空间红外天文望远镜低温制冷技术综述

张月 周峰 阮宁娟 吴立民

(北京空间机电研究所，北京 100094)

1 引言

太空中许多区域充满了大范围、厚厚的气团和尘埃，阻挡了可见光的传输，而红外光可以穿透这些云团和尘埃，借助红外望远镜可以观测其他星体的构成、大气成分、探测新星体等, 还可以获得太空低温目标的信息，例如那些用可见光观测时非常暗淡的小行星、太阳系以外的行星及巨大的云团等。当探测目标信号十分微弱、信号距离相对较远以及温度较低时，红外望远镜的光学系统与支撑结构的热辐射和杂散光就会成为影响探测性能的主要因素。为了消除望远镜自身散发的红外线的影响，必须采用低温制冷技术将光学系统和相关支撑部件的温度冷却下来，这样才能有效地减少背景光子通量，发挥背景极限探测器的作用，从而提高探测器的灵敏度[1]。

本文针对空间红外天文望远镜的低温制冷问题，概述空间红外天文望远镜的低温制冷方式，介绍国外典型空间红外天文望远镜的制冷系统指标参数、制冷方案，对国外空间红外天文望远镜制冷系统发展规律进行总结，为我国空间红外低温制冷技术的发展提出建议。

2 空间红外天文望远镜的低温制冷方法

NASA根据60多个空间光学遥感器制冷系统的数据归纳出的结果显示[2]：

1)热电制冷装置。适用于150K以上、制冷量要求不高的场合。制冷量要求较大时，可辅以热管或流体循环系统将废热有效排散。由于无运动部件，可长期工作。

2)辐射式制冷器。理想状态可达60K，整个系统的可行性取决于飞行器的轨道、姿态和辐射器方位。辐射能力的降低就要用增大辐射面积和质量来弥补，从而导致环境热负荷影响增加和结构漏热等一系列问题，但辐射制冷的寿命长，不受时间限制。

3)主动输运热排散。常用的是毛细抽吸两相流体回路(Capillary Pumped Loop，CPL)，CPL是利用蒸发器从热源吸收热量，使内壁的液体工质吸热蒸发，产生的蒸汽经蒸汽联管进入冷凝器，蒸汽在冷凝器内放出热量并冷凝成液体，冷凝液体在蒸发器内毛细结构产生的毛细力驱动下流回蒸发器继续吸热，如此循环工作进行热量的收集、运输和排散。

4)储存式(液体或固体)深冷系统。从1.5K(超流He)到150K(固体NH3)这个很宽的温区内，一次性存储系统提供了一种可靠而相对简单的制冷方法。该系统利用携带的低温液体或固体在低温下的沸腾或升华来吸收设备的废热，并通过向空间排放气体带走废热。该系统运行时间的长短取决于携带的制冷剂量。在超低温区主要有超流He制冷器和He稀释制冷器。超流He制冷器是利用超流He的“热机效应”对探测器进行2.0K以下冷却的制冷系统。He稀释制冷技术是利用3He-4He溶液特性进行制冷，制冷温度可达100mK以下，制冷量可达100μW[3]。

5)机械式制冷机。对于制冷量较大且制冷温度较低的情况，一般选用主动式制冷机，如斯特林制冷机、脉管制冷机、闭式J-T制冷机等。使用中的关键问题是可靠性、运行寿命、功率和振动控制。

6)吸附制冷机。利用热开关控制吸附床加热解析与冷却吸附获得高低压气源，与J-T节流阀结合来实现制冷。工作温度取决于工质气体与吸附床的种类，吸附式压缩机可远离冷端放置在航天器平台上。

7)绝热去磁制冷。利用顺磁盐的磁致热效应来制冷，由顺磁盐、高性能磁体和热开关组成。当对顺磁盐进行绝热去磁时，由于磁熵降低对外吸热，可以产生50～100mK低温[3]。

3 国外空间红外天文望远镜制冷系统特点

本文将从制冷系统指标、制冷系统方案、制冷系统示意图3个方面，介绍国外哈勃空间望远镜(Hubble Space Telescope，HST)上搭载的近红外照相机和多天体分光计(Near Infrared Camera and Multi-object Spectrometer，NICMOS)、空间红外天文望远镜(Infrared Telescope in Space，IRTS)、空间红外望远镜(Space Infrared Telescope Facility，SIRTF)、空间红外观测卫星(ASTRO-F)、赫歇尔空间望远镜(Herschel Telescope)、宽视场红外巡天探测器(Wide-field Infrared Survey Explorer，W ISE)、詹姆斯•韦伯空间望远镜(James Webb Space Telescope，JWST)等空间红外天文望远镜的制冷系统特点。

3.1 HST-NICMOS制冷系统

HST于1990年4月24日成功发射，主要任务是探索宇宙的起源、验证和理解物理定律、追寻恒星以及行星的成因等。HST上搭载有8台有效载荷，工作在红外谱段的载荷主要是NICMOS。NICMOS制冷系统主要参数指标如表1所示[4]。

NICMOS制冷系统方案：1997年NICMOS安装好之后，采用固体N2制冷，装有104kg固体N2的低温杜瓦将红外探测器冷却到(58±2)K。1997年3月4号仪器开始试运行，由于热消耗较大，固体N2的消耗远远大于预期，只能维持到1998年11月。在2000年3月的维护中，工作人员为HST安装了1个外部制冷机和外部散热器，这些仪器通过Ne循环来冷却NICMOS。NICMOS制冷系统由低温制冷器、环路热管/辐冷器组成。在低温制冷循环中，离心压缩机压缩Ne，压缩功通过压气机气缸传到热排散界面，再由环路热管中的蒸发器将热量排散到辐冷器所对的空间环境中。从压缩机流出的高压气体进入叉流换热器，被来自冷负载换热器的低压蒸汽冷却，然后高压气体流入涡轮，膨胀减压降温，输出的膨胀功推动涡轮转动。NICMOS制冷系统如图1所示[4]。

表1 NICMOS制冷系统指标Tab.1 Parameters of NICMOS cooling system

图1 NICMOS制冷系统Fig.1 Cooling system of NICMOS

3.2 IRTS制冷系统

IRTS于1995年3月18日成功发射，是日本第一个天基红外天文望远镜。主要任务是在整个红外波长范围内，对天体辐射进行观测。IRTS上搭载有4个主要的有效载荷：近红外光谱仪(NIRS)、中红外光谱仪(M IRS)、远红外线阵绘图仪(FILM)以及远红外光度计(FIRP)。IRTS制冷系统主要参数指标如表2所示[5]。

IRTS制冷系统方案：IRTS的望远镜和焦平面器件安装在杜瓦内，其温度冷却到1.9K。杜瓦内有1个容积为100 L的液He罐和3个嵌套蒸汽冷却防护罩。He通过多孔塞分相器后气、液分离，He气冷却前遮光罩后再冷却蒸汽冷却防护罩。紧凑式闭环3He制冷器将FIRP红外探测器的温度冷却到0.3K，该制冷器包括两部分：液体3He存储器(当做蒸发器)和碳吸附泵。低温时碳吸附3He气体，碳吸附泵受热时，将3He气体释放，然后3He气体在蒸发器内冷凝，吸附泵温度下降，将3He气体泵回，使蒸发器温度降低。IRTS制冷系统如图2所示[5]。

表2 IRTS制冷系统指标Tab.2 Parameters of IRTS cooling system

图2 IRTS制冷系统Fig.2 Cooling system of IRTS

3.3 SIRTF制冷系统

SIRTF于2003年8月25日成功发射。SIRTF的主要任务是观测卫星的构成、银河系中心和新形成的星系，获得太空中低温目标信息，并观测非常黯淡的小行星、太阳系以外的行星以及巨大的云团。SIRTF上搭载有 3个主要的有效载荷：红外阵列相机(IRAC)、红外光谱仪(IRS)和多波段成像光度计(M IPS)。SIRTF制冷系统主要参数指标如表3所示[6-7]。SIRTF制冷系统如图3所示[7]。

表3 SIRTF制冷系统指标Tab.3 Parameters of SIRTF cooling system

图3 SIRTF制冷系统Fig.3 SIRTF cooling system

SIRTF制冷系统方案：SIRTF采用了“辐射制冷+液 He”的组合制冷方式，在发射入轨之前不进行主动制冷，入轨工作后才开始主动制冷至所需工作温度。SIRTF望远镜的外壳进行了被动辐射制冷设计，在轨不主动制冷时望远镜外壳可以把热量辐射到背朝太阳的深冷空间。SlRTF进入预定轨道后，须用一周时间通过与外界辐射换热使卫星外壳冷却至34K，并保持该温度。然后切断望远镜和外壳的热耦合，低温气体花几周的时间将望远镜光学系统冷却至5.5K，然后将IRS探测器冷却至1.4K[6]。SIRTF用He罐里的He气对光学系统及探测器制冷，主光学系统固定在He气制冷的外部蒸汽冷却罩的顶部，而有效载荷直接固定在含有360L液He的He罐上。这样的热控设计方式使得SIRTF在携带的制冷剂质量只有ESA红外空间观测平台(Infrared Space Observatory，ISO)所携带质量15%的情况下，却能比ISO拥有更长的在轨工作时间。

3.4 ASTRO-F制冷系统

ASTRO-F于2006年2月22日成功发射，主要任务为探索星系的起源和演变、寻找褐矮星、搜索太阳系外行星系和发现新彗星。ASTRO-F上搭载有2个主要的有效载荷：红外相机(IRC)和远红外探测器(FIS)。ASTRO-F制冷系统主要参数指标如表4所示[8]。

ASTRO-F制冷系统方案：ASTRO-F中望远镜系统主要是借助“超流 He+机械制冷”的复合制冷方式将其温度降低到5.8K。为了保证 FIS探测器的极低工作温度，采用了超流 He制冷。通过合理利用He的物理特性，使其与被冷却器件进行热交换，从而满足了系统的温度需求。ASTRO-F外壳跟星体隔离，通过辐射冷却到200K。ASTRO-F利用2套双级斯特林制冷机冷却外屏，这样既可以减少低温杜瓦的漏热，又可以节省He的用量，进而减小系统的体积和质量。这种机械致冷技术能够延长卫星的工作寿命。ASTRO-F还搭载了1个盛有170L超流He的He罐，可增加液He的在轨使用时间。ASTRO-F制冷系统如图4所示[8]。

表4 ASTRO-F制冷系统指标Tab. 4 Parameters of ASTRO-F cooling system

图4 ASTRO-F制冷系统Fig.4 ASTRO-F cooling system

3.5 Herschel Telescope制冷系统

Herschel于2009年5月14成功发射，主要任务为研究早期宇宙中星系的形成和演化，考察恒星是如何形成和演化的，以及它们与星际介质的相互联系等。Herschel上搭载有3个主要的有效载荷：高分辨率远红外外差光谱仪(HIFI)、光电导阵列相机与光谱仪(PACS)和光谱光度成像计(SPIRE)。Herschel制冷系统主要参数指标如表5所示[9]。

Herschel制冷系统方案：Herschel光学系统制冷主要是利用遮阳板遮挡太阳光，利用空间冷环境使光学系统工作在80K左右。英国卢瑟福实验室(RAL)为Herschel研制了3He吸附式制冷机。在超流He热沉温度为1.5K时，制冷机在300mK可以获得10μW冷量。达到300mK的制冷温度是Herschel制冷系统的关键技术，采用活性炭或分子筛对3He吸附减压可以获得300mK以下制冷温度。SPIRE的5个探测器阵列安装在2K的盒子内，通过1个高导热铜带与3He吸附制冷器末端相连。超流He罐可为焦平面提供1.7～4K和1.7～10K温度。PACS热辐射仪300 mK的制冷方式与SPIRE相同。Herschel制冷系统如图5所示[9]。

表5 IRC制冷系统指标Tab.5 Parameters of IRC cooling system

图5 Herschel制冷系统Fig. 5 Herschel cooling system

3.6 W ISE制冷系统

W ISE于2009年12月14日成功发射，主要任务是为行星、恒星以及星系起源理论的验证提供数据支持，并且发现宇宙中的大多数发光星系和靠近太阳的恒星。W ISE上搭载的有效载荷是1台4通道红外敏感望远镜，能扫描整个天空。WISE制冷系统主要参数指标如表6所示[10]。

W ISE制冷系统方案：W ISE包括2个中波红外通道(MW IR)和2个长波红外通道(LW IR)，分别采用HgCdTe探测器和Si:As探测器。W ISE载荷由1个2级固态H2低温器制冷，该低温器有2个H2罐，形成2个单独的制冷区。次H2罐工作在10.2K的环境温度下，可将光学组件冷却到低于17K的温度范围内，其主要热负荷来自外壳、外界环境、探测器阵列和望远镜的光学系统。主H2罐位于次H2罐下方，由次H2罐为其提供热防护，用于将Si:As探测器红外焦平面阵列冷却至7.8K。为了减少制冷剂负荷，真空外壳必须工作在 200K以下，因此在面对太阳的一侧通过涂覆高发射率、低吸收率的多层绝热涂层来减少对太阳辐射热的吸收，在背对太阳的一侧通过向太空辐射散热将热量辐射出去，这样的设计能够使真空壳的环境温度降低。W ISE制冷系统如图6所示[10]。

表6 W ISE制冷系统指标Tab.6 Parameters of W ISE cooling system

图6 W ISE制冷系统Fig.6 Cooling system of WISE

3.7 JWST制冷系统

JWST预计于2018年发射，主要任务是调查作为大爆炸理论的残余红外线证据，即观测今天可见宇宙的最初形态。JWST上搭载有4个主要有效载荷：近红外摄像机(NIRCam)、近红外光谱仪(NIRSpec)、中红外成像仪(M IRI)和精导传感器/可调滤光片(FGS/TF)。JWST制冷系统主要参数指标如表7所示[11]。

JWST制冷系统方案：JWST的工作位置为轨道高度150×104km的第2拉格朗日点，通过5层遮阳板的挡光作用，其光学系统制冷可以通过被动制冷到30～50K，不需额外的制冷系统为其提供冷量。JWST可分为3个温区：温区1包括工作在≤50K的硬件；温区2处于JWST背阴侧，该区域包括科学仪器的数据处理设备，工作在室温290K；温区3包括在空间温度环境下工作的硬件。温区1和温区3通过遮阳板相互隔离。该遮阳板可以有效的阻挡大约91 000W的太阳能，只有不到1W的热量渗入到冷侧。遮阳板热侧温度大概为400K，冷侧温度平均为50K或者更低。M IRI的Si:As探测器需要 7K以下的工作温度，先利用脉管制冷机冷却到 18K，再用循环节流制冷机冷却到 7K。JWST制冷系统如图7所示[11]。

表7 JWST制冷系统指标Tab.7 Parameters of JWST cooling system

图7 JWST制冷系统Fig.7 Cooling system of JWST

4 空间红外望远镜制冷系统的发展规律

空间红外望远镜均采用低温制冷技术，工作温度从零点几开到几十开。探测任务不同，光学系统和探测器所需制冷温度也不同。根据前文所述的国外情况，总结了国外红外天文望远镜的光学系统制冷方式、光学系统制冷温度、探测器制冷方式和探测器制冷温度，如表8所示[4-11]。

表8 国外红外天文望远镜制冷系统主要指标Tab.8 Parameters of cooling systems of foreign infrared astronom ical telescopes

从上表可以看出，空间红外望远镜制冷系统发展规律为：

1)光学系统工作温度从早期的几开向几十开发展，制冷方式从储存式制冷向遮阳板+空间环境制冷方向发展。高效遮阳板的应用，使得绝大部分太阳辐射热不能进入望远镜入光口，再辅以辐射制冷，可以充分利用 3K空间冷环境，将光学系统温度降低到所需工作温度。新型光学系统制冷方式，可以克服储存式制冷使用寿命短、载质量大的缺点。

2)探测器的工作温度需求带动了相应制冷技术的发展，如表9所示，总结了针对探测器不同工作温度所采取的制冷方式。目前国外空间红外望远镜探测器制冷主要是利用携带固/液体制冷剂蒸发吸热制冷，同时辅以其他的制冷方式。由于储存式制冷的局限性，目前正在发展储存式制冷+辐射制冷+机械制冷的复合制冷方式。

3)就目前来说，空间红外望远镜制冷技术向空间机械制冷技术方向发展，机械制冷具有体积小、质量轻、制冷量大、操作简单等特点。技术较为成熟的空间机械制冷技术主要有脉管制冷技术、循环节流制冷技术、斯特林制冷技术等。机械制冷的空间应用需解决结构复杂、震动、磨损等问题。

4)国外的红外天文望远镜为了规避地球反射红外辐射和其自身发射的红外辐射，正在向深空发展(L2点)。在L2点上，红外望远镜相对地球和太阳基本保持静止，外界环境扰动相对稳定。利用高效遮阳板可对太阳光进行有效隔离，使得背阳侧的环境温度维持在30～50K，同时以3K深空作为冷源辅以辐射制冷，可使望远镜光学系统达到所需工作温度。

表9 不同工作温度应采用的制冷方式Tab.9 Cooling system chosen for different working temperatures

5 结束语

我国红外天文望远镜仍处于研制阶段，红外天文望远镜制冷技术也不成熟，还需多学习国外先进制冷技术。在红外天文望远镜制冷方面，我国与国外的差距以及发展建议包括：

1)发展低温光学技术。国外红外天文望远镜的主镜口径一般在0.3～3.5m，JWST主镜口径已达6.5m。口径的增加将为低温镜头的加工和光学镜头低温支撑结构的设计带来较大难度。

为了探测远距离的恒星或者行星，需使光学系统工作温度降到几开甚至零点几开，如此低的温度将为光学系统设计、光学系统低温下成像性能计算和测试等方面带来较大困难。

为了有效抑制系统的杂散辐射、实现不同谱段的分光，天文望远镜一般都需要复杂的二次成像系统，对于低温环境下复杂的二次成像系统支撑、定位、隔热、热应力补偿等相关技术，我国研究较少。

2)发展储存式低温制冷技术。目前我国的储存式制冷技术仍处于研究阶段，该技术在国外已较为成熟。目前，我国空间红外望远镜低温制冷应侧重不消耗卫星能源、无振动、不受轨道限制、结构简单的储存式制冷方式，应加大力度开展相关技术的研究。

3)发展深低温机械制冷技术。低温机械制冷技术是当前空间低温制冷技术发展的重点。中科院理化所研制的双级脉管制冷机 20K/80mW，输入功率为 200W，距几开的制冷温度还有一定差距，制冷量也有待提高。我国的机械制冷机技术仍处在研制阶段，在发展机械制冷技术的同时，要发展机械制冷与其他制冷形式相结合的制冷方式，确保在达到零点几开制冷温度的同时，延长工作寿命。

4)发展深低温热收集与热传输技术。空间红外望远镜制冷系统依靠深低温热收集和热传输技术实现低温区热量的收集和排散功能。我国需主要发展柔性导热索、深冷热管、深冷环路热管等深低温热收集和热传输技术。

5)发展高效绝热技术。减少漏热是空间红外望远镜制冷的关键因素，红外探测器所需工作温度较低，为此消耗的能量较大，若不能有效控制系统漏热，将额外消耗大量能量。我国需主要发展杜瓦蒸汽冷屏、内外层之间高效真空多层、高强度/低热导复合材料等相关技术。

对空间红外天文望远镜低温制冷系统的研究，不仅可促进深低温制冷技术、被动热控技术、低温传热技术、高效绝热技术、低温测试技术等相关技术的发展，以满足未来空间红外观测技术的需求，并为其空间应用做好技术储备，同时推动空间红外观测技术的发展，为我国未来第一颗红外天文卫星升空打下基础。

References)

[1]刘建峰, 沈飞. 制冷技术在空间红外光学系统中的应用及其发展趋势[J]. 红外, 2011, 1(32): 16-22.LIU Jianfeng, SHEN Fei. Application of Cooling Technology in Space Infrared Optical Systems and Its Development Trend[J]. Infrared, 2011, 1(32): 16-22. (in Chinese)

[2]侯增祺, 胡金刚. 航天器热控制技术原理及其应用[M]. 中国科学技术出版社, 2008: 278-293.HOU Zengqi, HU Jingang. Spacecraft Thermal Control Technology Principle and Its Application [M].Press of China Science and Technology, 2008: 278-293. (in Chinese)

[3]朱建炳. 空间低温制冷技术的应用与发展[J]. 真空与低温, 2010, 16(4): 187-192.ZHU Jianbing. The Application and Development of Space Cryogenic Refrigeration Technology [J].Vacuum & Cryogenics,2010, 16(4): 187-192. (in Chinese)

[4]Nicholas M J, Teri H G, Darrell Z, et al. A Cryogenic Cooling System for Restoring IR Science on The Hubble Space Telescope[C]//Proceedings of SPIE IR Spce Telescope and Instruments. Waikoloa Hawaii USA: SPIE, 2003: 1058-1069.

[5]Toshio Matsumoto, Hiroshi Murakami. IRTS (Infrared Telescope in Space) M ission[C]//Proceedings of SPIE Infrared Spaceborne Remote Sensing IV. San Diego California: SPIE, 1996: 238-247.

[6]张荣辉, 赵秋艳. 空间红外望远镜(SIRTF)[J]. 航天返回与遥感, 2003, 24(2): 43-49.ZHANG Ronghui, ZHAO Qiuyan. The space infrared telescope facility [J]. Spacecraft Recovery and Remote Sensing, 2003,24(2):43-49. (in Chinese)

[7]David B G, William R I, M ichael W W. The Development and M ission of the Space Infrared Telescope Facility[C]//Proceedings of SPIE Optical, Infrared and M illimeter Space Telescope. Bellingham WA: SPIE, 2004: 13-25.

[8]Masayuki H, Katsuhiro N, Shoji T, et al. Thermal Design and Its On-orbit Performance of the AKARI Cryostat.[J]. Cryogenics,2008, 48(5): 189-197.

[9]Dom inic D, Goran P, Jan T. The Herschel and Plank Space Telescope[J]. Proceedings of the IEEE, 2009, 97 (8): 1403-1411.

[10]Larry N, Sylvia W, Joe C, et al. W ISE Solid Hydrogen Cryostat Design Overview[C]//Proceedings of SPIE Cryogenic Optical Systems and Instrument XI. San Diego California, USA: SPIE, 2005: 153-164.

[11]M ichael T M, Marie B, M ichael D, et al. Systems Engineering on the James Webb Space Telescope[C]//Proceedings of SPIE Modeling, Systems Engineering, and Project Management for Astronomy IV. Orlando Florida USA: SPIE, 2010: 1002-1015.