硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡衛(wèi)星熱設(shè)計及驗證

周宇鵬 趙欣 周曉云 孫騰飛 崔麗萍 嚴(yán)利娟

(1北京空間飛行器總體設(shè)計部,空間熱控技術(shù)北京市重點實驗室,北京 100094)(2北京衛(wèi)星制造廠有限公司,北京 100094)

硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡(HXMT)衛(wèi)星作為我國科學(xué)探測衛(wèi)星,可實現(xiàn)1～250 ke V寬能區(qū)X射線成像巡天、伽馬爆發(fā)源等天體定向觀測,并對黑洞附近強(qiáng)引力場中物質(zhì)的動力學(xué)、粒子加速和輻射過程[1]等進(jìn)行研究。

本文針對HXMT衛(wèi)星平臺及望遠(yuǎn)鏡載荷軌道外熱流環(huán)境惡劣、變化極其復(fù)雜、多載荷一體結(jié)構(gòu)安裝布局的熱設(shè)計任務(wù)要求,結(jié)合天文探測衛(wèi)星的軌道與姿態(tài)特點,給出了其外熱流分析結(jié)果和典型極端工況的選取依據(jù),全面回顧和總結(jié)了整個熱控研制過程中以乙烷深冷熱管技術(shù)為代表的被動低溫設(shè)計特點及經(jīng)驗,介紹了望遠(yuǎn)鏡載荷復(fù)雜凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)的試驗?zāi)M驗證方法及經(jīng)驗,并對整星及望遠(yuǎn)鏡載荷熱性能的在軌飛行驗證進(jìn)行了總結(jié)。

1 軌道與姿態(tài)特點及外熱流分析

根據(jù)科學(xué)任務(wù)的設(shè)計要求,衛(wèi)星選取軌道高度為550 km,軌道傾角為43°的近地圓軌道,軌道面與入射陽光之間的夾角在軌變化范圍在130°以上。不同于傳統(tǒng)三軸穩(wěn)定姿態(tài)對地觀測衛(wèi)星,HXMT衛(wèi)星主要科學(xué)觀測模式為巡天觀測和定點觀測,如圖1所示。巡天觀測下,星體某一軸對準(zhǔn)太陽,載荷光軸垂直于對日軸并使整星繞對日軸自旋,利用太陽在黃道面上的周年運動及衛(wèi)星繞本體軸的自旋實現(xiàn)對全天球掃描覆蓋。定點觀測下,載荷光軸指向慣性定向下全天球觀測目標(biāo),衛(wèi)星＋X軸瞄準(zhǔn)觀測目標(biāo),太陽矢量與衛(wèi)星＋X軸夾角不小于70°,太陽矢量在衛(wèi)星XOZ面上,衛(wèi)星＋Z面不受太陽照射,太陽矢量與±Y面夾角不大于7°。

HXMT衛(wèi)星軌道的特殊性和姿態(tài)的多樣性決定了其外熱流變化的復(fù)雜性和多變性,外熱流的準(zhǔn)確分析對于整星及載荷的熱設(shè)計非常重要,為此進(jìn)行了詳細(xì)的分析和比對[2]。圖2給出了巡天觀測模式下衛(wèi)星各表面的太陽直照、地球反照和紅外輻射三種熱流密度變化特點:①衛(wèi)星＋Z面、±Y面、＋X面的太陽直照為0 W/m2,－Z面長期受照;②衛(wèi)星＋Z面、±Y面、＋X面的地球反照(0～88.3 W/m2)和地球紅外(0～102.5 W/m2)熱流相對較小,可作為整星和有效載荷的有效散熱面;③每次β角過0°時,由于衛(wèi)星慢旋方向發(fā)生反向轉(zhuǎn)動,－Y面、＋Y面外熱流也同樣發(fā)生近似階躍式的變化;④衛(wèi)星受外熱流照射面(＋Z面、±Y面、＋X面)的地球反照和地球紅外熱流均一致地隨|β|的減小而單調(diào)增大,因此在巡天觀測模式下可依據(jù)|β|的變化來確定極端外熱流工況,選取了β＝－0.5°、β＝＋0.5°的巡天高溫工況和β＝66.5°的巡天低溫工況。

由于定點模式下目標(biāo)源的分布復(fù)雜,衛(wèi)星與地球的相對關(guān)系(即外熱流環(huán)境)比巡天模式下也更加復(fù)雜,所選取的散熱面(＋X、±Y、＋Z)并不是一致地隨著|β|的減小而單調(diào)增大,考慮到目標(biāo)44個點源的經(jīng)度范圍(25.92°～350.90°)涵蓋在太陽赤經(jīng)范圍內(nèi)(0～360°),在選取不同太陽常數(shù)時即能夠考慮到目標(biāo)點源的經(jīng)度變化,因此對目標(biāo)點源依據(jù)其緯度范圍(－66.8°～＋58.82°)來選取。同時考慮到地球紅外和地球反照熱流對有效載荷的影響,及定點觀測模式下太陽、衛(wèi)星、地球和觀測點源的相對位置關(guān)系,分別選取了位于夏至(Crab:83.63°/22.01°)、冬 至 (X1636:81.50°/－66.07°)和 春 分(Cas-A:350.90°/58.82°)的典型點源。

2 熱設(shè)計思路及特點

基于HXMT衛(wèi)星整星平臺與載荷的熱控任務(wù)特點,分別對其熱設(shè)計思路及特點進(jìn)行歸納總結(jié)。

2.1 熱設(shè)計思路

(1)整星平臺:①優(yōu)先繼承資源二號衛(wèi)星平臺的成熟設(shè)計,采用被動熱控技術(shù)和主動熱控技術(shù)相結(jié)合的控制方式;②根據(jù)外熱流情況選取穩(wěn)定有效的散熱面,并針對衛(wèi)星特有的似階躍式變化外熱流和－Z面長期對日姿態(tài),采取平臺艙與載荷艙熱耦合設(shè)計,對有低溫要求的望遠(yuǎn)鏡載荷采取其與載荷艙的隔熱設(shè)計。

(2)望遠(yuǎn)鏡載荷:針對HXMT衛(wèi)星各望遠(yuǎn)鏡載荷溫度指標(biāo)跨度大且一體結(jié)構(gòu)安裝、外熱流惡劣及變化復(fù)雜的熱控設(shè)計難點,結(jié)合高能望遠(yuǎn)鏡、中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡布局特點:①對高能主探測器,采取被動隔熱和主動熱補(bǔ)償來滿足其(18±2)℃的指標(biāo)要求;②在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度要求的情況下,最大化從高溫高能主探測器到低溫中能、低能探測器傳熱路徑上的隔熱措施;③對中能和低能探測器,先采用遮陽板遮擋太陽直照熱流影響,再利用其遮光罩和電子機(jī)箱外殼作為散熱面來輻射制冷,同時對主結(jié)構(gòu)上板安裝高能探測器和低能探測器的部位增加散熱面以降低其安裝區(qū)域的基準(zhǔn)溫度;④考慮到外熱流的惡劣及變化復(fù)雜情況,對散熱面的布局、面積及涂層選用再進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

2.2 平臺熱設(shè)計特點

1)基于階躍式變化外熱流的平臺耦合式設(shè)計

如第1節(jié)提到的巡天觀測模式下每次β角過0°時,衛(wèi)星－Y面和＋Y面外熱流會發(fā)生近似階躍式的變化,同時定點觀測模式下所選取的散熱面(＋Z、±Y)的外熱流變化復(fù)雜,因此對平臺采取了熱耦合設(shè)計,通過整個平臺的魯棒效果來抑制外熱流分布及波動變化的影響。具體措施:①承力筒內(nèi)外表面均做發(fā)黑處理,強(qiáng)化承力筒＋Y和－Y側(cè)艙體及其內(nèi)部動量輪的輻射換熱;②艙內(nèi)表面除儀器設(shè)備安裝區(qū)域外均噴涂SR107白漆,強(qiáng)化平臺＋Z側(cè)與承力筒、－X側(cè)與＋X側(cè)的輻射換熱。

2)對日狀態(tài)下5 N推力器電磁閥熱設(shè)計

根據(jù)HXMT衛(wèi)星姿態(tài)及總體布局特點,衛(wèi)星－Z面有2臺處于長期對日狀態(tài)的5 N推力器,其電磁閥熱控設(shè)計需要重點關(guān)注,特別是在β＝66.5°全光照工況下的高溫情況。為此,對－Z面的2臺5 N推力器及其電磁閥、安裝支架等進(jìn)行了詳細(xì)建模分析,并參照了某幾個衛(wèi)星型號的設(shè)計經(jīng)驗,經(jīng)分析每個推力器在開1路加熱器的情況下,鎧裝加熱器頭部溫度約183℃,鎧裝熱敏電阻處溫度約137℃,靠近140℃的工作溫度范圍上限,認(rèn)為可按此狀態(tài)計算并提取電磁閥的溫度;分析了支架有無多層包覆、安裝支架與艙板換熱系數(shù)變化等因素影響下的電磁閥高溫水平在43～55℃,考慮到正樣熱平衡試驗服務(wù)艙底板－Z側(cè)溫度:4～15℃,且其±Y側(cè)艙板為散熱面,最終確定了5 N推力器支架、自鎖閥和過濾器包覆5單元多層的熱控設(shè)計狀態(tài)。

3)分流調(diào)節(jié)器和放電調(diào)節(jié)器正交預(yù)埋熱管設(shè)計針對分流器和放電調(diào)節(jié)器熱耗較大,單機(jī)內(nèi)部電子元器件(功率管等)局部熱流密度大且熱耗分布不均的特點,在分流器和放電調(diào)節(jié)器各艙板內(nèi)設(shè)計正交預(yù)埋熱管,如圖3所示,以平抑設(shè)備熱耗變化引起的溫度波動,相對于較常用的U型預(yù)埋熱管設(shè)計具有更好的散熱面輻射效率和逆重力性能,并為單機(jī)安裝面提供良好的熱接口邊界環(huán)境,降低該大熱耗電源類單機(jī)熱設(shè)計不足帶來的風(fēng)險。

2.3 載荷熱設(shè)計特點

1)低溫望遠(yuǎn)鏡載荷遮陽板設(shè)計

HXMT衛(wèi)星不同模式下外熱流惡劣且變化復(fù)雜,對有低溫要求的中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡有效載荷影響很大,如何抑制外部環(huán)境對于低溫載荷的影響至關(guān)重要。為此,借鑒光學(xué)相機(jī)遮光罩設(shè)計了平板式遮陽結(jié)構(gòu)(見圖4),來直接遮擋掉太陽直照外熱流對于低溫中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡載荷的影響。在遮陽板的具體設(shè)計中:①考慮了遮陽板構(gòu)型的有效遮擋區(qū)域,保證距離遮陽板最遠(yuǎn)端的低能望遠(yuǎn)鏡遮光罩在巡天和定點觀測模式下均不會被太陽直接照射到;②考慮了減小太陽直照熱流引起的遮陽板高溫影響以及遮陽板對其＋Z方向載荷散熱面的紅外輻射影響,對遮陽板±Z側(cè)及其支撐桿設(shè)計包覆F46鍍銀二次表面鏡面膜的多層隔熱組件。

2)多載荷一體結(jié)構(gòu)安裝布局隔熱設(shè)計

針對溫度指標(biāo)要求最大相差達(dá)到60℃以上且安裝在同一個支撐結(jié)構(gòu)上的低能望遠(yuǎn)鏡(－80～－42℃)、中能望遠(yuǎn)鏡(－50～－10℃)、高能望遠(yuǎn)鏡(18℃±2℃),在保證主結(jié)構(gòu)整體及望遠(yuǎn)鏡單機(jī)強(qiáng)度和剛度等力學(xué)條件下,采取了三級隔熱設(shè)計措施:①高能主探測器到主結(jié)構(gòu)中板(5 mm厚的鏤空式玻璃鋼隔熱墊);②主結(jié)構(gòu)支撐桶(6層疊合的11 mm厚TC4鈦合金隔熱墊組件);③主結(jié)構(gòu)上板到中、低能望遠(yuǎn)鏡單體(安裝板螺紋連接處為(φ10～16)mm×3.5 mm厚聚酰亞胺隔熱墊)。通過傳熱路徑上的熱阻計算分析,實現(xiàn)每級隔熱路徑上分配溫差20℃量級的隔熱效果。

3)被動輻射制冷方案熱控設(shè)計及經(jīng)驗

對于低能望遠(yuǎn)鏡,首要的熱設(shè)計要求就是低溫工作環(huán)境的實現(xiàn),經(jīng)綜合論證確定了相對簡單可靠的被動輻射制冷頂層方案。低溫低能望遠(yuǎn)鏡載荷在觀測期間所受的地球紅外及反照外熱流情況惡劣,特別是地球紅外熱流。通過輻射器能量平衡方程,確定了分別從內(nèi)熱源和外熱流分別進(jìn)行控制的設(shè)計思路及流程[3],如圖5所示;采取了探測器和電子機(jī)箱分體式結(jié)構(gòu)、凸臺式隔熱設(shè)計、懸臂式遮光罩作為輻射散熱器、遮陽板外熱流直接抑制和末期α/ε最小的涂層外熱流間接抑制等設(shè)計措施(α為太陽吸收比,ε為紅外發(fā)射率)。此外,對于低溫載荷的熱控涂層(SR107-ZK白漆、F46二次表面鏡、鈰玻璃鍍銀二次表面鏡(OSR))和周邊環(huán)境均采取了有效的熱管理,具體包括:①封閉性良好的熱控涂層保護(hù)膜(罩);②輻射器地面長期存儲及出廠前的二次復(fù)測;③含發(fā)射場階段的熱控涂層保護(hù)拆除及清潔流程;④低溫載荷周邊多層隔熱組件的防塵保護(hù)罩,這些措施有效地保證了入軌初期熱控涂層數(shù)據(jù)以及整星及載荷溫度水平的準(zhǔn)確預(yù)測,保證了低溫載荷探測器在大工作溫度范圍下(－80～－42℃)窄溫區(qū)(ΔT＝2℃)的準(zhǔn)確及時標(biāo)定。

4)乙烷深冷熱管技術(shù)

由于低能探測器的工作溫度范圍(－80～－42℃)已超過了常規(guī)氨熱管的使用范圍下限,在低能探測器的熱控方案中采用了乙烷深冷熱管技術(shù),以滿足近地軌道復(fù)雜外熱流條件下的探測器陣列(0.43 m×0.23 m)低溫環(huán)境和溫度均勻性(ΔT＜5℃)要求,如圖6所示,主要設(shè)計經(jīng)驗包括[4]:①傳熱能力及極限熱流密度需求設(shè)計:對系統(tǒng)傳熱需求的準(zhǔn)確核算,對乙烷熱管全工作溫區(qū)的傳熱性能實測[5],通過采用彎曲半徑能力強(qiáng)的熱管管型和圓弧式凸臺設(shè)計來保障極限熱流密度要求;②外貼熱管正交網(wǎng)絡(luò)設(shè)計:結(jié)合低能探測器安裝板和遮光罩結(jié)構(gòu)布局特點,設(shè)計了由3根U型、2根L型和1根直線型組成的外貼熱管正交網(wǎng)絡(luò),將探測器熱耗及環(huán)境漏熱直接導(dǎo)到遮光罩散熱面上,并保證了±Z方向探測器的溫度均勻性和遮光罩的散熱效率,并增強(qiáng)了懸臂式遮光罩的力學(xué)穩(wěn)定性,實現(xiàn)了在深低溫區(qū)間的熱量收集、傳遞與排散的技術(shù)難題。

3 熱平衡試驗驗證

3.1 初樣熱平衡試驗

1)平臺服務(wù)艙設(shè)備熱耗加熱片等效試驗?zāi)M

為節(jié)約研制經(jīng)費,經(jīng)論證初樣平臺服務(wù)艙繼承了資源三號(ZY-3)的結(jié)構(gòu)(包括結(jié)構(gòu)板、設(shè)備、中心承力筒等),但HXMT衛(wèi)星與ZY-3衛(wèi)星服務(wù)艙內(nèi)設(shè)備布局完全不同,采用ZY-3服務(wù)艙內(nèi)部設(shè)備布局無法考核到HXMT衛(wèi)星服務(wù)艙熱設(shè)計及其對載荷艙及望遠(yuǎn)鏡載荷的熱影響。初樣熱平衡試驗中,通過平臺服務(wù)艙設(shè)備加熱片等效試驗?zāi)M方法,將與HXMT衛(wèi)星位置布局不一致的熱耗設(shè)備均拆下,其空出的區(qū)域采用將加熱片直接粘貼在服務(wù)艙艙板上的方法來模擬HXMT衛(wèi)星內(nèi)熱源真實分布,并在試驗后修正的熱分析模型中考慮了設(shè)備熱容、安裝方式、安裝面積和相互遮擋關(guān)系的影響,間接驗證了其平臺服務(wù)艙熱設(shè)計的有效性,可推廣應(yīng)用于非新研平臺的初樣熱平衡試驗中[6]。

2)望遠(yuǎn)鏡載荷外熱流加熱片直接等效試驗?zāi)M

為保證中能和低能兩類望遠(yuǎn)鏡載荷能獲得低溫環(huán)境,在整個望遠(yuǎn)鏡載荷多處裸露區(qū)域設(shè)計了輻射散熱面。望遠(yuǎn)鏡載荷是個復(fù)雜的凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng),輻射器之間既有遮擋同時也存在相互的輻射。此外,同一個輻射器朝向不同的方向,無法采用紅外籠來直接模擬各個不同表面的入射熱流,因此初樣熱平衡試驗中,除平臺外的載荷區(qū)域均采用加熱片直接模擬吸收熱流值,該熱流不僅包括地球紅外及反照熱流,還考慮到各個表面之間多次反射和輻射的熱流,通過該方法直接驗證了望遠(yuǎn)鏡載荷熱設(shè)計的有效性。

3.2 正樣熱平衡試驗

正樣熱平衡試驗因載荷均為正樣狀態(tài)(OSR片等),難以采用初樣熱平衡試驗的外熱流模擬方法,在正樣熱平衡試驗中對望遠(yuǎn)鏡載荷外熱流采用了紅外籠間接等效試驗?zāi)M方法,通過營造一個能量等效且可實測獲得的熱環(huán)境系統(tǒng),在試驗后利用熱試驗熱分析模型來間接驗證望遠(yuǎn)鏡載荷正樣的熱設(shè)計,如圖7所示。具體的驗證經(jīng)驗包括:①基于低溫載荷散熱面(±Y側(cè)、＋Z側(cè))和遮陽板(－Z側(cè))的布局特點,設(shè)計了載荷區(qū)域的±Y側(cè)和±Z側(cè)紅外籠分區(qū),取消了＋X側(cè)紅外籠分區(qū),以利于載荷低溫水平模擬和熱試驗熱分析模型修正;②通過分別在對應(yīng)紅外籠分區(qū)安裝熱流計和在紅外籠帶條粘貼熱電偶,進(jìn)行了紅外籠定功率和定溫模擬方法有效性的系統(tǒng)比對,從模型修正結(jié)果認(rèn)為傳統(tǒng)的紅外籠定功率模擬方法更準(zhǔn)確,紅外籠的定功率設(shè)定需在試驗前通過帶熱流計模型的模擬分析結(jié)果作為指導(dǎo);③在無紅外籠的＋X側(cè)應(yīng)用了測量精度優(yōu)于2 W/m2的煲式絕熱型熱流計,用于背景熱流的模型準(zhǔn)確修正。

4 在軌飛行驗證

HXMT衛(wèi)星于2017年6月15日在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射,從遙測數(shù)據(jù)可看出,從發(fā)射入軌后的防污染及整星測試階段,到當(dāng)前的望遠(yuǎn)鏡載荷正常觀測工作階段,熱控分系統(tǒng)為整星及望遠(yuǎn)鏡載荷提供了良好的溫度環(huán)境,星內(nèi)一般設(shè)備溫度在0～33℃,設(shè)備溫度(含星外載荷)均滿足指標(biāo)要求且與熱平衡試驗后預(yù)示的結(jié)果較為接近(d|T|＜4℃),具體見表1和圖8(圖8(b)中標(biāo)注的為巡天觀測模式數(shù)據(jù),其它為定點觀測模式數(shù)據(jù)),特別是為星外低能探測器提供的發(fā)射入軌后預(yù)測溫度,預(yù)測值(－50℃)與實際在軌值(－49～－48℃)僅相差不到2℃,為其提前設(shè)定標(biāo)定溫度基準(zhǔn)提供了重要的參考,熱控分系統(tǒng)有效地保證了HXMT衛(wèi)星在軌任務(wù)的順利開展。同時,在軌低能探測器乙烷熱管單體溫差＜1.1℃,乙烷熱管安裝部位兩端溫差＜2.4℃,表明乙烷熱管在軌工作運行良好,其熱控實施效果良好,乙烷熱管技術(shù)取得了良好的在軌運用。

表1 衛(wèi)星熱平衡試驗后預(yù)示溫度(涂層按照入軌初期狀態(tài))和在軌溫度對比Table 1 Comparison between in-orbit temperature and predicted temperature(initial injection coating status)after satellite thermal balance test

5 結(jié)束語

本文針對HXMT衛(wèi)星的熱設(shè)計任務(wù)需求,總結(jié)了該星熱控研制過程中以乙烷深冷熱管技術(shù)為代表的被動低溫?zé)嵩O(shè)計特點及經(jīng)驗,介紹了望遠(yuǎn)鏡載荷復(fù)雜凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)的試驗?zāi)M驗證方法及經(jīng)驗。在軌數(shù)據(jù)表明:熱控分系統(tǒng)為整星及望遠(yuǎn)鏡載荷提供了良好的在軌溫度環(huán)境,設(shè)備溫度(含星外載荷)均滿足指標(biāo)要求且與熱平衡試驗后預(yù)示的結(jié)果較為接近(d|T|＜4℃),熱控分系統(tǒng)有效地保證了HXMT衛(wèi)星在軌任務(wù)的順利開展,拓展了遙感平臺的天文觀測適應(yīng)能力,為后續(xù)天文探測衛(wèi)星打下了堅實的研制基礎(chǔ)。

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