Thermal design and verification of dual cameras for PRSS-1 satellite
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摘要:
针对“巴遥一号”卫星相机主体全寿命周期内温度应保持较高稳定性和均匀性的任务要求。通过建立热阻网络模型，分析热控设计的重点和难点，并提出有效管理热量传递和合理设计控温方式的方法；利用结构热控一体化设计解决双相机焦面电路高功率密度热量排散问题，采用直接与间接相结合的控温方式提高主光学结构温度稳定性。通过热仿真分析和热平衡试验验证热设计的准确性。相机入轨4年后1个月内的在轨温度变化显示，相机各部分温度水平和温度稳定性满足设计指标要求，镜头的温度波动范围在0.09～0.17 ℃，CCD的温度波动范围在0.93～4.30 ℃，表明相机热控设计合理有效。以上设计实践可为双相机一体化热控设计提供借鉴。
Abstract:In response to the mission requirements of maintaining high stability and uniformity of temperature throughout the camera’s lifespan of PRSS-1 satellite, the key points and challenges of thermal control design were analyzed by establishing a thermal resistance network model. In addition, methods for effectively managing heat transfer and designing of thermal control were proposed. An integrated structural thermal control design was employed to solve the difficulty of high-power density heat dissipation in the dual camera focal plane circuit. The temperature stability of the main optical structure was improved by a combination of direct and indirect thermal control methods. The accuracy of thermal design was verified by thermal simulation analysis and thermal balance test. The temperature changes within one month after four years of operation in orbit show that the temperature level and stability of each part of the camera meet the requirements of the design index, with the temperature fluctuation ranging from 0.09 ℃ to 0.17 ℃ for the lens, and from 0.93 ℃ to 4.30 ℃ for the CCD, indicating that the thermal control design is reasonable and effective. The above design practice may provide a reference for the integrated thermal control design of the satellite's dual camera system.
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0. 引言
“巴遥一号”光学遥感卫星可提供高质量、高分辨率的地球观测数据，主要服务于环境气候观测、资源调查、灾害评估管理、农业决策和城市规划等领域。该卫星的设计寿命7年，星上共配置2台TDICCD全色/多光谱相机（A、B双相机），相机载荷具有全色地面像元分辨率优于1.0 m和多光谱地面像元分辨率优于3.0 m的能力。相机载荷采用线阵推扫成像方式，单台相机的幅宽约30.0 km，2台相机拼接后幅宽可超过60.0 km。
高分辨率空间遥感相机具有通光孔径大和成像焦距长等特点，由于其任务性质和全周期寿命要求，相机必须在恶劣的外部空间环境下保持可靠的光学性能。除了光学系统的设计，相机的温度也是影响相机成像质量，实现相机寿命和可靠性的关键因素[1-3]。为确保在轨成像质量和定位精度，相机的主要部件需要在全寿命周期内保持高水平的温度稳定性[4-5]。相机在轨运行过程中，主体温度受到多种因素的影响，包括外部热流如太阳直射、地球反照和地球红外热流，以及相机内部热源间歇性工作所带来的影响。这些热量的不均匀性和随时间的变化，将导致相机温度不均匀分布和波动，继而引起相机结构材料的热变形，改变相机光学路径和焦距，最终影响相机成像质量[6-8]。为保证相机在轨的温度稳定性和性能，热控设计的最常用措施是被动的热防护，即用多层隔热材料来抑制相机与外部边界条件的辐射换热[9-10]。此外，可为主框架、光学镜头支撑结构、探测器等主要组件设计主动控温回路，通过控制加热功率和加热时间来调节相机的温度水平。相机内部工作热耗可利用槽道热管引出至星外散热面，最终排散到冷黑空间。
本文对相机载荷在空间环境下的能量分布进行分析，通过建立相机热阻网络模型找出热控设计的难点，并给出具体热控措施；通过仿真分析、地面热平衡试验数据与在轨飞行数据对比，验证相机热控设计的合理性和有效性。
1. 相机概述
“巴遥一号”卫星相机由相机A、相机B及相机支架组成（如图1所示），相机组件除遮光罩外均位于载荷舱内。每台相机单体包括遮光罩组件、次镜组件、前镜筒、主镜组件、三镜组件、焦面组件及主框架等。遮光罩单独安装在卫星+Z侧舱板上，与相机主体不直接连接。前镜筒、主镜组件、三镜组件及焦面组件等均安装在主框架上。主框架是相机主承力结构，材料为钛合金，固定在相机支架上。相机通过铝蜂窝材质的相机支架与卫星载荷舱相连。
为给相机提供一个相对稳定的热环境，满足光学相机的在轨成像温度指标要求，相机次镜在轨寿命全周期内的温度稳定度须优于±0.5 ℃，主镜、三镜在轨寿命全周期内温度稳定度须优于±0.3 ℃，且温度水平维持在18.5～21.5 ℃。
相机有成像和待机2种工作模式，相机成像模式下的内热源主要包括全色焦面和多光谱焦面，单台相机的峰值功耗约为160 W，其中焦面CCD的总发热功耗为30 W，焦面电路功耗为130 W。相机主要组件的控温指标要求如表1所示。
表 1 相机主要组件的控温指标要求Table 1. Thermal control specifications for the main components of the camera组件 控温指标/℃ 相机
镜头次镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.5 主镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.3 三镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.3 结构
支撑次镜支撑组件 温度水平 20.0±1.5 前镜筒 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±1.0 主框架 温度水平 20±3 温度均匀性 轴向温差≤2.5 温度稳定度 ±1 焦面 TDICCD器件 温度水平 -12～12 温度稳定度 全色±3；多光谱±5 焦面电路盒 温度水平 -15～45 2. 相机热控系统设计
本文利用热网格法建立相机热阻网络模型，列举相机空间能量平衡方程，分析“巴遥一号”卫星相机热设计的任务特点，并根据相机结构与任务特点制定具体热控措施。
2.1 基本原理
2.1.1 热阻网络模型
根据结构特点及传热路径，建立单相机热阻网络模型如图2所示。模型中，焦面大电路盒、焦面小电路盒、CCD电路盒、CCD器件为内部热源；遮光罩、前镜身、主框架等为光学结构件；焦面散热面、CCD散热面为对外辐射器。相机主体、遮光罩、焦面散热面以及CCD散热面与卫星载荷舱板隔热安装。
2.1.2 相机热平衡方程
在空间环境中，航天遥感器的温度根据能量守恒方程和相应的传热学关系式构成方程求解的封闭性。考虑到空间环境的高真空度，在航天遥感器内无对流换热情况，其主要的换热方式为热传导和热辐射。为此根据实际的航天遥感器物理模型，将其划分为若干个节点，建立相机热平衡网络关系如图3所示。
根据能量守恒定理，可得
$$ {Q}_{\mathrm{o}\mathrm{u}\mathrm{t}}+{Q}_{\mathrm{p}}+{Q}_{\mathrm{c}\mathrm{c}\mathrm{d}}+{Q}_{\mathrm{h}}={{Q}_{\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{n}}+Q}_{\mathrm{b}\mathrm{a}\mathrm{f}}+{Q}_{\mathrm{r}\mathrm{a}\mathrm{d}}+{Q}_{\mathrm{m}\mathrm{l}\mathrm{i}} \text{，} $$ (1) 式中：Qout为相机载荷吸收的外部热流（主要包括太阳直射、地球反照以及地球红外热流）；Qp为焦面电路工作时产生的热量；Qccd为CCD器件工作时产生的热量；Qh为相机主动控温加热时产生的热量；Qcon为相机与卫星舱板间的传导换热量；Qbaf为相机入光口向空间辐射出的热量（反射镜表面发射率低，与外部换热量较小，此处忽略）；Qrad为散热面向空间辐射出的热量；Qmli为多层隔热材料（多层）与外部环境间的辐射换热量，包括舱外遮光罩多层与空间环境间的辐射换热量，以及相机舱内多层与卫星舱板之间的辐射换热量（该辐射换热量较小，计算时忽略）。
在相机与外部环境的热交换中：
1）相机通过相机支架安装在卫星载荷舱板上，安装面存在导热交换。根据傅里叶导热定律，有
$$ {Q}_{\mathrm{c}\mathrm{o}\mathrm{n}}=\mathrm{\Delta }T/R=\lambda A{(T}_{\mathrm{c}\mathrm{a}}-{T}_{\mathrm{a}})/\delta \text{，} $$ (2) 式中：ΔT为相机与舱板间的温度差；R为热阻；λ为导热系数；A为导热横截面积；Tca和Ta分别为相机和卫星载荷舱板的温度；δ为导热距离。在需要加强隔热时，可采用减小横截面积的措施增大传热方向上的热阻，从而降低导热量；在需要加强导热时，可在安装面添加导热填料来减小传热方向上的热阻，以提高热量的传导效率。
2）相机入光口内表面发黑处理，该表面为相机与外部环境重要的辐射换热表面。相机入光口内表面温度Tbaf等于相机温度Tca，通过该表面向外辐射出的热量为
$$ {Q}_{\mathrm{b}\mathrm{a}\mathrm{f}}=\varepsilon \sigma A({{T}{^{4}_{\mathrm{b}\mathrm{a}\mathrm{f}}}}-{{T}^{4}_{0}}) 。 $$ (3) 3）相机散热面为最主要的向外辐射散热路径。散热面温度为Trad，通过该表面向外辐射出的热量为
$$ {Q}_{\mathrm{r}\mathrm{a}\mathrm{d}}=\varepsilon \sigma A({{T}^{4}_{\mathrm{r}\mathrm{a}\mathrm{d}}}-{{T}^{4}_{0}}) 。 $$ (4) 4）多层材料导热系数小于0.001 W/(m·K)，在无外热流时多层表面温度总体较低，单位面积向外辐射的热量也较小。多层材料表面温度为Tmli，通过该表面向外辐射出的热量为
$$ {Q}_{\mathrm{m}\mathrm{l}\mathrm{i}}=\varepsilon \sigma A({{T}^{4}_{\mathrm{m}\mathrm{l}\mathrm{i}}}-{{T}^{4}_{0}}) 。 $$ (5) 式(3)～(5)中：ε为表面红外发射率；σ为斯忒藩−玻耳兹曼常量，σ =5.670 32×10-8 W·m-2·K-4；A为有效辐射面积；T0为宇宙空间背景温度，T0=4 K。
2.2 热设计难点与解决措施
根据“巴遥一号”卫星双相机任务特点和要求，相机热设计采用“被动热控为主，电加热主动控温为辅”的原则；并使用多级隔热、分区控温方法来实现精确控温。热设计的重点为双相机复杂结构的高精度控温，难点为次镜支撑温度受热环境影响敏感性问题和多个焦面高功率密度探测器CCD器件散热问题。
针对这些重点与难点，拟采取以下主要热控手段：1）隔热设计，即通过合理设计隔热材料和结构，减少光机主体与背景冷黑空间及安装边界间的热量交换；2）散热设计，即设计合理散热途径，排散相机内产生的热耗，同时尽量降低沿程热阻；3）主动控温设计，即采用电加热器直接与间接相结合的控温方式，控制相机主光学结构的温度均匀性和稳定性。
2.2.1 主光学系统热设计
1）次镜支撑采取合理的温控措施
空间同轴三反相机中，次镜及其结构支撑（次镜支撑杆）处于光学系统的最前端，是系统中最敏感的环节之一；次镜与主镜光学间隔的微小偏离，会对相机成像质量造成很大的影响[11]，故要求主次镜间支撑结构之一的次镜支撑杆有较高的温度稳定性和均匀性，以减少结构热变形对成像质量的影响。而次镜支撑杆位于遥感器热控位置的最前端，直接面对冷黑空间，其工作环境温度变化较遥感器其他部位的要更加剧烈[12-13]；且次镜支撑杆位于光路中，故对其实施热控措施须尽量避免遮挡光线，以提高系统传函和成像质量。针对次镜支撑杆控温这一难点，设计次镜支撑杆结构时，在次镜支撑杆的-Z边上设计出宽度为10 mm的翅片，厚度比次镜支撑杆本体薄2 mm，用于粘贴电加热器与测温元件，如图4所示。由于翅片厚度比次镜支撑杆本体薄2 mm，热控产品（电加热器及热敏电阻）实施后，在高度方向上基本不会对光线造成遮挡。
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图 4 次镜支撑杆热控措施Figure 4. Thermal control measures applied on the secondary mirror support rod2）间接与直接相结合控温主光学结构
主框架是光学主体主要支撑结构，其温度稳定性直接影响相机成像质量。如图5所示，为减重考虑，主框架的两侧面均设计为镂空结构并包覆铝合金蒙皮，可通过对蒙皮加热控温来间接控制主框架的温度；同时，通过详细热分析在主框架本体上直接布置6路控温回路，采用间接与直接相结合的控温模式来保证主框架的温度稳定性。
2.2.2 TDICCD器件散热设计
焦面TDICCD器件的数量多（单台相机8片），热耗密度大且焦面空间狭小。全色TDICCD器件单片功耗3 W，要求温度波动小于±3 ℃；多光谱TDICCD器件单片功耗5 W，要求温度波动0～10 ℃。焦面TDICCD的工作时间不超过10 min/轨。
针对以上特点，采取热控措施如下：2片全色CCD器件总功耗为6 W，在全色CCD背面并排粘贴2根5×4工字型小热管，单根热管长度为600 mm，最大传热能力为6.7 W，每2根小热管串联2片全色CCD器件，热管的另一端连到转接铝板上；2片多光谱CCD器件总功耗为10 W，在多光谱CCD背面并排粘贴3根5×4工字型小热管，单根热管长度500 mm，最大传热能力为8 W，每3根小热管串联2片多光谱CCD器件，热管的另一端连到转接铝板上；在转接铝板上粘贴1根矩形双孔大热管，热管的另一端引到散热面上，通过散热面向冷黑空间排散热量。2台相机的所有CCD器件共用1块散热面，该散热面为2 mm厚铝板，隔热安装在+Y面卫星舱板外部；散热面正面粘贴OSR片，背面包覆多层。TDICCD器件散热路径设计如图6所示。
2.2.3 双相机焦面电路结构热控一体化散热设计
焦面电子线路短期热耗大，需要散热的热源多，而焦面空间又非常狭小，因此，针对高度集成化的焦面须采用结构热控一体化设计。焦面电路的热源主要分布在6处——焦面大电路盒、焦面小电路盒以及CCD背面的焦面电路盒（4处）。焦面电路盒工作时间不超过10 min/轨。
根据焦面的结构特点并结合热源的分布情况，热控设计采用相机自身的结构部件——焦面盖板作为整个焦面电路的集热板。焦面盖板在结构中起到支撑小焦面电路盒的作用，并对电路之间的柔板进行保护。在热控设计中，焦面盖板充当所有焦面电路热量的集热板，通过热管和导热铝条收集热量后，再通过1根双孔大热管将双相机焦面盖板上的热量引到同一块焦面散热面上去，最终实现向空间辐射散热。焦面电路散热路径设计如图7所示。
3. 热分析与验证
3.1 热分析与地面试验验证
热分析可视为数值试验，在相机热控设计、地面试验验证以及在轨技术支持中均有着重要的作用。根据相机实体模型，利用商业软件Thermal Desktop建立模型进行热分析。相机主体热分析模型如图8所示，热仿真选取的高、低温工况与热平衡试验极端工况保持一致。
相机的极端工况由空间外热流、相机工作状态以及卫星舱板热边界共同决定。根据对相机外部空间热流环境与热阻网络模型的分析，选取相机全寿命周期内极端高温、极端低温2个工况进行热仿真分析与地面热平衡试验验证。表2给出相机热分析与地面热平衡试验的工况设置，包含了相机在轨运行可能出现的所有极端情况。
表 2 相机极端工况设置Table 2. Settings for the extreme conditions of the camera工况 极端高温瞬态 极端低温瞬态 轨道外热流 最大 最小 相机安装边界 高温 低温 相机工作模式/
内热源状态焦面工作10 min，
所有内热源加电不工作，所有
内热源断电地面热平衡试验中，根据双相机在卫星载荷舱中的布局，设计了相机模拟小舱，采用2Al2铝板构成。模拟小舱的形状为长方体，其6个面都被视为定温边界。相机遮光罩外侧、入光口、CCD散热面和焦面散热面等部分区域需要进行不同的空间外热流模拟。为此，需要设计制作专用的红外笼和热流计来模拟入光口的太阳直射、地球反照和地球红外热流；相机遮光罩舱外部分受到的外热流采用在多层外表面粘贴加热回路模拟；散热面外表面热流使用OSR替代涂层并粘贴加热器来模拟。同时，还需要考虑太阳电池阵对散热面的红外加热效应，将其纳入外热流的考虑范围。双相机在真空罐中的试验状态如图9所示。
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图 9 双相机主体热平衡试验的设备布局Figure 9. Equipment layout for the thermal balance test of the dual camera main body热分析和热平衡试验结果对比如表3所示。极端高温和极端低温工况下，相机温度水平的仿真值与试验值相近，所有组件温度均能满足在轨温控指标要求。其中，相机光学组件在周期内温度稳定度优于±0.3 ℃，主镜、次镜、三镜组件的温度水平维持在(20±0.5) ℃；双相机全色CCD和多光谱CCD的温度稳定性较好，相机成像10 min内的最大温升不大于5 ℃。
表 3 热分析和热平衡试验结果对比Table 3. Experimental result comparison of thermal analysis and thermal balance组件 仿真计算温度/℃ 热平衡试验温度/℃ 高温工况 低温工况 高温工况 低温工况 次镜 20.1～20.3 19.95～20.19 20.10～20.25 19.90～20.15 主镜 20.0～20.1 19.90～20.08 20.01～20.07 19.93～20.05 三镜 20.1～20.3 20.01～20.1 20.12～20.25 20.03～20.15 次镜支撑 19.95～20.50 19.9～20.3 19.93～20.4 19.90～20.25 前镜筒 19.9～20.4 19.80～19.91 19.89～20.35 19.82～19.94 主框架 19.85～20.10 19.80～20.05 19.85～20.08 19.80～20.06 全色CCD 3.27～5.58 3.45～3.88 3.25～5.68 3.48～4.12 多光谱CCD 3.30～8.07 2.63～2.91 3.34～7.56 1.93～2.41 焦面 11～16 5.5～6.3 10.5～16.3 6.5～7.3 3.2 在轨飞行温度验证
相机随“巴遥一号”卫星入轨飞行达到能量平衡后，选取其在轨一段时间内的温度数据如表4所示。
表 4 相机在轨飞行温度数据Table 4. Temperature data of the camera in orbit组件 指标 相机A 相机B 温度水平/℃ 波动温度/℃ 温度水平/℃ 波动温度/℃ 温度水平/℃ 波动温度/℃ 次镜 20.0±1.5 ±0.5 20.15～20.26 0.11 20.13～20.30 0.17 主镜 20.0±1.5 ±0.3 19.96～20.10 0.14 20.00～20.15 0.15 三镜 20.0±2.0 ±0.3 20.02～20.14 0.12 20.04～20.13 0.09 次镜支撑 20.0±1.5 — 20.02～20.80 — 20.00～20.82 — 前镜筒 20.0±1.5 ±1 19.77～21.00 1.23 19.80～20.93 1.13 主框架 20.0±3.0 ±1 19.83～20.10 0.27 19.80～20.15 0.35 全色CCD -12～12 ±3 3.49～4.42 0.93 3.42～4.91 1.49 多光谱CCD ±5 2.09～4.23 2.14 3.60～7.90 4.30 焦面 -15～45 — 0.48～4.27 — 0.95～4.60 — 图10为主镜、次镜、三镜组件的在轨温度变化情况，双相机镜头温度水平均在19.9～20.3 ℃范围内，波动不大于±0.2 ℃，满足指标要求。
光学支撑结构温度水平直接影响相机的成像性能，因此有着极高的温度稳定性和均匀性要求。图11为次镜支撑、前镜筒和主框架上所有温度遥测点的在轨温度变化情况。可以看出，各个位置温度水平均在(20±1) ℃范围内，满足(20±1.5) ℃的指标要求；次镜支撑与前镜筒由于处于相机的最前端，受外热流影响温度波动较大，但波动在±0.5 ℃以内，满足在轨成像指标要求；主框架采用间接与直接相结合的控温模式，温度稳定性较好。
图12为CCD器件在轨温度变化情况，满足指标要求。图13为CCD在轨工作10 min的温升曲线，可以看到，在轨工作10 min内，相机A全色CCD器件温升约1 ℃，多光谱CCD器件温升约2 ℃；相机B全色CCD器件温升约1.5 ℃，多光谱CCD器件温升约4 ℃。均满足全色±3 ℃和多光谱±5 ℃的温度稳定性指标要求。
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图 13 CCD器件在轨工作10 min温升曲线Figure 13. Temperature rise curves of CCDs working for 10 min in orbit通过相机在轨温度数据可以看出，在当前的热控措施下，相机结构组件温度均满足任务需求，热控设计符合预期，热控产品在轨运行正常。相机光学组件的温度水平完全满足(20.0±1.5) ℃的指标要求，并且有一定的设计余量；相机主要结构的温度水平除主框架局部区域在(20.0±1.5) ℃外，其余部分的温度均处于(20±1) ℃的范围内。相机探测器组件的热控设计明显抑制了CCD器件温度的波动，为CCD器件提供了良好的工作环境。
4. 结束语
本文根据“巴遥一号”相机载荷在全周期寿命内光机主体所需要的温度指标，通过建立相机空间能量热平衡方程确定了载荷的热边界；利用热阻网络模型，着重分析了热控设计的重点与难点，并提出采用结构热控一体化设计措施，解决了2台相机载荷大功率内热源散热的问题；同时对相机主框架采用直接与间接相结合的控温方式，提高了光学主体的温度均匀性和稳定性。通过将热仿真数据和地面热平衡试验数据进行对比，确定了热设计的准确性。相机在轨温度数据分析表明：相机温度稳定性和均匀性较好，CCD在轨成像器件的温度符合预期，所有温度数据均能满足相机成像任务要求，证明了“巴遥一号”双相机热控设计合理。
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图 4 次镜支撑杆热控措施
Figure 4. Thermal control measures applied on the secondary mirror support rod
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图 9 双相机主体热平衡试验的设备布局
Figure 9. Equipment layout for the thermal balance test of the dual camera main body
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图 13 CCD器件在轨工作10 min温升曲线
Figure 13. Temperature rise curves of CCDs working for 10 min in orbit
表 1 相机主要组件的控温指标要求
Table 1 Thermal control specifications for the main components of the camera
组件 控温指标/℃ 相机
镜头次镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.5 主镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.3 三镜组件 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±0.3 结构
支撑次镜支撑组件 温度水平 20.0±1.5 前镜筒 温度水平 20.0±1.5 温度稳定度 ±1.0 主框架 温度水平 20±3 温度均匀性 轴向温差≤2.5 温度稳定度 ±1 焦面 TDICCD器件 温度水平 -12～12 温度稳定度 全色±3；多光谱±5 焦面电路盒 温度水平 -15～45 
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表 2 相机极端工况设置
Table 2 Settings for the extreme conditions of the camera
工况 极端高温瞬态 极端低温瞬态 轨道外热流 最大 最小 相机安装边界 高温 低温 相机工作模式/
内热源状态焦面工作10 min，
所有内热源加电不工作，所有
内热源断电
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表 3 热分析和热平衡试验结果对比
Table 3 Experimental result comparison of thermal analysis and thermal balance
组件 仿真计算温度/℃ 热平衡试验温度/℃ 高温工况 低温工况 高温工况 低温工况 次镜 20.1～20.3 19.95～20.19 20.10～20.25 19.90～20.15 主镜 20.0～20.1 19.90～20.08 20.01～20.07 19.93～20.05 三镜 20.1～20.3 20.01～20.1 20.12～20.25 20.03～20.15 次镜支撑 19.95～20.50 19.9～20.3 19.93～20.4 19.90～20.25 前镜筒 19.9～20.4 19.80～19.91 19.89～20.35 19.82～19.94 主框架 19.85～20.10 19.80～20.05 19.85～20.08 19.80～20.06 全色CCD 3.27～5.58 3.45～3.88 3.25～5.68 3.48～4.12 多光谱CCD 3.30～8.07 2.63～2.91 3.34～7.56 1.93～2.41 焦面 11～16 5.5～6.3 10.5～16.3 6.5～7.3
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表 4 相机在轨飞行温度数据
Table 4 Temperature data of the camera in orbit
组件 指标 相机A 相机B 温度水平/℃ 波动温度/℃ 温度水平/℃ 波动温度/℃ 温度水平/℃ 波动温度/℃ 次镜 20.0±1.5 ±0.5 20.15～20.26 0.11 20.13～20.30 0.17 主镜 20.0±1.5 ±0.3 19.96～20.10 0.14 20.00～20.15 0.15 三镜 20.0±2.0 ±0.3 20.02～20.14 0.12 20.04～20.13 0.09 次镜支撑 20.0±1.5 — 20.02～20.80 — 20.00～20.82 — 前镜筒 20.0±1.5 ±1 19.77～21.00 1.23 19.80～20.93 1.13 主框架 20.0±3.0 ±1 19.83～20.10 0.27 19.80～20.15 0.35 全色CCD -12～12 ±3 3.49～4.42 0.93 3.42～4.91 1.49 多光谱CCD ±5 2.09～4.23 2.14 3.60～7.90 4.30 焦面 -15～45 — 0.48～4.27 — 0.95～4.60 —
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