月基望遠鏡熱設計及熱分析

第37卷第1期光學(xué)技術(shù)Vol 37 No. 12011年1月OPTICAL TECHNIQUEJan.2011文章編號:1002-1582(2011)01-008005月基望遠鏡熱設計及熱分析李書(shū)勝2,吳清文,楊獻偉2(1.中國科學(xué)院長(cháng)春光學(xué)精密機械與物理研究所,長(cháng)春130033)(2.中國科學(xué)院研究生院,北京100039)摘要:為了利用月球觀(guān)測地球等離子體層的優(yōu)勢,開(kāi)展了月基望遠鏡的研究,并對其進(jìn)行了熱設計和熱分析。分析了月基望遠鏡所處的空間環(huán)境。對望遠鏡各個(gè)部分進(jìn)行了熱設計;采用被動(dòng)熱控措施控制望遠鏡的溫度水平,降低空間環(huán)境的影響;采用熱疏導的方式對探測器進(jìn)行散熱。根據月基望遠鏡的空間環(huán)境結構特點(diǎn)以及采取的熱控措施,在DEAS/TMG軟件中建立有限元模型,并進(jìn)行了仿真分析。分析結果:光學(xué)系統部分最大溫度范圍為-50℃~60℃,機械結構部分為-110℃~105℃。熱設計方案合理可行,滿(mǎn)足熱設計要求,其研究方法對其他艙外月基探測器的熱設計具有一定的指導和借鑒作用。關(guān)鑣詞:地球等離子層;月基望遠鏡;熱設計;熱分析中圖分類(lèi)號:V19文獻標識碼:AThermal design and thermal analysis for the moon-landed telescopeLI Shusheng., WU Qingwen, YANG Xianwei(1. Changchum Institute of Optics, Fine Mechanics and Physics, Chinese Academy of Sciences, Changchun 130033, China)(2. Graduate University of Chinese Academy of Science, Beijing 100039, China)Abstract: In order to explore the plasma sphere of the earth on the moon, a moon -landed telescope(Ml t)is carriedout. The thermal design and the thermal analysis of a moon-landed telescope(MLT) are presented. The thermal environ-ment of the MLT is analyzed The thermal design of the MLT is developed. A passive thermal control system is used tocontrol the temperature of the mlt to reduce the influence of the mlt to the external environment. The heat dissipationof detector is researched with the approach of conduction The finite element model is built based upon the environmentthe structure and thermal control system of the telescope with I-DEAS/TMG. The thermal control system is simulatedand calculated. The results of analysis indicate that the temperature of optical system is-50C-60C and the other partsis-110C-105C. The results of the simulation indicate that the thermal design is reasonable. The research methodcould give some guidance and reference for the thermal design of other moon landed detectors out of the cabin.Key words: the plasma sphere of the earth; moon-landed telescope(MLT); thermal design; thermal analysis0引言空間碎片、原子氧、等離子體以及磁層亞暴環(huán)境等其中等離子層分布在離地球表面70~300km的范空間環(huán)境是航天器在軌運行時(shí)所遇到的自然和圍內其歸千瞎隨后,無(wú)節緯度和太陽(yáng)活動(dòng)而人為環(huán)境,主要包括真空冷黑、太陽(yáng)輻照微重力、變中國煤化工空間重要的活動(dòng)區CNMHG收稿日期:201007-18E-mail:Iss861209@gmail.com作者簡(jiǎn)介:李書(shū)勝(1984-),男,長(cháng)春光學(xué)精密機械與物理研究所碩士研究生,從事空間光學(xué)遙感器熱控制研究。1期李書(shū)勝,等:月基望遠鏡熱設計及熱分析域,其分布和演變過(guò)程對航天器飛行有重要的影響等離子體環(huán)境對軌道上運行的衛星會(huì )引起衛星附加電阻力,使探測儀器產(chǎn)生假信號高壓太陽(yáng)陣電源系統漏電、大型天線(xiàn)增益下降和指向精度減小等。故加強對地球等離子體層的探測與研究對我國的航天工程具有極其重要的應用價(jià)值。極紫外成像探測是利用等離子體層的He離圖1月表溫度變化曲線(xiàn)子,在太陽(yáng)輻射作用下激發(fā)出波段為30.4mm的光熱源的溫度超出工作范圍,導致探測失敗;月夜期間輻射來(lái)實(shí)現的。目前極紫外成像探測主要利用太陽(yáng)由于無(wú)功耗供給,月基望遠鏡將面臨“無(wú)米之炊”的同步軌道衛星,地球橢圓軌道衛星以及月球軌道衛境地故保證其在月夜期間的溫度水平保持在允許星對地球等離子體層進(jìn)行成像。美國宇航局2000的溫度范圍內將是熱設計的重中之重。年利用地球橢圓軌道的MAGE衛星攜帶的極紫外2熱設計成像儀,第一次獲得了地球等離子體層在赤道面上2熱設計的全球分布及其在太陽(yáng)擾動(dòng)期間的變化2。但這種月基望遠鏡熱設計是通過(guò)控制望遠鏡內部和外探測只有當衛星處在遠地點(diǎn)時(shí),才能拍攝到地球等部之間的熱交換過(guò)程,使其在月晝期間的溫度維持離子體層的整個(gè)圖像在正常工作所允許的范圍內,在月夜期間保證其光月球自轉周期和公轉周期一致,即月球表面面機性能不喪失,同時(shí)還應滿(mǎn)足高可靠性等要求向地球的一面會(huì )始終面向地球,于是在月球觀(guān)測地2.1熱設計指標及熱設計原則球等離子體層便成為極紫外成像探測的一種新方合考慮月基望遠鏡的空間環(huán)境以及其光學(xué)性式。另外,月球上地質(zhì)構造非常穩定以及月球表面能要求,確定其熱控指標為:機械結構部分:-120℃具有高度真空和高度潔凈的空間環(huán)境這些都是在110℃;探測器及反射鏡:-60℃~70℃;反射鏡月球上進(jìn)行天文觀(guān)測的有利條件。因此,中國探徑向溫差低于1.5℃月二期工程提出開(kāi)展月基地球等離子體層極紫外成在月基望遠鏡的熱設計過(guò)程中遵循了以下原像研究(即研制某月基望遠鏡),在月球公轉過(guò)程中,則,從側面不同角度對位于地球赤道面附近的極紫外輻1)采用成熟的被動(dòng)熱控技術(shù)和實(shí)施工藝,遵循射進(jìn)行探測研究目前未知的地球等離子體層的三各項熱控規范和標準,力求簡(jiǎn)單、可靠。主要采用熱維結構。本文分析了月基望遠鏡所處的空間環(huán)境,控涂層、多層隔熱材料、隔熱及導熱等措施;并對其進(jìn)行了詳細的熱設計和熱分析。2)光、機、電、熱設計的有機統一。其中包括光1月基望遠鏡及所處環(huán)境簡(jiǎn)介機設計時(shí)合理的光學(xué)材料結構材料的選擇等;3)依據局部位置熱控指標不同,針對性設計熱月基望遠鏡由望遠鏡主體和電控箱組成。望遠控方案。對于內熱源等電子元器件需要進(jìn)行專(zhuān)門(mén)的鏡主體安裝在著(zhù)陸器表面;電控箱安裝在著(zhù)陸器的熱設計;艙內,通過(guò)電纜與望遠鏡主體連接。望遠鏡主體部4)多種方案對比分析,最終優(yōu)化熱設計方案分由鏡頭蓋、反射鏡、探測器組件和望遠鏡機身等部以熱控指標為依據,嚴格遵循熱設計原則最終分組成。確定月基望遠鏡的熱控措施。月基望遠鏡將受到太陽(yáng)輻射、月表紅外輻射和2.2望遠鏡主體熱控月表太陽(yáng)反射以及冷黑熱沉的交替加熱和冷卻,同如前所述,望遠鏡主體和轉臺直接裸露于外空時(shí)還受到其探測器、高壓模塊等內熱源的擾動(dòng)空間間,受到外熱流和冷黑空間的交替影響同時(shí)轉臺部環(huán)境非常惡劣。月基望遠鏡將著(zhù)陸于月球北緯分安裝在月球著(zhù)陸器上,受到月球著(zhù)陸器安裝面及44°左右,其所處的月表溫度變化如圖1所示。安裝在著(zhù)陸器上的其他載荷的熱影響。為使望遠鏡由圖1可以看出,月基望遠鏡所處的空間環(huán)境主體和轉臺的溫度維持在指標范圍內,對其采用如溫度變化范圍可達360K,且高低溫持續時(shí)間均有下熱封M凵中國煤化工14天左右,這就給其熱設計帶來(lái)了巨大的困難。月可已成的烈變生動(dòng)晝期間望遠鏡整體溫度水平很高,此時(shí)內熱源產(chǎn)生遠鏡溫度分布的影響降低望遠鏡在月晝和月夜的的熱量若不能夠及時(shí)散出,可能會(huì )導致探測器等內溫差,在望遠鏡表面除安裝面及預留的散熱面外均81光學(xué)技術(shù)第37卷包覆多層隔熱組件,并在多層外表面粘貼低反射率、因此應該從材料、結構等多方面考慮望遠鏡組件的低吸收率的面膜,以降低對太陽(yáng)能的吸收,減少對外熱控制散失的熱量。其中俯仰軸轉動(dòng)環(huán)節的多層隔熱組件反射鏡組件主要采用非熱敏感化結構設計。采的包覆釆用如圖2所示的包覆方式:不但有效地防用適合大溫差工作環(huán)境、低線(xiàn)膨脹系數的微晶玻璃止多層組件使轉動(dòng)部位的卡死,而且漏熱量很小。作為鏡體的基本材料,并輕量化處理保證反射鏡在多層和支架之間距離為1mm,空氣在-60℃時(shí)的導較大的溫度變化時(shí)引入的變形盡量小,同時(shí)采用超熱率為λ=0.0204W/(m·K),漏熱距離為3omm,低膨脹合金作為直接與反射鏡連接的材料。鏡面鍍漏熱面積為1.885×10-4m2,外部空間為冷黑,可粗高反射膜,以減少探測期間對太陽(yáng)能的吸收;反射鏡略計算其通過(guò)空氣傳導漏熱量為0.027W故轉動(dòng)背面及其支撐結構均表面處理,使其具有較高的發(fā)部位采用這種多層包覆方式是比較合理的。射率提高反射鏡溫度分布的均勻性。2.4探測器組件的散熱--多層隔熱組件探測器在一個(gè)月球軌道周期內工作時(shí)間長(cháng)達本t己h多層組件支架10天,并且此時(shí)望遠鏡的整體溫度水平很高,這就“長(cháng)三三“∵數么給探測器組件的散熱帶來(lái)很大的難度。通過(guò)對探測器組件安裝方式及整星熱控措施的綜合考慮,對于圖2俯仰軸處多層材料的包覆探測器組件的熱設計主要采用熱疏導的方式(如圖2)由于月基望遠鏡安裝點(diǎn)的溫度變化很大(一4所示)。一方面探測器組件與其支撐架之間填充140℃~100℃),為減小其對月基望遠鏡溫度水平的導熱填料,將部分熱量傳到望遠鏡中筒;另一方面影響,在月基望遠鏡和月球著(zhù)陸器之間用聚酰亞胺探測器產(chǎn)生的熱量經(jīng)導熱鋁塊傳至熱管,再由熱管墊隔離在其連接處采用鈦合金螺釘連接,以增強隔傳到散熱面最終通過(guò)散熱面將熱量輻射到外部空熱效果。間3)工作期間望遠鏡鏡筒內表面會(huì )受到太陽(yáng)光的熱鋁塊-熱直接照射,為減少對太陽(yáng)能的吸收,增強鏡筒內部深測器支搏中間]輻射換熱,在鏡筒內表面噴涂白漆(a,/ε=0.12/0.92),有利于內部溫度的均勻化,并可以降低工作期間望遠鏡的整體溫度水平-2+Q4)保證月基望遠鏡能夠安全地渡過(guò)夜是此熱圖4探測器熱疏導示意圖及熱阻分析設計的一個(gè)難點(diǎn)。傳統的太陽(yáng)能電池和蓄電池難以圖中R1=Ro+Ram,其中Ranm為探測滿(mǎn)足工作的需要,而同位素熱源在現階段的月球探器與導熱鋁塊之間的接觸熱阻;Rwt為熱管的傳測及深空探測任務(wù)中得到了廣泛地應用,是唯一可導熱阻。R2=Ramt+Ran,其中Rom為探測行的熱源9。故在鏡頭蓋上安裝同位素熱源及其散器與其支撐結構之間的接觸熱阻;Rw為探測器熱盒(如圖3所示),以提高其在月夜期間的溫度水平.經(jīng)初步計算安裝8W的同位素熱源時(shí),月夜期支撐結構的傳導熱阻間月基望遠鏡各部位的溫度均能夠滿(mǎn)足要求。已知探測器的發(fā)熱功率為2W,探測器表面積為3.2×10-3m2,熱管選用g5mm的鋁氨槽道式熱鏡頭蓋管,熱管的傳熱系數h取為1.0×105W/(m2·K),RHURHU支攮探測器與其安裝面之間填充導熱填料,其傳熱系數h1按照1000W/(m2·K)計算,探測器表面發(fā)射率散熱盒為c=0.85,角系數∫近似為1,斯忒藩玻耳茲曼常量σ=5.67×108W/(m2·K4),探測器支撐材料為圖3RHU安裝位置示意圖鈦合金,其導熱率λ=7.4W/(m·K),此時(shí)散熱面2.3反射鏡組件熱控反射鏡是保障探測成像的關(guān)鍵因素之一其盪和望中國煤化工度變化范圍可達110℃。溫度的劇烈變化所帶來(lái)的CNMHGK/W, R2=(K/W)。利用公式△t=Q·R可得光學(xué)或機械誤差,會(huì )導致望遠鏡的探測質(zhì)量下降R第1期李書(shū)勝,等:月基望遠鏡熱設計及熱分析t1-t3=Q2·R23)初期待機工況:月基望遠鏡與著(zhù)陸器平臺連Q+Q2=2.0(3)接界面處的溫度為100℃;望遠鏡處于4K冷黑空聯(lián)立(1)、(2)和(3)式可得:Q1=1.9,Q2=0.1,間中;鏡頭蓋關(guān)閉;太陽(yáng)以44方向照射望遠鏡;探t1=59.0℃。測器不工作;月表溫度為90℃;同位素熱源8W。該由此可知采取有效地熱疏導措施后探測器工作工況關(guān)鍵部位溫度如表1所示。探測器溫度為時(shí)的溫度滿(mǎn)足熱控指標。由于在數學(xué)計算模型建立60.0℃;反射鏡溫度為57.0℃,其徑向溫差為和分析中采取了一定的假設和近似,故通過(guò)數學(xué)分0.6℃。析求出的結果和實(shí)際結果會(huì )有一定的誤差3熱分析為驗證熱設計的正確性,對月基望遠鏡熱控系統進(jìn)行了熱分析。在IEAS中建立其熱分析模型如圖5所示。其中月基望遠鏡的軌道完全按月球軌道參數進(jìn)行設置;通過(guò)對月基望遠鏡對月表的視角系數的計算,選取邊長(cháng)為100mm的矩形模擬月表;望遠鏡各部件之間的熱傳導均通過(guò)建立接觸熱阻模擬。8D+02圖6月夜時(shí)月基望遠鏡的溫度分布1:21105D+0989D+0858D+0792D+0727D+01圖5月基望遠鏡熱分析模型661D+0根據月基望遠鏡的空間環(huán)境、工作模式、內熱源的分布以及熱控涂層的熱物性狀態(tài)等,規劃了3530D+Q個(gè)工況進(jìn)行熱分析。工況定義及熱分析結果如下1)月夜保溫工況:月基望遠鏡與著(zhù)陸器平臺連圖7月晝時(shí)月基望遠鏡的溫度分布接界面處的溫度為-140℃;望遠鏡處于4K冷黑空表1月基望遠鏡主要部位溫度間中;鏡頭蓋關(guān)閉;無(wú)太陽(yáng)照射;探測器不工作;月表部位溫度指標℃月夜保溫℃月晝工作/℃著(zhù)陸初期/℃溫度為-180℃;同位素熱源8W。該工況溫度分布探測器-60-m0-0.3溫度為-40.3℃;反射鏡溫度為-49.5℃,其徑向溫反人0m0-14=根5=5452528圖如圖6所示,關(guān)鍵部位溫度如表1所示。探測器0.6差為0.1℃。立柱-120-10101.52)月晝工作工況:月基望遠鏡與著(zhù)陸器平臺連中鏡120-10-80接界面處的溫度為100℃;望遠鏡處于4K冷黑空支架間中;鏡頭蓋打開(kāi);太陽(yáng)直射入光口;探測器工作,功20.0~110.0-96.3耗為2W;月表溫度為90℃;同位素熱源8W。該工中國煤化工況溫度分布圖如圖7所示,關(guān)鍵部位溫度如表1所用合理的熱控措示。探測器溫度為56.0℃;反射镋溫度為54.0℃施后CNMHG的溫度范圍為其徑向溫差為0.9℃。110℃~105℃;探測器的溫度范圍-41℃~60℃;反光學(xué)術(shù)第37卷射鏡的溫度范圍一50℃~60℃,徑向溫差小于Technology Information, 2004, 23(4): 1--5.1.0℃,均滿(mǎn)足熱控指標要求[4]葉培建,肖福根.月球探測工程中的月球環(huán)境問(wèn)題[J.航天器環(huán)境工程,2006,23(1):1-11.4結論Ye PJ, Xiao FG. Issues about lunar environment in lunarploration project [J]. Spacecraft Environment Engineering月基望遠鏡所處的空間環(huán)境溫度變化范圍大,高低溫持續時(shí)間長(cháng),并且沒(méi)有主動(dòng)熱控供給這些都[5]閔桂榮,郭舜.航天器熱控制(2版M北京:科學(xué)出版社,給其熱設計帶來(lái)了巨大的挑戰。月基望遠鏡的熱設1998:377-379計主要采用熱控涂層、多層隔熱材料、導熱填料、熱ING R, GUO Sh. Thermal control of spacecraft(2nd ed[MJ.. Beijing: Science Press,1998管同位素熱源以及材料的表面處理等被動(dòng)熱控措[6]郭亮,吳清文,光譜成像儀CD組件的熱分析及驗證[]光學(xué)施。在 Ideas-TMG中建立其有限元模型,并對熱控精密工程,2009,17(10):2440-244系統進(jìn)行仿真分析。分析結果滿(mǎn)足熱控指標,驗證Guo L, Wu Q W. Thermal design and proof tests of CCD com了熱設計的正確性及合理性。下一步可以開(kāi)展相關(guān)ponents in spectral imagers [j]. Optical Technique, 2009, 17的熱平衡試驗,指導熱分析模型的修正,進(jìn)一步優(yōu)化(10):2440—2444熱設計方案。文中所研究的月基望遠鏡的熱設計方[7]楊文剛,余雷,陳榮利,等高分辨率空間相機精密熱控設計及驗證[J.光子學(xué)報,2009,38(9):2363-2367法,對其他艙外深空探測器的熱設計具有一定的指Yang W G, Yu L, Chen R L, et al. Precise thermal control and導和借鑒作用。validation for high resolution space camera[J]. 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