Page 68 - 《真空与低温》2026年第2期

桂利佳等：空间光学载荷 CCD 组件辐射制冷精密温控设计及验证 187

定标装置 导热铜带 探测器壳体 况 CCD 芯片和探测器壳体散热板散热能力以及光
谱仪温度波动水平，各计算工况的具体设置如表 5
所列。

热量收集板 表 4 CCD 芯片传热路径上传热热阻计算结果汇总
对地散热面安装支架
安装支架 Tab. 4 Calculation results of thermal resistance on heat
transfer path of CCD chip

接触面/ 接触换热 接触热阻/导热
接触面积/长度
导热链 系数 热阻/（℃/W）
图 6 隔热垫位置示意图
CCD 芯片-
Fig. 6 Diagram of heat insulation pad location 2 728 mm 2 1 000 W/m 2 0.37
热沉铜块
（5）精密控温铂电阻采温精度达到 16 bit，分辨 热沉铜块-导热
6 687 mm 2 1 000 W/m 2 0.15
率达到±0.01 ℃，测温精度达到±0.03 ℃。 带热端铜块
3 热仿真分析 导热带自身 236 mm / 3.60
导热带冷端-
3.1 CCD 组件散热路径热阻分析 8 504 mm 2 1 000 W/m 2 0.12
热量收集板
探测器散热路径上经过多个接触环节，为确保
热量收集板-
热仿真模型重要环节上热阻参数准确，需要对各界 13 228 mm 2 1 000 W/m 2 0.08
低温热管热端
面的导热热阻进行计算。其中，石墨膜导热带及低
低温热管自身 2 650 mm / 0.08
−3
温热管的热阻为真空环境下（<10 Pa）实测值，其
低温热管冷端-
他导热热阻为计算值，传热环节的热阻可分为材料 36 913 mm 2 1 000 W/m 2 0.03
正 Y 散热板
本身的传导热阻以及两种材料接触面之间的接触
热阻合计 4.42
热阻，计算公式 [13-14] 分别为：

δ
R c = （1）
A c λ
1
R ct = （2）
hA ct
式中： R c为材料的传导热阻； R ct为接触面的接触热
阻；δ 为材料在热量传递方向的长度； A c为截面积；
λ 为材料的导热系数； A ct为名义接触面积；h 为接触
换热系数。
根据以上公式可以计算各传热路径上的热阻，
汇总于表 4。
3.2 热分析建模 图 7 探测仪光机头部热分析有限元网格模型
根据臭氧探测仪在卫星上的布局条件，充分考 Fig. 7 Finite element mesh model for thermal analysis of probe
虑到载荷周边热环境影响因素，对整星模型进行了 optical head

必要的简化建模，最终划分了 19 550 个网格，建立 3.3 热分析结果
了 105 个热耦合，图 7 为 CCD 散热路径主要部件 由热仿真分析结果可知：紫外热沉铜块温度
的有限元网格模型。 可稳定在−38 ℃，紫外 CCD 芯片温度为−33 ℃，温
卫星运行在太阳同步轨道上，降交点地方时 度波动为±0.02 ℃；可见热沉铜块温度可稳定在
10:30，+Y 面为背阳面。综合考虑全年太阳光照角 −37.5 ℃，可见 CCD 芯片温度为−33 ℃，温度波动
（β 角）对外热流的影响、内热耗变化及卫星平台边 为±0.03 ℃；芯片散热板到 CCD 芯片整个散热链路
界影响情况，对臭氧探测仪热仿真模型选取以下典 平均温差约为 20 ℃；由于 CCD 芯片散热板在卫星
型的工况进行具体热分析 [15-16] 。重点关注高温工 背阳面，不受阳光辐照，高低温工况下热流变化极