空間紅外天文觀測中低溫制冷系統分析

劉心廣 吳亦農 李春來

(1杭州電子科技大學電子信息學院 杭州 310018)(2中國科學院上海技術物理研究所微型制冷技術研究室 上海 200083)(3中國科院上海技術物理研究所航空遙感技術研究室 上海 200083)

1 引言

天文學歷史久遠，但利用紅外波段進行天文觀測則起步很晚，直到20世紀60年代以后，由于紅外技術的發展和空間探測的成功，久隱深空的天體紅外輻射才成了揭示宇宙奧秘的工具，紅外天文學開始發展，逐漸揭開了冷宇宙神迷的面紗。

紅外天文學是在0.7 μm到1 000 μm之間的波長上觀測和研究天體。一般溫度低于4 000 K天體的輻射主要在紅外區，是空間紅外天文觀測的主要對象，其研究意義［1］重大，但是除了少數大氣窗口外，地球大氣層吸收了幾乎所有的紅外輻射，所以必須用高靈敏度的天基觀測平臺進行空間紅外觀測。

工作在中遠紅外波段的探測器自身需要一個近絕對零度的工作溫度，且由于其探測的目標和背景均為冷環境，為降低光學系統本身的熱噪聲，提高成像質量，必須配備低溫制冷系統。制冷技術是紅外天文觀測的核心技術之一，它直接關系到探測性能和衛星的工作壽命。本文對紅外天文衛星中低溫系統的構成進行了分析，針對空間的特殊應用環境，對3項關鍵技術(氣液相分離器、質量監測、流量調節)進行了研究。

2 空間紅外天文衛星

自第一顆空間紅外天文衛星IRAS于1983年成功發射之后，隨著各項技術的成熟應用，空間紅外天文衛星獲得了較快的發展，針對各項任務的紅外衛星相繼發射成功，如表 1 所示［2－6］。其中，SIRTF 和 ASTRO－F衛星的整體與結構剖面分別如圖1、圖2所示。

表1 部分紅外天文衛星概況Table 1 General situation of some infrared astronomy satellites

圖1 SIRTF外形及剖面構成Fig.1 Figure and section schematics of SIRTF

可以看出，紅外衛星中，望遠鏡部分的工作溫度為5 K，遠紅外的探測的工作溫度為1.5 K，對此接近絕對零度的深低溫工作環境，均采用了超流氦制冷，液態超流氦的攜帶量從400 L到2 200 L不等，而超流氦的用量也就成了限制衛星整體運行壽命的關鍵因素。

衛星中低溫制冷系統的設計與衛星運行軌道、內部熱負載、熱量的傳輸與交換方式等直接相關。

2.1 SIRTF

圖2 ASTRO-F外形及剖面構成Fig.2 Figure and section schematics of ASTRO-F

SIRTF是NASA4大天文衛星計劃的最后1顆，工作波長范圍在3 μm到180 μm之間，望遠鏡主反射鏡的直徑85 cm，是目前孔徑最大的空間紅外望遠鏡。SIRTF的軌道是“尾隨地球的日心軌道”，即處在地球背面的拉格朗日點上，與地球保持同樣的角速度繞太陽公轉，這使得SIRTF有一個良好的熱環境;深空環境溫度約30 K至40 K，利用大自然作為冷卻源，SIRTF可以攜帶很少的液氦，大大減輕了自身質量。

SIRTF的有效載荷必須在深低溫狀態下才能正常工作，而其低溫保持器能夠使這些科學儀器的溫度在5年內一直保持在約1.4 K。低溫保持器由真空外殼、內部和中間蒸汽冷卻防護層、氦罐和流體管理系統組成，氦罐內裝有360 L超流氦。

望遠鏡外殼可以把熱量輻射到背朝太陽的冷空，太陽電池帆板為望遠鏡遮擋太陽光，中間防護部分阻斷來自太陽電池帆板和衛星平臺的熱量。望遠鏡固定在蒸汽制冷的低溫防護罩頂部。SIRTF在發射過程中，望遠鏡和低溫防護罩變熱，進入預定軌道后，通過與深空的輻射換熱，用約1周時間將衛星外殼冷至50 K;之后，望遠鏡和外殼的熱耦合被切斷，氦蒸氣用幾周的時間將望遠鏡組件冷卻至5.5 K，將探測器組件冷卻至1.4 K，從此，衛星整體開始正常工作。

以前的空間紅外望遠鏡都由巨大的制冷器掩蓋，以使望遠鏡保持在接近絕對零度的溫度，這種稱為“冷發射”制冷方式，而SIRTF采用了創新的“暖發射”制冷方式，它在環境溫度下發射，在深空通過輻射制冷降低外殼溫度，只有探測儀器等密封在真空殼內。“暖發射”制冷方式大大減小制冷劑的質量，延長了衛星的工作壽命。

2.2 ASTRO－F

ASTRO－F是日本首顆紅外天文衛星，進入距離地面745 km的太陽同步軌道后，將以每圈100 min的速度運行。這架望遠鏡能夠觀測到1.7 μm到180 μm之間的遠紅外的廣闊波段，擁有出色的空間分辨率和探測能力，夠對1 000萬個星系進行探查。

ASTRO－F搭載有液氦冷卻型紅外望遠鏡、遠紅外測量儀和紅外照相機，每半年就可以將整個天空一覽無余，也可以對特定天體進行定向觀測。“ASTROF”的觀測生涯預計約為550天，期間望遠鏡和大部分探測器被制冷到5.8 K，遠紅外的探測被冷到1.8 K。制冷系統采用了復合制冷方式:外殼跟星體隔離，被輻冷到200 K;利用兩套兩級斯特林制冷機冷卻低溫保持器外屏，減少漏熱，節省氦的用量，進而減輕整體體積和重量，其低溫杜瓦中盛有170 L超流氦。

3 低溫系統設計

在紅外天文觀測衛星中，紅外波段探測器工作溫度設計在1.5 K，望遠鏡工作溫度設計在5 K。因此，對探測器組件和望遠鏡組件可采用超流氦和氦蒸氣制冷［7］;為了減少液態超流氦的攜帶量，并延長衛星整體工作壽命，對超流氦杜瓦的外殼可用機械制冷機預冷到80 K，機械制冷機可采用斯特林型或脈管型;同時在衛星整體的外殼上，設計輻射制冷和熱屏蔽，充分利用外太空的冷背景，降低衛星熱功耗，將外殼輻射制冷到200 K。整機熱耗和各級制冷量的具體值可依設計方案中的散熱阻抗網絡模型計算，此處不予詳述。總體制冷方案及其有效載荷分別如圖3、圖4所示。

圖3 低溫制冷方案Fig.3 Blue print of cryogenics

圖4 低溫系統有效載荷示意圖Fig.4 Payload schematics of cryogenic system

4 關鍵技術

超流氦制冷是整個低溫系統設計中最關鍵的環節，涉及的的關鍵技術主要有:超流氦的儲存、杜瓦的絕熱支撐、超流氦的流動換熱方式、超流氦的氣液相分離、超流氦的質量監測、超流氦流量的調節、超流氦的填充及試驗考核等。其中，空間應用與地面應用的差異性主要體現在氣液相分離、質量監測和流量調節等技術上。

4.1 氣液相分離

超流氦氣液相分離器是空間紅外探測器冷卻系統中的關鍵部件，作用是在失重條件下限制超流氦向外空間泄漏，同時排出超流氦制冷所產生的氦蒸氣，保持超流氦制冷系統恒溫器的溫度穩定性。

基于超流氦二流體理論的熱－機械效應［8］和相分離器流動傳熱特性制成的多孔塞相分離器，結構簡單、可靠性高，被廣泛應用于空間超流氦制冷系統中［9－12］，其工作原理如圖5所示。遠紅外探測器組件所放出的熱量，被傳輸到多孔塞的下游，從而在多孔塞上下游形成溫差ΔT，根據超流氦的熱－機械效應，溫差可以導致壓差，使得上游壓力升高Δp，最終在多孔塞的孔道中產生穩定的熱流和質量流。液氦在多孔塞下游氣液界面蒸發，氣體帶走探測器組件傳輸過來的熱量，維持下游溫度的穩定，這樣氣液相分離器就維持了多孔塞上游超流氦杜瓦內的溫度和壓力的穩定。當器件放熱量增大時，多孔塞兩端的溫差和壓差也隨之升高，引起相分離器質量流率和熱流密度增大，實現熱平衡。

圖5 多孔塞氣液相分離器原理圖Fig.5 Working principle of porous plug liquid-vapor phase separator

4.2 質量監測

超流氦的用量是決定衛星整體工作壽命的重要參數，在軌檢測其質量也是對衛星控制、調節的重要依據。在失重條件下，氣體和液體不存在明顯的分離界面，因此不可以像地面上那樣通過測量液面高度來計算超流氦的質量。

為了對超流氦進行在線監測，可利用氦的熱容量來間接測量。Q=mcΔT，其中:Q為加熱量，m為氦質量，c為其比熱容，ΔT為溫升。在已知氦的熱容量參數下，可以通過給內部氦加熱量Q，通過測量其溫升ΔT，來計算其質量m，該操作中的溫度反應如圖6所示［13］。

圖6 質量測量的溫度反應Fig.6 Mass gauge measurement response

4.3 流量調節

對超流氦輸送的流量調節目的是消耗最少的超流氦來滿足各器件的工作溫度，進而延長衛星整體工作壽命。壓差和速度是超流氦輸送的動力源，不同的相分離器對應不同的流量調節方法，對多孔塞相分離器來說，可在其兩端安裝輔助加熱控制器，通過調整附加加熱量的大小，來控制多孔塞兩端的溫差ΔT，進而改變相分離器兩端的壓差，實現超流氦流量的調節。在溫度梯度的作用下，微細孔道中的超流氦并不能大量地向壓力較低的下游流動，這也是多孔塞能夠防止超流氦大量泄漏和調節流量的原因。

5 結論

低溫制冷系統是決定紅外天文衛星成像質量、工作壽命的關鍵組成之一，本文根據探測器組件和光學部分極低工作溫度的需求，分析了紅外天文衛星中的低溫系統，給出了總體制冷方案和低溫系統有效載荷示意框圖，通過三級復合制冷方式，最大程度地降低超流氦用量，延長衛星工作壽命;針對超流氦制冷在空間應用時的特殊性，闡述了氣液相分離、質量監測、流量調節3項關鍵技術的工作原理。

對空間紅外天文觀測低溫制冷系統的研究，不僅可以促進氦制冷系統在空間的應用，推動空間紅外觀測技術的發展，深入對浩瀚冷宇宙的認識;還將會為未來中國第一顆紅外天文衛星升空打下堅實的理論基礎，為中國空間紅外探測的進展拉開新的序幕。

1 焦維新.當代空間紅外天文觀測技術的發展［J］.國際太空，2003(8):1－4.

2 Mason P V.Long－term performance of the passive thermal control systems of the IRAS spacecraft［J］.Cryogenics ，1998，28(2):137－141.

3 Wright E L.Cobe observations of the cosmic infrared background［J］.New Astronomy Reviews，2004，48:465－468.

4 Sanders D B.The cosmic evolution of luminous infrared galaxies:from IRAS to ISO，SCUBA and SIRTF ［J］.Advances in Space Research，2004，34:535－542.

5 Stephen M Volz，Russell B Schweickart，Bruce Heurich.Superfluid Helium Cryostat for the SIRTF Cryogenic Telescope Assembly.IR Space Telescopes and Instruments［C］.Proc.of SPIE，2003，4850:1038－1049.

6 Shibai H.ASTRO－F mission ［J］.Advances in Space Research，2004，34:589－593.

7 劉心廣，吳亦農.超流氦制冷系統在空間紅外天文觀測中的應用［J］.紅外，2008(1):1－5.

8 余興恩，李 青，洪國同，等.超流氦氣液相分離器實驗研究［J］.導彈與航天運載技術，2004(6):43－48.

9 Tuttle J G，DiPirro M J，Shirron P J.On－orbit superfluid transfer:preliminary results from the SHOOT flight demonstration ［J］.Cryogenics，1994，34:349－356.

10 Nakano A，Petrac D，Paine C.HeⅡ liquid/vapor phase separator for large dynamic range operation ［J］.Cryogenics，1996，36:823－230.

11 Van Sciver S W.Helium cryogenics plenum press［M］.New York:Plenum Press，1986:130－132.

12 Nakano A，Petrac D，Paine C.Investigation of large dynamic range helium Ⅱ liquid/vapor phase separator for SIRTF［J］.Cryogenics，1999，39:471－479.

13 Stephen M Volz，Russell B Schweickart，Bruce Heurich.Superfluid helium cryostat for the SIRTF cryogenic telescope assembly［C］.Proc.of SPIE，2003，4850:1038－1049.