高灵敏度光学探测模块热设计_金永伟.pdf

收稿日期:2021-07-22 修回日期:2021-09-07 第 40 卷 第 4 期计 算 机 仿 真2023 年 4 月 文章编号:1006-9348(2023)04-0038-05高灵敏度光学探测模块热设计金永伟1,2,刘春龙1(1.中国科学院长春光学精密机械与物理研究所,吉林 长春 130033;2.中国科学院大学,北京 100049)摘要:高灵敏度光学探测模块(简称探测模块)工作时总功耗高达 600W,为了使模块满足正常工作时的温度要求,解决探测模块散热困难的问题,提出了一种主动热控与被动热控相结合的热设计方法。首先对探测模块所处的外部空间环境及内热源进行了分析,然后对探测模块进行了热设计;并对所设计的方案进行了有限元仿真分析,得到了探测模块不同工况在不同边界温度下的温度分布数值。分析结果表明,上述探测模块工作温度大约在 2.27 6.50之间,热分析计算的结果验证了所提出热设计方法的合理性,证明了所提的热设计方法能够有效的解决大功耗航天器的散热问题,对今后大功耗航天器的热控设计具有一定的借鉴和指导意义。关键词:主动热控;被动热控;有限元仿真分析;大功耗中图分类号:V19 文献标识码:BThermal Design of High-Sensitivity Optical Detection ModuleJIN Yong-wei1,2,LIU Chun-long1(1.Changchun Institute of Optics,Fine Mechanics and Physics,Chinese Academy of Sciences,Changchun Jilin 130033,China;2.University of Chinese Academy of Sciences,Beijing 100049,China)ABSTRACT:The high-sensitivity optical detection module(detection module for short)has a total power consump-tion of up to 600W when working.In order to make the module meet the temperature requirements during normal op-eration and solve the problem of difficult heat dissipation of the detection module,this paper proposes a combinedthermal design method of both active thermal control and passive thermal control.This paper first analyzed the exter-nal space environment and internal heat source where the detection module is located,and then conducted a thermaldesign on the detection module.Then a finite element simulation analysis was conducted on the designed scheme,andthe temperature distribution of the detection module was obtained in different working conditions at different bounda-ries.The analysis results show that the working temperature of the detection module is about 2.27 6.50.Theresults of thermal analysis and calculation verify the rationality of the proposed thermal design method and prove thatthe proposed thermal design method can effectively solve the large power consumption.The heat dissipation problemof spacecraft has certain references and guiding significance for the thermal control design of spacecraft with high pow-er consumption in the future.KEYWORDS:Active thermal control;Passive thermal control;Finite element simulation analysis;Large power con-sumption1 引言空间光学遥感器近年来取得了快速的发展,目前已广泛应用于资源勘查、对地监测以及国土测绘领域1。空间光学遥感技术的发展牵动着一个国家科技实力、经济实力、国防实力的提升,对一个国家综合实力的发展有着不可替代的重要意义2。随着空间光学遥感器的快速发展,同时,相应配套设备的布局也越发紧凑,热秏也越来越高,散热问题更加突出,从而使得热控设计难度不断升高。针对这些问题,国内外越来越多的研究学者进行了相关方面的研究。为满足长焦距航拍相机的热指标要求,LiuWeiyi 等分析了传导、对83流和辐射三种传热方式,并基于此分析进行了该相机的主要光学系统组件设计,最后进行热平衡实验,系统满足相机的热控指标3。张翔等进行多次分析、试验提出了多层隔热材料影响下在轨卫星温度场计算,为后期相关研究提供了技术支持4。Wang R J 等着重研究了正温度系数材料在可变环境温度下具有更好的热控制性能,研究了热导率、热容量和接触热阻对 PTC 材料热控制的影响,丰富了相关的研究5。刘春龙等针对空间机械臂关节内部功耗大,散热路径复杂,工作时间长,工作姿态复杂多变的热特点,对空间机械臂关节进行了详细热控设计,并进行了低温工况和 4 种高温工况下的热分析,使得其在极端恶劣的工况下满足了使用要求6。Lydzba D 重点介绍等效各向同性微结构的概念,该微结构由在纵横比上具有一定分布的随机取向的扁球体形成,可产生与实际相同的有效热导率7。Yifan Li 等则提出了基于多级隔热的分区控温方法,通过强化隔热措施、优化遮光罩设计降低外热流对相机温度的影响,并通过主动热控措施来提高相机的温度稳定性8。这些学者从不同的角度对空间遥感设备的热控进行了研究,为相关研究提供了技术方案和数据参考。本文探讨的探测模块是一个大型空间光学遥感设备的核心模块。探测模块对空间分辨率和辐射分辨率要求极高,因此,对遥感器各光学元件温度变化值和温度梯度允差值的要求越来越苛刻。探测模块的关键器件探头,需要在低温条件下工作,以减少热噪声的影响。该模块选用杜瓦组件及压缩机单元为探头提供深冷环境,在制冷的过程中,杜瓦组件和压缩机单元要不断做功排出热量,其发热功率非常大,杜瓦组件工作时功率高达 275W,压缩机单元工作时功率高达125W。如果组件温度过高,对设备的寿命、可靠性和制冷效果将产生严重的影响。探测模块安装在舱内,舱内温度控制在-30 20之间,而探测模块热负荷较高(整个模块工作时功率高达 600W),工作温度要求严格控制在 40以内,因此给热设计带来巨大的困难,必须采取一种有效的热设计方案来解决该技术难题。本文以我国某探测模块为研究对象,结合轨道热环境和自身热特性进行热控方案的设计与有限元仿真分析,研究本体框架与各组件在极端工况条件下对复杂热环境的适应能力。2 探测模块热设计2.1 热环境条件影响探测模块工作环境条件包括空间环境和内部热源。探测模块运行于低地球轨道,低地球轨道环境对热控材料抵抗空间环境的能力提出了更高的要求。低轨空间环境主要包括原子氧、紫外辐射、电离层、高真空、微流星体、空间碎片、高低温交变等,这些因素将对航天器材料造成严重的破坏。给热控系统的空间环境适应性带来了很大的挑战。其中原子氧是低轨空间环境最主要的影响因素,原子氧将对航天器表面材料产生严重的剥蚀和氧化作用,多年来,国内外许多学者通过实验和计算选择 Beta 布作为多层隔热组件的面膜9。探测模块属舱内设备,外表面面对舱体框架多层隔热组件,舱体框架外表面为外用型阻燃布(Beta 布),舱内温度范围为-30+20。如图 1 所示。模块内部热源分布:杜瓦单元 275W,压缩机单元 125W,电箱 1 内热源 61W,电箱 2 内热源 94W,主动热控 37W,其它 8W。图 1 探测模块外部环境示意图2.2 热控指标根据工作需求,探测模块在轨运行期间,各组件热控指标如表 1 所示。其中杜瓦单元扩热板安装面平均温度不高于 10,压缩机单元热管安装面平均温度不高于 20。表 1 探测模块各组件热控指标序号组件工作()非工作()1电箱 1-30+40-45+602压缩机单元-30+40-40+603杜瓦-30+40-45+604电箱 2-30+40-40+602.3 热设计2.3.1 探测模块组成探测模块的主体结构主要由主体框架、电箱 1,电箱 2,杜瓦及压缩机单元组成,探测模块结构组成见图 2。2.3.2 探测模块的散热路径规划针对探测模块大功耗的特点,确定探测模块主要散热方式采用热管直接或间接将热量流向散热板,在通过接触导热传向环路热管蒸发器,最终散失到冷黑空间。探测模块内部各组件的散热路径如图 3 所示,红色箭头方向为热量从高温部分向低温部分散失的路径。2.3.3 探测模块单元热设计根据探测模块的大功率(工作时功率高达 600W)特点、各组件的安装位置以及模块的指标温度范围等因素,探测模93图 2 探测模块组成简图图 3 探测模块散热路径示意图块总体上采取主动热控(电加热方式)与被动热控(热控涂层、隔热和导热材料)相结合的热控手段进行热设计。整体设计使用了以下方法:1)为避免探测模块主体框架因温度不均匀产生较大变形,从而影响整个模块的整体性能,所以各个组件与主体框架采用隔热设计,电箱 1、电箱 2、杜瓦、压缩机单元以及模块散热板安装时使用隔热垫。2)为了增强各区域之间的辐射换热,提高温度的均匀性,各部件的非安装表面均采用黑色阳极氧化处理,保证表面发射率 不低于 0.85。3)为了将探测模块内部杜瓦、压缩机单元、电箱 1、电箱2 工作时产生的大量的热量尽快散发出去,采用高效传热元件热管进行传热,同时,为了减少接触热阻,在热管安装面处填充导热硅脂。4)在需要控制温差的区域(主体框架)内设置加热器回路进行加热。工作模式设计了 5 个加热回路,采用高精度热敏电阻控温。存储模式设置了一路主份,一路备份共两路加热回路,用温度继电器控温。5)探测模块外部除蒸发器、入光口及安装点之外其余部位均用 15 单元多层包覆,考虑到低地球轨道原子氧对航天器表面材料有严重的剥蚀和氧化作用,多层隔热组件的外面膜采用防原子氧能力强的外用型阻燃布(Beta 布)。2.3.4 杜瓦单元及压缩机单元热设计杜瓦单元工作功耗达 275W,压缩机单元工作功耗达125W,发热量很大,散热困难。所以在热设计过程中杜瓦单元和压缩机单元分别采用 6 根热管和 4 根热管将热量直接导向散热板。为了降低热管安装面的接触热阻,安装时在热管安装面处涂导热硅脂。同时,压缩机单元温度低于-10时不能正常启动,所以探测模块由存储状态转为工作状态之前需要对压缩机单元通过电加热方式进行预热。3 探测模块热分析热分析在热控设计中占有非常重要的地位,大部分的热控方案都需要通过热分析得到验证后才可转入下步工作,热分析有着热试