日本空间液氦温区低温技术的发展现状

甘智华，陶 轩，刘东立，孙 潇，闫春杰

（1.浙江大学制冷与低温研究所，浙江杭州310027；2.浙江大学浙江省制冷与低温技术重点实验室，浙江杭州310027；3.兰州物理研究所真空低温技术与物理国家级重点实验室，甘肃兰州730000）

日本空间液氦温区低温技术的发展现状

甘智华1，2，陶 轩1，2，刘东立1，2，孙 潇1，2，闫春杰3

（1.浙江大学制冷与低温研究所，浙江杭州310027；2.浙江大学浙江省制冷与低温技术重点实验室，浙江杭州310027；3.兰州物理研究所真空低温技术与物理国家级重点实验室，甘肃兰州730000）

介绍日本空间探测器中液氦温区低温技术的发展历程，大致可以分成3个阶段：超流氦杜瓦（湿法）、斯特林制冷机冷却超流氦杜瓦（半干半湿法）以及斯特林制冷机预冷J-T（Joule-Thomson）制冷机（干法）.通过不断改进，制冷机的性能和可靠性稳步提高.日本依托一系列空间项目，用早期项目的经验为后续计划确定方向，在解决问题的过程中进步，可以为我国开发相关技术提供参考.

液氦温区；斯特林制冷机；J-T制冷机；空间探测器

近半个世纪以来空间技术高速发展，地球观测、通讯卫星、空间探测等各个领域的发展带动了相关技术的进步.空间探测指发现和探索天体结构和外层空间的技术，通过各种形式的太空望远镜或探测器实现.美国宇航局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）、欧洲空间局（European Space Agency，ESA）、日本宇宙研究开发机构（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）等组织相继推出了自己的空间探测项目[1-3].

相比于常温探测器，低温探测器可以实现更高的观测精度并捕捉更微弱的信号.一方面，低温探测器具有更高的灵敏度、分辨率和信噪比，低温环境减轻了仪器自身分子热运动造成的干扰；另一方面，超导探测器必须在一定温度以下才能正常工作.液氦温区（1～10 K）对空间探测器具有重要的意义，是Ge：Ga等超导材料的工作温区，而获取毫开级的冷量需要液氦温区作为热沉[1，4].

液氦温区的制冷方式主要有杜瓦和机械式制冷机.杜瓦可靠性高，应用成熟，广泛用于早期的空间探测项目.杜瓦在无重力条件下工作液位测量和气液分离系统复杂，体积质量大，发射成本高，应用受到限制.机械式制冷机的结构紧凑，制冷温度范围广，对轨道和卫星姿态要求低，安装灵活，寿命长，在空间中逐渐得到广泛应用[1，5].常见的机械式制冷机包括J-T制冷机、逆布雷顿制冷机、斯特林制冷机、脉管制冷机和G-M制冷机，已有的文献对各种制冷机做了比较[6].斯特林制冷机结构紧凑，在35 K及更高温区的制冷效率高，采用线性压缩机驱动可以获得较长的运行寿命，但在液氦温区4He工质的非理想性显著，实际气体损失增大，制冷效率急剧下降；在液氦温区，4He工质的等烩节流效应接近等嫡膨胀效应，J-T制冷机利用这一点达到较高的制冷效率.预冷型J-T制冷机综合了这两种制冷机在不同温区的优势，在空间中得到广泛应用[2].

发达国家的经验表明，发展低温探测器是空间探测的必然趋势，而中国在这一领域才刚刚起步，目前我国的空间技术蓬勃发展，进行相关技术的储备十分必要.日本的液氦温区低温技术处于世界领先水平，历经了超流氦杜瓦（湿法）、机械制冷机冷却超流氦杜瓦（半干半湿法）、完全机械式低温制冷机（干法）的过程，掌握先进的机械式制冷机技术后依然保留杜瓦技术，作为制冷机的补充.在发展过程中，样机研制、地面测试、空间运行、根据空间运行状况改进等环节有序的结合.空间项目投入高、风险大，吸收已有的经验教训十分必要.日本空间低温技术的发展过程中有过失败，但他们从失败中学习.本文以日本的低温探测器为脉络介绍液氦温区低温技术，以期为国内相关技术的发展提供参考.

1 已发射的杜瓦

1.1 IRTS项目及其低温系统

IRTS（infrared telescope in space）是日本第一代红外太空望远镜，由JAXA下属的日本空间科学研究所（Institute of Space and Aeronautical Science，ISAS）与NASA等机构共同开发，于1995年3月18日成功发射，运行于高度为486km的地心轨道上.IRTS要在整个红外波长范围内以中等空间分辨率和高灵敏度对天空漫射进行红外观测，并为黄道光、星际物质、红外恒星、宇宙背景的红外辐射补充数据[7-8].IRTS低温系统的研制始于1989之前，吸收了美国第一代红外太空望远镜IRAS（infrared astronomical satellite）的经验[9].

如图1所示为IRTS的低温系统，图1（a）为剖面图，图1（b）为简化示意图.环形超流氦罐和3个蒸气冷却屏（vapor-cooled shields，VCS）固定在杜瓦外壳上，望远镜和焦平面设备（focal-plane instrument，FPI）直接与超流氦罐连接.超流氦杜瓦充注85 L超流氦，发射时温度低于1.7 K，在轨运行时升至1.9 K，望远镜和FPI被超流氦冷至1.9 K，超流氦可以使用38 d[7-8，10].

图1 IRTS低温系统Fig.1 IRTS cryogenic system

1.2 SUZAKU项目及其低温系统

Astro-E是日本的第5颗X射线卫星，也是第一颗采用低温探测器的X射线卫星，于2000年2月发射失败并坠入太平洋[11].为了替代Astro-E，ISAS和NASA重新研制了Astro-E2，并于2005年7月10日发射至高度为568km的近地轨道，发射后改名为SUZAKU.科学仪器包括X射线光谱仪（X-ray spectrometer，XRS）、X射线成像光谱仪（X-ray imaging spectrometer，XIS）、硬X射线探测器（hard X-ray detector，HXD）.XRS需要被冷至60 m K，这一温度由四级低温系统实现，低温系统包括单级斯特林制冷机（single stage stirling cooler，1ST）、固氖杜瓦、超流氦杜瓦和单级绝热去磁制冷机（adiabatic demagnetization refrigerator，ADR），要求低温系统寿命超过3a.低温系统从20世纪80年代早期启动研制后经历了多次改进[12-13].

图2给出SUZAKU的低温系统，图2（a）为剖面图，图2（b）为简化示意图.3层VCS安装在杜瓦外壳上，OVCS由单级斯特林制冷机冷却.当环境温度为200 K，输入功小于50 W时，单级斯特林制冷机在80 K下获得2 W冷量[14].杜瓦外壳、OVCS、MVCS、IVCS以及固氖罐两两之间共安装了4层多层绝热（multi-layer insulation，MLI）.在空间中，环形固氖罐的压力由真空泵控制，保持在17 K，为了减小超流氦的漏热，超流氦罐安装在固氖罐和氖屏内，多孔塞从超流氦中分离氦蒸气并排出，超流氦温度为1.3 K.超流氦罐的体积为33.1 L，90％充注时，寿命约为2.79 a.环形固氖罐的充注量为120 L，寿命为2.0～3.0 a[13].整个低温系统的干重（包括罐体和斯特林制冷机）为223.26kg，其中斯特林制冷机重4.2kg，固氖重172.8kg，超流氦重4.3kg.估算整个系统正常运行时寿命为2.4～3.5 a.

SUZAKU于2005年7月10日发射升空后运行良好，XRS被成功冷至60 m K.7月25日，杜瓦内温度出现异常，气体进入杜瓦的真空绝热层使绝热遭到破坏，8月8日，超流氦全部耗尽，无法为XRS提供毫开级的冷量[13，15].但单级斯特林制冷机从7月12日启动后一直正常运行，根据后续的文献报道，制冷机工作寿命达到5 a[14，16].

2 已发射的机械式制冷机

2.1 项目简介

2.1.1 AKARI项目及其低温系统 AKARI（曾被命名为Astro-F，IRIS）是日本的第二代红外空间探测器，由ISAS与ESA等机构联合开发，于2006年2月21日发射.AKARI的科学任务主要包括搜寻原始星系、研究恒星的形成过程以及研究行星系统的进化[17-18].AKARI运行在高度为700km的太阳同步极地轨道上，热环境稳定，适合低温望远镜的全景观测.望远镜和FPI安装在超流氦杜瓦中，飞行器总重为952kg，其中低温恒温器（包括超流氦和机械式制冷机）重431kg[17，19].

图2 SUZAKU低温系统Fig.2 SUZAKU cryogenic system

FPI由红外相机（infrared camera，IRC）和远红外检测仪（far-infrared surveyor，FIS）组成[20].科学仪器的冷却分为2个阶段：有超流氦时，IRC和望远镜被冷至7 K以下，FIS被冷至3 K以下；超流氦耗尽后，IRC和望远镜被冷至35 K以下[21].

AKARI的低温系统由轻质超流氦杜瓦和机械式制冷机构成，如图3所示，图3（a）为剖面图，图3（b）为简化示意图.太阳辐射屏屏蔽空间辐射，杜瓦外壳由辐射式制冷机冷至200 K.杜瓦内有2层VCS，IVCS被冷至大约30 K，所需冷量由2台两级斯特林制冷机（two stage stirling cooler，2ST）和蒸发的氦气提供，OVCS由蒸发氦气单独冷却.斯特林制冷机延长了超流氦的寿命并使IVCS温度更加稳定.杜瓦外壳、OVCS以及IVCS两两之间共安装了两层MLI.望远镜及FPI由蒸发的氦气冷至6 K以下，满足低于7 K的设计要求，FIS与超流氦罐直接热连接并被冷至1.8 K.超流氦储量为170 L，预期在空间中的总寿命为548 d，其中，斯特林制冷机使超流氦寿命延长358 d.超流氦耗尽后科学仪器在斯特林制冷机的冷却下继续近红外观测，地面测试中斯特林制冷机的寿命为2 a[19-20].

图3 AKARI低温系统Fig.3 AKARI cryogenic system

2.1.2 SMILES项目及其低温系统 超导亚毫米波段辐射探测器（superconducting submillimeterwave limb-emission sounder，SMILES）由JAXA下属的宇宙开发事业团（National Space Development Agency of Japan，NASDA）、日本通信研究实验室、住友重工等机构联合开发，于2009年9月发射[22-23].SMILES的主要任务是探测与臭氧层破坏相关的化学变化，并在技术上验证使用超导亚微米波段传感器以及4 K级机械式制冷机进行高灵敏度观测的可行性，安装在国际空间站（International Space Station，ISS）日本的实验模块上.SMILES包括2部亚毫米天线亚毫米超导绝缘层混频器（submillimeter antenna，submillimeter SIS mixer，SIS（superconductor-insulator-superconductor），SMX（SIS mixer））和4台高电子迁移率晶体管放大器（high-electron-mobility transistor，HEMT）.冷却仪器的冷量由一台两级斯特林制冷机预冷J-T制冷机（Joule-Thomson cooler，J-T）提供[24].SMILES作为验证性任务，设计寿命大于1 a，2010年6月，机械式制冷机出现故障，停止工作[16].

SMILES的低温系统如图4所示，图4（a）为剖面图，图4（b）为简化示意图.低温系统有3个温度级，4 K级要将2台SMX冷至4.8 K以下，20 K级要将2台HEMT放大器冷至15～23 K，100 K级要将另2台HEMT放大器冷至83～95 K，20 K级和100 K级要冷却辐射屏[24].根据2001年的设计，为了冷却仪器，4 K级需要10μW冷量，20 K级需要20 m W冷量，100 K级需要30 m W冷量，各级都有辐射和导热漏热负荷，此外，20 K级和100 K级要为J-T循环提供预冷[23-24].

2.2 两级斯特林制冷机

AKARI和SMILES采用相同的两级斯特林制冷机，住友重工的产业机器事业部（以下简称住友重工）于1991年开始研制两级斯特林制冷机，2004年相继完成了工程样机（engineering model，EM）、飞行原理样机（protoflight model，PFM）以及飞行样机（flight model，FM）[20].

分置式两级斯特林制冷机的结构如图5所示，由压缩机、气体连接管及冷头构成，以4He为工质.压缩机由线性电机驱动，压缩机活塞和冷头排除器都采用接触密封，制冷机结构的详细介绍见表1.

表1 制冷机结构介绍Tab.1 Description of cooler structure

如图6所示为飞行样机（FM）的性能曲线.图中，T1、T2分别为第1和第2级温度.室温下，当输入功为90 W时，在18.4 K下获得0.2 W冷量并在71.6 K下获得1 W冷量[20].SMILES采用一台两级斯特林制冷机预冷J-T循环并在20 K和100 K提供冷量.AKARI布置2台两级斯特林制冷机，空间运行的环境温度为200 K.2台制冷机非满载运行，输入功均为50 W，在20 K下获得0.1 W冷量，若一台失效将被关闭，另一台输入100 W满载运行，在20 K下获得0.2 W冷量[21，25].

对飞行原理样机（PFM）进行振动测试.在测试中，没有检测到制冷机性能的恶化，压缩机的机械振动力不会对探测器的运行产生影响.对工程样机（EM）进行寿命测试，测试中，斯特林制冷机连续运行40000 h，25000 h后，换热器中污染物凝结使换热器效率下降，制冷机性能明显恶化[20].实际上，AKARI搭载的两级斯特林制冷机在空间中运行了3 a以上[26].

2.3 4 K级J-T制冷机

住友重工从1993年开始研制4 K级J-T制冷机，研制过多台样机[27].制冷机以4He为工质，J-T流程如图7所示，两级斯特林制冷机预冷.稳定运行时，工质经J-T压缩机后进入第一级换热器，被返流气体冷却，出口高压气体进入第一级预冷换热器并被斯特林制冷机第一级冷头冷却；然后依次流经第二级换热器、第二级预冷换热器以及第三级换热器，出口高压气体在节流阀中节流至两相并在4 K级蒸发器中提供冷量，再返流经过三级换热器，离开第一级换热器后回到压缩机完成循环.下文将介绍样机模型及在地面上的测试结果.

图4 SMILES低温系统Fig.4 SMILES cryogenic system

图5 AKARI的两级斯特林制冷机结构图［20］Fig.5 Schematic drawing of two-stage Stirling cooler for AKARI

图6 AKARI两级斯特林制冷机性能［20］Fig.6 Cooling performance of two-stage Stirling cooler for AKARI

图7 SMILES的4 K级J-T制冷机系统［24］Fig.7 4 K-class J-T cooler system for SMILES

住友1997年就完成了一台样机，为了保证100 K级的冷量，增加了一台单级斯特林制冷机.在4、20、100 K下的名义制冷量分别为30 mW、0.2 W 和3 W，除去漏热损失和预冷负荷后各级的净制冷量列于表2.制冷机获得不同温度的制冷量，用文献[31]的方法计算整机FOM，将20 K级和100 K级的制冷量按卡诺效率换算到4 K级，然后计算4 K级的FOM.这台制冷机结构复杂，效率低，其作用是为后续研究打下基础[32].

住友在2001年完成了工程样机（EM），其4、20、100 K的名义制冷量分别为20 m W、0.2 W和3 W，表2给出各级净制冷量.寿命测试时间超过了14个月，开始的5个月，J-T压缩机输入功为60 W，4 K级温度为4.8 K；连续运转11个月后，压缩机输入功增大到70 W，4 K级温度升高到4.9 K；运转14个月后，输入功增大到75 W，温度升高到5.0 K.耗功增大是因为压缩机中活塞与气缸间的间隙增大，随着实验的进行，间隙从开始的10μm增大到20μm，更换活塞后，压缩机耗功恢复到初始值.随着实验的进行，工质中CO、CO2和CH4的含量由于非金属材料的放气逐渐上升，这是温度上升的部分原因[24].

住友在2004年研制了飞行原理样机（PFM）[23].其4、20、100 K名义制冷量的设计值为30 m W、0.2 W和3 W，表2给出了各级净制冷量.在所有样机中，飞行原理样机（PFM）的性能最好，技术成熟度最高，表1有详细介绍.如图8所示为JT压缩机的结构图，与斯特林压缩机类似，为保证气体单向流动增加了吸排气阀.

如图9所示为低温系统的内部结构，表2给出净制冷量，分析计算了3级的热负荷.4 K级热负荷都是漏热，为10.52 m W，20 K级热负荷为194.2 m W，其中90 m W用于预冷J-T循环，100 K级热负荷为1140.4 m W，其中230 m W用于预冷J-T循环.系统的降温时间为66 h，稳定后3级的无负荷制冷温度分别为4.22、19.5及84.8 K[27].飞行原理样机（PFM）的总输入功为104.8 W[27]，工程样机（EM）的总输入功为165 W[24]，性能提升明显.

工程样机（EM）、飞行原理样机（PFM）、飞行样机（FM）及下文将出现的实验样机（breadboard model，BBM）和原型样机（prototype model，PTM）表示了不同的技术成熟度（technology readiness level，TRL）.技术成熟度共分为9级，描述了一项技术从理论概念到实际空间应用的各个阶段，其中9级最高.BBM为TRL3，处于技术的理论和实验验证阶段；EM为TRL5；PTM介于TRL6和TRL7之间，在模拟实际的环境或空间环境中验证；PFM 和FM为TRL7，在空间环境中验证，FM比PFM更加成熟[33].表2中，制冷机FOM的提高伴随着TRL的提升.表中，QC1、QC2、QC3分别为第1、2、3级制冷量，pH、pC分别为高压侧和低压侧压力，qm为J-T质量流量.

图8 SMILES的4 K级J-T级压缩机结构图［27］Fig.8 Schematic drawing of 4 K-class J-T compressor for SMILES

图9 SMILES的低温系统的内部结构［27］Fig.9 Inside of cryogenic system for SMILES

完成各项测试后，住友更新了PFM.在更新过程中，保留制冷机的主要部件，更换损耗件，重新调试安装.经过磨合调试的制冷机性能更佳，降温到4.8 K的时间是57 h，三级无负荷制冷温度分别为4.3、20.3和87.2 K，两级斯特林制冷机输入42.6 W，J-T压缩机输入31.7 W[23].

表2 SMILES的4 K级J-T制冷机Tab.2 4 K-class J-T cooler for SMILES

2010年6月，SMILES搭载的4 K级制冷机在空间中连续运转7 800 h后，由于ISS热控制系统发生故障，制冷机从环境温度开始重新启动.在预冷阶段，当两级斯特林制冷机冷却到大约150 K时，工质在J-T制冷机的旁通回路中发生堵塞，无法达到4 K级的温度.理论分析确定堵塞是CO2杂质造成的，CO2的体积分数达到1.2×10-3～1.6×10-3，并且在运行中持续上升.污染主要来源于非金属材料，在加工过程中，这些材料吸收气体污染物，在运行中释放.后续研究中采取了措施，控制材料在空气中暴露的时间并进行烘烤[34].

3 待发射的机械式制冷机

3.1 应用项目简介

3.1.1 Astro-H项目及其低温系统 Astro-H（曾被命名为NEXT）是日本的第6颗X射线卫星，用于观测太空中的X射线源.Astro-H主要由JAXA 和NASA开发，ESA也参与其中，计划于2015年由JAXA发射.Astro-H是SUZAKU的继承者，主要的科学仪器，软X射线光谱仪（soft X-ray spectrometer，SXS）由ADR冷至50 m K，温度波动小于2μK.ADR由NASA开发，以液氦温区作为热沉.

图10 Astro-H低温系统Fig.10 Astro-H cryogenic system

如图10所示为Astro-H的低温系统，图10（a）为剖面图，图10（b）为示意图.为了将30 L超流氦的寿命延长至3 a，要将超流氦杜瓦的漏热减少至1 mW[28，35-36].系统包括两级斯特林制冷机和预冷型的4 K级J-T制冷机，两级斯特林制冷机分别冷却OVCS和IVCS；J-T制冷机将J-T屏冷至4.5 K，预冷J-T循环的是另外2台两级斯特林制冷机.冷却VCS和预冷J-T循环均采用2台斯特林制冷机是为了提高可靠性，正常条件下斯特林制冷机输入50 W运行，若一台失效，另一台输入90 W满载运行.有超流氦时，两级ADR以超流氦为热沉，获得50 mK；超流氦耗尽后，启动第3级ADR，以机械式制冷机直接作为热沉，ADR能够达到50 mK[25，28，34，37-39].有超流氦时，4 K级热负荷为9 mW，超流氦耗尽后为22 mW.2009年之前的方案是1 K级3He J-T制冷机预冷两级ADR，后来改为4 K级4He J-T制冷机预冷三级ADR.该改进有利于在液氦耗尽后减小探测器的温度波动[27].

3.1.2 SPICA项目及其低温系统 宇宙学与天体物理空间红外望远镜（space infrared telescope for cosmology and astrophysics，SPICA）是AKARI的继承者，在中红外和远红外波段（5～200μm）进行高灵敏度观测.主要任务包括探索宇宙中恒星形成的历史，探索AGN（宇宙中重要的能量释放机理）的产生与演化，探索行星系统的形成与发展并发现新的星体[40-41].SPICA曾被称为HII/L2项目，由HIIA火箭发射至第二拉格朗日点（sun-earth second Lagrangian point，L2），该位置可以实现有效的辐射冷却[42].SPICA由JAXA主导，最初计划于2010年发射，后来因为资金和技术原因推迟至2020年[43].SPICA是一个国际合作项目，ESA在望远镜组件、卫星地面站以及远红外设备等多个方面提供支持[44-45].

SPICA的低温系统如图11所示，图11（a）、（b）分别为剖面图和轴测图，图11（c）为热负荷的冷却链，图11（d）为根据上述信息整理所得的示意图，挡板、望远镜外壳、三层辐射屏以及太阳辐射屏屏蔽空间辐射，光学设备由制冷机直接冷却.科学设备组件（scientific instrument assembly，SIA）包括科学望远镜组件（scientific telescope assembly，STA）、望远镜光线工作台（telescope optical bench，TOB）、设备光学工作台（instrument optical bench，IOB）以及焦平面设备（focal plane instruments，FPIs）.为了将SIA冷至6 K以下，将其与4 K级J-T制冷机的冷头热连接.制冷机在项目的整个寿命周期（3～5a）内，要在4K级提供40mW冷量[46].远红外光谱成像仪（SPICA far infrared imaging spectrometer，SAFARI）中的超导探测器要被冷至50mK，50mK由ADR从300 m K获得，而300mK由3He吸收式制冷机（sorption refrigerator，SR）从1.7K获得，1.7K由1 K级J-T制冷机提供[47].机械式制冷机采用并联结构，布置2台4K级J-T制冷机和2台1K级J-T制冷机，J-T制冷机各配置3台两级斯特林制冷机提供预冷，若1台两级斯特林制冷机失效，系统也能正常运行[43，48-49].

图11 SPICA低温系统Fig.11 SPICA cryogenic system

3.2 两级斯特林制冷机

Astro-H和SPICA的两级斯特林制冷机继承自AKARI，项目对制冷机提出了更高的要求：1）制冷机最低寿命为3 a，目标寿命为5 a；2）20 K冷量为0.2 W；3）更低的机械振动[26].JAXA和住友重工对斯特林制冷机结构的改进见表1，改进后的冷头如图12所示.排出器采用板弹簧支撑，降低了磨损，这在长期运行中效果显著.

为了达到航天要求，JAXA和住友研制了多台样机，如表3所示.表中，TC1、TC2分别为无负荷和加负荷制冷温度，pw为工作压力，Te为环境温度.2010年研制的工程样机（EM）环境温度从203 K到303 K变化，303 K时工作压力为1.4 MPa，环境降到203 K时，工作压力降为1.0 MPa[26].环境温度影响制冷量和制冷机的最佳运行状态.2012年的工程样机（EM）与2010年相比有所提升，如图13所示为性能曲线.计算整机FOM采用上文的方法，将100 K级制冷量按卡诺效率换算到20 K级，然后计算20 K级的FOM.为了确保经过发射的振动后制冷机还能正常运行，进行了机械振动测试，分别加载高冲击、随机振动以及正弦波载荷，振动测试后制冷机性能没有恶化[28].

图12 改进后冷头的结构图［25］Fig.12 Schematic drawing of upgraded cold head

图13 改进后两级斯特林制冷机性能［28］Fig.13 Cooling performance of upgraded two-stage Stirling cooler

3.3 4 K级J-T制冷机

为了满足Astro-H和SPICA的需求，JAXA和住友改进了SMILES的4 K级J-T制冷机，要求如下：1）制冷机最低寿命为3 a，目标寿命为5 a；2）在整个寿命周期内，4 K级冷量为40 m W；3）最大输入功为90 W[16，26，28].如图14所示为实物图.

表3 改进后的两级斯特林制冷机Tab.3 Upgraded two-stage Stirling cooler

表4 改进的4 K级J-T制冷机Tab.4 Upgraded 4 K-class cooler

表4列出了研制的样机，都采用改进的两级斯特林制冷机.表中，QC-4K为4 K级制冷量.表4给出的是4 K级的名义制冷量，包括净制冷量和漏热损失，与SMILES的名义制冷量相比提升明显，这是由于循环的质量流量增大.与SMILES不同，预冷J-T制冷机无需在20 K级和100 K级为冷屏提供冷量，仅有4 K级的制冷量.

图14 4 K级J-T制冷机实物图Fig.14 Pictures of 4 K-class J-T cooler

2008年研制的工程样机（EM）采用一台两级斯特林制冷机预冷，改进了套管式换热器和J-T级压缩机[50].高压侧压力为1.999 MPa，FOM是已报道样机中最高的，但在后续的研究中没有采用此高压，J-T循环采用两级线性压缩机，在空间运行中很难保证提供如此大的压比[2，51-52].

2012年工程样机（EM）的结构如图15所示，采用2台斯特林制冷机预冷，结构改进的详细介绍见表1.如图16所示为改进后压缩机的结构图，活塞用板弹簧支撑.如图17所示为斯特林制冷机的输入功分别为50和90 W时的性能测试曲线，制冷温度保持为4.5 K.图中，Pin为J-T压缩机输入功，QC为制冷量.表4给出了制冷机的运行参数[28].

3.41 K级J-T制冷机

SPICA对1K级J-T制冷机的要求如下：1）最低寿命为3 a，目标寿命为5 a；2）1.7 K的冷量为10 mW；3）最大输入功为90 W[17].1K级J-T制冷机在SMILES 4 K级J-T制冷机的基础上改进，循环流程类似，为了获取更低温度，以3He为工质[29].

图15 Astro-H的4 K级J-T制冷机系统［28］Fig.15 4 K-class J-T cooler system for Astro-H

图16 改进后4 K级J-T级压缩机的结构图［53］Fig.16 Schematic drawing of upgraded 4 K-class J-T compressor

图17 改进后4 K级J-T制冷机的性能［28］Fig.17 Cooling performance of upgraded 4 K-class J-T cooler

1K级J-T制冷机的技术难度大：3He1.7 K的饱和压力为11k Pa，由于间壁式换热器低压侧的压力损失，返回压缩机的压力约为8k Pa，压缩机排气压力为0.7 MPa，压比高达87.5，需要四级压缩，压缩机系统的可靠性很难保证；低压侧的允许压力损失小于3k Pa，第一级换热器工作在高温下，低压高温气体密度小，流速大，减小压力损失很有难度.根据1K级的冷量要求可知，J-T循环流量为1mg/s数量级，使换热器和阀的设计难度加大[29].

表5列出了不断改进的样机，给出的是除去漏热后的净制冷量[11，17，40-41].2004年研制实验样机（BBM）的结构介绍见表1.如图18所示为压缩机系统的结构图，两个单元串联，每单元内两组活塞连杆机构对置，动圈式线性电机驱动，隔膜弹簧支撑.性能测试中斯特林制冷机的两级冷头无热负荷，降温过程持续了30～40 h，1 K级的无负荷制冷温度为1.44 K.表5给出在1.68 K获得最大制冷量12 mW时的主要运行参数.三级换热器的效率分别为98％、94％和98％，低压流体流经换热器的压力损失为2.2kPa[29].

2008年的样机在2004年的基础上改进.表5给出主要的运行参数，由于采用改进的两级斯特林制冷机，两级预冷温度下降，制冷机性能提升[26，54].表中，QC-1K为1 K级制冷量，Qpr1、Qpr2分别为第1、2级预冷量.

图181 K级J-T级压缩机系统的结构图［29］Fig.18 Schematics of1 K-class J-T compressor system

表6总结了近30年日本空间液氦温区低温技术的发展历程.表中，TC为制冷温度，t为寿命，HeⅡD表示超流氦杜瓦（HeⅡDewar），Ne D表示固氖杜瓦（solid Ne Dewar），1ST表示单级斯特林制冷机（single stage Stirling cooler，1ST），2ST表示两级斯特林制冷机（two stage Stirling cooler），J-T表示焦-汤节流制冷机（Joule-Thomson cooler），ADR表示绝热去磁制冷机（adiabatic demagnetization refrigerator）.

表51 K级J-T制冷机Tab.51 K-class J-T cooler

表6 日本采用液氦温区低温技术的太空望远镜Tab.6 Space telescope with liquid helium temperature cryogenic technology in Japan

4 结 论

（1）日本的空间液氦温区低温技术经历了超流氦杜瓦（湿法）、斯特林制冷机冷却超流氦杜瓦（半干半湿法）、两级斯特林制冷机预冷J-T制冷机（干法）的发展历程.随着运动部件的支撑与密封、工质的纯化、制冷机布置等风险降低技术的不断进步，机械式制冷机的应用日趋成熟.杜瓦可靠性高，应用成熟，依然有存在的价值.即将发射的Astro-H保留了超流氦杜瓦，杜瓦在项目的第一阶段作为ADR的热沉，即使机械式制冷机出现故障，项目也能正常运行一段时间.在技术储备的过程中，一方面要积极开发新技术，另一方面成熟技术也应该得到保留.制冷机方案满足了大多数空间项目对质量和寿命的要求，但对于短期项目，强调稳定可靠的项目，选用杜瓦方案仍有较大的优势.

（2）空间任务从项目启动到发射升空是一个漫长的过程，4 K级J-T制冷机的研制开始于1993 年，经历了2009年SMILES的验证性发射，最早2020年才应用于SPICA.在此期间，住友重工和JAXA研制了多台样机，在地面反复测试，不断提高制冷机的性能和技术成熟度.当制冷机在空间运行后，根据运行状况提出改进措施，并结合下一次空间任务的需求研制新的制冷机.空间项目可能失败，SUZAKU低温系统的失效并没有让日本放弃空间低温技术，而是更加重视降低风险，在项目规划上更加谨慎.SMILES除自身的科学任务外，还要在技术上验证液氦温区机械式制冷机用于空间的可行性，Astro-H和SPICA中引入了“开一备一”的并联式结构.

（3）为了降低单一制冷机失效使整个项目失败的风险，Astro-H和SPICA的低温系统采用并联布置，但增加制冷机数量牺牲了机械式制冷机质量轻的优势.AKARI和SMILES制冷机的长期运行受到工质中污染物的限制，无污染的黏接材料和新型加工工艺将成为未来的研究重点.其他降低风险的技术包括热负荷控制、机械热开关（一种热隔离技术）、材料低温下物性的准确测试等[55].住友和JAXA正在这些方面积极开展工作[43，53]，力争在保证可靠性的前提下减少制冷机数量.从长远来看，低温系统的可靠性应该依赖提高制冷机自身的技术成熟度，复杂的布置方式只能是过渡方案.

（4）美国的空间液氦温区低温技术采用多种方案并行，相互竞争获得最佳方案的发展路线[3].作为后发国家（相对于美国而言），日本专注于一项技术并不断完善，早期吸收美国超流氦杜瓦的经验[10]，再结合自己的经验进行技术储备，用一台不断发展的低温制冷机满足不同项目的需求，逐步取得世界领先的斯特林制冷机冷却J-T制冷机技术.美国和日本都选用了预冷型J-T制冷机，美国选用脉管制冷机预冷[3]，而日本选用斯特林制冷机.日本从1991年开始研制两级斯特林制冷机[20]，有多台空间成功应用的经验.我国在这一领域与发达国家还存在差距，发展相关技术要尽早布局，参考发达国家的经验少走弯路，在多种可行的方案中结合自己的技术现状作出选择.

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Development status of space cryogenic technology at liquid helium temperature in Japan

GAN Zhi-hua1，2，TAO Xuan1，2，LIU Dong-li1，2，SUN Xiao1，2，YAN Chun-jie3

（1.Institute of Refrigeration and Cryogenics，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China；2.Key Laboratory of Refrigeration and Cryogenic Technology of Zhejiang Province，Zhejiang University，Hangzhou 310027，China；3.State Key Laboratory of Vacuum Cryogenic Technology and Physics，Institute of Lanzhou Physics，Lanzhou 730000，China）

The development history of cryogenic system at liquid helium temperature utilized in Japan space detector was introduced.There are three stages：superfluid helium dewar（wet system），superfluid helium dewar cooled by Stirling cooler（system of both dry and wet），Joule-Thomson cooler cooled by Stirling cooler（dry system）.The performance and reliability of coolers steadily improves with continually improvement.Japan depends on a series of space missions，orients the direction of following projects using the early experiences，and makes progresses when solving problems，which is instructive for our country when developing related technology.

liquid helium temperature；Stirling cooler；Joule-Thomson cooler；space detector

TK1

A

1008-973X（2015）10-1821-15

2015-04-16.浙江大学学报（工学版）网址：www.journals.zju.edu.cn/eng

国家自然科学基金资助项目（51176165）；高等学校博士学科点专项科研基金资助项目（20130101110098）；真空低温技术与物理国家级重点实验室开放基金资助项目.

甘智华（1973—），男，教授，博导，从事液氦温区低温制冷技术的研究.ORCID：0000-0003-4112-6745.E-mail：gan-zhihua@zju.edu.cn通信联系人：闫春杰，男，研究员.ORCID：0000-0002-6810-7539.E-mail：chj-yan@163.com