空散热。
(46)激光装置内部APD组件9、CCD组件10、LD组件11采用主
动控温回路设计APD组件9、CCD组件10、LD组件11设置致冷器，即
APD组件致冷器21、CCD组件致冷器23、LD组件致冷器22，在温度超
过允许范围时对上述三个组件进行致冷；。
APD组件9、CCD组件10、LD组件11还可以分别设置APD组件致
冷器(1主1备)、LD组件致冷器(1主1备)、CCD组件致冷器(1主
1备)。通过热敏电阻采集APD组件、CCD组件、LD组件的温度，将采
集温度与组件允许最高温度比对，当采集温度高于组件允许温度，打开致
冷器。APD组件、CCD组件、LD组件对应制冷器功耗分别为10W、13W、
15W。
(48)主镜7和次镜7还可以设置主镜加热器(1主1备)和次镜加
热器(1主1备)，通过热敏电阻采集主镜7和次镜6的温度，将采集温度
与主镜7、次镜6的允许最低温度比对，当采集温度低于该温度，打开各
自的加热器。每路加热器功耗为6W。
(48)二维转台3安装面与卫星对地板进行隔热设计，防止卫星本体
温度波动对激光装置温度的影响。
(5)在步骤(4)确定的激光装置的散热方案下，进行激光装置内部
导热和热辐射设计，设计最优热传递路径；
具体如下：
(51)采用导热率300W/(m.k)的高导热铜条实现APD组件、CCD
组件以及LD组件与激光装置法兰盘导热联通；为了减小APD组件、CCD
组件以及LD组件与铜条间的接触热阻，涂抹高导热硅脂19，导热硅脂19
的导热系数高达1000W/(m.k)，同时要进行电路绝缘处理，防止机壳地与
芯片之间形成通路；
(52)激光装置内部表面喷涂发射率0.85高发射率黑漆，加强内部
辐射热交换，减小激光装置内部温度梯度。