某航空相機(jī)載荷艙熱分析與熱設(shè)計(jì)

李春林 王貴全 趙振明

(北京空間機(jī)電研究所，北京 100094)

0 引言

目前，航空相機(jī)一般常用于大型偵察機(jī)[1]、無(wú)人機(jī)的航拍任務(wù)，未來(lái)也將在臨近空間飛行器上發(fā)揮巨大的應(yīng)用價(jià)值。作為航空相機(jī)、電子設(shè)備與外界環(huán)境的邊界與屏障，載荷艙直接接觸復(fù)雜大氣環(huán)境，對(duì)航空相機(jī)的成像品質(zhì)和壽命起著決定性的作用[2-3]。目前的研究主要集中于工作在平流層內(nèi)的浮空器及對(duì)流層內(nèi)的航空器載荷艙的熱分析，如：文獻(xiàn)[4]建立了平流層飛艇的熱分析模型，側(cè)重于浮空器蒙皮光學(xué)特性的設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[5]建立了熱平衡模型，對(duì)比了采用熱空氣、氫氣作為工質(zhì)的浮空器的質(zhì)量及壽命；文獻(xiàn)[6，7]建立了機(jī)載電子艙的空氣環(huán)控系統(tǒng)及光學(xué)窗口下降過(guò)程結(jié)露瞬態(tài)模型；文獻(xiàn)[8，9]對(duì)飛行速度Ma=0.7、外部空氣環(huán)境溫度–56 ℃的航空相機(jī)主光學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行了熱設(shè)計(jì)。然而，對(duì)工作在對(duì)流層，載荷艙外壁面對(duì)流換熱、摩擦引起的氣動(dòng)加熱分布不均，以及載荷艙光學(xué)窗口防結(jié)露等引入的熱控問(wèn)題，目前的研究較為匱乏。

本文首先建立載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流，針對(duì)某航空相機(jī)載荷艙構(gòu)建熱力學(xué)模型，從輻射換熱環(huán)境、對(duì)流換熱環(huán)境、摩擦氣動(dòng)熱環(huán)境、光學(xué)窗口防結(jié)露等幾個(gè)方面進(jìn)行分析，并完成了載荷艙的熱控方案設(shè)計(jì)。

1 載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流

圖1為航空相機(jī)整體熱分析數(shù)據(jù)流，其中載荷艙熱分析數(shù)據(jù)流包括如下4部分：1）通過(guò)飛行的熱環(huán)境參數(shù)由RadCAD軟件計(jì)算載荷艙的輻射熱環(huán)境，包括太陽(yáng)直射、地球反照、地球—大氣系統(tǒng)紅外輻射、機(jī)腹的輻射換熱；2）通過(guò)飛行參數(shù)、幾何結(jié)構(gòu)由 FLUENT（UDF）軟件計(jì)算載荷艙外壁面對(duì)流換熱系數(shù)及氣動(dòng)熱；3）通過(guò)經(jīng)驗(yàn)公式及高空探測(cè)數(shù)據(jù)，分析計(jì)算光學(xué)窗口結(jié)露點(diǎn)；4）根據(jù)以上熱環(huán)境分析結(jié)果進(jìn)行初步熱控設(shè)計(jì)，再由SINDA /FLUINT軟件進(jìn)行詳細(xì)熱分析，反復(fù)迭代形成最終的熱控方案。

圖1 航空相機(jī)熱分析數(shù)據(jù)流Fig.1 Thermal analysis data flow of aerial camera

2 載荷艙熱環(huán)境分析

航空相機(jī)通過(guò)載荷艙裝配于載機(jī)上，根據(jù)具體任務(wù)要求的不同，所處熱環(huán)境不盡相同。但是描述航空相機(jī)載荷艙熱傳遞的基本原理是一致的，主要傳熱方式為對(duì)流換熱與輻射換熱。

下文所述的航空相機(jī)載機(jī)飛行環(huán)境如下：典型飛行高度為 12 km，巡航時(shí)與空氣的相對(duì)速度為 167 m/s，載機(jī)爬升、下降時(shí)垂直于地面速度大小為3 m/s，載機(jī)由地面起飛，爬升至12 km高度，巡航10 800s后下降返回地面。

2.1 載荷艙熱力學(xué)模型

載荷艙的熱平衡關(guān)系如圖2所示，以方程形式表示為

式中 ρ為載荷艙密度；cp為載荷艙等效熱容；T為載荷艙溫度；t為時(shí)間；Qsun為太陽(yáng)直接熱輻射；Qreflect為地球反射太陽(yáng)熱輻射；QE-air為地球—大氣系統(tǒng)熱輻射；Q為艙內(nèi)熱載荷的散熱量；Qrad為載荷艙與環(huán)境背景的輻射換熱；Qconv和Qaero分別為載荷艙與周?chē)h(huán)境的對(duì)流換熱及氣動(dòng)熱；Qcond為載荷艙與載機(jī)的熱傳導(dǎo)。

由式（1）可以看出，載荷艙溫度波動(dòng)受到以下參數(shù)的影響：Qsun，Qreflect，QE-air，，Qrad，Qconv，Qaero，Qcond。其中載荷艙無(wú)內(nèi)熱源Q=0，而Qcond因載荷艙懸掛方式不同，計(jì)算方法亦不同，且載荷艙與載機(jī)之間隔熱安裝，因此本文暫不考慮。

圖2 載荷艙熱平衡示意Fig.2 The thermal environment for aerial camera pod

2.2 輻射換熱環(huán)境

航空相機(jī)載荷艙的熱輻射環(huán)境主要來(lái)自太陽(yáng)輻射、地面（包括云層）的熱輻射和反射。對(duì)于以往大部分的航空相機(jī)來(lái)講，載荷艙懸掛于航空器的腹部或底部，因受航空器的遮擋，所以在通常條件下，避開(kāi)了熱流密度最大的太陽(yáng)直接輻射中大部分的能量，故相機(jī)接受的輻射外熱流主要由地球—大氣系統(tǒng)的反射和地球—大氣系統(tǒng)輻射兩部分構(gòu)成。而近年來(lái)發(fā)展的無(wú)人機(jī)載荷艙，通常安裝在無(wú)人機(jī)的頭部附近，導(dǎo)致太陽(yáng)熱輻射會(huì)直接作用到載荷艙上，此時(shí)載荷艙接受的輻射外熱流除以上兩部分外還包括太陽(yáng)熱輻射。表 1為低溫、高溫工況時(shí)，所取各輻射外熱流匯總[10-11]。本文所涉及的計(jì)算參數(shù)均選取北緯45°的標(biāo)準(zhǔn)天氣象參數(shù)。

表1 輻射外熱流Tab. 1 External radiation heat fluxes

2.3 對(duì)流換熱環(huán)境

對(duì)流換熱 Qconv包括溫差引起的對(duì)流換熱及摩擦引起的氣動(dòng)加熱，飛行器在高速飛行過(guò)程中，Gr/Re2<<1，自然對(duì)流可忽略。

2.3.1 外流場(chǎng)計(jì)算

外流場(chǎng)計(jì)算時(shí)，將三維模型簡(jiǎn)化為二維軸對(duì)稱(chēng)計(jì)算模型，流場(chǎng)計(jì)算使用FLUENT（UDF）完成，并做如下假設(shè)：1）視空氣繞載荷艙的流動(dòng)為二維、定常、可壓、粘性流動(dòng)；2）邊界條件選用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)和無(wú)滑移壁面邊界條件；3）湍流模型采用一方程模型 Spalart-Allnaras；4）載荷艙壁面與流場(chǎng)采用流固耦合邊界條件。

部分流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果如圖3所示，氣流在艙頭部形成駐點(diǎn)，頭部與中間段過(guò)渡區(qū)氣流膨脹，在載荷艙尾部形成尾渦。式（2）中壁面歸一化量綱邊界層厚度y+分布如圖 4所示，其值依賴(lài)于網(wǎng)格的密度和流動(dòng)的雷諾數(shù)，并且僅在邊界層內(nèi)部有意義。本文中25

式中 y為單元中心到壁面的距離；μ為空氣的動(dòng)力黏度；ρa(bǔ)為空氣密度；τw為壁面力。

圖3 Ma=0.56時(shí)速度分布云圖Fig.3 Velocity contour , Ma=0.56

圖4 Ma=0.56時(shí)y+沿載荷艙軸向的變化Fig.4 Dimensionless boundary layer thickness, Ma=0.56

載荷艙表面換熱系數(shù)的大小決定了表面單位換熱量，直接影響載荷艙內(nèi)壁面控溫回路的布置，從而間接決定了內(nèi)表面的溫度。而表面換熱系數(shù)與飛行馬赫數(shù)是密切相關(guān)的，因此有必要找出表面換熱系數(shù)與馬赫數(shù)的關(guān)系。載荷艙在高速運(yùn)行過(guò)程中，受到溫差引起的對(duì)流換熱及摩擦引起的氣動(dòng)加熱作用，在實(shí)際計(jì)算過(guò)程中，兩者互相耦合。本文通過(guò)等效表面換熱系數(shù) heff表示外壁面對(duì)遠(yuǎn)場(chǎng)環(huán)境的對(duì)流換熱系數(shù)，計(jì)算公式為

式中 T0為內(nèi)壁面溫度；Tsur為外壁面溫度；T∞為遠(yuǎn)場(chǎng)環(huán)境溫度；Reff為內(nèi)壁面到外壁面的等效熱阻（包括材料的自身熱阻及材料之間的接觸熱阻，前者由材料手冊(cè)得到，后者參考航天熱控設(shè)計(jì)中的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)）；Qaero為壁面處由于摩擦引起的氣動(dòng)外熱流。

2.3.2 摩擦引起的氣動(dòng)熱

物體在高速運(yùn)動(dòng)的情況下，其附近的氣體溫度將按照u∞/2cp∞（u∞為遠(yuǎn)場(chǎng)氣流速度，cp∞為遠(yuǎn)場(chǎng)氣體定壓比熱容）的規(guī)律而顯著上升[13]。

圖5是不同馬赫數(shù)值情況下，外壁面氣動(dòng)熱沿載荷艙軸向分布的變化（縱坐標(biāo)中負(fù)號(hào)代表氣體向壁面?zhèn)鳠幔?hào)代表壁面向氣體傳熱）?？梢钥吹剑S著馬赫數(shù)值的增加，氣動(dòng)作用導(dǎo)致的熱流密度有顯著地增加。在載荷艙頭部，形成駐點(diǎn)，此時(shí)熱流密度（絕對(duì)值）最大；在軸向位置–0.65~–0.59m處，氣流速度增加，熱流密度減??；在–0.59~–0.3m處，頭部被壓縮的氣體在此膨脹，氣流速度大于遠(yuǎn)場(chǎng)速度，而在此之前氣體受壓縮并傳熱給壁面，導(dǎo)致氣體總焓減小，氣體溫度低于壁面溫度，壁面向氣體傳熱；在0.3~0.5m處，尾部氣動(dòng)熱變化趨勢(shì)與頭部相同；但在0.5~0.65m處，由于邊界層脫離壁面直至尾部旋渦區(qū)的形成，導(dǎo)致氣動(dòng)外熱流存在先減小后增加的過(guò)程。

2.3.3 等效對(duì)流換熱系數(shù)

計(jì)算中，內(nèi)壁面控溫為20 ℃，通過(guò)設(shè)定等效壁面厚度的方法等效材料之間的接觸熱阻。由圖3、圖5~6可以看到，等效對(duì)流換熱系數(shù)heff與氣流速度密切相關(guān)，氣流速度越大，氣動(dòng)外熱流越??；而heff越大，在尾部由于邊界層與壁面分離，尾部渦的形成，將導(dǎo)致 heff先減小后增加。當(dāng)馬赫數(shù)值增加時(shí)，載荷艙表面的等效對(duì)流換熱系數(shù)有明顯的增大。

圖5 外壁面氣動(dòng)熱沿載荷艙軸向隨馬赫數(shù)的變化關(guān)系Fig.5 Qaero vs Ma along exterior surface

圖6 表面等效換熱系數(shù)與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系 Fig.6 heff vs Ma along exterior surface

3 載荷艙熱分析計(jì)算

作為航空相機(jī)主體與外界惡劣、復(fù)雜環(huán)境的屏障與邊界，航空相機(jī)載荷艙的熱試驗(yàn)需要通過(guò)飛行試驗(yàn)或借助風(fēng)洞、冰風(fēng)洞提供試驗(yàn)條件，耗資巨大，因此對(duì)其正確熱分析將減少試驗(yàn)次數(shù)，節(jié)約試驗(yàn)成本。

本文中載荷艙溫控指標(biāo)要求為：艙內(nèi)溫度水平滿(mǎn)足20℃±5℃，光學(xué)窗口內(nèi)表面溫度要高于當(dāng)?shù)嘏搩?nèi)露點(diǎn)溫度。利用SINDA/FLUINT建立了載荷艙的有限差分/有限元熱分析模型，如圖7所示（空間坐標(biāo)系選擇–Y軸為飛行方向、–X軸對(duì)地、Z軸按右手定則選?。?。模型中根據(jù)外熱流分布合理布置主動(dòng)控溫加熱回路。飛行中的輻射換熱由RadCAD求解得到載荷艙采用的主要熱控措施為：載荷艙采用三層夾心結(jié)構(gòu)形式，內(nèi)壁面為鋁制承力結(jié)構(gòu)，采用多路主動(dòng)控溫回路控制其溫度；中間夾心層采用聚氨酯保溫隔熱材料填充；外部為玻璃鋼材質(zhì)防護(hù)外套。載荷艙裝有壓力控制裝置，隨高度變化調(diào)節(jié)內(nèi)部壓力。光學(xué)窗口內(nèi)部設(shè)計(jì)熱風(fēng)吹掃裝置，確保窗口不會(huì)出現(xiàn)結(jié)露現(xiàn)象。

圖7 航空相機(jī)載荷艙熱分析模型Fig.7 The thermal analysis model of aerial camera pod

與航天器長(zhǎng)時(shí)間的空間飛行不同，航空飛行器完成飛行的時(shí)間短、速度和高度變化很快（浮空器速度相對(duì)較慢）。此外，因飛行的季節(jié)、飛行器的外形、儀器設(shè)備功耗及其工作模式的不同，導(dǎo)致其空間飛行時(shí)的工況很多。本文選擇兩種極端工況（高溫工況、低溫工況）作為設(shè)計(jì)/試驗(yàn)工況[9]：高溫工況是指夏季出現(xiàn)高溫極值時(shí)的工作狀態(tài)；低溫工況是指冬季出現(xiàn)低溫極值時(shí)的工作狀態(tài)，而其它的工況則完全涵蓋在此兩種極端工況以?xún)?nèi)。

3.1 高溫工況

高溫工況時(shí)，大氣特性參數(shù)選擇北緯45°地區(qū)6月至7月間的平均值，輻射外熱流由表1給出，氣動(dòng)外熱流及外部等效對(duì)流換熱系數(shù)分別按圖5、圖6給出，并輸入到SINDA/FLUINT中，得到的計(jì)算結(jié)果如圖8所示?？梢钥吹?，載荷艙達(dá)到熱平衡所需時(shí)間約為800 s，而由于載荷艙頭部、尾部等效對(duì)流換熱系數(shù)相差較大，導(dǎo)致載荷艙外壁面的頭部與尾部溫差約為11 ℃，然而通過(guò)設(shè)置中間保溫層并合理的布置主動(dòng)控溫加熱回路，載荷艙內(nèi)部的溫度在整個(gè)飛行過(guò)程基本維持在23.3 ℃，滿(mǎn)足熱控指標(biāo)要求。

3.2 低溫工況

圖8 高溫工況時(shí)內(nèi)、外壁面典型特征點(diǎn)溫度曲線(xiàn)Fig.8 Temperature distribution of characteristic points on interior and exterior surfaces (high temperature)

圖9 低溫工況時(shí)內(nèi)、外壁面典型特征點(diǎn)溫度曲線(xiàn)Fig.9 Temperature distribution of characteristic points on interior and exterior surfaces (low temperature)

低溫工況下，大氣特性參數(shù)選擇北緯45°地區(qū)12月至1月間的平均值，其余參數(shù)選取方法與3.1節(jié)相同，計(jì)算結(jié)果如圖9所示。載荷艙內(nèi)部溫度在整個(gè)飛行過(guò)程中，除了在上升段處于快速升溫狀態(tài)外，在巡航段、下降段基本維持在22.6 ℃，滿(mǎn)足熱控指標(biāo)要求。而相比于高溫工況，低溫工況載荷艙內(nèi)部溫度達(dá)到平衡所需時(shí)間約為2 000 s，表明在冬季執(zhí)行任務(wù)時(shí)如要求成像高度在6 km以下，載荷艙需提前預(yù)熱或增加在成像高度的巡航時(shí)間。

3.3 觀(guān)察窗防結(jié)露

航空相機(jī)載機(jī)在上升、巡航、下降的過(guò)程中，外部氣壓變化極大，因而載荷艙常裝有通氣閥門(mén)，通過(guò)載荷艙與外部環(huán)境的氣體交換，使得艙內(nèi)外氣壓幾近相同。這可能導(dǎo)致外界較高濕度的空氣進(jìn)入載荷艙內(nèi)部，若載荷艙觀(guān)察窗或相機(jī)本體的光學(xué)鏡頭溫度低于露點(diǎn)溫度時(shí)，載荷艙觀(guān)察窗或相機(jī)本體的光學(xué)鏡頭上就有發(fā)生結(jié)露的可能。

本文通過(guò)設(shè)置干燥劑與熱風(fēng)機(jī)，在光學(xué)窗口布置出氣孔，形成旋流干燥氣膜保證光學(xué)窗口溫度高于當(dāng)?shù)芈饵c(diǎn)溫度，預(yù)防窗口結(jié)露。計(jì)算采用自編譯的程序，耦合光學(xué)窗口處能量守恒方程、對(duì)流換熱系數(shù)經(jīng)驗(yàn)方程、當(dāng)?shù)貧庀髤?shù)擬合方程，并與SINDA/FLUINT迭代計(jì)算，以選取軸流風(fēng)機(jī)功率及風(fēng)機(jī)出口速度，出口風(fēng)速及溫度設(shè)置可隨飛行工況變化作針對(duì)性調(diào)整。由圖10可以看出，高、低溫工況時(shí)，采用此措施的光學(xué)窗口內(nèi)壁面溫度均高于當(dāng)?shù)芈饵c(diǎn)溫度10 ℃以上，保證了光學(xué)窗口不結(jié)露。

圖10 高、低溫工況時(shí)光學(xué)窗口內(nèi)壁面溫度及當(dāng)?shù)芈饵c(diǎn)溫度Fig.10 Temperature of the interior optical widow and dew point temperature vs flight time(high, low temperature)

4 結(jié)束語(yǔ)

相比于熱控技術(shù)發(fā)展較為成熟的航天相機(jī)[14-15]，航空相機(jī)由于在飛行過(guò)程中存在溫差引起的對(duì)流換熱、摩擦引起的氣動(dòng)加熱、光學(xué)窗口防結(jié)露等問(wèn)題，其熱控設(shè)計(jì)面臨的外部環(huán)境更加復(fù)雜。載荷艙作為航空相機(jī)與外界的屏障，是航空相機(jī)熱設(shè)計(jì)的關(guān)鍵所在。本文對(duì)某航空相機(jī)載荷艙進(jìn)行了詳細(xì)的熱分析和熱設(shè)計(jì)，編制了流動(dòng)與傳熱耦合分析的數(shù)據(jù)流程，建立了載荷艙輻射分析模型、外流場(chǎng)分析模型以及流動(dòng)/傳熱耦合分析模型。分析結(jié)果表明，熱控設(shè)計(jì)方案能夠滿(mǎn)足載荷艙在各極端工況下的溫度要求。

航空遙感的外部環(huán)境復(fù)雜多變，航空相機(jī)及其載荷艙的熱控設(shè)計(jì)直接影響航空遙感任務(wù)的成敗，本文給出的熱分析數(shù)據(jù)流及仿真分析方法在該技術(shù)領(lǐng)域具有較強(qiáng)的普適性。后續(xù)研究還應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注載荷艙外壁面對(duì)流換熱的高精度仿真分析技術(shù)，以及基于風(fēng)洞、冰風(fēng)洞的航空飛行環(huán)境地面模擬實(shí)驗(yàn)技術(shù)。

References)

[1] Davis L, Mrinal I, Larry M, et al. The Goodrich 3rd Generation DB-110 System: Successful Flight Test on the F-16 Aircraft[C]// Proceedings of SPIE. Airborne Intelligence, Surveillance, Reconnaissance (ISR) Systems and Applications IV. Orlando, Florida: SPIE, 2007: 654607-1.

[2] Grabow R M, Kazan T J. Design of a Ram Air Driven Air Cycle Cooling System for Fighter Aircraft Pods[C]. The 31st AIAA, Thermophysics Conference. New Orleans, LA, USA, 1996.

[3] 余建祖, 余雷. 飛機(jī)設(shè)備吊艙環(huán)境控制系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2002, 28(1): 25-29. YU Jianzu, YU Lei. Optimized Design of Environmental Control System for Aircraft Avionics Pods[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2002, 28(1): 25-29. (in Chinese)

[4] Sasaki Y. Thermal Issues of Airship-type Stratosphere Platforms[R]. The 3rd Stratospheric Platform System Workshop, 2001.

[5] Heller R S, Landis G A, Colozza A J. Heated-atmosphere Airship for the Titan Environment: Thermal Analysis[R]. Glenn Research Center, 2012.

[6] Michel E. Thermal Control of an Airborne Electronics Bay[C]. The 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno. Nevada, USA, 2007.

[7] Michel E. Aircraft Equipment Bay Transient Condensation Model while Descending into a Humid Atmosphere[C]. The 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, Nevada, USA, 2008.

[8] Liu W Y, Ding Y L, Wu Q W, et al. Thermal Analysis and Design of the Aerial Camera’s Primary Optical System Components[J]. Applied Thermal Engineering, 2012, 38: 40-47.

[9] 王領(lǐng)華, 吳清文, 郭亮, 等. 高分辨率可見(jiàn)光航空相機(jī)的熱設(shè)計(jì)及熱分析[J]. 紅外與激光工程, 2012, 41(5): 1236-1240. WANG Linghua, WU Qingwen, GUO Liang, et al. Thermal Design and Analysis for the high Resolution Visible Light Aeronautic Camera[J]. Infrared and Laser Engineering, 2012, 41(5): 1236-1240. (in Chinese)

[10] 程雪濤, 徐向華, 梁新剛. 低空環(huán)境中浮空器的熱數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2010, 10(31): 2417-2420. CHENG Xuetao, XU Xianghua, LIANG Xingang. Thermal Simulation and Experiment for an airship under Low Altitude Environment[J]. Journal of Astronautics, 2010, 10(31): 2417-2420. (in Chinese)

[11] Clark D, Spencer S, Parnell T A. Thermal Design of High Altitude Balloon Gondolas for the Antarctic[C]. The 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, Nevada, USA, January 10-13, 1994.

[12] 史曉軍, 張敏, 商立英, 等. 載人飛船返回艙的氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱研究[C]. 中國(guó)第一屆近代空氣動(dòng)力學(xué)與氣動(dòng)熱力學(xué)會(huì)議, 綿陽(yáng), 2006. SHI Xiaojun, ZHANG Min, SHANG Liying, et al. Study of Aero Dynamics and Thermodynamics of the Manned Spacecraft Reentry[C]. China’s First on-going Modern Aerodynamics & Aero-thermodynamics Conference, Mianyang, 2006.

[13] 郭永懷. 邊界層理論講義[M]. 合肥: 中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)出版社, 2008: 122-131. GUO Yonghuai. Boundary Layer Theory Handout[M]. Hefei: Press of University of Science and Technology of China, 2008: 122-131. (in Chinese)

[14] GJB 1029-90. 衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[S].

[15] 岳濤, 李博, 陳曉麗, 等. 空間光學(xué)發(fā)展現(xiàn)狀和未來(lái)發(fā)展[J]. 航天返回與遙感, 2011, 32(5):1-9. YUE Tao, LI Bo, CHEN Xiaoli, et al. The Current and Future Development of Space Optics[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(5):1-9. (in Chinese)