引言

X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器是脉冲星导航专用试验卫星(XPNAV - 1)的主有效载荷, 主要用于观测X射线脉冲星, 获取精确的脉冲星轮廓和到达时间, 是脉冲星导航的核心仪器, 具有比准直型仪器更优的信噪比和灵敏度。X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器是光、机、电一体化的精密仪器, 在轨运行时要面临4 K深冷空间和复杂多变的空间外热流, 不仅受太阳辐射、地球反射和地球红外辐射的影响, 还受到进出阴影区冷热交变的影响^[1-2]。复杂的空间热环境容易使仪器的光学系统产生较大变形, 从而引起聚焦性能下降, 降低脉冲星轮廓的测量精度^[3-4]。同时, 仪器焦平面硅漂移(silicon drift detector, SDD)探测器件对工作温度的要求非常严格, 过高的温度会降低其光电转换能力, 增大暗电流和热噪声, 导致信噪比下降, 进而降低脉冲星轮廓的测量精度^[5]。因此, 有效的热控设计是保证X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器性能的关键。

空间X射线探测和脉冲星导航技术的发展, 对X射线探测器(望远镜)的有效面积和角分辨率要求越来越高。提高探测器有效面积的有效途径是增大其焦距和口径以及采用多层镜片嵌套等措施, 但随之探测器的尺寸和重量大幅度增加, 结构也更加复杂, 对温度的敏感性也越来越强^[6]。

航天设备的热控措施主要包括主动热控与被动热控两个方面:主动热控主要是通过加热器主动加热或制冷器主动制冷, 给设备进行功率补偿, 控制各部位的温度; 被动热控是指通过多层隔热组件、隔热垫片隔热、热管导热、散热面散热等被动热控措施, 控制设备各部位的温度^[7]。

本文分析X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器的特点及其对热设计的影响, 并提出相应的热控措施。在此基础上, 总结分析在轨温度数据, 验证热控设计的有效性和正确性。

1 仪器简介

X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器采用嵌套式光学系统收集脉冲星辐射的X射线, 利用星敏感器实现在轨对目标脉冲星的粗搜索和精确定位, 基于卫星自旋和控制分系统主动控制技术实现对脉冲星的实时跟踪, 从而全方位观测脉冲星的辐射流量、辐射能谱、辐射周期以及轮廓等信息。仪器具备能量触发和时间触发两种工作模式, 工作模式可通过地面发送指令进行切换。

X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器采用长筒状一体化结构, 如图 1所示, 主要由嵌套式掠入射光学系统、电子学组件、荷电粒子磁偏转器、高能粒子防护罩、星敏感器、减振组件、机械结构和安装支架组成。

嵌套式掠入射光学系统内部包含4层镜片和光阑组件, 通过法兰安装于机械结构内, 位于产品最前端; 电子学组件位于光学系统的焦平面处, 包括SDD探测器件和前置放大电路, 内部热源复杂; 荷电粒子磁偏转器和高能粒子防护罩位于光学系统和电子学组件之间, 用于防护空间电子和高能粒子; 星敏感器通过支架与光学系统固连, 精确保证二者光轴之间成30°夹角, 精度优于1′。

仪器外形尺寸为1 251 mm×335 mm×198 mm, 通过2个安装支架安装于卫星上, 安装支架与仪器之间施加减振组件, 降低产品对力学环境的响应。光学系统和星敏感器暴露于卫星舱外, 其他部分位于卫星舱内, 靠近电子学组件的位置有大功耗设备, 整个卫星舱内的热环境复杂, 温度波动范围大。

嵌套式掠入射光学系统的热设计指标为20 ℃±2 ℃, 其轴向温度梯度为≤0.05 ℃/mm, 径向温度梯度为≤0.06 ℃/mm; 电子学组件的热设计指标为-52 ℃±2 ℃。

2 仪器特点及热控措施 2.1 热控设计基本原理

(1) 热平衡方程

同其他航天器一样, 掠入射聚焦型脉冲星探测器的在轨温度由能量守恒方程即热平衡方程决定, 再辅以相应的传热关系式, 构成了方程求解的封闭性。由于仪器所处的空间环境为真空环境, 所以影响热设计的关键因素是热传导和热辐射, 而对流换热对其无影响^[8-9]。

对任意节点, 存在热平衡关系:

(1)

式中:Q₁为某一节点吸收的空间外热流(电子学组件位于舱内, 本部分热量可忽略); Q₂为某一节点的内热源; Q₃为某一节点主动控温加热时产生的热量; Q₄为某一节点吸收其他节点发射的热量; Q₅为某一节点与其他节点的导热换热量; Q₆为某一节点向其他节点及整星舱内辐射的热量; Q₇为某一节点内能的变化。

(2) 基本传热方式

根据傅里叶导热定律, 可得

(2)

式中:Q为导热量; ΔT为温差; R为热阻; λ为目标的导热系数; A为导热横截面积; δ为导热距离。在进行隔热设计时, 需尽可能增加物体在传热方向上的热阻来降低导热量, 而在加强导热时需要尽量减小物体在传热方向上的热阻。

对于两表面构成的封闭体, 根据Gebhart辐射传热公式, 可得

(3)

式中:Q₁₂为表面1与表面2的辐射换热量; A₁为表面1的面积; σ为斯忒藩-玻耳兹曼常量; ε_l为表面1的发射率; T₁为表面1的温度; 下标“2”表示的物理量为表面2对应的相关参数。

当发生非稳态换热时, 物体吸收的热量(即内能变化)为

(4)

式中:c为物体的比热容; m为物体的质量。在无法减小某部位吸收热量的情况下, 尽可能通过增加目标区域或相邻目标区域的热容来降低目标温度波动。

2.2 光学系统

嵌套式掠入射光学系统的焦距为1 200 mm, 镜片面形为内抛物面, 对X射线进行掠入射反射后聚焦, 镜片最大掠入射角仅为1.5°, 聚焦性能对镜片热变形敏感。光学系统前端无遮光罩且直接暴露于深冷空间, 因不得存在任何遮挡, 从而导致镜片向深冷空间漏热的问题。光学系统后端直接与卫星舱内机械结构连接, 受舱内复杂热环境的影响大, 也存在漏热问题。在轨运行时, 光学系统侧面的不同方向经受不均匀的外热流, 也易引起较大的温度梯度。

针对以上特点, 采取如下热控措施:

(1) 前、后辐板采用低热膨胀系数的铟钢材料, 以减小热变形, 从而降低温度造成的镜片倾斜误差;

(2) 光学系统与后端镜筒之间采取隔热措施, 以减小漏热, 降低安装界面的温度波动对镜片面形的影响;

(3) 前辐板施加热控涂层, 以减小光学镜头暴露部分向深冷空间的热散失;

(4) 光学系统镜筒侧面采取主动加热措施, 以补偿内部镜片向深冷空间的热散失;

(5) 光学系统镜筒侧面与星敏感器的外表面多层包覆, 以减小热散失和不均匀外热流的影响。

图 2为光学系统的热控示意图, 多层包覆未示出。

2.3 电子学组件

电子学组件结构紧凑, 由SDD探测器件、热控电路、信号处理电路、模拟放大电路和线路壳体组成。电子学组件位于卫星舱内, 且其附近有卫星的大功耗设备, 卫星舱内的热环境复杂, 温度范围大。电子学组件包含多个内热源, 分别为SDD探测器件1.14 W、温控电路板1.8 W、信号处理电路板0.83 W和模拟放大电路板0.3 W, 紧凑的结构导致散热存在困难, 通过仪器安装支架向卫星散热的散热路径长、热阻大, 无法满足要求。SDD探测器件内部制冷器实现的最大温差仅为70 ℃, 随着外界温度的升高, 不足以保证SDD探测器件长时间低噪声工作。

根据电子学组件的工作要求和特点, 采取如下主要热控措施:

(1) 为SDD探测器件设计专用散热路径, 散热路径主要包括低热容、高导热系数的SDD探测器件安装座和多层柔性散热铜带, 散热铜带直接与卫星散热面连接, 以提高散热效率;

(2) 采用低导热系数的聚酰亚胺隔热垫和隔热螺套, 实现SDD探测器件与电子学组件其他非散热路径部分之间的热隔离;

(3) 散热路径中采取高效的半导体制冷器, 在内部制冷器无法满足要求时, 对SDD探测器件制冷, 进一步降低温度;

(4) 电子学组件线路壳体外表面黑色阳极化处理, 在电子学组件与安装支架之间施加导热垫, 为其他内热源提供散热路径。

图 3为电子学组件的散热路径示意图, 图中示出两个散热路径:SDD探测器件到卫星和线路壳体到环境, 其中T_sdd为SDD探测器件温度, T_f为线路壳体温度, T_out为线路壳体的环境温度。

从图 3可以看出, 电子学组件的总漏热率为

(5)

式中:q_tot为电子学组件的总漏热率, 即所需的散热功率; q_s为SDD探测器件向卫星舱板的散热功率; q_f为线路壳体向环境的散热功率。

2.4 高长径比结构

X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器整体为细长筒状结构, 长径比达10: 1, 前端光学系统和后端SDD探测器件的工作温度相差近70 ℃。由于复杂热环境的影响, 仪器整体容易发生非均匀热变形, 导致光学系统与SDD探测器件之间产生偏差, 光学系统的聚焦光斑有可能偏出SDD探测器件的敏感范围, 因此对仪器的轴向温度均匀性提出了相当高的要求。

对于卫星舱内的机械结构、磁偏转器和高能粒子防护罩, 采取的措施是包覆多层隔热材料, 并在安装支架与已采取热控措施的卫星舱板之间施加导热脂, 一方面减小与卫星舱内复杂热环境的热交换, 另一方面提高向卫星舱板的散热效率, 从而保证仪器轴向温度的均匀性。

3 在轨温度数据分析 3.1 在轨温度数据

自入轨以来, X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器已在轨运行超过13个月, 表 1显示了仪器光学系统、机械结构、SDD探测器件、SDD探测器安装座和电子学组件的在轨温度遥测数据。

温度遥测数据主要采用高精度的MF51型热敏电阻和onewire温度传感器测量。光学系统设置3个热敏电阻, 遥测点1位于光学系统侧面前端、遥测点2位于光学系统侧面后端、遥测点3位于光学系统侧面中间(遥测点1和2为相对侧)。SDD探测器件安装座设置1个热敏电阻(遥测点4), SDD探测器件的温度通过其内部温度传感器(遥测点5)测量。电子学组件设置2个onewire温度传感器, 遥测点6位于电子学组件外侧面, 遥测点7位于电子学组件后端面。机械结构设置2个onewire温度传感器, 遥测点8位于机械结构侧面前端, 遥测点9位于机械结构侧面后端。星上计算机负责温度数据的采集与控制, 并传回地面数据处理中心。

3.2 数据分析

光学系统的温度范围达到14.32~22.92 ℃, 不满足指标要求, 究其原因是卫星舱内环境波动范围大于整星的热控设计值(10~30 ℃); 轴向温度梯度达到0.014 ℃/mm, 径向温度梯度达到0.008 ℃/mm, 满足指标要求; 其他热控措施有效, 镜片位于光学系统内部, 其具体温度需利用经在轨数据修正的热模型仿真分析得到。

SDD探测器件温度范围为-53.99~-50.68 ℃, 满足指标要求; 在卫星舱板温度受控的情况下, 散热路径保证了SDD探测器件的温度稳定性, 有效保证了仪器工作时SDD探测器件的散热需求, 明显抑制了SDD探测器件温度上升, 为其提供了良好的热环境。

电子学组件和机械结构的温度均匀性较好, 但温度范围较大, 说明多层包覆的有效性, 也表明卫星舱内环境温度波动范围较大, 约为-5~45 ℃。

综合以上分析, 除光学系统的温度范围不满足指标要求外, X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器的温度范围和温度均匀性满足指标要求。从热控角度看, 光学系统相对独立于仪器的其他部分, 较大的温度范围会导致较大的光学系统热变形, 从而造成仪器有效面积和角分辨率下降, 影响仪器性能, 具体在3.4节分析。

3.3 镜片温度仿真

使用光学系统遥测点位置的温度修正光学系统的热模型, 仿真得到的4层镜片温度如表 2所示。根据仿真数据分析可得, 4层镜片的温度基本处于光学系统3个测温点的温度范围内, 且温度均匀性好, 但低温工况时, 镜片温度超出温度指标要求。

3.4 镜片热变形计算

为了评估低温工况时光学镜头的性能, 通过热-结构耦合仿真计算镜片的热变形, 计算结果如表 3和图 4所示。

计算结果表明, 低温工况下镜片发生了热变形, 最大变形量达到50 μm以上, 导致X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器的聚焦性能下降, 聚焦光斑直径达到3.5 mm, 当脉冲星处于边缘视场时, 部分X射线入射到探测器的非敏感区域, 与观测到的结果一致。

4 结论

X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器是空间X射线探测和脉冲星导航的核心仪器, 热控设计是保证仪器性能的关键。本文从仪器的特点和需求出发, 深入分析了X射线掠入射聚焦型脉冲星探测器的热特性, 提出了相应的热控措施, 在此基础上, 分析了仪器的在轨温度情况。分析表明, 低温工况下光学系统的温度不满足指标要求, 原因是卫星舱内热环境波动范围超出整星的热控设计值, 其他指标要求均得到满足, 验证了热控设计的正确性。对低温工况下光学系统的热变形进行了仿真计算并分析了热变形对仪器性能的影响, 所得结果为进一步的研究提供了参考。