地球靜止軌道遙感器空間熱流模擬方法研究

徐娜娜 于峰 封艷廣

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地球靜止軌道遙感器空間熱流模擬方法研究

徐娜娜1,2于峰1封艷廣1

（1 北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）（2 先進(jìn)光學(xué)遙感技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094）

空間遙感器需開展地面熱試驗(yàn)以驗(yàn)證熱控設(shè)計(jì)的正確性，而空間熱流的準(zhǔn)確模擬是地面熱試驗(yàn)驗(yàn)證的關(guān)鍵因素。地球靜止軌道遙感器空間熱流復(fù)雜，空間熱流的準(zhǔn)確模擬更為重要。文章提出了一種地球靜止軌道遙感器空間熱流模擬方法，解決了高軌光學(xué)系統(tǒng)受照的熱流模擬問題，大大提高了靜止軌道遙感器地面試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。文章以“風(fēng)云四號”衛(wèi)星閃電成像儀為例，詳細(xì)介紹了熱流模擬方法，并進(jìn)行了地面試驗(yàn)和在軌驗(yàn)證。地面試驗(yàn)和在軌飛行溫度數(shù)據(jù)表明該模擬方法正確，模擬數(shù)據(jù)可靠。文章介紹的熱流模擬方法也為后續(xù)高軌遙感器及太陽觀測遙感器空間熱流的模擬提供了參考。

空間熱流模擬 試驗(yàn)及在軌驗(yàn)證 太陽模擬器 地球靜止軌道 “風(fēng)云四號”衛(wèi)星

0 引言

空間遙感器在軌運(yùn)行過程中要承受空間熱流輻射和空間高真空、深低溫的惡劣環(huán)境，導(dǎo)致遙感器表面面臨劇烈的溫度變化，為確保相機(jī)在軌成像品質(zhì)，需對遙感器進(jìn)行熱控制，并對熱控設(shè)計(jì)進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證。遙感器進(jìn)行地面試驗(yàn)時(shí)必須精確地模擬在軌的各種環(huán)境，才能保證地面試驗(yàn)的有效性。其中空間熱流模擬技術(shù)難度最大，且直接影響遙感器地面試驗(yàn)時(shí)的溫度水平，對試驗(yàn)結(jié)果起著決定性作用，因此空間熱流的準(zhǔn)確模擬是地面熱試驗(yàn)有效的關(guān)鍵因素[1-4]。地球靜止軌道遙感器空間熱流復(fù)雜，遙感器的各個(gè)方向均會交替出現(xiàn)長時(shí)間持續(xù)受照和持續(xù)不受照的情況，光學(xué)系統(tǒng)將會出現(xiàn)長時(shí)間的“日凌”現(xiàn)象，因此地球靜止軌道空間熱流的準(zhǔn)確模擬更為重要和困難[5-7]。

目前，常用的外熱流模擬方法主要為吸收式熱流模擬方法，即通過使用加熱裝置，對遙感器表面進(jìn)行加熱，使得遙感器表面吸收的熱流等于該表面吸收的空間外熱流，以獲得相同的熱效應(yīng)，而不考慮實(shí)際的空間外熱流的特點(diǎn)。低軌遙感器一般不會出現(xiàn)光學(xué)系統(tǒng)直接受到太陽照射的情況，可采用吸收式熱流模擬方法，但高軌遙感器將會出現(xiàn)光學(xué)系統(tǒng)長時(shí)間受照的情況，而光學(xué)系統(tǒng)對能量具有很強(qiáng)的選擇性，因此吸收式熱流模擬方法不再適用于地球靜止軌道遙感器光學(xué)系統(tǒng)受照情況下空間熱流的模擬。

本文提出了一種新型的空間熱流模擬方法，采用太陽模擬器和運(yùn)動模擬器，配合輔助電加熱器的方式準(zhǔn)確模擬了空間熱流，結(jié)合“風(fēng)云四號”衛(wèi)星閃電成像儀的熱控設(shè)計(jì)對該方法進(jìn)行了詳細(xì)的說明和介紹，并經(jīng)過了地面試驗(yàn)和在軌飛行驗(yàn)證，證明了該模擬方法正確，模擬數(shù)據(jù)可靠。

1 地球靜止軌道空間熱流特點(diǎn)

目前我國在軌的光學(xué)遙感器絕大部分工作在太陽同步軌道，同太陽同步軌道相比，地球靜止軌道遙感器所經(jīng)受的空間熱流具有如下特點(diǎn)[8-9]：

1）地球反照和地球紅外熱流的數(shù)值很小，空間熱流的模擬僅考慮太陽輻射熱流。

到達(dá)遙感器表面的太陽輻射s、地球反照a、地球紅外能量e分別為：

式中為太陽輻照強(qiáng)度；s為太陽光與衛(wèi)星表面法線方向的夾角；d為衛(wèi)星表面微元面積；為反照率；AE為受到太陽直接照射的地球表面面積；為地表微元法向與太陽光的夾角；1為地表微元法向與地表微元和衛(wèi)星微元連線的夾角；2為衛(wèi)星微元法向與地表微元和衛(wèi)星微元連線的夾角；為軌道高度；e為地球表面面積。

從式（1）可以看出，地球反照和地球紅外能量與軌道高度有關(guān)，在地球靜止軌道高度36 000 km下，地球反照和地球紅外的能量密度約5 W/m2，不足太陽輻射能量的0.5%。因此地球靜止軌道可忽略地球紅外和地球反照能量的影響。

2）軌道周期長，遙感器受照及不受照的持續(xù)時(shí)間較長，對遙感器內(nèi)部的溫度影響很大。

遙感器的±方向外熱流成季節(jié)性變化，一年為一個(gè)變化周期，每年內(nèi)均有半年長期受照，半年長期不受照；而±以及±Z方向外熱流一軌24 h為一個(gè)變化周期，一軌內(nèi)最長有12 h持續(xù)受照，12 h持續(xù)不受照。

3）地球靜止軌道遮光罩將持續(xù)長時(shí)間受照或長時(shí)間不受照，導(dǎo)致遮光罩溫度波動可達(dá)百攝氏度以上，對光學(xué)系統(tǒng)溫度有較大影響。為減小遮光罩溫度波動，地球靜止軌道遙感器遮光罩的設(shè)計(jì)一般較復(fù)雜，采取遮光罩分段或者多種熱控措施結(jié)合的方式。復(fù)雜的設(shè)計(jì)也增加了外熱流的模擬難度。圖1為地球靜止軌道遙感器不同季節(jié)受照情況。

圖1 地球靜止軌道遙感器不同季節(jié)受照情況

4）入光口所處的對地面（一般+側(cè)），午夜前后太陽光與遙感器光軸的夾角接近0°，遮光罩不能有效遮擋太陽光，光學(xué)系統(tǒng)在一個(gè)軌道周期內(nèi)可能面臨長時(shí)間的太陽照射。其光照強(qiáng)度和光照時(shí)間與遙感器所處的軌道時(shí)刻以及遙感器遮光罩的尺寸有關(guān)。

光學(xué)系統(tǒng)接收到的太陽輻射能量密度為：

式中為衛(wèi)星運(yùn)動的角速度；為軌道時(shí)刻，以午夜零點(diǎn)為起點(diǎn)。

光學(xué)系統(tǒng)接收到太陽輻射的時(shí)間為：

式中為遮光罩直徑；為遮光罩長度。

2 空間熱流模擬方法

2.1 常規(guī)空間熱流模擬方法

目前國內(nèi)研制的絕大部分遙感器為太陽同步軌道遙感器，太陽同步軌道軌道高度低，需同時(shí)考慮接收到的太陽輻照、地球紅外以及地球反照輻射熱流，地球反照與地球紅外能量較為穩(wěn)定，太陽輻射時(shí)間較短。

太陽同步軌道遙感器光學(xué)系統(tǒng)一般可通過合理的設(shè)計(jì)遮光罩尺寸來規(guī)避太陽輻射；太陽輻射能量不會長時(shí)間照射遮光罩，遮光罩一般采取外部包覆多層隔熱材料，遮光罩根部布置主動控溫回路，遮光罩一軌內(nèi)溫度變化較小，對光學(xué)系統(tǒng)影響較?。贿b感器的其他結(jié)構(gòu)除散熱面外均包覆在多層隔熱材料內(nèi)，有效隔絕空間熱流對相機(jī)內(nèi)部溫度的影響。

太陽同步軌道遙感器一般采用吸收式熱流模擬法，常用的吸收式熱流模擬法有紅外籠、紅外燈陣以及表面薄膜加熱器[10-14]。

1）紅外籠熱流模擬法。紅外籠模擬器是由多個(gè)加熱回路組成，每個(gè)回路由中間留有一定空隙的金屬帶串聯(lián)而成，紅外籠與熱流計(jì)形成閉環(huán)控制系統(tǒng)來模擬空間熱流。以熱流計(jì)的溫度為控制目標(biāo)，調(diào)整紅外籠上施加的功率，從而達(dá)到調(diào)整熱流量的目的。

2）紅外燈陣熱流模擬法。紅外燈陣是由紅外燈及支架組成，試驗(yàn)時(shí)在星體四周組成燈陣，實(shí)現(xiàn)對遙感器的輻射加熱，紅外燈陣同紅外籠一樣，通過與熱流計(jì)形成閉環(huán)控制來調(diào)整熱流量。

3）表面薄膜加熱器熱流模擬法。表面薄膜加熱器是在遙感器表面粘貼一層薄膜電阻加熱片，通電后使其產(chǎn)生的焦耳熱等于遙感器表面吸收的空間外熱流。加熱器配以程控電源使用，通過調(diào)整電流/電壓來調(diào)整加熱功耗，匹配遙感器表面吸收的熱流量。

隨著我國遙感器向高軌進(jìn)軍，地球靜止軌道遙感器會越來越多，遙感器光學(xué)系統(tǒng)將面臨長時(shí)間“日凌”現(xiàn)象，而光學(xué)系統(tǒng)對光譜有較強(qiáng)的選擇性吸收、反射和透過能力，要求空間熱流模擬系統(tǒng)能夠提供接近太陽光譜分布的準(zhǔn)直熱源，常規(guī)的熱流模擬方法未考慮空間熱流的譜段特性，不再適用于地球靜止軌道光學(xué)系統(tǒng)長期受照情況下的熱流模擬，亟需尋找新的空間熱流模擬方法，本文提供了一個(gè)解決方案。

2.2 太陽模擬器和運(yùn)動模擬器空間熱流模擬方法

圖2所示為太陽模擬器與運(yùn)動模擬器空間熱流模擬系統(tǒng)簡圖，該系統(tǒng)由真空環(huán)境模擬室、太陽模擬器、運(yùn)動模擬器以及輔助電加熱器組成。

圖2 空間熱流模擬系統(tǒng)

1）太陽模擬器。太陽模擬器是一種入射式空間熱流模擬方法，可模擬太陽光的輻照強(qiáng)度、方向及其光譜特性，太陽模擬器由光源、光學(xué)系統(tǒng)以及冷卻系統(tǒng)組成，光源采用氙燈，氙燈發(fā)出的光經(jīng)過特殊濾光后，其光譜成分與太陽光接近。大型空間模擬室一般都裝有相匹配的太陽模擬器。

2）運(yùn)動模擬器。運(yùn)動模擬器用于模擬太陽光與遙感器相對位置關(guān)系的變化。地球靜止軌道一個(gè)周期內(nèi)太陽光與光軸夾角從0°勻速變化到360°，因此運(yùn)動模擬器應(yīng)具備0.25（°）/min的勻速轉(zhuǎn)動能力，所需轉(zhuǎn)動的角度以及其他輔助運(yùn)動功能可根據(jù)具體試驗(yàn)情況進(jìn)行設(shè)計(jì)。

3）輔助電加熱器。電加熱器結(jié)構(gòu)簡單、精度高，可實(shí)現(xiàn)瞬態(tài)熱流的模擬，因此選擇電加熱器作為輔助熱流模擬方法。輔助電加熱器可用于光學(xué)系統(tǒng)不受照時(shí)刻空間熱流的模擬，以及光學(xué)系統(tǒng)受照時(shí)刻無法采用太陽模擬器模擬的部分熱流的模擬，提高了試驗(yàn)的精度，同時(shí)減小了運(yùn)動模擬器的運(yùn)動幅度，減小了對太陽模擬器和真空環(huán)境模擬室尺寸的要求。

該熱流模擬系統(tǒng)具有如下特點(diǎn)：①熱源具有太陽光譜特性；②能夠模擬太陽光與遙感器相對位置關(guān)系的變化；③采用其他輔助模擬方式，可減小參試設(shè)備的轉(zhuǎn)動幅度，大大提升了試驗(yàn)方案的工程可實(shí)現(xiàn)性。

3 應(yīng)用實(shí)例

下文以“風(fēng)云四號”衛(wèi)星閃電成像儀為例，詳細(xì)介紹地球靜止軌道空間熱流的模擬方法。

3.1 閃電成像儀概述

“風(fēng)云四號”衛(wèi)星工作于地球靜止軌道，其搭載的閃電成像儀安裝于衛(wèi)星-側(cè)艙板上，閃電成像儀入光口（+側(cè)）對地，其坐標(biāo)系如圖3（a）所示，與衛(wèi)星坐標(biāo)系一致。閃電成像儀由主體結(jié)構(gòu)、遮光罩、鏡頭組件、焦面組件以及散熱組件構(gòu)成。鏡頭組件為透射式，由兩套完全相同的光學(xué)系統(tǒng)組成，每套光學(xué)系統(tǒng)由8片透鏡組成，如圖3（b）所示。為滿足閃現(xiàn)在軌成像需求，閃電成像儀面向外空間的結(jié)構(gòu)采取了如下熱控措施：

1）遮光罩外表面噴涂ACR-1防靜電白漆，內(nèi)表面發(fā)黑；

2）散熱面表面粘貼OSR片；

3）相機(jī)主體外表面包覆20單元多層隔熱組件，最外側(cè)為單面鍍鋁聚酰亞胺膜；

4）濾光片前增加保護(hù)玻璃，保護(hù)玻璃表面鍍紅外高反、可見高透膜。

圖3 閃電成像儀

3.2 空間熱流模擬方法

3.2.1 空間熱流特點(diǎn)

閃電成像儀光學(xué)系統(tǒng)的透鏡1為保護(hù)玻璃，對可見譜段有很高的透過率，對于紅外譜段具有很高的反射率；透鏡2為濾光片，僅對波長0.777±0.01mm的能量具有很高的透過率，對于其余譜段具有很高的反射率。透鏡3~透鏡8可接受到的能量很少，對于熱的影響可以不予考慮。前兩片透鏡對于能量的選擇性如圖4所示。

圖4 前兩片的透鏡對能量的選擇

午夜前后，閃電成像儀的遮光罩不能有效的遮擋太陽光，光學(xué)系統(tǒng)在午夜前后將出現(xiàn)光學(xué)系統(tǒng)受照情況，圖5所示為光學(xué)系統(tǒng)受照時(shí)間最長的日期下光學(xué)系統(tǒng)到達(dá)的太陽輻射熱流密度隨時(shí)間的變化曲線（起始時(shí)刻為正午12點(diǎn)）。由于遮光罩的遮擋，光學(xué)系統(tǒng)不同位置受到太陽輻射的時(shí)間段不同，如圖6所示，午夜前透鏡組件的+X側(cè)受照，午夜透鏡組件中心受照，午夜后透鏡組件-X側(cè)受照。

圖5 到達(dá)光學(xué)系統(tǒng)的太陽輻射熱流密度

圖6 光學(xué)系統(tǒng)受照情況

3.2.2 空間熱流模擬系統(tǒng)

根據(jù)閃電成像儀空間熱流特點(diǎn)，選擇采用太陽模擬器與運(yùn)動模擬器配合輔助電加熱器的空間熱流模擬方法，空間熱流模擬系統(tǒng)如圖7所示（不包含真空模擬室）。

圖7 FY-4閃電成像儀空間熱流模擬系統(tǒng)

（1）太陽模擬器/真空環(huán)境模擬室

根據(jù)遙感器尺寸選擇太陽模擬器以及真空環(huán)境模擬室，太陽模擬器光斑尺寸滿足遙感器轉(zhuǎn)動過程中始終處于太陽光斑的覆蓋范圍內(nèi)；真空環(huán)境模擬室尺寸要大于3倍的遙感器特征尺寸，以提供足夠大的熱沉表面積，減小太陽模擬器的附加熱流影響[15]，提高熱平衡試驗(yàn)精度。

（2）運(yùn)動模擬器

運(yùn)動模擬器具有轉(zhuǎn)動和平移運(yùn)動功能，轉(zhuǎn)動角度由光學(xué)系統(tǒng)受照情況決定，平移距離由太陽模擬器尺寸決定。

根據(jù)圖5可知閃電成像儀在午夜前后各1小時(shí)12分鐘的時(shí)間內(nèi)受照，根據(jù)地球靜止軌道運(yùn)動規(guī)律，該時(shí)間段內(nèi)太陽光與遙感器光軸夾角從-18°變化到18°，因此運(yùn)動模擬器需要具備在-18°到18°之間任意轉(zhuǎn)動，并且可以以0.25（°）/min的速度在-18°~18°之間勻速轉(zhuǎn)動的功能；根據(jù)遙感器尺寸以及運(yùn)動角度，選用的太陽模擬器光斑尺寸為直徑600 mm，因此運(yùn)動模擬器要具備600 mm以上的平移運(yùn)動功能。

（3）輔助電加熱器

遮光罩、多層隔熱組件以及散熱面上需粘貼輔助電加熱器。輔助電加熱器的設(shè)計(jì)需考慮電加熱器的粘貼位置以及電加熱器的分區(qū)。

1）遮光罩：綜合考慮實(shí)施可行性及表面輻射特性，將電加熱器粘貼在遮光罩外表面，并在電加熱器外表面噴涂ACR-1防靜電白漆。遮光罩為圓柱結(jié)構(gòu)，且熱流需要同時(shí)模擬內(nèi)壁、外壁以及光柵的太陽輻射熱流，導(dǎo)致熱流分布沿周向和軸向都極不均勻，需通過多輪仿真分析迭代進(jìn)行合理分區(qū)。

2）散熱面：散熱面基板為鋁板，表面粘貼OSR片，OSR表面無法粘貼電加熱器。OSR表面與散熱面鋁板溫差很小，將電加熱器粘貼在散熱面鋁板表面與粘貼在OSR表面對溫度影響很小，因此將電加熱器粘貼在散熱面鋁板表面。散熱面為平面，熱流密度均勻，因此每個(gè)散熱面表面為一個(gè)分區(qū)。

3）多層外側(cè)：多層隔熱組件表面為單面鍍鋁聚酰亞胺薄膜，多層隔熱組件外側(cè)的熱流模擬電加熱器首先粘貼在聚酰亞胺薄膜上，再固定于多層隔熱組件外側(cè)，即避免了破壞多層隔熱組件，也保證了外表面輻射特性一致。多層隔熱組件電加熱器根據(jù)熱流密度分區(qū)，熱流密度接近的作為一個(gè)分區(qū)。

3.2.3 空間熱流模擬方法

該方法為組合式空間熱流模擬法，需要太陽模擬器、運(yùn)動模擬器以及輔助電加熱器的精準(zhǔn)配合使用?？臻g熱流模擬按照如下流程進(jìn)行（軌道0時(shí)刻為正午十二點(diǎn)）：

1）0 s~38 880 s：軌道0時(shí)刻將閃電成像儀置于太陽光斑范圍以外，電加熱器開啟，按照瞬態(tài)工況進(jìn)行熱流加載，模擬光學(xué)系統(tǒng)不受照時(shí)期閃電成像儀所接受的空間熱流；

2）38 880 s~47 250 s：軌道時(shí)刻38 880 s（午夜前1小時(shí)12分）時(shí)，將閃電成像儀移至太陽模擬器正下方，并將閃電成像儀傾斜，使其光軸方向與太陽光成-18°夾角（圖7a所示位置），開啟太陽模擬器為一個(gè)太陽常數(shù)。運(yùn)動模擬器以0.25（°）/min的速度勻速轉(zhuǎn)動，直至閃電成像儀與太陽光夾角為18°（圖7b所示位置），關(guān)閉太陽模擬器，運(yùn)動模擬器平移，將閃電成像儀移出太陽模擬器光斑范圍。

試驗(yàn)工況為末期工況，遮光罩、散熱面以及多層外側(cè)的涂層退化，而試驗(yàn)狀態(tài)下涂層為初期狀態(tài)，因此太陽模擬器開啟時(shí)間段內(nèi)，需要用輔助電加熱器彌補(bǔ)因末期退化增加的能量。

設(shè)涂層末期的太陽吸收率為1，初期太陽吸收率為2，則電加熱器需要補(bǔ)償?shù)哪芰繛椋?/p>

q=（1-2）/1

式中為末期工況實(shí)際吸收的太陽輻射熱流。

3）47 520s~86 400s：出光斑的同時(shí)開啟輔助電加熱器，采用電加熱器模擬光學(xué)系統(tǒng)不受照時(shí)期閃電成像儀所接受的空間熱流，直至一個(gè)軌道周期結(jié)束。回到步驟1），開始下一個(gè)軌道周期的熱流模擬。

3.3 地面試驗(yàn)及在軌驗(yàn)證

閃電成像儀進(jìn)行了地面試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)中充分模擬了成像儀在軌的空間熱環(huán)境條件。閃電成像儀遮光罩和保護(hù)玻璃位于最前端，受到空間熱流的影響最大，圖8為遮光罩和保護(hù)玻璃仿真分析以及地面熱平衡試驗(yàn)溫度曲線，從圖中可以看出，試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)果溫度變化規(guī)律一致，且最大溫差小于3 ℃。

FY-4衛(wèi)星于2016年12月11日發(fā)射，熱控系統(tǒng)在軌工作穩(wěn)定，表1列舉了仿真分析、真空熱平衡試驗(yàn)以及在軌飛行的溫度結(jié)果，從表中數(shù)據(jù)可以看出，各主要部件溫度滿足要求，且仿真分析溫度結(jié)果、試驗(yàn)溫度結(jié)果與在軌溫度數(shù)據(jù)一致，證明了該熱流模擬方法準(zhǔn)確有效。

圖8 一軌內(nèi)溫度變化曲線

表1 仿真分析、熱平衡試驗(yàn)及在軌飛行溫度數(shù)據(jù)

Tab.1 Temperature data of simulation thermal balance test and flight in orbit /℃

4 結(jié)束語

本文介紹了一種組合式地球靜止軌道光學(xué)遙感器太陽輻射熱流的模擬方法。通過太陽模擬器、運(yùn)動模擬器以及輔助電加熱器的精準(zhǔn)配合使用進(jìn)行空間熱流的模擬，既準(zhǔn)確模擬了光學(xué)系統(tǒng)對太陽光譜能量的選擇性吸收、反射和透過以及遙感器與太陽光相對位置關(guān)系的變化，又簡化了試驗(yàn)裝置，提高了試驗(yàn)方案的工程可實(shí)現(xiàn)性。該模擬方法也為其他高軌遙感器以及太陽觀測遙感器的空間熱流模擬方法提供了參考。

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（編輯：毛建杰）

Investigation of Space Heat Flux Simulation Method for Remote Sensor in Geostationary Orbit

XU Nana1,2YU Feng1FENG Yanguang1

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Key Laboratory of Advanced Optical Remote Sensing Technology, Beijing 100094, China）

Ground thermal balance test should be carried out for space remote sensor in order to verify the validity of the thermal control design. Accurate simulation of the space heat flux is the critical factor in the ground thermal verification. Especially it is more important for the sensors on geostationary orbit owning to the complexity of the heat flux. In this paper, a new heat flux simulation method is given for the sensor on geostationary orbit, which can solve the problem of irradiation for the optical system on high altitude orbit and increase the accuracy of heat flux simulation. Taking the FY-4 lightning imaging sensor as an example, the method is introduced in detail. The ground test and in-orbit verifications are all carried out, and the temperature data results indicate the correctness of the simulation method and the reliability of the analog data. This method also provides reference of heat flux simulation for the subsequent high orbit and solar observation remote sensors.

heat flux simulation; test and in-orbit verification; solar simulator; geostationary orbit; FY-4 satellite

443+.5

A

1009-8518(2017)06-0065-09

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.06.008

徐娜娜，女，1985年生，2011年獲中國科學(xué)院理化技術(shù)研究所工學(xué)碩士學(xué)位，工程師，研究方向?yàn)檫b感器熱設(shè)計(jì)。E-mail:xunn_85@126.com。

2017-03-20

國家重大科技專項(xiàng)工程