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1、低温辐射致冷器和致冷机在空间飞行器上的应用,必,摘要装在卫星上的某些遥感器的关键性部件须冷却到低温温度才。,,能获得良好的工作特性对于长期运行的飞行器冷却方法的选择余地往往很小,。不是采用被动辐射致冷器就是采用闭式循环致冷机本文概述了这两种方法的一般能,力并就被动辐射致冷器和致冷机系统(包括太阳电池阵和排热辐射器)。,的重量和露出面积作了比较对于不同的致冷器两种系统的温度和重量(或面,当温度需低于65K时,积)的关系曲线存在着交叉点致冷机系统具有重量轻和露。,,出面积小的仇点对适用于辐射致冷器的轨道而言根据可得到的资料分析表明:0.,,致冷机系统重量随其交又点的变化是这样的致冷量为
2、1瓦时交又点在67K。,,10瓦时为94K这说明随着所需要的冷却能力的增加致冷机系统越发有吸引力,。,这是因为较大的致冷机致冷效率也较高为改善未来空间应用的致冷机效率,。还得采取有效的措施以减少能源和排热系统的尺寸和重量己!性兰.J11习,必须轨道飞行卫星上装载的红外遥感探测器及伽马射线仪的关键性元件冷却到低温,。,温度才能获得适当的灵敏度致冷方法的选择主要决定于致冷温度和致冷量(传热、率)致冷所需的持续时间以及,、一一代尸一一一一、、其它因素例如卫星的轨道高度、。姿态重量和尺寸限制等若致冷1瓦,,则量小于寿命在两年以内。选用消耗性的致冷方法为宜譬如,,相致冷温度低于80K时变的
3、固体致冷器或超临界氦就是很好的备l中嗯蜡。选物被动辐射致冷器正在用于致`川翻撇1瓦,温度80一noK左/}冷量小于翻孙州、刘卿极,翩右或者致冷量大些且温度较高的。图1直接的被动式低温辐射致冷器情况如若低温冷却需要超过2年本文译自一AIA人790179onoraneeraaeeaees,.’,Range吕otAPP]ieatifCryogenioRadiatorsdRfrigtor日onsPstllit一60一,。时通常只能在被动辐射致冷器或闭式循环致冷机这两种方法之间加以折衷选择本文简。。要地说明这两种方法的一般能力所讨论的致冷温度限于140K以下并对辐射致冷器和。致冷机(包括太
4、阳电池阵和排热辐射器)的重量及投影面积作个分析我们所讨论的低温致冷系统的一般型式如图1和2。所示被动辐柳吧麟,射致冷器也许还得通过低温热管使被冷却的探测仪器同致冷器保持翻也。良好的热藕合从探测仪器到低温目象到湘翻,致冷机致冷量的传输方式取决于所采用的致冷机型式及探测仪器的。具体“”设计文中所用的致冷量.,阉汀这一术语指的是在规定的低温温,度下致冷机或被动辐射器能从被。图2致冷机系统简图冷却的探测仪器中带走的热流率辐“”,,射致冷器的投影面积指的是辐射致冷器和屏蔽罩在一平行于辐射表面的平面上。。的投影面积的总和与致冷机系统有关联的面积有太阳电池阵及散热辐射器面积之和实际,上致冷机本身
5、和泵等等的露出面积与太阳电池阵和排热辐射器面积相比都可以忽略不。计,当需要获得极低的温度时,本文最后提供的曲线表明(低于65K)通常与辐射致冷,,。,器相比致冷机系统的重量轻露出面积较小交叉点温度随其致冷量的大小而异而且与。,,具体的卫星设计的特定限制有关所考虑的其它因素例如可靠性和部件的可用性也会。,导致选择的方案不一定是重量最轻和尺寸最小的致冷方法在后面几部分中仅对低温辐。射致冷器和致冷机系统的重量和投影面积进行评定低温辐射致冷器,。从第一颗人造卫星上天起就采用了直接向空间辐射进行冷却的方法来自有效载荷,。,部件的热量可以被传导至飞行器的蒙皮或专设的辐射器上当温度低于27oK时
6、就有,。必要对辐射器加以慎重的设计并对辐射器的轨道位置加以适当限制温度,1处于90一120K之间时致冷量为一10毫瓦的单级或双级的小型辐射致冷器已。,经有了丰富的飞行经验这种类型的辐射致冷器通常都是采用圆锥形或梯形的镜面反射。,,。屏仪器中需要冷却的探测元件以直接热接触的方式安装在辐射器的冷片上这种小,.“。“,型辐射致冷器的单位投影面积的重量其典型值为264公斤/米(54磅/英尺)而小。尺寸的致冷器重量还不到.083公斤(16磅),与已经采用的小型辐射致冷器相反现在正在着手研制致冷量较大的低温辐射致冷,。〔“’心’,器以供下一代尖端仪器使用有两台辐射致冷器已制造成功并作过地面模拟
7、试。。、验这两台致冷器的致冷量分别为13OK时12瓦和10K时2瓦致冷量5瓦温度在70,L`’5’。一劝K范围的辐射致冷器现在正着手设计之中在实验室里已做出了致冷量为、。〔’毫瓦温度低于的辐射致冷器样机”,。通过采用先进的材料和结构工艺来研制大型的辐射致冷器现在已有可能了高效的,。,多层隔热材料和低热传导的结构支架可减少来自卫星方面的漏热温度低于10K时,。为有利于辐射器的致冷能力一般都得采用多级的辐射致冷器要把受冷却部件的热量传,,。导出去并使热量均匀地分布在辐射器
