空间望远镜的热设计和热光学分析综述

第22卷第2期2001年6月航天返回与遥感PACECRAFT RECOVERY REMOTE SENSING空间望远镜的热设计和热光学分析综述赵立新(中国科学院空间科学与应用研究中心,北京100084)邵英(北京航天科技信息研究所,北京10006摘要文章对国内外典型空间望远镜的热设计进行综述,并详细介绍了空间望远镜热光学分析的概念,讨论了热设计和热光学分析的关系,提出了将卫星热控制技术与光学波像差理论相结合,以光学指标作为热设计的最终评价标准,并应用于我国空间太阳望远镜(SST)的热设计和热光学分析之中。关键词空间望远镜热设计热光学分析中图分类号:V447文献标识码:A文章编号:1009-8518(2001)02-0013-07Summary of Thermal Control and Thermal-OpticalAnalysis for Space Optical SystemZhao Lixin(Center for Space Science and Applied Research, CAS, Beijing 100084)Shao Ying(Beijing Institute of Space Science Technology Information, Beijing 100086)Abatract Thermal control designs of some space telescopes are summarized in this paper. The concept of ther-mal-optical analysis and its relation with thermal design are introduced in detail. Thermal-optical analysis is successfullyapplied to the thermal design of Space Solar Telescope(SST) by combining satellite thermal control technology with opticalwavefront error theory. The optical requirements are used directly to optimize the thermal designKey Words Space telescope Thermal control Thermal-optical analysis1前言高分辨率空间望远镜要求达到或接近衍射极限,对温度变化非常敏感。一方面,主结构和光学元热设计和热光学分析是空间望远镜的关键技术件的温度站动和沮度梯度伷诅远镜光学系统的光学之一。国外空间望远镜通常以望远镜本体为主结间中国煤化工斜;另一方面,光学构,主镜、准直镜、镜筒或桁架结构直接暴露在复杂元亻CNMHG变使光学元件的面形多变的空间热环境中,这就不可避免地会产生较大发生变化,透镜内的温度变化还将引起折射率的改的温度变化变。收稿日期:20010306对于大口径、达到光学衍射极限的光学系统来赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述说,微小的温度梯度都会对成像质量产生影响。从间分辨率为01。望远镜的主镜和次镜镀铝膜和氟光学设计的角度,很难在如此高的精度上对热设计化镁膜,可以对波长115m(紫外)~1mm(微波)之直接提出准确合理的温度要求。国外几种髙分辨率间的光线聚焦。哈勃空间望远镜的轨道倾角为空间望远镜都是采用均方根波像差(RMS值)来进28.5°,轨道高度为398~593km,轨道面与太阳光夹行总体误差分配的,通常分配给热控系统的误差在角在±52之间变化,地影时间为26-36min。哈勃空数值上占总误差的一半左右约A/20~A/40。而传间望远镜的构型和布局如图1所示。统的卫星热设计的基础是温度要求,相应的设计准2.2哈勃空间望远镜热设计要求则和检验方法均以温度要求为依据,这样在使用以哈勃空间望远镜热设计的要求为24h内光轴温度为最终指标的卫星热设计方法处理高分辨率空指向稳定性要求0.003(RMS值),并保持光学波像间望远镜或空间相机热设计时就会遇到困难。差优于λ/20(RMS值)。国外空间望远镜通常以望远镜主体作为卫星主2.3哈勃空间望远镜主体结构热设计结构,卫星热控制与主载荷一空间太阳望远镜的热控制合二为一。美、欧等航天科技大国在这方面已经拥有了成熟的设计概念和理论,成功地将卫星热控制技术与光学理论结合在一起,形成了一整套基于热光学设计的方法和试验手段。美国早在20世纪70年代,就开始采用热光学设计( Thermal-optical de-sign)或热光学分析( Thermal-optical analysis的方法对高分辨率光学窗口和大口径空间望远镜进行热设计,并采用波前探测器( Wavefront senso)实时测量光学元件的波面变化的情况。俄罗斯莫斯科空间研究所设计的热光学试验装置,在真空罐中实时检测带图1哈勃空间望远镜的构型与布局有真实温度梯度的主镜光学面形变化。所谓热光学分析或热光学设计,就是直接采用光学(例如RMS均方根波像差)指标,对高分辨空间望远镜或空间相机的热设计进行评价和优化。在热光学分析过程中,温度数据仅仅是一种中间变量和设计结果,不作为热设计的最终指标。中国首次采用热光学分析的方法对详查相机光学窗口和外遮光罩进行了热设计,得到了满意的结果,并与美国天空实验室光学窗口的热光学分析结果相吻合。后来又完成了空间太阳望远镜(SST)的热设计和热光学分析2美国哈勃空间望远镜图2哈勃空间望远镜的主体结构2.1哈勃空间望远镜概述哈勃空间望远镜多层隔热材料(MLI)的最外层哈勃空间望远镜( Hubble Space Telescope)于为低铝或镛银聚吧氲7烯( Teflon)膜,以减1990年5月由发现号航天飞机发射升空,总质量为小对中国煤化光罩的内表面为光llt,.长度超过13m,主体直径约为43m再加上展学黑CNMHG杂光要求。遮光开的太阳能电池帆板,横向宽度可达12m。哈勃空罩外面包覆15层多层隔热材料(MLI),最外表面为间望远镜是一个口径为24m、相对孔径为f24的镀铝 Teflon膜,等效发射率为0.02。仪器舱的散热面Ritchey-Chretien的卡塞格林系统,在可见光范围,空采用低吸收率高发射率的镀银 Teflon膜覆盖,其它赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述外表面与遮光罩外面的MI相同。哈勃空间望远镜2.5哈勃空间望远镜主桁架热设计的主体结构如图2所示。哈勃空间望远镜主体结构的热控方案是采用M或低发射率涂层对大部分结构进行隔热,在结构连接处进行热传导隔离,同时采用大量的小加热器把主体结构精确地控制在21.11℃。主体环采用36路加热器把温度控制在21.1±0.1℃,采用ML包覆,当量发射率ε*<0.01,并在机械连接处采用隔热材料。热敏感元件及其导线采用MLI或低发射率的金带进行包覆,并用隔热胶带沾接到主体环上。24哈勃空间望远镜主镜热设计主镜的热设计方案是将主镜组件的非通光面全部用ML包覆起来(e*<0.01),主镜光学表面的红外发射率为001-0.03,太阳光平均吸收率为图4主桁架的热控包覆0.08。主镜与中心遮光罩之间采用金箔或ML以及保护加热器隔离热辐射,因为中心遮光罩可以通过主桁架要保持主镜和次镜之间的光学间隔。主望远镜进光口“看到”冷黑空间,温度会比较低。主桁架由碳纤维环梁和斜杆组成,并通过4个支腿固镜后面的作动圆盘与主体环、中心遮光罩之间采用定次镜组件。对主桁架的热控要求是尽可能减小由隔热安装。于结构热变形而引起的间隔变化、偏心和倾斜。整个主桁架均采用ML包覆,并且位于主遮光罩的ML外表面和低发射率的前罩内表面之间的夹层中,更进一步加强了辐射热隔离,如图4所示。主桁架与主体环之间有8个刚性螺接点。支腿为高吸收率低发射率表面,以减小热辐射流失和满足消杂光要求。26哈勃空间望远镜次镜热设计次镜的热设计方案是将次镜用3块精确热控(21.1±0.1℃)的安装板包围起来,次镜的作动器固图3哈勃空间望远镜主镜的热控制定在安装板上。安装板内表面为高发射率表面,与次镜背面形成良好的辐射换热空腔。安装板外表面主镜背面和作动圆盘的前面形成一个高发射率和作动器安装面粘贴低发射率金箔。次镜筒内衬空腔,在作动圆盘上分区布置36路加热器,温度控MI和隔热安装进一步加强热隔离。次遮光罩安装制范围为21.1±0.1℃,由于主镜后面为高发射率,在次镜筒上并延伸进入辐射换热空腔,次遮光罩面前面为极低发射率(0.01~0.03),所以主镜的温度对辐射换热空腔的部分为低发射率表面,以减小次主要由作动圆盘决定,受冷黑空间或前面镜筒内壁遮光罩的温度变化对辐射换热空腔的影响。面向光的温度影响极小。36路作动器和3根轴向连杆均用路的表面为高发射率的消杂光黑漆,依靠次镜光学MLI或低发射率涂层隔离热辐射,主镜、作动器和轴表面率来减小与次遮光罩的辐射热耦合向连杆之间的接触热导要求尽可能小。碳纤中国煤化工射率涂层尽可能地减CNMHG赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述3美国大型空间望远镜(LST)行面形校准和光轴准直,使之达到衍射极限。所谓不可补偿的热光学误差,就是在经过在轨调整以后3.1概述仍然无法补偿的波面变形和光轴偏移。此后,面型美国Iek公司的 Richard D. Cummings撰文介绍校准和光轴准直周期性地进行,而热控制的任务就了3m大型空间望远镜LSr( arge Space Telescope)是在两次调整之间保持光轴准直和主次镜面形。热控制。虽然此望远镜最后没有发射上天,但其热3.3LST总体误差分配控制的理论和方法仍值得学习和参考。LST的通光按照瑞利( Rayleigh)准则,达到衍射极限的光学口径为3m,空间分辨率为0.05,可以观察到28等系统允许光程差为λ/4PⅤ值,或0.05RMS值。为星,预期轨道倾角为30°,轨道高度650km,5-10a了保证上述要求,典型的做法是将波像差总允值在使用寿命,工作波长为01-2.0m。IST的构型和整个系统内做分配,使得各项RMS值的平方和的根布局如图5所示。不超过0.05λ。对于LST,主镜和次镜由于热引起的LST在轨待命时为惯性定向状态,主光轴与太不可补偿的波像差允值为0.026。此外,由热引起阳光线垂直。接到指令后旋转光轴使之与太阳光线的不可补偿的主次镜装配结构的变形,以及由热引平行,开口方向背对太阳。进入地影后对目标定向,起的离焦和准直误差另有误差分配。图6为系统波微光传感器的快门打开开始积分成像,在望远镜即像差的分配表。将出地影时快门关闭。上述快门开关的过程反复进第二个热控要求是尽可能减小不可补偿的像行,使总的积分时间达到10h移,这种像移将使成像模糊。如果不可补偿的像移32IST的热设计要求达到望远镜分辨率的10%,就认为是影响了成像LST的热控制的主要要求为:由于热引起的不因此,LST不可补偿的视轴倾斜必须小于0.005°。上可补偿的波像差<0.026RMS值(A=0.6328m),述总的像移误差要在系统之间进行分配,其中分配不可补偿的视轴倾斜<0.0025″。给热控的像移误差为00025″。表1为热光学设计的要求。3.4LST的热设计和热分析模型图7为LST的热分析模型,包括182个节点、l141个辐射因子、329个传导因子、28个热流输入表,用于实时模拟温度场的变化为了满足上述热控要求,LST主要采取了如下热控措施(1)主镜和次镜均采用超低膨胀材料( Cer-Vit和ULE熔石英),以减小反射镜光学表面的热变形。图5LST的构型与布(2)两块反射镜背面相对的圆盘上都贴有分区ST在轨运行的第一个7天,达到热平衡后进加热膜阵列,以减小反射镜的径向温度梯度,同时在像差预算光学质量绝对调焦0.0480.015入中国煤化工设计「加工|「准直「焦面保持热畸变CNMHG0001A0.02630.0850.026入0.010.0152图6系统波像差分配表赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述表1热光学设计的要求系统误差随机误差(RMS)热控要求/℃(RMS均方根波像差)(RLMs均方根波像差)主镜轴向梯度0.00157入径向梯度0.00433浸泡(温度水平变化)±0.0105±4.4轴向梯度变化±0.0155A±1.2次镜轴向梯度0.00015入径向梯度0.001浸泡(温度水平变化)±0.0004A±0.5轴向梯度变化±0.0006合计0.00705入0.01875总的光学像质误差0.0258焦面保持桁架系统主镜轴向梯度变化图7LST的热模型反射镜前面的相对表面镀低发射率膜,以减小轴向的轨道高度为510km,轨道倾角974°,太阳同步轨梯度、降低加热功耗。道,有效寿命为3年,每一年中大约有9个月连续日(3)在热补偿桁架中采用了低膨胀的石墨环氧照,3个月有部分地影。在全日照轨道期间,OSL将树脂材料,使桁架与望远镜的陨石防护罩绝热。满负荷工作,而在地影轨道期间,OSL将处于休眠状(4)陨石防护罩外表面涂白漆,尽量减小日照态,一些有效载荷也处于安全保持状态,只有卫星系和姿态调整的影响。统仍在正常工作。4.2OSL的误差分配4美国轨道太阳实验室(OSL)OSL的光学设计任务包括3个方面:(1)预示OSL作为太阳实验室的优越光学性能;(2)需要评价4.1OSL概述与成中国煤化工估算余量和临界参美国轨道太阳实验室OSL( Orbiting Solar Labora-数;(CNMHG械准直系统和热控ty)是一种空间太阳望远镜,抛物面主镜的通光口系统这些要求将作为结构和热控的系统误差。径为1m,次镜为椭圆面,第三镜为中心开孔的平面标称OSL设计包括一项0.061x(A=0.5m)的反射镜,主体结构是一个环形加固的钛合金筒。OSL最高层波像差预算,波像差是指波面与最佳拟合球赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述面的不吻合度,上述预算包括镜面面形和抛光装配43OSL的热控制要求变形、机械准直热控制的误差以及一些余量。由热引起的波像差允许值为0.031(RMS),约为系统总波像差的一半略多。在观测时间内(最少3波像差预算0.061A0163入设计余量安装引起的变形光学加工热畸变机械准直0.0080.0151A0.0443031入|0.0158X主镜0.0182次镜0.0137钛筒00210图8OSL的波像差预h),望远镜的焦距误差要求不大于36mm,折算到5我国空间太阳望远镜(SST)的热设主结构的整体温度稳定性为±0.15F(约±计和热光学分析0.083℃),主镜辐射器的整体温度稳定性要求为±0.25F(约±0.14℃)。中国国家天文台和北京天文台台长艾国祥院士在20世纪90年代初期提出了研制口径为1m、空间分辨率为01"的空间太阳望远镜ST( Space SolarTelescope)的构想,计划通过协同的、多波段的、高分辨率的和不间断的观测,探测太阳大气中磁流体力、学和磁流体力学过程中各种瞬变和稳态现象,实现太阳物理学的重大突破。图90SL的热设计模型简图4.4OSL的热设计和热模型oSL的热设计模型如图9所示。望远镜包括个热反射系统,能把50%的入射太阳光反射回去。主镜吸收的太阳光能量通过主镜传导到后面的主镜散热器,再散失到空间。光阑反射镜吸收的能量再辐射到内腔和空间。第4反射镜有面对空间的专用辐射器。主结构和主镜散热器的温度有-6.67℃的偏置,并一直进行主动热控。通过优化设计使得光阑/反射镜的温控点为期望值21.1℃,与地面装调一致。中心微处理器控制主镜散热器的补偿加热,中国煤化工适当调节温度控制水平,以尽可能减少加热功率。CNMHG图SST的主体结构为圆柱形桁架结构,直径为赵立新等:空间望远镜的热设计和热光学分析综述1.32m,高度为4.65m,总质量约18teST轨道平机的研究,而光学系统对温度变化非常敏感使得高均高度为730km,周期为99.3min,轨道倾角为分辨率空间光学系统热设计的难度显著增加,传统98.3°,为太阳同步轨道,降交点地方时为清晨/傍晚的卫星热设计方法在这方面越来越显示出局限性,6:0。ST的姿态为对日定向,三轴稳定,X轴(主光热学和光学的交叉一热光学设计逐渐成为必要手轴)指向太阳,Z轴指向南黄极。预期工作寿命为3段。本文对国内外高分辨率空间光学系统的热设计年和热光学分析做了一个简要的综述,并将热光学分SST采用格利高利光学系统,主反射镜口径为1析方法成功应用于空间太阳望远镜的热设计之中。m,焦距为3500mm,视场2.8′×1.5,准直镜由6片透镜组成角放大率为225倍,焦距为1555mm,预考文献期角分辨率为01"。SST的热设计要求如下:由热引起的不可补偿1 David G. Gilmore Satellite Thermal Control Handbook. The的像面畸变优于λ/30;由于空间太阳望远镜CCD曝Aerospace Corporation Press. El Segundo, California, 3-41光时间很短,远远小于哈勃望远镜和LST望远镜的32265,46569,A10曝光时间10h,而望远镜的热变化相对非常缓慢。在2 Richard D. Cummings. Thermal Control of the Large Space很短的曝光时间内,由于热的不稳定而造成的光轴Telescope(LST). Itek Corporation, Optical System Division在像面上的偏移距离远远小于像元尺寸,所以不必对光轴在像面上的热偏移提出要求,但热设计要保3陈培堃.世界天文台巡礼.安徽科学技术出版社,199证两次在轨调节之间的热稳定。7,7275,5471SST在1年中的绝大部分时间里都在全日照状4 James. Gimlett and donald h. Garbaccio. Multiple Docking态下飞行,在两次正常工作任务之间进行周期性地Adapter Window for $-190 Experiment Applied Optics, 1974校准或调焦,热控系统保持相邻两次校准或调焦之11,vol.13,26292637间的热稳定性。另外,空间太阳望远镜也有少量时5赵立新.空间光学窗口和外遮光罩的热光学分析及其在段运行在有暂短地影的轨道,需要对其进行瞬态热工程中的应用.中国科学院博士学位论文,中国科学院计算和热光学分析,以验证其能否正常工作。长春光学精密机械研究所,1996.8SST的热光学设计要求A/30优于或相当于国6赵立新,SZ3飞船附加段的构型布局与热分析;空间太外典型空间远镜的相应指标,而最终设计结果之阳望远镜的热设计与热光学分析,中国科学院博士后的主镜控制温度要求为±0.8℃,比国外望远镜的出站报告,中国科学院空间科学与应用研究中心,同类要求(±0.14℃)宽松得多,客观上证明了热光2000.10学分析的必要性和工程意义SST热设计与热光学分析,采用了下列软件:作者简介:赵立新,男,1966年3月生。1989年毕业于清华NEVADA、 SINDA/G、 PATRAN、 NASTRAN、UC、自编的大学精密仪器系光学仪器专业。目前工作于中国科学院空间光学评价软件以及上述软件之间的接口软件。科学与应用研究中心,博士后,主要研究领域包括卫星热设计和热分析、构型布局和结构分析。6结语中国已经开始了高分辨率空间望远镜和空间相中国煤化工CNMHG