阅读说明：本技术 一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置 (Thermoelectric refrigeration focal plane device for space astronomical camera ) 是由 凤良杰 杨文刚 淡丽军 辛伟 于 2020-06-02 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置,旨在解决液氮控温结构复杂、体积大、质量大、无法满足CCD深度制冷温度的技术问题。本发明包括真空密封的焦面箱体、柔性热管、卫星辐冷板、控温仪以及位于焦面箱体内的探测器组件；焦面箱体的顶部设有与探测器组件位置对应的玻璃窗口；探测器组件包括由下至上依次粘接的探测器组件底板、下级热电制冷器、上级热电制冷器、CCD承载片；CCD承载片的上方设有主热敏电阻和包含CCD感光区和CCD存储区的裸片探测CCD；柔性热管一端设置于焦面箱体的外侧底部,另一端嵌于卫星辐冷板内；控温仪用于接收主热敏电阻的温度信号,并根据该温度信号控制下级热电制冷器和上级热电制冷器的输入电流。(The invention discloses a thermoelectric refrigeration focal plane device for a space astronomical camera, and aims to solve the technical problems that a liquid nitrogen temperature control structure is complex, the size is large, the mass is large, and the deep refrigeration temperature of a CCD cannot be met. The device comprises a vacuum-sealed focal plane box body, a flexible heat pipe, a satellite radiation-cooling plate, a temperature control instrument and a detector assembly positioned in the focal plane box body; the top of the focal plane box body is provided with a glass window corresponding to the position of the detector assembly; the detector assembly comprises a detector assembly bottom plate, a lower-level thermoelectric refrigerator, a higher-level thermoelectric refrigerator and a CCD bearing sheet which are sequentially bonded from bottom to top; a main thermistor and a bare chip detection CCD comprising a CCD photosensitive area and a CCD storage area are arranged above the CCD bearing sheet; one end of the flexible heat pipe is arranged at the bottom of the outer side of the focal plane box body, and the other end of the flexible heat pipe is embedded in the satellite radiation cooling plate; the temperature controller is used for receiving the temperature signal of the main thermistor and controlling the input current of the lower-level thermoelectric refrigerator and the upper-level thermoelectric refrigerator according to the temperature signal.)

一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置

技术领域

本发明涉及空间天文相机，具体涉及一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置。

背景技术

对暗弱目标探测的空间天文相机为保证信噪比及测光精度，需要尽可能降低CCD的暗电流，而暗电流与CCD的工作温度及控温精度紧密相关，因此需要尽量降低CCD的工作温度，提高控温精度。现有技术中，通常采用液氮控温结构，液氮控温结构复杂、体积大、质量大，且液氮容易蒸发泄露，从而导致其使用寿命较短，也无法满足长时间天文观测的应用需求。而且现有的液氮控温结构为被动焦面制冷模式，该被动焦面制冷模式无法满足CCD深度制冷温度及控温精度要求。

发明内容

本发明旨在解决现有技术中存在的液氮控温结构复杂、体积大、质量大，且液氮容易蒸发泄露，从而导致其使用寿命较短，也无法满足长时间天文观测的应用需求，而且现有的液氮控温结构为被动焦面制冷模式，该被动焦面制冷模式无法满足CCD深度制冷温度及控温精度要求的技术问题，而提供一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：

一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置，其特殊之处在于：

包括真空密封的焦面箱体、柔性热管、卫星辐冷板、控温仪以及位于焦面箱体内的探测器组件；

所述焦面箱体的顶部设有与探测器组件位置对应的玻璃窗口；

所述探测器组件包括由下至上依次粘接的探测器组件底板、下级热电制冷器、上级热电制冷器、CCD承载片；

所述探测器组件底板固定安装于焦面箱体内的底部；

所述下级热电制冷器和上级热电制冷器均为一级热电制冷器(即其冷端与热端均为平面结构的热电制冷器)，且二者均为冷端朝上；

所述CCD承载片的上方设有主热敏电阻和包含CCD感光区和CCD存储区的裸片探测CCD；

所述探测CCD的CCD存储区位于上级热电制冷器的正上方，CCD存储区通过柔性电缆与嵌于焦面箱体上的真空接插件连接；

所述柔性热管一端设置于焦面箱体的外侧底部，另一端嵌于卫星辐冷板内；

所述控温仪用于接收主热敏电阻的温度信号，并根据该温度信号控制下级热电制冷器和上级热电制冷器的输入电流。

进一步地，所述柔性电缆选用转弯半径为4～8mm的柔性电缆。

进一步地，所述下级热电制冷器和上级热电制冷器的冷端面板和热端面板均为氧化铝材料制成。

进一步地，所述探测器组件底板以及焦面箱体的箱体底板均采用钼铜合金制成。

进一步地，所述CCD承载片采用碳化硅制成。

进一步地，还包括备热敏电阻；

所述备热敏电阻设置于CCD承载片的上方，并向控温仪输出温度信号。

进一步地，所述柔性电缆通过柔性电缆压板压制于CCD承载片上。

进一步地，所述探测器组件底板与焦面箱体螺纹连接，二者之间的间隙通过硅橡胶填充。

进一步地，所述柔性热管采用铝合金制成。

进一步地，所述真空密封的焦面箱体上所有密封处均采用铟锡合金材料制成的金属密封垫进行密封。

本发明的有益效果是：

1.本发明的一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置能够使探测CCD达到-80℃的制冷温度以及±1℃的温控精度，同时保证低温工作下探测CCD的平面度及焦面结构的安全性，能够适应航天发射环境，同时具有体积重量小、功耗低的特点。

2.本发明的下级热电制冷器和上级热电制冷器均采用一级热电制冷器，其冷端和热端均为平面结构，且二者相互叠加串联，该结构增大了探测CCD与热电制冷器的粘接面积，同时降低了发射力学环境下热电制冷器热电材料的应力，提高了探测CCD的结构安全性。

3.本发明中采用碳化硅作为CCD承载片，碳化硅材料具有高热传导率和弹性模量，不但能够保证探测CCD的工作温度以及温度的均匀性，还能保证在探测CCD焦面大温度梯度下的平面度，且下级热电制冷器和上级热电制冷器的冷端面板和热端面板选用氧化铝材料制成，能够降低在轨低温运行时的热应力，提高安全性。

4.本发明中碳化硅承载片上安装有主热敏电阻和备热敏电阻，通过主热敏电阻和备热敏电阻的温度反馈可以实时调节下级热电制冷器和上级热电制冷器的电流大小，保证探测CCD的工作温度范围。

5.本发明中下级热电制冷器热端粘接在与其热膨胀系数匹配的钼铜合金底板上，探测CCD、上级热电制冷器以及下级热电制冷器的发热量通过底板背面的铝合金柔性热管导出到卫星辐冷板上，这种结构不但能够保证长距离导热路径上的传热效率，还能够减小发射时传递到焦面上的振动，提高天文相机光机结构的稳定性。

附图说明

图1是本发明一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置的结构示意图；

图2是本发明探测器组件的结构示意图；

图3是图2的俯视图；

图4为热电制冷焦面温度梯度示意图；

图5为热电制冷焦面热变形示意图。

附图说明：

1-探测器组件底板、2-下级热电制冷器、3-上级热电制冷器、4-CCD承载片、5-CCD感光区、6-CCD存储区、7-主热敏电阻、8-备热敏电阻、9-柔性电缆压板、10-柔性电缆、11-真空接插件、12-焦面箱体、13-箱体底板、14-金属密封垫、15-玻璃窗口、16-柔性热管、17-卫星辐冷板。

具体实施方式

为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。

本发明一种用于空间天文相机的热电制冷焦面装置，如图1所示，包括真空密封的焦面箱体12、柔性热管16、卫星辐冷板17、控温仪以及位于焦面箱体12内的探测器组件。

焦面箱体12的顶部设有与探测器组件位置对应的玻璃窗口15；真空密封的焦面箱体12上所有密封处均采用铟锡合金材料制成的金属密封垫14进行密封；密封垫选用铟锡合金材料而非橡胶材料，一方面避免了低温太空环境下橡胶的脆化挥发，另一方面降低了密封垫压缩时焦面箱体12变形带来玻璃窗口光学元件的倾斜。

如图2所示，探测器组件包括由下至上依次粘接的探测器组件底板1、下级热电制冷器2、上级热电制冷器3、CCD承载片4。

探测器组件底板1与焦面箱体12螺纹连接，二者之间的间隙通过硅橡胶填充。

下级热电制冷器2和上级热电制冷器3均为一级热电制冷器，且二者均为冷端朝上，二者间采用了串联的方式；下级热电制冷器2和上级热电制冷器3的冷端面板和热端面板均为氧化铝材料制成。其热膨胀系数与碳化硅陶瓷相近，能够降低CCD承载片4的热变形及自身热电材料的热应力。

如图3所示，CCD承载片4的上方设有主热敏电阻7、备热敏电阻8和包含CCD感光区5和CCD存储区6的裸片探测CCD，探测CCD为非封装结构，CCD感光区5与CCD存储区6裸片粘接到碳化硅材料制成的CCD承载片4上，减少了传热环节，如图4与图5所示，利用高刚度和高导热率的碳化硅材料保证探测CCD的平面度与热控精度，在2W的工作功率下，可达到-75℃的工作温度，采用良好力热性能的碳化硅CCD承载片使探测CCD温度梯度小于1℃，CCD感光区5平面度小于7微米，保证了空间天文暗目标探测的灵敏度。

探测CCD的CCD存储区6位于上级热电制冷器3的正上方，CCD存储区6通过柔性电缆10与嵌于焦面箱体12上的真空接插件11连接；柔性电缆10通过柔性电缆压板9固定于CCD承载片4上。

柔性热管16一端通过翅片上的螺钉连接到焦面箱体12的外侧底部，另一端嵌于卫星辐冷板17内；柔性热管16用于导出热量至卫星辐冷板17上；柔性热管16采用铝合金制成，柔性环节一方面降低了过约束使热管产生的装配应力，另一方面使发射时大尺寸薄壁结构的卫星辐冷板17产生的振动变形不会传递到焦面箱体12上。

控温仪用于读取主热敏电阻7和备热敏电阻8的温度信号，并根据该温度信号实时控制下级热电制冷器2和上级热电制冷器3的输入电流，对探测CCD进行制冷，制冷区域为CCD存储区6的背部，采用串联而非并联结构，能够降低热变形时对下级热电制冷器2和上级热电制冷器3的剪切应力，提高结构安全性。

柔性电缆10选用转弯半径为4～8mm的柔性电缆，优选5mm的柔性电缆，小转弯半径有效降低了探测CCD输出噪声，同时在折弯处利用卡箍控制振幅，以降低发射时电缆振动对探测CCD的影响。

探测器组件底板1以及焦面箱体12的箱体底板13均采用钼铜合金制成，与下级热电制冷器2的氧化铝面板热膨胀系数匹配并具备良好的导热率。

正常使用中，需选择合理的热电制冷器输入电流与制冷功率，考虑到卫星辐冷板的散热能力及探测CCD的功率，下级热电制冷器2的热端温度为-30℃，上级热电制冷器3的冷端温度为-75℃，串联热电制冷器的总温降为-45℃。