硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡衛(wèi)星熱設(shè)計(jì)及驗(yàn)證

周宇鵬 趙欣 周曉云 孫騰飛 崔麗萍 嚴(yán)利娟

(1北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,空間熱控技術(shù)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100094)(2北京衛(wèi)星制造廠有限公司,北京 100094)

硬X射線調(diào)制望遠(yuǎn)鏡(HXMT)衛(wèi)星作為我國(guó)科學(xué)探測(cè)衛(wèi)星,可實(shí)現(xiàn)1～250 ke V寬能區(qū)X射線成像巡天、伽馬爆發(fā)源等天體定向觀測(cè),并對(duì)黑洞附近強(qiáng)引力場(chǎng)中物質(zhì)的動(dòng)力學(xué)、粒子加速和輻射過程[1]等進(jìn)行研究。

本文針對(duì)HXMT衛(wèi)星平臺(tái)及望遠(yuǎn)鏡載荷軌道外熱流環(huán)境惡劣、變化極其復(fù)雜、多載荷一體結(jié)構(gòu)安裝布局的熱設(shè)計(jì)任務(wù)要求,結(jié)合天文探測(cè)衛(wèi)星的軌道與姿態(tài)特點(diǎn),給出了其外熱流分析結(jié)果和典型極端工況的選取依據(jù),全面回顧和總結(jié)了整個(gè)熱控研制過程中以乙烷深冷熱管技術(shù)為代表的被動(dòng)低溫設(shè)計(jì)特點(diǎn)及經(jīng)驗(yàn),介紹了望遠(yuǎn)鏡載荷復(fù)雜凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)的試驗(yàn)?zāi)M驗(yàn)證方法及經(jīng)驗(yàn),并對(duì)整星及望遠(yuǎn)鏡載荷熱性能的在軌飛行驗(yàn)證進(jìn)行了總結(jié)。

1 軌道與姿態(tài)特點(diǎn)及外熱流分析

根據(jù)科學(xué)任務(wù)的設(shè)計(jì)要求,衛(wèi)星選取軌道高度為550 km,軌道傾角為43°的近地圓軌道,軌道面與入射陽(yáng)光之間的夾角在軌變化范圍在130°以上。不同于傳統(tǒng)三軸穩(wěn)定姿態(tài)對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星,HXMT衛(wèi)星主要科學(xué)觀測(cè)模式為巡天觀測(cè)和定點(diǎn)觀測(cè),如圖1所示。巡天觀測(cè)下,星體某一軸對(duì)準(zhǔn)太陽(yáng),載荷光軸垂直于對(duì)日軸并使整星繞對(duì)日軸自旋,利用太陽(yáng)在黃道面上的周年運(yùn)動(dòng)及衛(wèi)星繞本體軸的自旋實(shí)現(xiàn)對(duì)全天球掃描覆蓋。定點(diǎn)觀測(cè)下,載荷光軸指向慣性定向下全天球觀測(cè)目標(biāo),衛(wèi)星＋X軸瞄準(zhǔn)觀測(cè)目標(biāo),太陽(yáng)矢量與衛(wèi)星＋X軸夾角不小于70°,太陽(yáng)矢量在衛(wèi)星XOZ面上,衛(wèi)星＋Z面不受太陽(yáng)照射,太陽(yáng)矢量與±Y面夾角不大于7°。

HXMT衛(wèi)星軌道的特殊性和姿態(tài)的多樣性決定了其外熱流變化的復(fù)雜性和多變性,外熱流的準(zhǔn)確分析對(duì)于整星及載荷的熱設(shè)計(jì)非常重要,為此進(jìn)行了詳細(xì)的分析和比對(duì)[2]。圖2給出了巡天觀測(cè)模式下衛(wèi)星各表面的太陽(yáng)直照、地球反照和紅外輻射三種熱流密度變化特點(diǎn):①衛(wèi)星＋Z面、±Y面、＋X面的太陽(yáng)直照為0 W/m2,－Z面長(zhǎng)期受照;②衛(wèi)星＋Z面、±Y面、＋X面的地球反照(0～88.3 W/m2)和地球紅外(0～102.5 W/m2)熱流相對(duì)較小,可作為整星和有效載荷的有效散熱面;③每次β角過0°時(shí),由于衛(wèi)星慢旋方向發(fā)生反向轉(zhuǎn)動(dòng),－Y面、＋Y面外熱流也同樣發(fā)生近似階躍式的變化;④衛(wèi)星受外熱流照射面(＋Z面、±Y面、＋X面)的地球反照和地球紅外熱流均一致地隨|β|的減小而單調(diào)增大,因此在巡天觀測(cè)模式下可依據(jù)|β|的變化來確定極端外熱流工況,選取了β＝－0.5°、β＝＋0.5°的巡天高溫工況和β＝66.5°的巡天低溫工況。

由于定點(diǎn)模式下目標(biāo)源的分布復(fù)雜,衛(wèi)星與地球的相對(duì)關(guān)系(即外熱流環(huán)境)比巡天模式下也更加復(fù)雜,所選取的散熱面(＋X、±Y、＋Z)并不是一致地隨著|β|的減小而單調(diào)增大,考慮到目標(biāo)44個(gè)點(diǎn)源的經(jīng)度范圍(25.92°～350.90°)涵蓋在太陽(yáng)赤經(jīng)范圍內(nèi)(0～360°),在選取不同太陽(yáng)常數(shù)時(shí)即能夠考慮到目標(biāo)點(diǎn)源的經(jīng)度變化,因此對(duì)目標(biāo)點(diǎn)源依據(jù)其緯度范圍(－66.8°～＋58.82°)來選取。同時(shí)考慮到地球紅外和地球反照熱流對(duì)有效載荷的影響,及定點(diǎn)觀測(cè)模式下太陽(yáng)、衛(wèi)星、地球和觀測(cè)點(diǎn)源的相對(duì)位置關(guān)系,分別選取了位于夏至(Crab:83.63°/22.01°)、冬 至 (X1636:81.50°/－66.07°)和 春 分(Cas-A:350.90°/58.82°)的典型點(diǎn)源。

2 熱設(shè)計(jì)思路及特點(diǎn)

基于HXMT衛(wèi)星整星平臺(tái)與載荷的熱控任務(wù)特點(diǎn),分別對(duì)其熱設(shè)計(jì)思路及特點(diǎn)進(jìn)行歸納總結(jié)。

2.1 熱設(shè)計(jì)思路

(1)整星平臺(tái):①優(yōu)先繼承資源二號(hào)衛(wèi)星平臺(tái)的成熟設(shè)計(jì),采用被動(dòng)熱控技術(shù)和主動(dòng)熱控技術(shù)相結(jié)合的控制方式;②根據(jù)外熱流情況選取穩(wěn)定有效的散熱面,并針對(duì)衛(wèi)星特有的似階躍式變化外熱流和－Z面長(zhǎng)期對(duì)日姿態(tài),采取平臺(tái)艙與載荷艙熱耦合設(shè)計(jì),對(duì)有低溫要求的望遠(yuǎn)鏡載荷采取其與載荷艙的隔熱設(shè)計(jì)。

(2)望遠(yuǎn)鏡載荷:針對(duì)HXMT衛(wèi)星各望遠(yuǎn)鏡載荷溫度指標(biāo)跨度大且一體結(jié)構(gòu)安裝、外熱流惡劣及變化復(fù)雜的熱控設(shè)計(jì)難點(diǎn),結(jié)合高能望遠(yuǎn)鏡、中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡布局特點(diǎn):①對(duì)高能主探測(cè)器,采取被動(dòng)隔熱和主動(dòng)熱補(bǔ)償來滿足其(18±2)℃的指標(biāo)要求;②在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度要求的情況下,最大化從高溫高能主探測(cè)器到低溫中能、低能探測(cè)器傳熱路徑上的隔熱措施;③對(duì)中能和低能探測(cè)器,先采用遮陽(yáng)板遮擋太陽(yáng)直照熱流影響,再利用其遮光罩和電子機(jī)箱外殼作為散熱面來輻射制冷,同時(shí)對(duì)主結(jié)構(gòu)上板安裝高能探測(cè)器和低能探測(cè)器的部位增加散熱面以降低其安裝區(qū)域的基準(zhǔn)溫度;④考慮到外熱流的惡劣及變化復(fù)雜情況,對(duì)散熱面的布局、面積及涂層選用再進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2.2 平臺(tái)熱設(shè)計(jì)特點(diǎn)

1)基于階躍式變化外熱流的平臺(tái)耦合式設(shè)計(jì)

如第1節(jié)提到的巡天觀測(cè)模式下每次β角過0°時(shí),衛(wèi)星－Y面和＋Y面外熱流會(huì)發(fā)生近似階躍式的變化,同時(shí)定點(diǎn)觀測(cè)模式下所選取的散熱面(＋Z、±Y)的外熱流變化復(fù)雜,因此對(duì)平臺(tái)采取了熱耦合設(shè)計(jì),通過整個(gè)平臺(tái)的魯棒效果來抑制外熱流分布及波動(dòng)變化的影響。具體措施:①承力筒內(nèi)外表面均做發(fā)黑處理,強(qiáng)化承力筒＋Y和－Y側(cè)艙體及其內(nèi)部動(dòng)量輪的輻射換熱;②艙內(nèi)表面除儀器設(shè)備安裝區(qū)域外均噴涂SR107白漆,強(qiáng)化平臺(tái)＋Z側(cè)與承力筒、－X側(cè)與＋X側(cè)的輻射換熱。

2)對(duì)日狀態(tài)下5 N推力器電磁閥熱設(shè)計(jì)

根據(jù)HXMT衛(wèi)星姿態(tài)及總體布局特點(diǎn),衛(wèi)星－Z面有2臺(tái)處于長(zhǎng)期對(duì)日狀態(tài)的5 N推力器,其電磁閥熱控設(shè)計(jì)需要重點(diǎn)關(guān)注,特別是在β＝66.5°全光照工況下的高溫情況。為此,對(duì)－Z面的2臺(tái)5 N推力器及其電磁閥、安裝支架等進(jìn)行了詳細(xì)建模分析,并參照了某幾個(gè)衛(wèi)星型號(hào)的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn),經(jīng)分析每個(gè)推力器在開1路加熱器的情況下,鎧裝加熱器頭部溫度約183℃,鎧裝熱敏電阻處溫度約137℃,靠近140℃的工作溫度范圍上限,認(rèn)為可按此狀態(tài)計(jì)算并提取電磁閥的溫度;分析了支架有無多層包覆、安裝支架與艙板換熱系數(shù)變化等因素影響下的電磁閥高溫水平在43～55℃,考慮到正樣熱平衡試驗(yàn)服務(wù)艙底板－Z側(cè)溫度:4～15℃,且其±Y側(cè)艙板為散熱面,最終確定了5 N推力器支架、自鎖閥和過濾器包覆5單元多層的熱控設(shè)計(jì)狀態(tài)。

3)分流調(diào)節(jié)器和放電調(diào)節(jié)器正交預(yù)埋熱管設(shè)計(jì)針對(duì)分流器和放電調(diào)節(jié)器熱耗較大,單機(jī)內(nèi)部電子元器件(功率管等)局部熱流密度大且熱耗分布不均的特點(diǎn),在分流器和放電調(diào)節(jié)器各艙板內(nèi)設(shè)計(jì)正交預(yù)埋熱管,如圖3所示,以平抑設(shè)備熱耗變化引起的溫度波動(dòng),相對(duì)于較常用的U型預(yù)埋熱管設(shè)計(jì)具有更好的散熱面輻射效率和逆重力性能,并為單機(jī)安裝面提供良好的熱接口邊界環(huán)境,降低該大熱耗電源類單機(jī)熱設(shè)計(jì)不足帶來的風(fēng)險(xiǎn)。

2.3 載荷熱設(shè)計(jì)特點(diǎn)

1)低溫望遠(yuǎn)鏡載荷遮陽(yáng)板設(shè)計(jì)

HXMT衛(wèi)星不同模式下外熱流惡劣且變化復(fù)雜,對(duì)有低溫要求的中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡有效載荷影響很大,如何抑制外部環(huán)境對(duì)于低溫載荷的影響至關(guān)重要。為此,借鑒光學(xué)相機(jī)遮光罩設(shè)計(jì)了平板式遮陽(yáng)結(jié)構(gòu)(見圖4),來直接遮擋掉太陽(yáng)直照外熱流對(duì)于低溫中能望遠(yuǎn)鏡和低能望遠(yuǎn)鏡載荷的影響。在遮陽(yáng)板的具體設(shè)計(jì)中:①考慮了遮陽(yáng)板構(gòu)型的有效遮擋區(qū)域,保證距離遮陽(yáng)板最遠(yuǎn)端的低能望遠(yuǎn)鏡遮光罩在巡天和定點(diǎn)觀測(cè)模式下均不會(huì)被太陽(yáng)直接照射到;②考慮了減小太陽(yáng)直照熱流引起的遮陽(yáng)板高溫影響以及遮陽(yáng)板對(duì)其＋Z方向載荷散熱面的紅外輻射影響,對(duì)遮陽(yáng)板±Z側(cè)及其支撐桿設(shè)計(jì)包覆F46鍍銀二次表面鏡面膜的多層隔熱組件。

2)多載荷一體結(jié)構(gòu)安裝布局隔熱設(shè)計(jì)

針對(duì)溫度指標(biāo)要求最大相差達(dá)到60℃以上且安裝在同一個(gè)支撐結(jié)構(gòu)上的低能望遠(yuǎn)鏡(－80～－42℃)、中能望遠(yuǎn)鏡(－50～－10℃)、高能望遠(yuǎn)鏡(18℃±2℃),在保證主結(jié)構(gòu)整體及望遠(yuǎn)鏡單機(jī)強(qiáng)度和剛度等力學(xué)條件下,采取了三級(jí)隔熱設(shè)計(jì)措施:①高能主探測(cè)器到主結(jié)構(gòu)中板(5 mm厚的鏤空式玻璃鋼隔熱墊);②主結(jié)構(gòu)支撐桶(6層疊合的11 mm厚TC4鈦合金隔熱墊組件);③主結(jié)構(gòu)上板到中、低能望遠(yuǎn)鏡單體(安裝板螺紋連接處為(φ10～16)mm×3.5 mm厚聚酰亞胺隔熱墊)。通過傳熱路徑上的熱阻計(jì)算分析,實(shí)現(xiàn)每級(jí)隔熱路徑上分配溫差20℃量級(jí)的隔熱效果。

3)被動(dòng)輻射制冷方案熱控設(shè)計(jì)及經(jīng)驗(yàn)

對(duì)于低能望遠(yuǎn)鏡,首要的熱設(shè)計(jì)要求就是低溫工作環(huán)境的實(shí)現(xiàn),經(jīng)綜合論證確定了相對(duì)簡(jiǎn)單可靠的被動(dòng)輻射制冷頂層方案。低溫低能望遠(yuǎn)鏡載荷在觀測(cè)期間所受的地球紅外及反照外熱流情況惡劣,特別是地球紅外熱流。通過輻射器能量平衡方程,確定了分別從內(nèi)熱源和外熱流分別進(jìn)行控制的設(shè)計(jì)思路及流程[3],如圖5所示;采取了探測(cè)器和電子機(jī)箱分體式結(jié)構(gòu)、凸臺(tái)式隔熱設(shè)計(jì)、懸臂式遮光罩作為輻射散熱器、遮陽(yáng)板外熱流直接抑制和末期α/ε最小的涂層外熱流間接抑制等設(shè)計(jì)措施(α為太陽(yáng)吸收比,ε為紅外發(fā)射率)。此外,對(duì)于低溫載荷的熱控涂層(SR107-ZK白漆、F46二次表面鏡、鈰玻璃鍍銀二次表面鏡(OSR))和周邊環(huán)境均采取了有效的熱管理,具體包括:①封閉性良好的熱控涂層保護(hù)膜(罩);②輻射器地面長(zhǎng)期存儲(chǔ)及出廠前的二次復(fù)測(cè);③含發(fā)射場(chǎng)階段的熱控涂層保護(hù)拆除及清潔流程;④低溫載荷周邊多層隔熱組件的防塵保護(hù)罩,這些措施有效地保證了入軌初期熱控涂層數(shù)據(jù)以及整星及載荷溫度水平的準(zhǔn)確預(yù)測(cè),保證了低溫載荷探測(cè)器在大工作溫度范圍下(－80～－42℃)窄溫區(qū)(ΔT＝2℃)的準(zhǔn)確及時(shí)標(biāo)定。

4)乙烷深冷熱管技術(shù)

由于低能探測(cè)器的工作溫度范圍(－80～－42℃)已超過了常規(guī)氨熱管的使用范圍下限,在低能探測(cè)器的熱控方案中采用了乙烷深冷熱管技術(shù),以滿足近地軌道復(fù)雜外熱流條件下的探測(cè)器陣列(0.43 m×0.23 m)低溫環(huán)境和溫度均勻性(ΔT＜5℃)要求,如圖6所示,主要設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)包括[4]:①傳熱能力及極限熱流密度需求設(shè)計(jì):對(duì)系統(tǒng)傳熱需求的準(zhǔn)確核算,對(duì)乙烷熱管全工作溫區(qū)的傳熱性能實(shí)測(cè)[5],通過采用彎曲半徑能力強(qiáng)的熱管管型和圓弧式凸臺(tái)設(shè)計(jì)來保障極限熱流密度要求;②外貼熱管正交網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì):結(jié)合低能探測(cè)器安裝板和遮光罩結(jié)構(gòu)布局特點(diǎn),設(shè)計(jì)了由3根U型、2根L型和1根直線型組成的外貼熱管正交網(wǎng)絡(luò),將探測(cè)器熱耗及環(huán)境漏熱直接導(dǎo)到遮光罩散熱面上,并保證了±Z方向探測(cè)器的溫度均勻性和遮光罩的散熱效率,并增強(qiáng)了懸臂式遮光罩的力學(xué)穩(wěn)定性,實(shí)現(xiàn)了在深低溫區(qū)間的熱量收集、傳遞與排散的技術(shù)難題。

3 熱平衡試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 初樣熱平衡試驗(yàn)

1)平臺(tái)服務(wù)艙設(shè)備熱耗加熱片等效試驗(yàn)?zāi)M

為節(jié)約研制經(jīng)費(fèi),經(jīng)論證初樣平臺(tái)服務(wù)艙繼承了資源三號(hào)(ZY-3)的結(jié)構(gòu)(包括結(jié)構(gòu)板、設(shè)備、中心承力筒等),但HXMT衛(wèi)星與ZY-3衛(wèi)星服務(wù)艙內(nèi)設(shè)備布局完全不同,采用ZY-3服務(wù)艙內(nèi)部設(shè)備布局無法考核到HXMT衛(wèi)星服務(wù)艙熱設(shè)計(jì)及其對(duì)載荷艙及望遠(yuǎn)鏡載荷的熱影響。初樣熱平衡試驗(yàn)中,通過平臺(tái)服務(wù)艙設(shè)備加熱片等效試驗(yàn)?zāi)M方法,將與HXMT衛(wèi)星位置布局不一致的熱耗設(shè)備均拆下,其空出的區(qū)域采用將加熱片直接粘貼在服務(wù)艙艙板上的方法來模擬HXMT衛(wèi)星內(nèi)熱源真實(shí)分布,并在試驗(yàn)后修正的熱分析模型中考慮了設(shè)備熱容、安裝方式、安裝面積和相互遮擋關(guān)系的影響,間接驗(yàn)證了其平臺(tái)服務(wù)艙熱設(shè)計(jì)的有效性,可推廣應(yīng)用于非新研平臺(tái)的初樣熱平衡試驗(yàn)中[6]。

2)望遠(yuǎn)鏡載荷外熱流加熱片直接等效試驗(yàn)?zāi)M

為保證中能和低能兩類望遠(yuǎn)鏡載荷能獲得低溫環(huán)境,在整個(gè)望遠(yuǎn)鏡載荷多處裸露區(qū)域設(shè)計(jì)了輻射散熱面。望遠(yuǎn)鏡載荷是個(gè)復(fù)雜的凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng),輻射器之間既有遮擋同時(shí)也存在相互的輻射。此外,同一個(gè)輻射器朝向不同的方向,無法采用紅外籠來直接模擬各個(gè)不同表面的入射熱流,因此初樣熱平衡試驗(yàn)中,除平臺(tái)外的載荷區(qū)域均采用加熱片直接模擬吸收熱流值,該熱流不僅包括地球紅外及反照熱流,還考慮到各個(gè)表面之間多次反射和輻射的熱流,通過該方法直接驗(yàn)證了望遠(yuǎn)鏡載荷熱設(shè)計(jì)的有效性。

3.2 正樣熱平衡試驗(yàn)

正樣熱平衡試驗(yàn)因載荷均為正樣狀態(tài)(OSR片等),難以采用初樣熱平衡試驗(yàn)的外熱流模擬方法,在正樣熱平衡試驗(yàn)中對(duì)望遠(yuǎn)鏡載荷外熱流采用了紅外籠間接等效試驗(yàn)?zāi)M方法,通過營(yíng)造一個(gè)能量等效且可實(shí)測(cè)獲得的熱環(huán)境系統(tǒng),在試驗(yàn)后利用熱試驗(yàn)熱分析模型來間接驗(yàn)證望遠(yuǎn)鏡載荷正樣的熱設(shè)計(jì),如圖7所示。具體的驗(yàn)證經(jīng)驗(yàn)包括:①基于低溫載荷散熱面(±Y側(cè)、＋Z側(cè))和遮陽(yáng)板(－Z側(cè))的布局特點(diǎn),設(shè)計(jì)了載荷區(qū)域的±Y側(cè)和±Z側(cè)紅外籠分區(qū),取消了＋X側(cè)紅外籠分區(qū),以利于載荷低溫水平模擬和熱試驗(yàn)熱分析模型修正;②通過分別在對(duì)應(yīng)紅外籠分區(qū)安裝熱流計(jì)和在紅外籠帶條粘貼熱電偶,進(jìn)行了紅外籠定功率和定溫模擬方法有效性的系統(tǒng)比對(duì),從模型修正結(jié)果認(rèn)為傳統(tǒng)的紅外籠定功率模擬方法更準(zhǔn)確,紅外籠的定功率設(shè)定需在試驗(yàn)前通過帶熱流計(jì)模型的模擬分析結(jié)果作為指導(dǎo);③在無紅外籠的＋X側(cè)應(yīng)用了測(cè)量精度優(yōu)于2 W/m2的煲式絕熱型熱流計(jì),用于背景熱流的模型準(zhǔn)確修正。

4 在軌飛行驗(yàn)證

HXMT衛(wèi)星于2017年6月15日在酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心發(fā)射,從遙測(cè)數(shù)據(jù)可看出,從發(fā)射入軌后的防污染及整星測(cè)試階段,到當(dāng)前的望遠(yuǎn)鏡載荷正常觀測(cè)工作階段,熱控分系統(tǒng)為整星及望遠(yuǎn)鏡載荷提供了良好的溫度環(huán)境,星內(nèi)一般設(shè)備溫度在0～33℃,設(shè)備溫度(含星外載荷)均滿足指標(biāo)要求且與熱平衡試驗(yàn)后預(yù)示的結(jié)果較為接近(d|T|＜4℃),具體見表1和圖8(圖8(b)中標(biāo)注的為巡天觀測(cè)模式數(shù)據(jù),其它為定點(diǎn)觀測(cè)模式數(shù)據(jù)),特別是為星外低能探測(cè)器提供的發(fā)射入軌后預(yù)測(cè)溫度,預(yù)測(cè)值(－50℃)與實(shí)際在軌值(－49～－48℃)僅相差不到2℃,為其提前設(shè)定標(biāo)定溫度基準(zhǔn)提供了重要的參考,熱控分系統(tǒng)有效地保證了HXMT衛(wèi)星在軌任務(wù)的順利開展。同時(shí),在軌低能探測(cè)器乙烷熱管單體溫差＜1.1℃,乙烷熱管安裝部位兩端溫差＜2.4℃,表明乙烷熱管在軌工作運(yùn)行良好,其熱控實(shí)施效果良好,乙烷熱管技術(shù)取得了良好的在軌運(yùn)用。

表1 衛(wèi)星熱平衡試驗(yàn)后預(yù)示溫度(涂層按照入軌初期狀態(tài))和在軌溫度對(duì)比Table 1 Comparison between in-orbit temperature and predicted temperature(initial injection coating status)after satellite thermal balance test

5 結(jié)束語

本文針對(duì)HXMT衛(wèi)星的熱設(shè)計(jì)任務(wù)需求,總結(jié)了該星熱控研制過程中以乙烷深冷熱管技術(shù)為代表的被動(dòng)低溫?zé)嵩O(shè)計(jì)特點(diǎn)及經(jīng)驗(yàn),介紹了望遠(yuǎn)鏡載荷復(fù)雜凹表面?zhèn)鳠嵯到y(tǒng)的試驗(yàn)?zāi)M驗(yàn)證方法及經(jīng)驗(yàn)。在軌數(shù)據(jù)表明:熱控分系統(tǒng)為整星及望遠(yuǎn)鏡載荷提供了良好的在軌溫度環(huán)境,設(shè)備溫度(含星外載荷)均滿足指標(biāo)要求且與熱平衡試驗(yàn)后預(yù)示的結(jié)果較為接近(d|T|＜4℃),熱控分系統(tǒng)有效地保證了HXMT衛(wèi)星在軌任務(wù)的順利開展,拓展了遙感平臺(tái)的天文觀測(cè)適應(yīng)能力,為后續(xù)天文探測(cè)衛(wèi)星打下了堅(jiān)實(shí)的研制基礎(chǔ)。

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