硬X射线调制望远镜卫星热设计及验证

周宇鹏 赵欣 周晓云 孙腾飞 崔丽萍 严利娟

(1北京空间飞行器总体设计部,空间热控技术北京市重点实验室,北京 100094)(2北京卫星制造厂有限公司,北京 100094)

硬X射线调制望远镜(HXMT)卫星作为我国科学探测卫星,可实现1～250 ke V宽能区X射线成像巡天、伽马爆发源等天体定向观测,并对黑洞附近强引力场中物质的动力学、粒子加速和辐射过程[1]等进行研究。

本文针对HXMT卫星平台及望远镜载荷轨道外热流环境恶劣、变化极其复杂、多载荷一体结构安装布局的热设计任务要求,结合天文探测卫星的轨道与姿态特点,给出了其外热流分析结果和典型极端工况的选取依据,全面回顾和总结了整个热控研制过程中以乙烷深冷热管技术为代表的被动低温设计特点及经验,介绍了望远镜载荷复杂凹表面传热系统的试验模拟验证方法及经验,并对整星及望远镜载荷热性能的在轨飞行验证进行了总结。

1 轨道与姿态特点及外热流分析

根据科学任务的设计要求,卫星选取轨道高度为550 km,轨道倾角为43°的近地圆轨道,轨道面与入射阳光之间的夹角在轨变化范围在130°以上。不同于传统三轴稳定姿态对地观测卫星,HXMT卫星主要科学观测模式为巡天观测和定点观测,如图1所示。巡天观测下,星体某一轴对准太阳,载荷光轴垂直于对日轴并使整星绕对日轴自旋,利用太阳在黄道面上的周年运动及卫星绕本体轴的自旋实现对全天球扫描覆盖。定点观测下,载荷光轴指向惯性定向下全天球观测目标,卫星＋X轴瞄准观测目标,太阳矢量与卫星＋X轴夹角不小于70°,太阳矢量在卫星XOZ面上,卫星＋Z面不受太阳照射,太阳矢量与±Y面夹角不大于7°。

HXMT卫星轨道的特殊性和姿态的多样性决定了其外热流变化的复杂性和多变性,外热流的准确分析对于整星及载荷的热设计非常重要,为此进行了详细的分析和比对[2]。图2给出了巡天观测模式下卫星各表面的太阳直照、地球反照和红外辐射三种热流密度变化特点:①卫星＋Z面、±Y面、＋X面的太阳直照为0 W/m2,－Z面长期受照;②卫星＋Z面、±Y面、＋X面的地球反照(0～88.3 W/m2)和地球红外(0～102.5 W/m2)热流相对较小,可作为整星和有效载荷的有效散热面;③每次β角过0°时,由于卫星慢旋方向发生反向转动,－Y面、＋Y面外热流也同样发生近似阶跃式的变化;④卫星受外热流照射面(＋Z面、±Y面、＋X面)的地球反照和地球红外热流均一致地随|β|的减小而单调增大,因此在巡天观测模式下可依据|β|的变化来确定极端外热流工况,选取了β＝－0.5°、β＝＋0.5°的巡天高温工况和β＝66.5°的巡天低温工况。

由于定点模式下目标源的分布复杂,卫星与地球的相对关系(即外热流环境)比巡天模式下也更加复杂,所选取的散热面(＋X、±Y、＋Z)并不是一致地随着|β|的减小而单调增大,考虑到目标44个点源的经度范围(25.92°～350.90°)涵盖在太阳赤经范围内(0～360°),在选取不同太阳常数时即能够考虑到目标点源的经度变化,因此对目标点源依据其纬度范围(－66.8°～＋58.82°)来选取。同时考虑到地球红外和地球反照热流对有效载荷的影响,及定点观测模式下太阳、卫星、地球和观测点源的相对位置关系,分别选取了位于夏至(Crab:83.63°/22.01°)、冬 至 (X1636:81.50°/－66.07°)和 春 分(Cas-A:350.90°/58.82°)的典型点源。

2 热设计思路及特点

基于HXMT卫星整星平台与载荷的热控任务特点,分别对其热设计思路及特点进行归纳总结。

2.1 热设计思路

(1)整星平台:①优先继承资源二号卫星平台的成熟设计,采用被动热控技术和主动热控技术相结合的控制方式;②根据外热流情况选取稳定有效的散热面,并针对卫星特有的似阶跃式变化外热流和－Z面长期对日姿态,采取平台舱与载荷舱热耦合设计,对有低温要求的望远镜载荷采取其与载荷舱的隔热设计。

(2)望远镜载荷:针对HXMT卫星各望远镜载荷温度指标跨度大且一体结构安装、外热流恶劣及变化复杂的热控设计难点,结合高能望远镜、中能望远镜和低能望远镜布局特点:①对高能主探测器,采取被动隔热和主动热补偿来满足其(18±2)℃的指标要求;②在满足结构强度和刚度要求的情况下,最大化从高温高能主探测器到低温中能、低能探测器传热路径上的隔热措施;③对中能和低能探测器,先采用遮阳板遮挡太阳直照热流影响,再利用其遮光罩和电子机箱外壳作为散热面来辐射制冷,同时对主结构上板安装高能探测器和低能探测器的部位增加散热面以降低其安装区域的基准温度;④考虑到外热流的恶劣及变化复杂情况,对散热面的布局、面积及涂层选用再进行优化设计。

2.2 平台热设计特点

1)基于阶跃式变化外热流的平台耦合式设计

如第1节提到的巡天观测模式下每次β角过0°时,卫星－Y面和＋Y面外热流会发生近似阶跃式的变化,同时定点观测模式下所选取的散热面(＋Z、±Y)的外热流变化复杂,因此对平台采取了热耦合设计,通过整个平台的鲁棒效果来抑制外热流分布及波动变化的影响。具体措施:①承力筒内外表面均做发黑处理,强化承力筒＋Y和－Y侧舱体及其内部动量轮的辐射换热;②舱内表面除仪器设备安装区域外均喷涂SR107白漆,强化平台＋Z侧与承力筒、－X侧与＋X侧的辐射换热。

2)对日状态下5 N推力器电磁阀热设计

根据HXMT卫星姿态及总体布局特点,卫星－Z面有2台处于长期对日状态的5 N推力器,其电磁阀热控设计需要重点关注,特别是在β＝66.5°全光照工况下的高温情况。为此,对－Z面的2台5 N推力器及其电磁阀、安装支架等进行了详细建模分析,并参照了某几个卫星型号的设计经验,经分析每个推力器在开1路加热器的情况下,铠装加热器头部温度约183℃,铠装热敏电阻处温度约137℃,靠近140℃的工作温度范围上限,认为可按此状态计算并提取电磁阀的温度;分析了支架有无多层包覆、安装支架与舱板换热系数变化等因素影响下的电磁阀高温水平在43～55℃,考虑到正样热平衡试验服务舱底板－Z侧温度:4～15℃,且其±Y侧舱板为散热面,最终确定了5 N推力器支架、自锁阀和过滤器包覆5单元多层的热控设计状态。

3)分流调节器和放电调节器正交预埋热管设计针对分流器和放电调节器热耗较大,单机内部电子元器件(功率管等)局部热流密度大且热耗分布不均的特点,在分流器和放电调节器各舱板内设计正交预埋热管,如图3所示,以平抑设备热耗变化引起的温度波动,相对于较常用的U型预埋热管设计具有更好的散热面辐射效率和逆重力性能,并为单机安装面提供良好的热接口边界环境,降低该大热耗电源类单机热设计不足带来的风险。

2.3 载荷热设计特点

1)低温望远镜载荷遮阳板设计

HXMT卫星不同模式下外热流恶劣且变化复杂,对有低温要求的中能望远镜和低能望远镜有效载荷影响很大,如何抑制外部环境对于低温载荷的影响至关重要。为此,借鉴光学相机遮光罩设计了平板式遮阳结构(见图4),来直接遮挡掉太阳直照外热流对于低温中能望远镜和低能望远镜载荷的影响。在遮阳板的具体设计中:①考虑了遮阳板构型的有效遮挡区域,保证距离遮阳板最远端的低能望远镜遮光罩在巡天和定点观测模式下均不会被太阳直接照射到;②考虑了减小太阳直照热流引起的遮阳板高温影响以及遮阳板对其＋Z方向载荷散热面的红外辐射影响,对遮阳板±Z侧及其支撑杆设计包覆F46镀银二次表面镜面膜的多层隔热组件。

2)多载荷一体结构安装布局隔热设计

针对温度指标要求最大相差达到60℃以上且安装在同一个支撑结构上的低能望远镜(－80～－42℃)、中能望远镜(－50～－10℃)、高能望远镜(18℃±2℃),在保证主结构整体及望远镜单机强度和刚度等力学条件下,采取了三级隔热设计措施:①高能主探测器到主结构中板(5 mm厚的镂空式玻璃钢隔热垫);②主结构支撑桶(6层叠合的11 mm厚TC4钛合金隔热垫组件);③主结构上板到中、低能望远镜单体(安装板螺纹连接处为(φ10～16)mm×3.5 mm厚聚酰亚胺隔热垫)。通过传热路径上的热阻计算分析,实现每级隔热路径上分配温差20℃量级的隔热效果。

3)被动辐射制冷方案热控设计及经验

对于低能望远镜,首要的热设计要求就是低温工作环境的实现,经综合论证确定了相对简单可靠的被动辐射制冷顶层方案。低温低能望远镜载荷在观测期间所受的地球红外及反照外热流情况恶劣,特别是地球红外热流。通过辐射器能量平衡方程,确定了分别从内热源和外热流分别进行控制的设计思路及流程[3],如图5所示;采取了探测器和电子机箱分体式结构、凸台式隔热设计、悬臂式遮光罩作为辐射散热器、遮阳板外热流直接抑制和末期α/ε最小的涂层外热流间接抑制等设计措施(α为太阳吸收比,ε为红外发射率)。此外,对于低温载荷的热控涂层(SR107-ZK白漆、F46二次表面镜、铈玻璃镀银二次表面镜(OSR))和周边环境均采取了有效的热管理,具体包括:①封闭性良好的热控涂层保护膜(罩);②辐射器地面长期存储及出厂前的二次复测;③含发射场阶段的热控涂层保护拆除及清洁流程;④低温载荷周边多层隔热组件的防尘保护罩,这些措施有效地保证了入轨初期热控涂层数据以及整星及载荷温度水平的准确预测,保证了低温载荷探测器在大工作温度范围下(－80～－42℃)窄温区(ΔT＝2℃)的准确及时标定。

4)乙烷深冷热管技术

由于低能探测器的工作温度范围(－80～－42℃)已超过了常规氨热管的使用范围下限,在低能探测器的热控方案中采用了乙烷深冷热管技术,以满足近地轨道复杂外热流条件下的探测器阵列(0.43 m×0.23 m)低温环境和温度均匀性(ΔT＜5℃)要求,如图6所示,主要设计经验包括[4]:①传热能力及极限热流密度需求设计:对系统传热需求的准确核算,对乙烷热管全工作温区的传热性能实测[5],通过采用弯曲半径能力强的热管管型和圆弧式凸台设计来保障极限热流密度要求;②外贴热管正交网络设计:结合低能探测器安装板和遮光罩结构布局特点,设计了由3根U型、2根L型和1根直线型组成的外贴热管正交网络,将探测器热耗及环境漏热直接导到遮光罩散热面上,并保证了±Z方向探测器的温度均匀性和遮光罩的散热效率,并增强了悬臂式遮光罩的力学稳定性,实现了在深低温区间的热量收集、传递与排散的技术难题。

3 热平衡试验验证

3.1 初样热平衡试验

1)平台服务舱设备热耗加热片等效试验模拟

为节约研制经费,经论证初样平台服务舱继承了资源三号(ZY-3)的结构(包括结构板、设备、中心承力筒等),但HXMT卫星与ZY-3卫星服务舱内设备布局完全不同,采用ZY-3服务舱内部设备布局无法考核到HXMT卫星服务舱热设计及其对载荷舱及望远镜载荷的热影响。初样热平衡试验中,通过平台服务舱设备加热片等效试验模拟方法,将与HXMT卫星位置布局不一致的热耗设备均拆下,其空出的区域采用将加热片直接粘贴在服务舱舱板上的方法来模拟HXMT卫星内热源真实分布,并在试验后修正的热分析模型中考虑了设备热容、安装方式、安装面积和相互遮挡关系的影响,间接验证了其平台服务舱热设计的有效性,可推广应用于非新研平台的初样热平衡试验中[6]。

2)望远镜载荷外热流加热片直接等效试验模拟

为保证中能和低能两类望远镜载荷能获得低温环境,在整个望远镜载荷多处裸露区域设计了辐射散热面。望远镜载荷是个复杂的凹表面传热系统,辐射器之间既有遮挡同时也存在相互的辐射。此外,同一个辐射器朝向不同的方向,无法采用红外笼来直接模拟各个不同表面的入射热流,因此初样热平衡试验中,除平台外的载荷区域均采用加热片直接模拟吸收热流值,该热流不仅包括地球红外及反照热流,还考虑到各个表面之间多次反射和辐射的热流,通过该方法直接验证了望远镜载荷热设计的有效性。

3.2 正样热平衡试验

正样热平衡试验因载荷均为正样状态(OSR片等),难以采用初样热平衡试验的外热流模拟方法,在正样热平衡试验中对望远镜载荷外热流采用了红外笼间接等效试验模拟方法,通过营造一个能量等效且可实测获得的热环境系统,在试验后利用热试验热分析模型来间接验证望远镜载荷正样的热设计,如图7所示。具体的验证经验包括:①基于低温载荷散热面(±Y侧、＋Z侧)和遮阳板(－Z侧)的布局特点,设计了载荷区域的±Y侧和±Z侧红外笼分区,取消了＋X侧红外笼分区,以利于载荷低温水平模拟和热试验热分析模型修正;②通过分别在对应红外笼分区安装热流计和在红外笼带条粘贴热电偶,进行了红外笼定功率和定温模拟方法有效性的系统比对,从模型修正结果认为传统的红外笼定功率模拟方法更准确,红外笼的定功率设定需在试验前通过带热流计模型的模拟分析结果作为指导;③在无红外笼的＋X侧应用了测量精度优于2 W/m2的煲式绝热型热流计,用于背景热流的模型准确修正。

4 在轨飞行验证

HXMT卫星于2017年6月15日在酒泉卫星发射中心发射,从遥测数据可看出,从发射入轨后的防污染及整星测试阶段,到当前的望远镜载荷正常观测工作阶段,热控分系统为整星及望远镜载荷提供了良好的温度环境,星内一般设备温度在0～33℃,设备温度(含星外载荷)均满足指标要求且与热平衡试验后预示的结果较为接近(d|T|＜4℃),具体见表1和图8(图8(b)中标注的为巡天观测模式数据,其它为定点观测模式数据),特别是为星外低能探测器提供的发射入轨后预测温度,预测值(－50℃)与实际在轨值(－49～－48℃)仅相差不到2℃,为其提前设定标定温度基准提供了重要的参考,热控分系统有效地保证了HXMT卫星在轨任务的顺利开展。同时,在轨低能探测器乙烷热管单体温差＜1.1℃,乙烷热管安装部位两端温差＜2.4℃,表明乙烷热管在轨工作运行良好,其热控实施效果良好,乙烷热管技术取得了良好的在轨运用。

表1 卫星热平衡试验后预示温度(涂层按照入轨初期状态)和在轨温度对比Table 1 Comparison between in-orbit temperature and predicted temperature(initial injection coating status)after satellite thermal balance test

5 结束语

本文针对HXMT卫星的热设计任务需求,总结了该星热控研制过程中以乙烷深冷热管技术为代表的被动低温热设计特点及经验,介绍了望远镜载荷复杂凹表面传热系统的试验模拟验证方法及经验。在轨数据表明:热控分系统为整星及望远镜载荷提供了良好的在轨温度环境,设备温度(含星外载荷)均满足指标要求且与热平衡试验后预示的结果较为接近(d|T|＜4℃),热控分系统有效地保证了HXMT卫星在轨任务的顺利开展,拓展了遥感平台的天文观测适应能力,为后续天文探测卫星打下了坚实的研制基础。

参考文献(References)

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[3]周宇鹏,赵欣,周晓云．低能X射线望远镜热设计[C]//第十一届空间热物理会议．北京:中国宇航学会飞行器总体专业委员会,2013 Zhou Yupeng,Zhao Xin,Zhou Xiaoyun．Low energy X-ray telescope thermal control subsystem design[C]//11th Space Thermal Physics Conference．Beijing:Spacecraft System Engineering Committee,Chinese Society of Astronautics,2013(in Chinese)

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[6]周晓云,赵欣,周宇鹏,等．一种热试验模拟热耗模拟方法的研究[C]//第十一届空间热物理会议．北京:中国宇航学会飞行器总体专业委员会,2013 Zhou Xiaoyun,Zhao Xin,Zhou Yupeng,et al．An simulation method for equipment heatload in thermal balance test[C]//11th Space Thermal Physics Conference．Beijing:Spacecraft System Engineering Committee,Chinese Society of Astronautics,2013(in Chinese)