日-地系拉格朗日L1點(diǎn)太陽觀測器熱設(shè)計(jì)

王 祥，李 義，楊獻(xiàn)偉

（1.中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，吉林長春130033；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京100049）

日-地系拉格朗日L1點(diǎn)太陽觀測器熱設(shè)計(jì)

王 祥1，2，李 義1*，楊獻(xiàn)偉1

（1.中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所，吉林長春130033；2.中國科學(xué)院大學(xué)，北京100049）

對將運(yùn)行于日-地L1點(diǎn)的太陽觀測器進(jìn)行了熱設(shè)計(jì)，重點(diǎn)論述了日-地L1點(diǎn)的軌道外熱流計(jì)算和Lymanα日冕儀（LACI）反射鏡M2光阱、Lymanα日冕成像儀（LADI）濾光片組件、CCD組件、電箱、觀測器主體等部分的熱設(shè)計(jì)方案。通過在探測器對日面設(shè)置集熱板，將觀測器的主動(dòng)加熱功耗降低了73%；選用預(yù)埋熱管的設(shè)計(jì)方案解決了對日定向觀測導(dǎo)致的框架溫差問題。仿真分析結(jié)果表明，在對日高溫工作、對日低溫工作、低溫存儲、軌道轉(zhuǎn)移等4個(gè)極端工況下，觀測器各組件溫度均滿足指標(biāo)要求。該熱設(shè)計(jì)方案以較低的加熱功耗，解決了太陽觀測器在軌工作階段的散熱、軌道轉(zhuǎn)移階段的保溫等問題，滿足CCD焦面工作溫度＜-50℃的要求。

熱設(shè)計(jì)；Lymanα日冕儀；Lymanα日冕成像儀；太陽觀測

1 引 言

太陽是地球的主要能量來源，是空間環(huán)境擾動(dòng)和形成的基本外源，劇烈的空間環(huán)境變化會影響地面基礎(chǔ)設(shè)施和人類日常生活［1］，因此對太陽及其活動(dòng)規(guī)律的觀測顯得尤為重要。1970年至今，國際上先后發(fā)射了16顆軌道太陽觀測衛(wèi)星，最新的一顆為2013年美國發(fā)射的界面區(qū)成像光譜儀（IRIS），初次實(shí)現(xiàn)了對太陽低層大氣的觀測。距1.5×106km的日-地系拉格朗日L1點(diǎn)是科學(xué)觀測太陽活動(dòng)的最佳位置，先后有國際探測者3號（ISEE-3）、太陽風(fēng)衛(wèi)星（Wind）、太陽和日球?qū)犹綔y器（SOHO）、先進(jìn)成分探測器（ACE）、起源探測器（Genesis）到達(dá)該軌道［2］。

SOHO搭載的極紫外成像望遠(yuǎn)鏡（EIT）是眾多太陽觀測器的典型代表，于1995年發(fā)射，傳回了大量有關(guān)太陽日冕活動(dòng)的珍貴圖片，為人類了解太陽活動(dòng)規(guī)律提供了豐富的資料。由于日-地系L1軌道衛(wèi)星屬于深空探測，對相機(jī)尺寸和質(zhì)量的限制更加嚴(yán)格，因此EIT采用長度可以做得更短的卡塞格林光學(xué)系統(tǒng)。該光學(xué)系統(tǒng)由一個(gè)拋物面主鏡和一個(gè)雙曲面副鏡組成，其主鏡和次鏡共同安裝在鋁筒支架上。為保證主鏡和次鏡之間的距離，需嚴(yán)格控制支架軸向溫差，通過主動(dòng)加熱的方式將鋁筒支架的溫度控制在（20±0.5）℃，通過設(shè)置輻射冷板和導(dǎo)熱支架的方式將探測器溫度控制在-80℃以下［3］。

我國尚未發(fā)射在軌工作的太陽觀測器，空間太陽望遠(yuǎn)鏡（SST）正在研發(fā)中，預(yù)計(jì)于2018年發(fā)射至高度為730 km的近地太陽同步軌道。相比深空探測，對SST的結(jié)構(gòu)緊湊性要求沒有那么高，因此SST采用格利高利光學(xué)系統(tǒng)，由一個(gè)拋物面主反射鏡和一個(gè)橢球面副鏡組成。主反射鏡口徑為1 m，選用熱膨脹系數(shù)極低的微晶玻璃，副鏡選用硬度較大的石英玻璃，熱控難點(diǎn)集中在對主反射鏡的溫度控制上。為保障主鏡溫度水平和穩(wěn)定性，主要熱控措施為：

（1）主鏡與周圍環(huán)境隔熱；

（2）將主鏡反射面吸收的太陽能傳導(dǎo)至背面；

（3）在主鏡背部設(shè)置主動(dòng)控溫回路和熱管的集熱板；

（4）將集熱板與衛(wèi)星平臺輻射器冷板連接［4］。

本文研究的Lymanα太陽觀測器將發(fā)射到日-地L1點(diǎn)的halo軌道，軌道周期約為177 d，實(shí)現(xiàn)對波長為121.6 nm的Lymanα太陽光譜進(jìn)行觀測。該譜線隨太陽色球?qū)?、冕洞等太陽活?dòng)變化特別明顯，可作為太陽EUV輻射總量的特征譜線，因此該觀測器對于太陽探測來說具有重要意義。為保障Lymanα太陽觀測器工作溫度，本文對其關(guān)鍵部件進(jìn)行了詳細(xì)熱設(shè)計(jì)，提出了低功耗熱控方案，最后通過仿真分析驗(yàn)證了熱設(shè)計(jì)方案的合理性。

2 太陽觀測器簡介及其熱控指標(biāo)

該太陽觀測器設(shè)計(jì)壽命為5 a，包含日冕儀（Lyman Alpha Coronagraph Imager，LACI）、日冕成像儀（Lyman Alpha Dish Imager，LADI）兩臺相機(jī)，以及電控箱、安裝支架、反射鏡組件、碳纖維框架等部件，這些設(shè)備均安裝在碳纖維基板上，如圖1所示。LACI對太陽121.6和560 nm輻射進(jìn)行成像觀測，研究1.5～3.0個(gè)太陽半徑范圍內(nèi)的太陽活動(dòng)，主反射鏡口徑為60 mm，焦距為1 190 mm；LADI對太陽121.6 nm輻射進(jìn)行成像觀測，研究1.2個(gè)太陽半徑范圍內(nèi)的太陽活動(dòng)，主反射鏡口徑為40 mm，焦距為2 480 mm。

兩個(gè)相機(jī)均采用傳遞函數(shù)高、視場角大的離軸反射式光學(xué)系統(tǒng)，入光口對日定向，在軌長期工作。工作時(shí)要求反射鏡組件整體溫度水平為（20±5）℃，反射鏡徑向溫差≤0.5℃，軸向溫差≤4℃，基板溫差≤5℃，框架溫差≤5℃，CCD焦面工作溫度＜-50℃。

由于發(fā)射成本的限制，深空探測對熱控子系統(tǒng)的重量、功耗提出了嚴(yán)格要求，因此該太陽觀測器的熱設(shè)計(jì)需要合理布置散熱通道，對能量進(jìn)行充沛的收集、傳輸與排放，以降低熱控系統(tǒng)重量和功耗。同時(shí)需考慮熱控涂層長期受太陽照射的性能退化問題［5］。

圖1 太陽觀測器結(jié)構(gòu)簡圖Fig.1 Structure diagram of solar observer

3 外熱流分析

日-地L1點(diǎn)的軌道可忽略地球紅外輻射和地球反照外熱流，僅需考慮太陽直射外熱流。日地距離為（1.471～1.521）×108km，根據(jù)萬有引力定律和勻速圓周運(yùn)動(dòng)公式得出日-地系L1點(diǎn)距太陽中心的距離，如式（1）和式（2）所示。

式中，M為太陽質(zhì)量，取1.989×1030kg；m為地球質(zhì)量，取5.98×1024kg；G為萬有引力常數(shù)，取6.67×10-11N·m2/kg2；Q為衛(wèi)星質(zhì)量（kg）；Rmin為日-地L1點(diǎn)到太陽的最小距離（m）；Rmax為日-地L1點(diǎn)到太陽的最大距離（m）；w為探測器公轉(zhuǎn)角速度（rad/s），與地球公轉(zhuǎn)周期相同。

計(jì)算得到Rmin=1.461×1011m，Rmax=1.492 ×1011m。假設(shè)太陽輻射功率為定值，且日照能量密度與距日心距離平方成反比，由地日平均距離為1.496×108km時(shí)太陽常數(shù)取1 367 W/m2［6］，得L1點(diǎn)日照能量密度為1 374～1 432 W/m2。

SOHO在軌工作期間實(shí)測日照能量密度曲線如圖2所示［7］。由圖2可見，實(shí)測日-地L1點(diǎn)halo軌道日照能量密度為1 350～1 440W/m2，與上述外熱流計(jì)算值最大差異為1.7%，結(jié)果較吻合，計(jì)算方法可信。為了彌補(bǔ)計(jì)算誤差及在軌不確定因素的影響，熱設(shè)計(jì)及仿真分析時(shí)日-地系L1點(diǎn)附近日照能量密度取1 340～1 450 W/m2。

相機(jī)內(nèi)熱源統(tǒng)計(jì)如表1所示，包括LACI探測器、LADI探測器、電箱、壓電陶瓷驅(qū)動(dòng)器、調(diào)焦機(jī)構(gòu)等發(fā)熱部位。

圖2 SOHO所測日照能量密度Fig.2 Solar energy density tested by SOHO

表1 內(nèi)熱源統(tǒng)計(jì)Tab.1 Statistics of inner heat source

4 熱設(shè)計(jì)

空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)以被動(dòng)熱控為主，主動(dòng)熱控為輔，以軌道參數(shù)、內(nèi)熱源及工作模式、遙感器結(jié)構(gòu)與布局等作為輸入條件，以控制設(shè)備溫度水平、溫度梯度和溫度變化速率為目的，設(shè)計(jì)出可靠度高、低成本、功耗低、重量輕的熱控系統(tǒng)［8］。

觀測器與衛(wèi)星平臺用10 mm厚聚酰亞胺隔熱墊隔熱安裝。為提高相機(jī)內(nèi)部的表面發(fā)射率，同時(shí)滿足消雜光要求，內(nèi)部蒙皮噴ERB-2B黑漆、結(jié)構(gòu)件進(jìn)行氧化發(fā)黑處理，發(fā)射率＞0.85。外表面包覆多層隔熱材料，為保證長期太陽紫外照射下表面屬性的穩(wěn)定性，多層面膜選用帶氧化銦錫（ITO）層的F46單面鍍銀二次表面鏡。

為維持相機(jī)溫度水平、減小相機(jī)的溫度梯度，在碳纖維蒙皮和上下框架設(shè)置了主動(dòng)加熱區(qū)，采用高精度熱敏電阻和薄膜電加熱片進(jìn)行閉環(huán)控溫。

4.1 LACI反射鏡M 2光阱熱設(shè)計(jì)

LACI反射鏡M2半徑為15.5 mm，中心處開半徑為7.2 mm的孔，用于對1.5～3.0個(gè)太陽半徑的日冕層進(jìn)行觀測。M2中心孔的背后設(shè)置光阱，內(nèi)部噴涂黑漆，用于收集入射能量。日冕層主要發(fā)射遠(yuǎn)紫外和X射線，二者占太陽總輻射能不足1%［9］，因此光阱將吸收大部分入射能量，達(dá)4.09W。為了將光阱吸收的能量排散至外太空，采用導(dǎo)熱鋁條、鋁合金散熱面的方式對光阱進(jìn)行熱設(shè)計(jì)，熱控方案見圖3。

圖3 光阱組件熱控方案Fig.3 Thermal control program of light trap components

觀測器-Y面無太陽照射，涂層性能退化較慢，因此散熱面置于-Y面，選用KS-Z白漆作為散熱涂層，表面屬性取αs/ε=0.13/0.92，反面包覆多層隔熱組件。光阱與散熱面之間用導(dǎo)熱鋁條連接，安裝界面填充導(dǎo)熱填料，連接熱阻取2.5 K/W。M2鏡座與M2支架之間采用聚酰亞胺隔熱墊隔熱安裝。散熱面對外太空視角系數(shù)取1，根據(jù)穩(wěn)態(tài)傳導(dǎo)式（3）和輻射換熱式（4），計(jì)算散熱面溫度和面積。

式中，T1為光阱溫度（K）；T2為散熱面溫度（K）；Q為散失能量（W）；R1為連接熱阻（K/W）；ε1為散熱面發(fā)射率；A1為散熱面表面積（m2）；σ為斯忒-藩波耳茲曼常數(shù)，σ=5.67×10-8W/（m2·K4）；X為視角系數(shù)。

由上式計(jì)算得到散熱面溫度為10.2℃，面積取0.012 2 m2。

鏡頭蓋關(guān)閉時(shí)，光阱將低至-45.4℃，需設(shè)置主動(dòng)加熱區(qū)進(jìn)行補(bǔ)償，設(shè)補(bǔ)償目標(biāo)為10℃，補(bǔ)償功耗為3.92W。

4.2 CCD組件熱設(shè)計(jì)

CCD作為儀器關(guān)鍵部件，對溫度、潔凈度等有較嚴(yán)格要求［10］，為降低CCD暗電流、提高光電轉(zhuǎn)化效率，LACI、LADI探測器目標(biāo)溫度要求小于-50℃。由于CCD的信號讀取電箱安裝在探測器附近，引入了長期的功耗，且觀測器主體與CCD焦面目標(biāo)溫度的溫差＞70℃，因此CCD組件的熱控是設(shè)計(jì)難點(diǎn)。

綜合考慮上述要求，提出以下熱控方案：

（1）傳熱路徑采用高傳導(dǎo)率材料；（2）熱量傳導(dǎo)路徑的接觸面填充導(dǎo)熱橡膠，減小接觸熱阻，提高傳熱效率；（3）采用多層隔熱材料（MLI）將CCD組件與周圍環(huán)境隔開；（4）CCD組件與基板隔熱安裝，熱控簡圖見圖4。

圖4 CCD組件熱控方案Fig.4 Thermal control program of CCD components

該CCD組件配備調(diào)焦機(jī)構(gòu)，因此光學(xué)組件允許存在一定的軸向溫度梯度。為提高CCD的溫度均勻性，同時(shí)滿足焦面能夠轉(zhuǎn)動(dòng)和移動(dòng)的要求，選用柔性熱管將CCD組件與散熱面聯(lián)接，熱管的熱端與導(dǎo)熱鋁塊相連，冷端與散熱面相連，散熱面表面噴KS-Z白漆。

兩CCD組件功耗均為0.3 W，目標(biāo)溫度為-53℃，CCD組件與散熱面間熱阻取2 K/W，則散熱面溫度為-53.6℃，兩散熱面面積均取0.002 5 m2。工質(zhì)工作溫度需滿足-40～-70℃，選用F-21作為CCD組件熱管工質(zhì)［11］。

CCD焦面組件設(shè)主動(dòng)加熱區(qū)，通過加熱的方式來除去CCD焦面上的污染物，加熱片粘貼在CCD信號讀取電箱附近。

存儲和軌道轉(zhuǎn)移工況，CCD焦面溫度約-80℃，滿足低溫存儲要求。

4.3 LADI濾光片熱設(shè)計(jì)

濾光片直接安裝在LADI入光口，直徑為40 mm，材料為MgF2，熱物理屬性為αs/ε=0.8/ 0.7。長期受太陽直射，如果不進(jìn)行散熱處理其溫度將高達(dá)130℃，對相機(jī)主體造成較大溫度梯度，同時(shí)影響自身壽命。為降低濾光片工作期間的溫度水平，提出如圖5所示的熱控方案。

圖5 LADI濾光片導(dǎo)熱路徑Fig.5 Thermal path of LADI filter

（a）濾光片與LADI遮光罩導(dǎo)熱安裝；

（b）遮光罩四周設(shè)置散熱面，散熱面與LADI遮光罩大面積導(dǎo)熱接觸。

觀測器+X面緊挨衛(wèi)星平臺，溫度波動(dòng)范圍較大，同時(shí)受探測器結(jié)構(gòu)限制，散熱面設(shè)置在對日面，表面粘貼屬性較為穩(wěn)定的石英二次表面鏡，熱物理屬性取αs/ε=0.10/0.81。

4.4 電箱熱設(shè)計(jì)

電控箱功耗為25W，為長期工作模式。為降低電箱溫度波動(dòng)對觀測器本體溫度的影響，將電箱安裝在觀測器外部，與觀測器主體采用聚酰亞胺隔熱墊隔熱安裝。

為實(shí)現(xiàn)電箱的散熱，將電箱-X、-Z面設(shè)為散熱面，面積為0.034 m2，其余各面均包裹MLI，同時(shí)在LACI框架-X側(cè)設(shè)置輻射板，表面噴KSZ白漆。電箱與散熱面間通過熱管連接，熱阻取0.5 K/W，熱管的熱段與電箱+Y面導(dǎo)熱安裝［12］。電箱的目標(biāo)溫度為30℃，則輻射板溫度為17.5℃，輻射板面積為0.04 m2。相比完全依靠LACI框架-X側(cè)輻射板散熱，該方案能夠節(jié)約0.023 7 m2的鋁合金輻射板。為維持非工作期間電箱溫度≥-25℃，電箱本體設(shè)置補(bǔ)償加熱區(qū)，功耗為10 W。

4.5 觀測器主體熱設(shè)計(jì)

依靠主動(dòng)加熱與散熱板相結(jié)合的方案來維持反射鏡組件溫度水平時(shí)：高溫工況加熱功耗為14.8W，低溫工況加熱功耗為19.5W。為實(shí)現(xiàn)低功耗熱控方案，觀測器對日面設(shè)置集熱板，用于收集太陽能，再將吸收的能量分配到上、下兩個(gè)框架上，由能量守恒知Qabsorption-Qradiation=Qinduced，即式（5）。

式中，αs為集熱板表面太陽吸收率；ε2為集熱板表面發(fā)射率；q為日照能量密度，取1 450 W/m2；A2為散熱面表面積，取0.02 m2；σ為斯忒-藩波耳茲曼常數(shù)，σ=5.67×10-8W/（m2·K4）；T3為集熱板溫度（K）；Qinduced為集熱板導(dǎo)入到觀測器的功耗（W）；由穩(wěn)態(tài)熱傳導(dǎo)得到式（6）：

式中，T4為熱管末端溫度，取293 K；Requivalent為集熱板至熱管末端等效熱阻，取2 K/W；由式（5）、（6）計(jì)算得到導(dǎo)入功耗Qinduced與集熱板表面屬性αs、ε的關(guān)系，如式（7）。

由式（7）可知，吸收發(fā)射比越大，集熱效果越好；相同吸收發(fā)射比的情況下，隨著吸收率的增大，集熱功耗增大。為保證較好的集熱效果，選用鍍黑鎳的鋁合金集熱板，表面熱物理屬性αs/ε= 0.85/0.4［13］，表面積取0.02 m2。

由于相機(jī)長期對日定向觀測，面臨著大密度太陽外熱流直射，此時(shí)上框架、下框架自身的溫差分別高達(dá)62.6℃、60.2℃。

為提高框架的溫度均勻性，解決框架的大溫度梯度問題，對上、下框架設(shè)計(jì)以下4種熱控方案：

（1）內(nèi)壁粘貼2 mm厚導(dǎo)熱鋁板；

（2）內(nèi)壁粘貼2 mm厚炭/炭復(fù)合材料；

（3）內(nèi)壁粘貼0.5 mm厚炭/炭復(fù)合材料［14］；

（4）內(nèi)壁預(yù)埋熱管。根據(jù)熱管的熱流密度可變性，能夠獨(dú)立改變蒸發(fā)段或冷凝段的加熱面積，因此采用較小的加熱面積與集熱板安裝，以大冷卻面積與上、下框架安裝。

以壽命末期極端高溫工況為例，對以上4種方案進(jìn)行對比分析，從而選出最佳熱設(shè)計(jì)方案，各熱設(shè)計(jì)方案見表2。

表2 高溫工況4種熱控方案對比Tab.2 Four kinds of thermal control solutions during high tem perature conditions

從表2可以看出，粘貼炭/炭復(fù)合材料方案能夠一定程度上降低加熱功耗和框架的溫度梯度，較粘貼導(dǎo)熱鋁板方案有很大優(yōu)勢；0.5 mm炭/炭復(fù)合材料導(dǎo)熱效果優(yōu)于2 mm導(dǎo)熱鋁，且重量最輕，但在降低加熱功耗和調(diào)節(jié)溫度梯度方面不及2 mm該材料。

從降低框架溫度梯度，減小加熱功耗的方面來看，預(yù)埋熱管有非常明顯的優(yōu)勢，綜合考慮選用預(yù)埋熱管方案。

通過調(diào)整集熱板表面積實(shí)現(xiàn)進(jìn)一步降低主動(dòng)功耗。通過對壽命末期極端高溫工況仿真分析，得到主動(dòng)功耗隨集熱板表面積變化曲線，如圖6所示。

圖6 主動(dòng)功耗隨集熱板面積變化曲線Fig.6 Curve of active power with the change of collector plates

從圖6可見，隨著集熱板面積的增大，主動(dòng)功耗逐漸降低，當(dāng)表面積大于0.03 m2時(shí)曲線走勢放緩。觀測器各組件自身溫差最大值隨集熱板表面積的變化曲線如圖7所示。

圖7 自身溫差隨集熱板面積變化曲線Fig.7 Curves of temperature gradient with the change of collector plates

隨著集熱板表面積的增大，各組件的自身溫差逐漸增大，集熱板表面積大于0.034 m2時(shí)，上框架溫差大于10℃，LACI反射鏡M1的溫度高于25℃，不滿足溫度指標(biāo)。綜合考慮加熱功耗與溫度梯度，最終集熱板表面積取0.03 m2，此時(shí)加熱功耗為4.1 W，能夠以較低的加熱功耗維持相機(jī)的溫度要求，且反射鏡、基板、上下框架的溫度水平與溫差均滿足溫度指標(biāo)要求。

5 仿真分析

從全壽命周期考慮，規(guī)劃4個(gè)極端工況，分別為對日高溫工作工況，對日低溫工作工況，低溫存儲工況和軌道轉(zhuǎn)移工況。

通過I-DEAS/TMG軟件建立觀測器熱仿真分析模型，模型中材料熱物理屬性如表3所示，壽命初期F46二次表面鏡表面的太陽吸收率取0.09，壽命末期取0.12［15］。

表3 材料熱物理屬性Tab.3 Thermo-physical properties ofmaterials

高溫工作工況：相機(jī)對日定向，衛(wèi)星平臺溫度取30℃，內(nèi)熱源工作，日照能量密度取1 450 W/m2，多層面膜F46表面熱屬性取壽命末期參數(shù)。此時(shí)觀測器基板、反射鏡及其組件溫度分布如圖8、9所示，基板及反射鏡組件溫度水平均滿足熱控指標(biāo)，反射鏡徑向溫差≤0.5℃，軸向溫差≤4℃。

圖8 高溫工況基板溫度分布圖Fig.8 Temperature distribution diagram of basic plate during high temperature condition

低溫工作工況：相機(jī)對日定向，衛(wèi)星平臺溫度取0℃，內(nèi)熱源工作，日照能量密度取1 340W/m2，多層面膜F46表面熱屬性取壽命初期參數(shù)。

低溫存儲工況：相機(jī)對日定向，鏡頭蓋關(guān)閉，衛(wèi)星平臺溫度取0℃，內(nèi)熱源不工作，日照能量密度取1 340W/m2，多層面膜F46表面熱屬性取初期參數(shù)，此時(shí)為電箱和光阱提供補(bǔ)償功耗。

圖9 高溫工況反射鏡組件溫度分布圖Fig.9 Temperature distribution diagram ofmirror components during high temperature condition

為將衛(wèi)星發(fā)送到預(yù)訂軌道，先以地-月L1、L2點(diǎn)為跳板，然后再把衛(wèi)星推動(dòng)到日-地L1點(diǎn)軌道。軌道轉(zhuǎn)移階段，熱控重點(diǎn)是保溫。

軌道轉(zhuǎn)移工況：衛(wèi)星本體+Z面對日定向，鏡頭蓋關(guān)閉，衛(wèi)星平臺溫度取0℃，內(nèi)熱源不工作，日照能量密度取1 322 W/m2，多層面膜F46表面熱屬性取初期參數(shù)，開啟電箱和光阱補(bǔ)償功耗。4個(gè)工況各組件的溫度結(jié)果如表4所示。

從上表可見兩個(gè)焦面工作溫度均＜-50℃，反射鏡溫度水平滿足（20±5）℃，基板溫差≤5℃，框架溫差均小于10℃，各組件均滿足熱控指標(biāo)要求。

表4 各工況溫度結(jié)果Tab.4 Temperature results under different conditions

6 結(jié) 論

本文研究了我國首個(gè)運(yùn)行于日-地系拉格朗日L1點(diǎn)太陽觀測器的熱特性，擬定了熱設(shè)計(jì)方案，完成的各項(xiàng)溫度指標(biāo)均滿足溫度指標(biāo)要求。采用了觀測器對日面放置集熱板方案，將吸收的太陽能均勻地分配到上下框架，成功地降低了73%的加熱功耗。光阱組件、濾光片組件、電箱的熱控方案有效解決了能量聚集帶來局部高溫的問題；CCD組件的熱控方案實(shí)現(xiàn)了CCD焦面工作溫度＜-50℃的低溫要求；預(yù)埋熱管方案拉平了由于大外熱流密度、長期對日定向觀測導(dǎo)致的觀測器內(nèi)部大溫差問題。

［1］ 彭吉龍，李寶權(quán)，韋飛，等.空間太陽極紫外（EUV）成像望遠(yuǎn)鏡［J］.光學(xué)技術(shù)，2008，34（增刊）：92-97. PENG JL，LIBQ，WEIF，etal..Space Solar extreme ultraviolet（EUV）imaging telescope［J］.Opt.Technique，2008，34（Sup）：92-97.

［2］ 劉建忠.日-地系拉格朗日點(diǎn)任務(wù)極其轉(zhuǎn)移軌道設(shè)計(jì)方法［J］.導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2009，299（1）：7-10. LIU JZH.Missions of sun-earth Lagrange points and design method of transfer trajectory［J］.Missile and Space Vehicle，2009，299（1）：7-10.（in Chinese）

［3］ DEFISE JM，ROCHUSP.Lessons learned from the thermal design of an instrument（EIT，the extreme-UV imaging telescope）on board SOHO［C］.27th International Conference on Environmental Systems，Lake Takoe，Nevada，July 1997.

［4］ 李國強(qiáng)，賈宏，陳恩濤，等.空間太陽望遠(yuǎn)鏡主鏡精密溫度控制方案介紹［J］.光子學(xué)報(bào)，2007，36（增刊）：239-243. LIG Q，JIA H，CHEN E T，et al..Introduction for precise thermal control of space solar telescopemain mirror［J］.Acta Photonica Sinica，2007，36（sup）：239-243.（in Chinese）

［5］ 向艷超，吳燕、邵興國.深空探測器熱控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法研究［J］.航天器工程，2007，16（6）：82-86. XIANG Y C，WU Y，SHAO X G.Investigation on thermal control designmethods of deep space spacecraft［J］.Spacecraft Eng.，2007，16（6）：82-86.（in Chinese）

［6］ 王紹武.太陽常數(shù)［J］.氣候變化研究進(jìn)展，2009，5（1）：61-62. WANG ZHW.Solar constant［J］.Advances in Climate Change Research，2009，5（1）：61-62.

［7］ KURTZM J，EICHHORN G，ACCOMAZZIA，et al..The NASA astrophysics data system：overview［J］.Astronomy and Astrophysics，2000，143：41-59.

［8］ 閔桂榮，郭舜.航天器熱控制［M］.北京：科學(xué)出版社，1998. MIN G R，GUO S.Spacecraft Thermal Control［M］.Beijing：Science Press，1998.（in Chinese）

［9］ 王剛.太陽能利用中的熱物理基礎(chǔ)理論及實(shí)驗(yàn)研究［D］.合肥：中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2012. WANG G.Fundamental theoretical and experimental study of thermo-physics in solar energy utilization［D］.Hefei：Uni-versity of science and technology of China，2012.

［10］ 韓冬，吳清文，盧鍔，等.多姿態(tài)變化相機(jī)中CCD焦面組件的熱設(shè)計(jì)［J］.光學(xué)精密工程，2009，17（11）：2665-2671. HAN D，WU QW，LU E，et al..Thermal design of CCD focal assemblies for attitude-varied space cameras［J］.Opt. Precision Eng.，2009，17（11）：2665-2671.（in Chinese）

［11］ 李煒征，邱利民，栗鵬.低溫?zé)峁艿淖钚卵芯窟M(jìn)展［J］.低溫與特氣，2004，22（1）：1-6. LIW Z，QIU LM，LIP.Recent research and development of cryogenic heat pipes［J］.Low Temperature and Specialty Cases，2004，22（1）：1-6.（in Chinese）

［12］ 陳立恒，徐抒巖.高分辨率空間相機(jī)電控箱熱設(shè)計(jì)［J］.光學(xué)精密工程，2011，19（1）：69-76. CHEN L H，XU SH Y.Thermal design of electric cabinet for high-resolution space camera［J］.Opt.Precision Eng.，2011，19（1）：69-76.（in Chinese）

［13］ 閔桂榮，張正綱，何知朱.衛(wèi)星熱控制技術(shù)第二版［M］.北京：中國宇航出版社，2009. MIN G R，ZAHNG ZG，HE ZH ZH.Spacecraft Thermal Control Technology［M］.Beijing：China Space Navigation Press，1998.（in Chinese）

［14］ 吳清文，王領(lǐng)華，楊獻(xiàn)偉，等.炭/炭復(fù)合材料在空間光學(xué)遙感器熱控制中的應(yīng)用［J］.光學(xué)精密工程，2012，20（9）：1984-1990. WU QW，WANG L H，YANG XW，et al..Application of carbon-carbon composites to thermal control of space optical instrument［J］.Opt.Precision Eng.，2012，20（9）：1984-1990.（in Chinese）

［15］ 馮偉泉，丁義剛，閆德葵，等.地球同步軌道長壽命衛(wèi)星熱控涂層太陽吸收率性能退化研究［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2005，2：34-40. FENGW Q，DING Y G，YAN D K，et al..Study on long term duration of solar absorptance properties of geostationary satellite thermal control coating［J］.Chinese Space Science and Technology，2005，2：34-40.（in Chinese）

［16］ 楊獻(xiàn)偉，吳清文，李書勝，等.空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)［J］.中國光學(xué)，2011，4（2）：139-146. YANG XW，WU QW，LISS，et al..Thermal design of space optical remote sensor［J］.Chinese Optics，2011，4（2）：139-146.（in Chinese）

［17］ 郭亮，吳清文，顏昌翔.空間光譜成像儀熱設(shè)計(jì)及其分析與驗(yàn)證［J］.光學(xué)精密工程，2011，19（6）：1272-1280. GUO L，WU QW，YAN C X.Thermal design of space spectral imaging apparatus and its analysis and verification［J］. Opt.Precision Eng.，2011，19（6）：1272-1280.（in Chinese）

Thermal design of solar observer at L1 Lagrangian point in Sun-Earth system

WANG Xiang1，2，LIYi1*，YANG Xian-wei1
（1.Changchun Institute of Optics，F(xiàn)ine Mechanics and Physics，Chinese Academy of Sciences，Changchun 130033，China；2.University of Chinese Academy of Sciences，Beijing 100049，China）
*Corresponding author，E-mail：liyusun@sina.com

To ensure the temperature requirements of the solar observer working at L1 Lagrangian point，the thermal design for LymanαCoronagraphy Imager（LACI）and LymanαDisk Image（LADI）was carried out，and the heat flux of the orbitwas calculated.The thermal designs of light trap，filter components，detector components，electric box，and entirety of the observer were discussed in details.By using collector panels settled in the side facing to the Sun，the active heating power could be reduced by 73%.In order to reduce the temperature gradient caused by long-term observation facing to the sun，a heat pipe was embedded in the frame. Simulation results show that all conditionsmeet the temperature indicator in 4 typical cases.The thermal design system with a low active power solvesmany problems，such as the cooling of the observer in orbit，insulation during orbital transfer phase，and meets theworking temperature requirement of below-50℃for a CCD plane.

thermal design；LymanαCoronagraph Image（LACI）；LymanαDisk Image（LADI）；solar observer

V443.5；P111.41

A

10.3788/CO.20130606.0930

王 祥（1989—），男，江蘇徐州人，碩士，2011年于東北大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)及熱分析方面的研究。E-mail：neuwangxiang @163.com

楊獻(xiàn)偉（1983—），男，河南安陽人，助理研究員，2008年于吉林大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，2011年于中國科學(xué)院長春光學(xué)精密機(jī)械與物理研究所獲得碩士學(xué)位，主要從事空間光學(xué)遙感器熱設(shè)計(jì)及熱分析方面的研究。E-mail：yangxianwei521@ 163.com

李 義（1964—），男，吉林通化人，學(xué)士，副研究員，1987年于清華大學(xué)獲得學(xué)士學(xué)位，主要從事超精密機(jī)械設(shè)計(jì)、機(jī)械工藝及空間光學(xué)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面的研究。E-mail：liyusun@sina.com

1674-2915（2013）06-0930-09

2013-09-12；

2013-11-02

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（No.40774080）