基于熱電制冷技術的某星載相機焦面組件熱設計

連新昊 顏吟雪

（1西北工業大學航空學院，西安710072）

（2北京空間機電研究所，北京100076）

1 引言

1834年，法國物理學家帕爾帖發現在兩種不同金屬組成的閉合電路中通直流電會使一個結點變冷，另一個結點變熱，這種效應后來被命名為帕爾帖效應。熱電制冷（Thermo-Electric Cooling，TEC）技術，又稱半導體制冷技術（Semiconductor refrigeration），是利用帕爾帖效應的一種制冷方法，其原理如圖1所示，熱電制冷器（TECs）由半導體（N型、P型）溫差電元件、金屬導流片、陶瓷片組成，其中金屬導流片是連接半導體溫差電元件的結點，當電流從N型半導體流向P型半導體時，結點處吸熱；當電流由P型半導體流向N型半導體時，在結點處放熱，于是形成了冷面和熱面。當電流方向相反時，原吸熱的結點放熱，原放熱的結點吸熱，冷面和熱面位置互換。該制冷方法不需要任何工質，無活動部件，結構簡單，非常適宜于微型制冷領域或有特殊要求的場合。TEC技術的這一特性使其在民用制冷領域及空間飛行器制冷領域得到了應用。

圖1 熱電制冷原理示意圖

TECs的性能取決于所使用半導體材料的制冷性能，工程中半導體材料的制冷性能常用優值系數Z與使用溫度T的乘積ZT來衡量，其中優值系數Z=α2σ/k（α為熱電制冷元件熱電動勢率；σ為熱電制冷元件電導率；k為熱電制冷元件的熱導率）。1996年美國橡樹嶺國家實驗室發現RM4X12型化合物的ZT值可達1.4，這是半導體制冷材料研究中的一次重大進展。2001年，美國RTI研究所將Bi-Te基合金制成超晶格薄膜，300K時ZT值達到2.4，成為目前世界最高水平[1]。目前科研人員找到性能優良的半導體材料不多，在200K~300K普冷范圍內性能優良、應用最多的是三元固溶合金Bi2Te3-Sb2Te3-Sb2Se3，其平均優值系數在3.0×10-3K-1左右[2]。

為確保星載相機正常工作，需要對其進行熱設計，焦面組件熱設計是其中的關鍵環節。焦面組件傳統熱設計思路是：建立焦面組件中需精確控溫的發熱部件至散熱面的良好傳熱路徑，在相機正常工作時，將熱量排散至冷空間；同時，為適應相機長期待機模式，設置主動控溫加熱回路，防止焦面組件中需精確控溫部件溫度過低。本文將TEC技術應用于星載相機焦面組件的熱設計，利用其恒溫控制能力，在滿足焦面組件控溫要求的同時，以低代價（功耗）實現了提高熱設計適應性（適應正常工作與長期待機兩種模式）的目的。

2 相機概述

某星載相機（以下簡稱相機）是天基空間目標監視系統的有效載荷，它通過相機安裝支架安裝在衛星平臺上，如圖2所示。相機主要由遮陽罩、光學鏡頭、焦面組件等組成，其中焦面組件包含1片探測器、4片PCB電路板和電路盒殼體，探測器安裝在PCB1上，其控溫指標為0℃±1℃，焦面組件結構如圖3所示。光學鏡頭溫度控制在0℃±1℃范圍，相機安裝支架溫度控制在0℃±1℃范圍，衛星平臺溫度為-10℃~45℃范圍。

圖2 相機組成及相機在衛星上安裝位置示意圖

該相機搭載于某太陽同步軌道衛星，軌道高度為673km，軌道傾角98.079 2°，軌道偏心率為0，降交點地方時為6:30（Am）。相機采用與衛星相同的坐標系統，即+Z方向為在軌對地方向，+Y方向指向相機入光口，+X方向為飛行方向（垂直紙面向外），+X、+Y、+Z符合右手定則，如圖2所示。

在相機正常工作時電路板上的電子元器件會產生大量熱量，為防止熱量的積聚導致電子元器件溫度過高，必須通過合理的熱設計將這些熱量排散至冷空間；相機探測器安裝在PCB1電路板上，在相機正常工作與長期待機時均需要維持在穩定的溫度范圍內。為確保相機在軌正常工作，需要對焦面組件進行專門的熱設計，表1為相機內部熱源及溫度指標要求。

圖3 相機焦面組件結構示意圖

表1 相機內熱源及溫度指標

3 焦面組件熱邊界條件分析

焦面組件熱邊界主要包括空間外熱流、相機安裝支架、相機光學鏡頭和衛星平臺。

為了確保相機在軌工作溫度在設計指標范圍內，對相機光學鏡頭、相機安裝支架進行了熱設計，其思路是：1）將光學鏡頭與焦面組件中的探測器進行等溫化設計；2）相機安裝支架與焦面組件隔熱設計；3）控制相機支架溫度，盡量縮小與焦面組件的溫差。主要措施是在光學鏡頭、相機安裝支架結構件上設置主動控溫加熱回路，在結構件外表面包覆多層隔熱組件、相機安裝支架與焦面組件間安裝聚酰亞胺隔熱墊。按上述設計思路，最終將相機光學鏡頭溫度控制在0℃±1℃附近，相機安裝支架溫度控制在0℃±2℃附近，最大程度減小相機光學鏡頭、相機安裝支架與焦面組件間的熱交換。

衛星平臺內部溫度在-10℃~45℃范圍，其表面包覆多層隔熱組件，減小與相機的輻射換熱。電路盒-Y、+Z面分別正對衛星平臺兩個面，需要通過熱設計減小衛星平臺對電路盒表面的輻射影響。

如圖2所示，相機安裝在衛星平臺上。由于衛星平臺和光學鏡頭的遮擋，有外熱流到達的面只有電路盒+X、-X、+Y、-Y、-Z面。以夏至季節為例，對焦面組件外熱流進行了計算，結果見圖4。從圖4可看到，到達-Y面的太陽直射外熱流最大，應盡量避免使用該面作為散熱面；若采用+X、-X、+Y、-Z面作為散熱面，需選用高發射率、低太陽吸收比熱控涂層。

圖4 夏至季節到達焦面組件電路盒各面外熱流

4 焦面組件熱設計

由表1中各熱源的溫度指標可知，相機探測器對溫控指標要求較高（0℃±1℃），而電路板PCB2、PCB3、PCB4的控溫指標要求低于45℃即可，因此探測器的溫度控制是整個焦面組件熱設計的關鍵，需要對其進行詳細設計。

4.1 設計方案

探測器熱設計的傳統方法是在探測器與散熱面間建立良好的傳熱路徑，把熱量排散至冷空間，該方法要求盡量降低傳熱路徑沿程的熱阻。但隨之而來的問題是，當相機處于長期待機狀態時，需要設置補償加熱，防止探測器及其周圍結構溫度過低，這樣需要占用大量的星上資源。

本文利用TEC技術的恒溫控制能力，并參考TEC技術中有關電子設備恒溫控制的應用實例[3-5]，對某相機焦面組件進行熱設計，詳細設計方案如下：

1）采用隔熱板將電路盒殼體分成高低溫兩個區域，探測器和電路板PCB1所在區域為低溫區，要求對其進行恒溫控制。電路板PCB2、PCB3、PCB4所在區域為高溫區，需要滿足≤45℃的控溫要求，并盡量減小對低溫區的影響。隔熱板采用3mm厚玻璃鋼材料，在朝向高溫區一側貼鍍鋁聚酯薄膜以降低其表面發射率，從而減小與高溫區的輻射換熱。

2）4塊PCB板邊框與電路盒殼體安裝面填充導熱填料以強化導熱。

3）將高溫區電路盒殼體的+X、-X、-Z面的外表面作為散熱面，表面噴涂白漆S781熱控涂層，該涂層具有高發射率、低太陽吸收比特性[6-7]。

4）電路盒殼體其余外表面包覆多層隔熱材料以減小空間外熱流、衛星平臺、相機安裝支架等熱邊界的影響。

5）將熱電制冷器一個工作面與探測器耦合，另一個工作面通過輻射與高溫區輻射換熱，從而建立“探測器—熱電制冷器—散熱面”的探測器傳熱路徑。

當相機在軌正常工作時，控制熱電制冷器正向通電，與探測器耦合的工作面為冷面，冷面吸收探測器工作時產生的熱量，控制其溫度；另一個工作面即為熱面，向高溫區輻射熱量。該狀態下探測器傳熱方向為：探測器→熱電制冷器→散熱面。

當相機長期待機時，無內熱源，為防止低溫區溫度過低，控制熱電制冷器反向通電，與探測器耦合的工作面為熱面，熱面對探測器加熱維持其溫度，此時探測器傳熱方向為：散熱面→熱電制冷器→探測器。

4.2 熱電設計參數

熱電參數計算目的是：通過計算確定熱電制冷器達到規定的制冷量所需要的制冷元件的數量、幾何參數、輸入電流、輸入功率，從而為熱電制冷器結構詳細設計和工作點設定提供依據。熱電制冷器熱電參數計算公式見式（1）～（5）[8]。

式中 Q為熱電制冷器制冷量；n為熱電制冷元件對的數量；Q0為一對熱電制冷元件制冷量；P為熱電制冷器輸入功耗；ε為熱電制冷器制冷系數；αN、αP為N型、P型熱電制冷元件熱電動勢率；TC為冷面溫度；ΔT為冷熱面溫差；I為輸入電流；R為一對熱電制冷元件的電阻；σN、σP為N型、P型熱電制冷元件電導率；k為一對熱電制冷元件的熱導；kN、kp為N型、P型熱電制冷元件熱導率；SN/lN、SP/lP為N型、P型熱電制冷元件的幾何系數。

在本文的計算過程中，TC、ΔT、Q為已知條件，αN、αP、kN、kp、σN、σP由熱電制冷元件材料性能決定，可通過查文獻或手冊得到，幾何系數可從文獻或設計手冊中選型，通過計算公式（1）～（5）并運用優化設計方法即可得到最大ε下的n、I、和P[9]。在相機正常工作時，熱電參數計算結果見表2。

表2 熱電參數計算結果列表

根據表2的結果，選取幾何系數為0.131cm的8對熱電制冷元件組成熱電制冷器，工作電流為1.5A，輸入功率0.430 3W，可以滿足相機探測器正常工作制冷量需求。

當相機處于長期待機時，通過對該制冷器反向通電實現對探測器加熱，從而達到探測器控溫要求，αN、 αP、kN、kP、σN、σP、 n及幾何系數與相機正常工作下相同，探測器控溫所需加熱量（P+Q）作為已知量，仍按照公式（1）~（5）計算得到工作電流約為2A，輸入功率0.725 6W，計算過程類似，這里不再贅述。

4.3 仿真分析

為驗證上述熱設計方案能否滿足溫控指標要求，利用I-DEAS/TMG熱分析軟件進行了建模及仿真分析。

相機正常工作時探測器及電路板PCB2、PCB3、PCB4的溫度變化曲線見圖5、圖6，探測器溫度在-0.7℃~0.6℃范圍，滿足0℃±1℃要求；電路板PCB2、PCB3、PCB4的溫度在15℃~30℃之間，滿足低于45℃要求。

相機長期待機狀態下的探測器溫度變化曲線如圖7所示，探測器溫度維持在-0.3℃~0.3℃范圍內，滿足0℃±1℃要求。

上述仿真分析結果表明，基于TEC技術的相機焦面組件熱設計滿足表1所列各項控溫指標要求。

圖5 相機正常工作探測器溫度變化曲線

圖6 相機正常工作電路板溫度變化曲線

圖7 相機長期待機探測器溫度變化曲線

4.4 與傳統方案的對比分析

探測器熱設計的傳統方法采取相同的分區控溫方案和散熱面設置，通過用高導熱率的材料（如銅、鋁等）制成的導熱塊將探測器的熱量導至高溫區。當相機正常工作時可以把溫度控制在0℃±1℃范圍內，但在相機長期待機時，需要通過補償加熱方式維持探測器溫度，補償加熱電功率約為7W。

基于TEC技術的焦面組件熱設計方案，將熱電制冷器作為控溫元件，通過調整其電流的方向與大小可以實現對探測器的恒溫控制，即：相機正常工作時，熱電制冷器熱面向高溫區排散熱量，冷面為探測器制冷；而相機長期待機時，通過對熱電制冷器反向通電維持探測器溫度。此外，熱設計方案中通過合理設置散熱面，同時滿足了PCB電路板和熱電制冷器的散熱要求。

仿真分析結果表明，采用基于TEC技術的熱設計方案最大需要電功率0.725 6W，相比傳統設計方法降低了約90%。兩種方案的對比參見表3。

表3 兩種設計方案對比

5 結束語

TEC技術有諸多優點，非常適宜于微型制冷領域或有特殊要求的場合。本文將TEC技術應用于某星載相機焦面組件的熱設計，充分利用了熱電制冷器的恒溫控制能力，提高了熱設計的適應性，比傳統方案花費的代價（功率）小；熱電制冷器熱面的散熱可以比較方便的通過散熱面的合理設置而實現；同時，TEC技術還具有不需要任何工質、無活動部件、結構簡單等其它制冷方式所不具備的優勢。綜上，TEC技術在星載相機熱設計中具有很高的應用價值，值得進一步研究。

[1]劉華軍,李來風.半導體熱電制冷材料的研究進展[J].低溫工程,2004,137（1）:32-38.

[2]管海清,馬一太.半導體熱電制冷材料性能提高原理與研究現狀[J].家電科技,2004,（9）:67-69.

[3]ChoiM.Maintaining Swift XRTCCD Temperature at-50℃or Colder After TEC Power Supply Failure[C].3rdInternational Energy Conversion Engineering Conference,2005.

[4]Semenyuk V A.Novel Thermoelectric Microcoolers Compatible with Electro-Optic Components.[C].3rdInternational Energy Conversion Engineering Conference,2005.

[5]陳旭,李元山,畢人良.電子設備冷卻中熱電制冷的設計與應用[J].制冷學報,2001,33（3）:69-72.

[6]Gilmore D G.Spacecraft Thermal Control Handbook[M].The Aerospace Press，2002.

[7]閔桂榮.衛星熱控制技術[M].北京:宇航出版社，1991.

[8]高遠,蔣玉思.單級半導體制冷器設計中常見公式的推導[J].廣東有色金屬學報,2003,13（2）:130-135.

[9]裴勇,錢興華,蔣文濤.半導體制冷優化設計方法的理論分析[J].制冷與空調,2005,5（6）:36-38.

[10]何知朱,江經善.新型熱控材料器件與應用[M].北京:宇航出版社，1988.