月基望远镜热设计及热分析

第37卷第1期光学技术Vol 37 No. 12011年1月OPTICAL TECHNIQUEJan.2011文章编号:1002-1582(2011)01-008005月基望远镜热设计及热分析李书胜2,吴清文,杨献伟2(1.中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,长春130033)(2.中国科学院研究生院,北京100039)摘要:为了利用月球观测地球等离子体层的优势,开展了月基望远镜的研究,并对其进行了热设计和热分析。分析了月基望远镜所处的空间环境。对望远镜各个部分进行了热设计;采用被动热控措施控制望远镜的温度水平,降低空间环境的影响;采用热疏导的方式对探测器进行散热。根据月基望远镜的空间环境结构特点以及采取的热控措施,在DEAS/TMG软件中建立有限元模型,并进行了仿真分析。分析结果:光学系统部分最大温度范围为-50℃~60℃,机械结构部分为-110℃~105℃。热设计方案合理可行,满足热设计要求,其研究方法对其他舱外月基探测器的热设计具有一定的指导和借鉴作用。关镳词:地球等离子层;月基望远镜;热设计;热分析中图分类号:V19文献标识码:AThermal design and thermal analysis for the moon-landed telescopeLI Shusheng., WU Qingwen, YANG Xianwei(1. Changchum Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of Sciences, Changchun 130033, China)(2. Graduate University of Chinese Academy of Science, Beijing 100039, China)Abstract: In order to explore the plasma sphere of the earth on the moon, a moon -landed telescope(Ml t)is carriedout. The thermal design and the thermal analysis of a moon-landed telescope(MLT) are presented. The thermal environ-ment of the MLT is analyzed The thermal design of the MLT is developed. A passive thermal control system is used tocontrol the temperature of the mlt to reduce the influence of the mlt to the external environment. The heat dissipationof detector is researched with the approach of conduction The finite element model is built based upon the environmentthe structure and thermal control system of the telescope with I-DEAS/TMG. The thermal control system is simulatedand calculated. The results of analysis indicate that the temperature of optical system is-50C-60C and the other partsis-110C-105C. The results of the simulation indicate that the thermal design is reasonable. The research methodcould give some guidance and reference for the thermal design of other moon landed detectors out of the cabin.Key words: the plasma sphere of the earth; moon-landed telescope(MLT); thermal design; thermal analysis0引言空间碎片、原子氧、等离子体以及磁层亚暴环境等其中等离子层分布在离地球表面70~300km的范空间环境是航天器在轨运行时所遇到的自然和围内其归千瞎随后,无节纬度和太阳活动而人为环境,主要包括真空冷黑、太阳辐照微重力、变中国煤化工空间重要的活动区CNMHG收稿日期:201007-18E-mail:Iss861209@gmail.com作者简介:李书胜(1984-),男,长春光学精密机械与物理研究所硕士研究生,从事空间光学遥感器热控制研究。1期李书胜,等:月基望远镜热设计及热分析域,其分布和演变过程对航天器飞行有重要的影响等离子体环境对轨道上运行的卫星会引起卫星附加电阻力,使探测仪器产生假信号高压太阳阵电源系统漏电、大型天线增益下降和指向精度减小等。故加强对地球等离子体层的探测与研究对我国的航天工程具有极其重要的应用价值。极紫外成像探测是利用等离子体层的He离图1月表温度变化曲线子,在太阳辐射作用下激发出波段为30.4mm的光热源的温度超出工作范围,导致探测失败;月夜期间辐射来实现的。目前极紫外成像探测主要利用太阳由于无功耗供给,月基望远镜将面临“无米之炊”的同步轨道卫星,地球椭圆轨道卫星以及月球轨道卫境地故保证其在月夜期间的温度水平保持在允许星对地球等离子体层进行成像。美国宇航局2000的温度范围内将是热设计的重中之重。年利用地球椭圆轨道的MAGE卫星携带的极紫外2热设计成像仪,第一次获得了地球等离子体层在赤道面上2热设计的全球分布及其在太阳扰动期间的变化2。但这种月基望远镜热设计是通过控制望远镜内部和外探测只有当卫星处在远地点时,才能拍摄到地球等部之间的热交换过程,使其在月昼期间的温度维持离子体层的整个图像在正常工作所允许的范围内,在月夜期间保证其光月球自转周期和公转周期一致,即月球表面面机性能不丧失,同时还应满足高可靠性等要求向地球的一面会始终面向地球,于是在月球观测地2.1热设计指标及热设计原则球等离子体层便成为极紫外成像探测的一种新方合考虑月基望远镜的空间环境以及其光学性式。另外,月球上地质构造非常稳定以及月球表面能要求,确定其热控指标为:机械结构部分:-120℃具有高度真空和高度洁净的空间环境这些都是在110℃;探测器及反射镜:-60℃~70℃;反射镜月球上进行天文观测的有利条件。因此,中国探径向温差低于1.5℃月二期工程提出开展月基地球等离子体层极紫外成在月基望远镜的热设计过程中遵循了以下原像研究(即研制某月基望远镜),在月球公转过程中,则,从侧面不同角度对位于地球赤道面附近的极紫外辐1)采用成熟的被动热控技术和实施工艺,遵循射进行探测研究目前未知的地球等离子体层的三各项热控规范和标准,力求简单、可靠。主要采用热维结构。本文分析了月基望远镜所处的空间环境,控涂层、多层隔热材料、隔热及导热等措施;并对其进行了详细的热设计和热分析。2)光、机、电、热设计的有机统一。其中包括光1月基望远镜及所处环境简介机设计时合理的光学材料结构材料的选择等;3)依据局部位置热控指标不同,针对性设计热月基望远镜由望远镜主体和电控箱组成。望远控方案。对于内热源等电子元器件需要进行专门的镜主体安装在着陆器表面;电控箱安装在着陆器的热设计;舱内,通过电缆与望远镜主体连接。望远镜主体部4)多种方案对比分析,最终优化热设计方案分由镜头盖、反射镜、探测器组件和望远镜机身等部以热控指标为依据,严格遵循热设计原则最终分组成。确定月基望远镜的热控措施。月基望远镜将受到太阳辐射、月表红外辐射和2.2望远镜主体热控月表太阳反射以及冷黑热沉的交替加热和冷却,同如前所述,望远镜主体和转台直接裸露于外空时还受到其探测器、高压模块等内热源的扰动空间间,受到外热流和冷黑空间的交替影响同时转台部环境非常恶劣。月基望远镜将着陆于月球北纬分安装在月球着陆器上,受到月球着陆器安装面及44°左右,其所处的月表温度变化如图1所示。安装在着陆器上的其他载荷的热影响。为使望远镜由图1可以看出,月基望远镜所处的空间环境主体和转台的温度维持在指标范围内,对其采用如温度变化范围可达360K,且高低温持续时间均有下热封M凵中国煤化工14天左右,这就给其热设计带来了巨大的困难。月可已成的烈变生动昼期间望远镜整体温度水平很高,此时内热源产生远镜温度分布的影响降低望远镜在月昼和月夜的的热量若不能够及时散出,可能会导致探测器等内温差,在望远镜表面除安装面及预留的散热面外均81光学技术第37卷包覆多层隔热组件,并在多层外表面粘贴低反射率、因此应该从材料、结构等多方面考虑望远镜组件的低吸收率的面膜,以降低对太阳能的吸收,减少对外热控制散失的热量。其中俯仰轴转动环节的多层隔热组件反射镜组件主要采用非热敏感化结构设计。采的包覆釆用如图2所示的包覆方式:不但有效地防用适合大温差工作环境、低线膨胀系数的微晶玻璃止多层组件使转动部位的卡死,而且漏热量很小。作为镜体的基本材料,并轻量化处理保证反射镜在多层和支架之间距离为1mm,空气在-60℃时的导较大的温度变化时引入的变形尽量小,同时采用超热率为λ=0.0204W/(m·K),漏热距离为3omm,低膨胀合金作为直接与反射镜连接的材料。镜面镀漏热面积为1.885×10-4m2,外部空间为冷黑,可粗高反射膜,以减少探测期间对太阳能的吸收;反射镜略计算其通过空气传导漏热量为0.027W故转动背面及其支撑结构均表面处理,使其具有较高的发部位采用这种多层包覆方式是比较合理的。射率提高反射镜温度分布的均匀性。2.4探测器组件的散热--多层隔热组件探测器在一个月球轨道周期内工作时间长达本t己h多层组件支架10天,并且此时望远镜的整体温度水平很高,这就“長三三“∵数么给探测器组件的散热带来很大的难度。通过对探测器组件安装方式及整星热控措施的综合考虑,对于图2俯仰轴处多层材料的包覆探测器组件的热设计主要采用热疏导的方式(如图2)由于月基望远镜安装点的温度变化很大(一4所示)。一方面探测器组件与其支撑架之间填充140℃~100℃),为减小其对月基望远镜温度水平的导热填料,将部分热量传到望远镜中筒;另一方面影响,在月基望远镜和月球着陆器之间用聚酰亚胺探测器产生的热量经导热铝块传至热管,再由热管垫隔离在其连接处采用钛合金螺钉连接,以增强隔传到散热面最终通过散热面将热量辐射到外部空热效果。间3)工作期间望远镜镜筒内表面会受到太阳光的热铝块-热直接照射,为减少对太阳能的吸收,增强镜筒内部深测器支搏中间]辐射换热,在镜筒内表面喷涂白漆(a,/ε=0.12/0.92),有利于内部温度的均匀化,并可以降低工作期间望远镜的整体温度水平-2+Q4)保证月基望远镜能够安全地渡过夜是此热图4探测器热疏导示意图及热阻分析设计的一个难点。传统的太阳能电池和蓄电池难以图中R1=Ro+Ram,其中Ranm为探测满足工作的需要,而同位素热源在现阶段的月球探器与导热铝块之间的接触热阻;Rwt为热管的传测及深空探测任务中得到了广泛地应用,是唯一可导热阻。R2=Ramt+Ran,其中Rom为探测行的热源9。故在镜头盖上安装同位素热源及其散器与其支撑结构之间的接触热阻;Rw为探测器热盒(如图3所示),以提高其在月夜期间的温度水平.经初步计算安装8W的同位素热源时,月夜期支撑结构的传导热阻间月基望远镜各部位的温度均能够满足要求。已知探测器的发热功率为2W,探测器表面积为3.2×10-3m2,热管选用g5mm的铝氨槽道式热镜头盖管,热管的传热系数h取为1.0×105W/(m2·K),RHURHU支攮探测器与其安装面之间填充导热填料,其传热系数h1按照1000W/(m2·K)计算,探测器表面发射率散热盒为c=0.85,角系数∫近似为1,斯忒藩玻耳兹曼常量σ=5.67×108W/(m2·K4),探测器支撑材料为图3RHU安装位置示意图钛合金,其导热率λ=7.4W/(m·K),此时散热面2.3反射镜组件热控反射镜是保障探测成像的关键因素之一其盪和望中国煤化工度变化范围可达110℃。温度的剧烈变化所带来的CNMHGK/W, R2=(K/W)。利用公式△t=Q·R可得光学或机械误差,会导致望远镜的探测质量下降R第1期李书胜,等:月基望远镜热设计及热分析t1-t3=Q2·R23)初期待机工况:月基望远镜与着陆器平台连Q+Q2=2.0(3)接界面处的温度为100℃;望远镜处于4K冷黑空联立(1)、(2)和(3)式可得:Q1=1.9,Q2=0.1,间中;镜头盖关闭;太阳以44方向照射望远镜;探t1=59.0℃。测器不工作;月表温度为90℃;同位素热源8W。该由此可知采取有效地热疏导措施后探测器工作工况关键部位温度如表1所示。探测器温度为时的温度满足热控指标。由于在数学计算模型建立60.0℃;反射镜温度为57.0℃,其径向温差为和分析中采取了一定的假设和近似,故通过数学分0.6℃。析求出的结果和实际结果会有一定的误差3热分析为验证热设计的正确性,对月基望远镜热控系统进行了热分析。在IEAS中建立其热分析模型如图5所示。其中月基望远镜的轨道完全按月球轨道参数进行设置;通过对月基望远镜对月表的视角系数的计算,选取边长为100mm的矩形模拟月表;望远镜各部件之间的热传导均通过建立接触热阻模拟。8D+02图6月夜时月基望远镜的温度分布1:21105D+0989D+0858D+0792D+0727D+01图5月基望远镜热分析模型661D+0根据月基望远镜的空间环境、工作模式、内热源的分布以及热控涂层的热物性状态等,规划了3530D+Q个工况进行热分析。工况定义及热分析结果如下1)月夜保温工况:月基望远镜与着陆器平台连图7月昼时月基望远镜的温度分布接界面处的温度为-140℃;望远镜处于4K冷黑空表1月基望远镜主要部位温度间中;镜头盖关闭;无太阳照射;探测器不工作;月表部位温度指标℃月夜保温℃月昼工作/℃着陆初期/℃温度为-180℃;同位素热源8W。该工况温度分布探测器-60-m0-0.3温度为-40.3℃;反射镜温度为-49.5℃,其径向温反人0m0-14=根5=5452528图如图6所示,关键部位温度如表1所示。探测器0.6差为0.1℃。立柱-120-10101.52)月昼工作工况:月基望远镜与着陆器平台连中镜120-10-80接界面处的温度为100℃;望远镜处于4K冷黑空支架间中;镜头盖打开;太阳直射入光口;探测器工作,功20.0~110.0-96.3耗为2W;月表温度为90℃;同位素热源8W。该工中国煤化工况温度分布图如图7所示,关键部位温度如表1所用合理的热控措示。探测器温度为56.0℃;反射镋温度为54.0℃施后CNMHG的温度范围为其径向温差为0.9℃。110℃~105℃;探测器的温度范围-41℃~60℃;反光学术第37卷射镜的温度范围一50℃~60℃,径向温差小于Technology Information, 2004, 23(4): 1--5.1.0℃,均满足热控指标要求[4]叶培建,肖福根.月球探测工程中的月球环境问题[J.航天器环境工程,2006,23(1):1-11.4结论Ye PJ, Xiao FG. Issues about lunar environment in lunarploration project [J]. Spacecraft Environment Engineering月基望远镜所处的空间环境温度变化范围大,高低温持续时间长,并且没有主动热控供给这些都[5]闵桂荣,郭舜.航天器热控制(2版M北京:科学出版社,给其热设计带来了巨大的挑战。月基望远镜的热设1998:377-379计主要采用热控涂层、多层隔热材料、导热填料、热ING R, GUO Sh. Thermal control of spacecraft(2nd ed[MJ.. Beijing: Science Press,1998管同位素热源以及材料的表面处理等被动热控措[6]郭亮,吴清文,光谱成像仪CD组件的热分析及验证[]光学施。在 Ideas-TMG中建立其有限元模型,并对热控精密工程,2009,17(10):2440-244系统进行仿真分析。分析结果满足热控指标,验证Guo L, Wu Q W. Thermal design and proof tests of CCD com了热设计的正确性及合理性。下一步可以开展相关ponents in spectral imagers [j]. Optical Technique, 2009, 17的热平衡试验,指导热分析模型的修正,进一步优化(10):2440—2444热设计方案。文中所研究的月基望远镜的热设计方[7]杨文刚,余雷,陈荣利,等高分辨率空间相机精密热控设计及验证[J.光子学报,2009,38(9):2363-2367法,对其他舱外深空探测器的热设计具有一定的指Yang W G, Yu L, Chen R L, et al. Precise thermal control and导和借鉴作用。validation for high resolution space camera[J]. Acta Photonica参考文献nica,2009,38(9):2363-2367[1]黄本城黄本城文集[M].北京:中央编译出版社,200:215-[8]黎明,吴清文,江帆,等三线阵立体测绘相机热控系统的设计217,105-114.].光学精密工程,2010,18(6):1367-1373Huang B C. The Corpus of Huang Bencheng[M]. Beijing: Cen-Li M, Wu Q W, Jiang F, et al. Design of Thermal control sys-tral compilation & Translation Press, 2007: 215--217,105tem for three-linear array mapping cameras[J]. Optical Tech114.que,2010,18(6):1367-1373.[2]范品忠MAGE卫星使不可见成为可见[丁].激光与光电子学[9郑文波,黄志勇,吴知非,等放射性同位素热源与空间反应堆在进展,2003,40(1):56-57深空探测领域的应用[C].中国宇航学会深空探测技术专业委Fan Pz iMage satellite make the invisible to become visible员会第一界学术会议,上海,2005[J]. Laser & Optoelectronics Progress, 2003, 40(1):56-57.Zheng w B, Huang Z Y, Wu Z F, et al. The application of ra[3]欧阳自远.月球探测的进展和中国的月球探测[].地质科技情dioisotope heat source and space reactor in deep space detection报,2004,23(4):1-5.fields [C]. Conference of Deep Space Exploration TechnologyOuyang Z Y. International lunar exploration progress and Chi-Chinese Society of Astronautics. Shanghai, 2005.se lunar exploration [J]. Science of Geological Science and中国煤化工CNMHG