一种空间太阳望远镜光学窗口在轨热设计∗

朱 冉 章海鹰

(1中国科学院国家天文台/南京天文光学技术研究所 南京 210042) (2中国科学院天文光学技术重点实验室 南京 210042) (3中国科学院大学 北京 100049)

一种空间太阳望远镜光学窗口在轨热设计∗

朱 冉1,2,3†章海鹰1,2

(1中国科学院国家天文台/南京天文光学技术研究所 南京 210042) (2中国科学院天文光学技术重点实验室 南京 210042) (3中国科学院大学 北京 100049)

空间太阳望远镜在轨运行中,会受到复杂的空间环境影响,光学窗口的温度变化将会直接影响后面光学系统成像质量.热设计的目的就是为了保证光学窗口的各部分保持在各自正常温度范围内,更重要的是能够使望远镜在地影结束后迅速进入到工作状态,完成整个周期运行.为了得到窗口在空间热载荷下整个周期内的温度分布和变化趋势,需要对窗口稳态及地影状态中有无加热两种瞬态进行仿真分析.通过对比两种瞬态温度分布的仿真结果,对窗口采取相应热控措施,取得了较好的热控效果.

望远镜,光学窗口,日食,技术:热设计,方法:对比分析

1 引言

利用太阳活动25周峰年的机会,以我国为主研制和发射一颗太阳峰年探测卫星“先进天基太阳天文台”(Advanced Space-based Solar Observatory,简称ASO-S),以此实现我国太阳峰年卫星探测零的突破.

先进天基太阳天文台ASO-S由3个载荷组成:全日面太阳矢量磁像仪(FMG);太阳硬X射线成像仪(HXI);莱曼阿尔法太阳望远镜(LST).磁像仪主要由3大系统构成:成像光学系统、偏振光学系统、CCD图像采集和处理系统,其中,入射窗光学窗口是磁像仪成像光学系统重要组成部分之一,而且光学窗口的在轨热设计是关键技术攻关之一.

由于窗口直接暴露于空间,它的外面是复杂的空间环境,在轨道运行期间将受到交变的空间太阳的辐射、地球红外辐射、地球阳光反照、空间环境的污染等影响.因此,入射窗口起着减小外部空间热环境对后面各系统的影响,以及透可见光、反红外和防污染等作用.入射窗口与周围环境进行热交换,导致窗口的温度发生不均匀变化,包括整体温度水平的变化以及产生径向温差、周向温差和轴向温差.这些温度梯度将使入射窗口玻璃发生变形,影响光线的透射并最终影响CCD的成像质量[1].

通过仿真模拟,如果在地影期间不对窗口进行任何加热,出地影后窗口需要很长时间的恢复,并且已经超过了周期时间,这显然是不合常理的.为了使窗口在出地影后能够快速进入到工作状态,通过被动热控和地影期间主动热控的结合,对比加热和不加热两种方式,我们得到了一种地影期间加热方式,取得了较好的热控效果[2].

2 光学窗口热设计模型建立

2.1 三维模型的建立

本文的入射窗口主要需要透过可见光部分,所以将带滤波功能的光学镜片进行组合,以达到只能通过可见光的目的.

经过组合选择,光学窗口玻璃由3块肖特玻璃组合而成(熔融石英),从外到内分别是厚度为6 mm的BK 7、3 mm的GG495、6 mm的BK 7.光学窗口的有效通光口径为140mm,窗口框架材料为钛合金,三维模型的建立以及温度场分布的计算均采用SolidWorks软件[3−4],如图1所示,各材料属性见表1,其中M LI为多层隔热材料.

图1 光学窗口三维模型Fig.1 The 3D m odel of op tical w indow

表1 各材料属性Tab le 1 The tab le o f m ateria l p rop er ties

2.2 窗口外热流以及热平衡

该空间太阳望远镜所在的卫星拟采用太阳同步轨道,对日定向;轨道高度初定为700 km;轨道倾角为97°.在轨运行时,除受到太阳辐射Q1外,还接受地球红外辐射Q2和地球反照Q3,而且自身也不断向空间进行热辐射Q4,窗口热平衡如图2.地球受到太阳辐射,自身也不断向空间发出热辐射并反射太阳辐射,即地球红外辐射.地球反照是入射到地球的太阳辐射被云层、大气层和地球表面反射和散射的综合效应[5].

图2 窗口热平衡Fig.2 The therm a l ba lance o f op tica l w indow

低温极端工况下,太阳常数取一年中最小值:1309W/m2,地球反照:473.55W/m2,地球红外辐射:212.71W/m2.高温极端工况下,太阳常数取一年中最大值:1399W/m2,地球反照:473.55W/m2,地球红外辐射:227.33W/m2.一般计算采用平均值: 1353W/m2,473.55W/m2,219.86W/m2.

由能量守恒可写出平衡方程:

当方程右端为0时,窗口处于稳态.即:

其中,m为窗口质量,cρ为窗口比热.

2.3 窗口热控措施

2.3.1 被动热控制

由于窗口处于空间的特殊热环境,主要传热方式为热辐射.因此,窗口材料的热物性如太阳吸收率αs、红外发射率εh等对窗口温度分布起着决定性作用.根据这一特性,我们对处于阳面、阴面的材料采用选取合适αs/εh比的热控涂层的被动热控措施,得到能够使窗口正常工作的温度分布.

对于窗口外围辐射热隔离,通常使用多层隔热材料.它是利用许多高反射率的屏面的层层反射,对辐射热流造成很高的热阻.在真空条件下具有极好的隔热性能,可以有效地屏蔽外界温度环境的影响.

本文选用了25组多层隔热组件以及以下两种涂层:

F46膜:氟46单面镀铝/银二次表面镜的简称,其材料从内到外依次为铝/银、F46、ITO,还分为表面导电型和非导电型两种.发射率基本稳定在0.69,F46多用于阳面的多层隔热组件面膜,还可以用做散热面的表面材料.

白膜:双面镀铝聚酯薄膜,多用作阴面多层隔热组件的面膜,如图3.

图3 M LI及M LI上的涂层Fig.3 M LI and its coatings

MLI各面所吸收的外流量则可用外流量平均值乘以各面对太阳的吸收率得到.本文中,MLI阳面为太阳直射面,使用F46膜;阴面为地球反照、地球红外辐射面,使用白膜.阳面1、阳面2、阴面1吸收率/发射率分别为αs/εh=0.2/0.69、αs/εh=0.05/0.69、αs/εh=0.07/0.12.

2.3.2 主动热控制

采取热隔离措施,尽管可以减少热量的损失,但仍有热量流失,尤其是向冷黑空间的辐射流失.对维持温度水平及温度分布有较高要求的部位,通过电加热方式加以热补偿.窗口热量流失主要是窗口外表面向冷黑空间的辐射流失.主动热控通过在窗口第1块玻璃的内表面镀ITO膜,以维持窗口组件温度水平及减小径间、周向等温差,使温度场均匀化.

以下是某空间CCD相机主动热控方法,如图4.其采用膜加热器(ITO透明导电膜)以及体加热器(聚酰亚胺薄膜电加热器)结合的方式对窗口玻璃进行有效的热补偿.

图4 CCD窗口热控布置F ig.4 Therm al control layou t of CCD w indow

空间太阳望远镜(SST)在轨运行时,最长地影时间为18.16m in.地球阴影轨道运行期间,主镜进入阴影区后受不到太阳照射,主镜温度将逐渐降低,期间通过聚酰亚胺薄膜电加热片对主镜背面进行加热,保持温度在可控范围内,如图5所示.

鉴于以上两种加热方式,本文将采用ITO导电膜进行面加热,位置在第1块镜子背面,如图6所示.

图5 SST主镜热控布置Fig.5 Therm a l contro l layou t o f SST p rim ary m irror

图6 ITO膜Fig.6 ITO film

3 光学窗口仿真分析

3.1 热控指标

窗口温度指标的计算是进一步对窗口的热稳定性进行评价的前提条件,是窗口热设计和热控是否满足要求的判别标准[1].

窗口径向温度水平的变化应小于1°C,考虑到随时间的变化,涂层开始退化使得αs/εh比逐渐减小,本文将温度变化范围设定为(21±0.5)°C左右;窗口的轴向温度变化为≤4°C;卫星的运行周期大约为90m in,地影时间大约为20m in,地影结束后,到工作状态最多的恢复时间为20m in.

3.2 光学窗口稳态仿真结果

3.2.1 径向温度分布

为了便于直观地了解窗口径向温度分布,我们按照边缘到中心再到边缘的顺序依次取了9个探测点[2,6],如图7.

将上文所述的空间热载荷导入到SolidWorks模拟仿真中,得到窗口稳态温度分布云图以及探测点温度分布,如图8、图9及表2.

根据窗口正面探测结果得出正面存在温度梯度,平均温度为21.18°C,温度均方根为21.185°C,最高温度为中心温度21.61°C,最低温度为边缘温度20.69°C,径向温差为0.92°C＜1°C,满足径向温度指标.

图7 径向探测点分布Fig.7 D istribu tion o f the rad ia l p robes

图8 稳态径向温度分布Fig.8 The rad ia l tem p eratu re d istribu tion o f steady state

表2 径向各探测点温度Tab le 2 Tem p eratu res o f the rad ia l p robes

图9 径向探测点温度分布Fig.9 The tem p eratu re d istribu tion of rad ia l p robes

3.2.2 轴向温度分布

为了便于直观地了解窗口轴向温度分布,我们按照正面到中心再到反面的顺序依次取了5个探测点,如图10.

图10 轴向探测点分布Fig.10 D istribu tion o f the ax ia l p robes

得到窗口径向温度分布云图以及探测点温度分布,如图11、图12及表3.

表3 轴向各探测点温度Tab le 3 Tem peratu res o f the ax ia l p robes

根据窗口轴向探测结果得出温度沿光轴方向存在温度梯度,平均温度为23.22°C,温度均方根为23.242°C,最高温度为第1块玻璃中心温度24.11°C,最低温度为第3块玻璃中心温度21.61°C,轴向温差为2.5°C＜4°C,满足轴向温度指标.

图11 稳态轴向温度分布Fig.11 The axial tem peratu re distribu tion of steady state

图12 轴向探测点温度分布Fig.12 The tem p eratu re d istribu tion o f ax ial p robes

3.3 地影无加热稳态-地影-稳态仿真

入射窗整个运行周期为90m in,其中第1时间段为稳态时间30m in;第2时间段为20m in地影时间,并且地影期间对窗口玻璃无任何加热形式(下文所述有无加热仅仅针对窗口玻璃而言);第3时间段为进入稳态时间直到一个周期结束.因为从稳态温度分布图我们可以看出,温度在周向呈轴对称分布,所以我们只选取了探测点1–5进行分析.瞬态分析60 s为一子步,总步长为90步.各探测点温度随时间变化曲线图如图13.

从图13中我们可以看出,地影期间没有加热时,先经历30m in稳态时期,然后进入地影,由于窗口玻璃没有任何加热形式,温度开始降低,地影结束时温度最低;出地影时温度开始逐渐升高.然而由于镜子本身的导热率较低,致使周期结束时温度距离稳态温度还有很大差距.

各探测点变化趋势一致,为了方便介绍,我们以探测点5为例.最低温度在节点50处出现.地影期间没有加热源,但是窗口还要不断地向周围进行热辐射,最终导致地影时间结束时出现最低温度8.7°C,和稳态的平均温差为12.3°C;最高温度都在节点90处出现,地影结束后,开始接受太阳热辐射,温度开始上升,到周期结束时和稳态的平均温差为5.5°C.

稳态时,入射窗中心温度最高,向周边温度依次降低;地影结束后,由于入射窗周边有低发射率的涂层,因此周边的温度会暂时高于中心温度,当足够长时间的日光照射时,中心温度将会高于周边温度.

图13 无加热时各探测点温度随时间变化图Fig.13 The cu rve of tem perature-tim e of each p robe w ithou Theating

上述分析表明,地影期间不加热时,周期结束时窗口还没有达到稳态,因此,有必要对地影期间进行热设计.但是,要在短时间内对一组导热率较低的窗口玻璃进行较大幅度的升温,确实存在一定难度.

3.4 地影有加热稳态-地影-稳态仿真

上小节中,地影期间没有对窗口进行加热.这小节中,我们将对窗口进行体加热.地影20m in有加热时,温度随时间变化曲线图如图14.

图14 有加热时各探测点温度随时间变化图F ig.14 The cu rve o f tem p eratu re-tim e o f each p robe w ith heating

从上图中,我们可以看出地影期间对窗口玻璃加热时,先经历30m in稳态时期,然后进入地影,同时开始加热(加热功率见图15,分别为4.31W、12.94W、13.37W).由于高功率的加热,温度开始升高,接着停止对窗口玻璃的加热,其温度开始降低,然后再次开启加热,窗口玻璃出地影后温度很快接近稳态温度.由温度图我们可以看出在节点60处以后窗口进入稳态,即在出地影后600 s内进入稳态,比指标缩短了一半的时间,完全满足了预定指标,可见加热效果显著.

图15 加热功率曲线图Fig.15 The figu re o f heating pow er

为了进一步直观地观察加热的效果,我们将探测点5的加热和不加热两种情况进行对比,如图16.

图16 探测点5加热和不加热对比图F ig.16 The com parison figu re o f p robe5 w ith heating and w ithou Theating

4 结论

本文对窗口进行热设计模型建立,分析了其外在的空间热载荷以及热平衡条件,得到图8、图11所示的温度分布.结果表明稳态时,通过所采取的被动热控措施,窗口温度分布满足径向、轴向温度指标;地影期间不加热时,出地影后不能迅速进入到稳态工作状态,并存在较大平均温差,如图13所示;我们采用主、被动热控措施结合,在地影期间对窗口进行加热,并得到合适的加热方式.图14表明窗口出地影后迅速进入稳态工作状态,达到了预定恢复时间的指标,取得了较好的热控效果,提高了空间太阳望远镜的工作效率.

[1]牛晓明,吴清文.光学精密工程,1998,6:45

[2]Schou J,Scherrer P H,Bush R I,et a l.SoPh,2012,275:229

[3]李蓉,施浒立.红外与激光工程,2011,40:2425

[4]赵立新.航天返回与遥感,2002,23:7

[5]薛丰廷,汤心溢.红外技术,2008,30:36

[6]闵桂荣.卫星热控制技术.北京:宇航出版社,1991:34-35

A n in-orb it Therm al Design o f Op tical W indow in Space Solar Telescope

ZHU Ran1,2,3ZHANG Hai-ying1,2

(1 Na tiona l A stronom ica l O bserva to ries/Nan jing In stitu te o f A stronom ica l O p tics&Techno logy, Chinese Academ y o f Scien ces,Nan jing 210042) (2 K ey Labo ra to ry o f A stronom ica l O p tics&Techno logy,Nan jing In stitu te o f A stronom ica l O p tics& Techno logy,Chinese A cadem y o f Scien ces,Nan jing 210042) (3 Un iversity o f Chinese A cadem y o f Scien ces,Beijing 100049)

The complex space environment w ill influence the space solar telescope during its in-orbit operation,and the imaging quality of optical system which behind the telescopew illbe affected directly by the temperature change of the opticalw indow. The purpose of the therm al design is to ensure that all the parts of the op ticalw indow keep their tem perature in a normal range,what ismore,is able to keep the telescope in the working condition rapid ly and com p lete the operation of the whole cycle after the earth shadow is ended.In order to obtain the temperature distribution and the variation tendency of the w indow under the space therm al load in the whole cycle, steady state simulation analysis and transient state simulation analysis of the w indow w ith and w ithouTheating during the earth shadow are needed.A good thermal control result is obtained via comparing the two kinds of transient state simulation analysis results of the temperature distribution,and the appropriate thermal controlmeasures are app lied to the w indow.

telescopes,opticalw indow,eclipses,techniques:thermal design,methods: contrastive analysis

P111;

A

10.15940/j.cnki.0001-5245.2016.05.009

2016-01-22收到原稿,2016-04-15收到修改稿

∗国家自然科学基金项目(11473052)、中国科学院先导专项(XDA 04061000)资助

†rzhu@niaot.ac.cn