红外及微波定标试验用空间环模设备研制

景加荣，姜 健，陈剑霞

（1.上海理工大学 能源与动力工程学院，上海 200093；2.上海卫星工程研究所，上海 200240）

0 引言

星载遥感仪器发射前必须在地面进行辐射定标试验，确定遥感仪器在工作温度范围内的输出信号与标准辐射源、仪器内参考辐射量之间的函数关系，用于将卫星飞行过程中获取的目标信息通过反演得到目标的光谱发射特性和光谱辐射特性[1]。

为了满足星载光学遥感仪器红外定标试验和星载微波遥感仪器微波真空定标试验的需求，上海卫星工程研究所于2009年研制成一套红外及微波定标试验用空间环模设备。用该设备对微波遥感仪器进行的微波真空定标试验在国内尚属首次。该设备主要包括真空容器、真空抽气系统、液氮系统、冷屏及制冷系统、数据采集及试验管理5大系统，其中红外定标用冷屏制冷方式和微波真空定标定标源的真空低温可拆卸连接结构是整个设备研制的关键[2]。

1 主要设计指标

6）系统极限真空度优于1×10-5Pa。

2 真空及液氮系统组成

2.1 真空容器

真空容器包括容器筒体和热沉[3]。筒体为卧式结构，材料为0Cr18Ni9，有效尺寸为φ2.9 m×5.2 m，总容积为42 m3。容器内部设计安装两根平行导轨，用于试验产品的进出放置，导轨两侧设可拆卸踏板。

筒体热沉亦为卧式结构，有效尺寸为φ2.5 m×5.2 m。热沉管材选用0Cr18Ni9。在筒体热沉内部局部设计外伸铜翅片结构（如图1所示），用于定标试验时定标源冷却铜带的连接，这点与普通热真空试验设备的热沉设计有明显区别。一般热沉设计时，在支管上对称焊接两片紫铜翅片；而该设备热沉局部在传统设计的基础上，在支管上额外多焊接一片紫铜翅片，与原有两片翅片垂直，翅片长度约为原有翅片的1/3。

在设备用于微波真空定标时，冷屏不需要启动工作，成为了一块热源背景，影响试验的精度。因此，在冷屏下方设计安装一块内部通液氮的小热沉对其进行遮挡，从而满足试验的冷背景温度要求。在红外定标试验中需要冷屏时，再将该可拆卸小热沉拆除移出。小热沉的液氮进出管采用可拆卸真空低温密封设计。

设备主要设计指标如下：

1）真空容器有效尺寸为φ2.9 m×5.2 m；

2）热沉有效尺寸为φ2.5 m×5.2 m；

3）20 K冷屏有效尺寸为1 m×1 m；

4）冷屏最大制冷量为80 W（20 K）；

5）冷屏最低温度＜20 K；

图 1 热沉结构Fig.1 The structure of the heat sink

2.2 真空抽气系统

真空抽气系统粗抽机组由滑阀泵和罗茨泵组成，主抽泵采用真空低温泵。在热沉通液氮、冷屏工作后，系统真空度优于1×10-5Pa。

2.3 液氮系统

液氮系统主要包括：液氮储槽，低温管路、阀门及测量仪表等。液氮系统采用开式沸腾循环，为热沉、低温泵等提供液氮，系统可靠性高、操作简便。

3 冷屏及制冷系统

3.1 概述

星载红外遥感仪器在空间飞行时，要求在低于105 K的温度条件下工作，依靠始终朝着冷黑空间的辐射制冷器辐射制冷。根据计算分析，在地面进行红外辐射定标试验时，为了使冷屏温度与在轨工作时辐射器二级冷块平衡温度之差小于1 K，冷屏的温度应低于20 K，冷屏的表面比辐射率应大于0.98。

以前空间环境模拟定标设备中的20 K冷屏一般采用氦气透平膨胀制冷系统来冷却[4]，其优点是制冷量大。但该系统流程复杂、膨胀机转速高、占地面积大，一般为非标设备，投资费用亦非常昂贵，且建造周期长、操作维护复杂。此外，氦气制冷冷屏内部设计有气体流道，以供由氦气透平膨胀制冷系统产生的低温氦气通过来制冷，因而对焊缝漏率的要求非常高；并且冷屏工作温差很大（300～15 K），可能发生变形冷漏，进而影响试验真空度。

针对气氦制冷的特点和不足，本文的冷屏设计采用了新型制冷方式，即G-M制冷机系统直接传导冷却冷屏。由于单台G-M制冷机制冷量较小，因此采用5台制冷机组合以提高制冷功率。

3.2 方案设计

冷屏分为主冷屏和冷屏遮挡板两部分。主冷屏尺寸为1 m×1 m，由基板和表面蜂窝组成。为防止冷屏周围环境对冷屏的侧辐射，在冷屏遮挡板四周加侧挡板。

冷屏、安装板及连接体等采用无油设计，且在进入真空容器安装前用丙酮、酒精清洗干净。制冷机通过安装板安装在真空容器顶部，结构设计考虑隔振，确保制冷机工作连接稳定牢固。低温工作时，安装板与制冷机之间、以及安装板与真空容器之间具有良好的密封性能（漏率＜1×10-8Pa·L·s-1），有效防止安装板与制冷机密封口处低温漏冷结霜导致漏气。

制冷机安装板与真空容器法兰真空密封连接，安装板可以连带制冷机整体垂直拆装，如图2所示。

图 2 冷屏结构示意图Fig.2 Schematic diagram of the cryo-panel

在设计冷屏时，除了注意制冷机冷头与冷屏之间要连接牢靠，还必须保证其良好的导热性能（可以考虑在冷头与冷屏之间加垫铟片，以帮助导热），保证冷屏有效的制冷量。冷屏、安装板及连接体设计须考虑G-M制冷机将来的可拆卸性、可维修性。

3.3 设计指标

1）结构尺寸为1 m×1 m；

2）试验温度≤20 K；

3）制冷量≥80 W(20 K)；

4）表面比辐射率＞0.98；

5）表面温差最大值＜3 K。

3.4 模拟热负载调试

调试中，首先按试验时辐射制冷器最大加热功率50 W作为调试参考，通过程控直流电源将模拟热负载功率加至50 W，冷屏温度开始上升，4 h后冷屏温度趋于平稳，温度稳定在11～13 K。

接着，将模拟热负载加热功率升至70 W，冷屏温度开始上升，2 h后冷屏温度趋于平稳，测点温度基本稳定在15～18 K。

最后，将模拟热负载加热功率升至80 W，冷屏温度继续上升，2 h后冷屏温度趋于平稳，测点温度大多在20 K以下，但是正对模拟热负载中心部分有2个测点温度超过20 K，如图3所示。

图3 带模拟热负载情况下冷屏温度曲线Fig.3 Temperature curve for the cryo-panel under thermal load

由于每台制冷机的二级冷头制冷量都已经过单独考核，并且冷屏的外界热源也很清楚，所以分析认为二级冷头与冷屏之间实际导热能力较差，没能充分传递冷头的冷量。对此需要作进一步的分析计算和研究改进，以便在今后的工程实践中取得更好的效果。

4 数据采集及试验管理系统

数据采集及试验管理系统用于试验过程中主要运行参数的测量和设备的监控，系统组成如图4所示。

试验设备各分系统单独实现测量、控制及数据显示，同时将关键运行参数通过网络发送到专门的工控机，通过大屏幕集中显示；数据输出实现打印和系统间数据的广播传送功能。

图4 数据采集及试验管理系统原理Fig.4 The data acquisition and test management system

5 定标源管路可拆真空低温密封接口设计

定标试验设备主要有两大功能，一是红外定标，二是微波真空定标。两种定标试验都需要定标源。红外定标试验中，定标源的冷却降温一般采用与液氮热沉经过铜带连接的方式。

由于微波真空定标试验对源的温度要求更高，所以其定标冷源和变温源冷却采用液氮直接制冷方式。这种方式有3大好处：1）液氮直接冷却降温可使冷定标源温度降到80 K以下，提高定标精度，并且具有很好的稳定性；2）定标变温源的升降温速率较快，可以缩短试验时间，提高试验效率；3）通过将微波定标源与低温供液管路的接口法兰设计成活动可拆卸真空低温密封结构，几只微波定标源可以很方便地拆装，如图5所示。

图 5 低温密封结构示意图Fig.5 The structure of cryogenic envelope

活动可拆卸真空低温密封结构设计的关键是密封法兰与紧固螺栓必须是不同材质，并且紧固螺栓材料的线膨胀率应大于法兰材料的。因此，紧固螺栓选用黄铜材料，法兰选用不锈钢材料，两种材料的热物理性能如表1所示，以确保在低温情况下不会因为螺栓受冷松懈而导致密封面处液氮泄漏；密封垫圈可以选用氟乙烯材料。经过调试和多次试验表明，这种可拆卸结构的真空漏率和低温性能完全可以满足定标试验的要求。

表1 不同金属的热物理性能Table 1 Physical properties of different metals

6 试验设备使用情况

定标试验设备于2009年6月建成后，已完成多次红外定标试验及微波真空定标试验。2010年3月31日至4月2日，利用该设备进行了某型号红外定标前的摸底试验。在冷屏启动G-M制冷机工作正常后，真空容器真空度达到1×10-5Pa。热沉通液氮工作正常后，先后启动冷屏的5台G-M制冷机，3 h后冷屏温度降至11～14 K，冷屏温度变化曲线见图6。

图 6 冷屏温度变化曲线Fig.6 Temperature curve on the cryo-panel

7 结束语

本文所述上海卫星工程研究所设计并建成的这套设备，既可用于星载遥感仪器红外定标试验，又可用于星载遥感仪器微波真空定标试验。其中，红外定标用20 K冷屏采用5台G-M制冷机直接传导制冷，取代了传统的冷屏用氦气透平膨胀流通制冷方式，节约了大量的研制经费，缩短了研制周期，但其设计难度和加工工艺要求非常高；微波真空定标冷源低温管路采用可拆卸真空低温密封接口设计，拆卸方便，真空低温密封性能可靠。随着该设备的后续应用，卫星的定标试验水平也将得到进一步提升。

（References）

[1]黄本诚, 马有礼.航天器空间环境试验技术[M].北京:国防工业出版社, 2002

[2]柯受全.卫星环境工程和模拟试验[M].北京: 宇航出版社, 1993

[3]王浚, 黄本诚, 万大才, 等.环境模拟技术[M].北京:国防工业出版社, 1996

[4]景加荣.F3H红外定标试验用空间环模设备[J].航天器环境工程, 2008, 25(4)

Jing jiarong.Experimental equipment for F3H space environment simulation for calibration of remote sensing infrared instrument[J].Spacecraft Environment Engineering, 2008, 25(4)