0.   引言

从古至今，人类从未停止过对太空的探索，空间望远镜的发明使得人类可以在不受地球大气层的干扰观测到更多的天体。而空间红外天文望远镜更是可以透过太空中的气团和尘埃观测到宇宙中遥远的星系，获得更为准确的天文资料，这对于研究行星、恒星、星系以及宇宙的起源具有重要意义。而太空辐射以及元件自身辐射等背景噪声会严重干扰空间红外望远镜光学系统及探测器的工作，进而影响探测数据的准确性，所以需要低温冷却系统对其进行冷却。得益于机械制冷机的不断发展，空间红外望远镜的制冷方式已经逐步由传统的杜瓦被动冷却向机械制冷转变，同时空间红外望远镜的不断发展也促进着低温制冷技术的不断进步^[1-2]。

本文概述了空间红外望远镜低温制冷技术的发展历程，针对起源空间望远镜（origins space telescope, OST）低温制冷问题，概述了现有的可用于OST低温冷却系统的绝热去磁制冷机以及低温机械制冷机的发展现状，对其现有的制冷方式及关键参数进行了总结。以期为我国未来红外空间望远镜低温技术的发展提供一定的参考。

1.   空间红外望远镜低温制冷技术发展历程

宇宙背景下远距离的红外光信号十分微弱，空间红外望远镜系统本身产生的热量导致的红外光与红外辐射会严重影响探测结果的准确度，故需要低温冷却设备来对红外望远镜进行冷却。早期的空间红外望远镜多采用传统的液氦及固氢、固氮杜瓦冷却的方式，1983年由美国、英国以及荷兰联合发射的第一颗红外天文观测卫星IRAS（the infrared astronomical satellite）是超流氦冷却在太空中的第一次应用，1989年美国宇航局NASA（National aeronautics and space administration）发射的宇宙背景探索器COBE（cosmic background explorer）、1995年日本发射的第一颗红外卫星IRTS（infrared telescope in space）、1995年欧空局ESA（European space agency）发射的红外空间天文台ISO（infrared space observatory），2003年NASA发射的斯皮策空间望远镜Spitzer（Spitzer space telescope），2009年欧空局发射的赫歇尔望远镜等也都采用了超流氦冷却的方式，1996年美国发射的中途空间试验卫星MSX（midcourse space experiment）则是固氢冷却在太空中的首次应用，其后固氢冷却也被应用于NASA发射的广域红外巡天探测器WISE（wide-field infrared survey explorer）上。虽然液氦、固氢、固氮等杜瓦冷却方式分别在制冷需求温度低于4 K、20 K、80 K时技术更为成熟，但其存在着体积庞大、寿命短、运输成本高等固有缺点。而为了保证未来空间任务达到5~10年的寿命，NASA于2001年发起了先进制冷机技术研发项目ACTDP（advanced cryocooler technology development program），最终成功实现了空间低温探测由液氦、固氢等传统杜瓦冷却方式向机械制冷的转变。机械制冷也已经从冷却红外探测器扩展到冷却高灵敏度低温探测器与低温光学系统，为储存式制冷器提供冷屏，实现空间低温液体零蒸发储存（Zero Boil-Off）等^[3]。因其体积小、质量轻、寿命长等优点也陆续被应用在一些空间望远镜项目上，如红外空间望远镜詹姆斯韦伯太空望远镜JWST（James Webb space telescope）、红外天文卫星Akari，X线探测卫星Astro-H，亚毫米波段辐射探测器SMILES，微波辐射探测卫星Planck，X射线望远镜ATHENA，宇宙微波背景辐射观测卫星LiteBird等。国外部分空间红外望远镜的技术指标如表 1所示^{[1, 4-6]}。

表  1  国外空间红外望远镜技术指标

Table  1.  Parameters of foreign infrared astronomical telescopes

Name	Aperture Diameter /m	Wavelength/μm	Cooling methods	Cooling Temp./K	Launch time	Life
IRAS	0.57	5-100	Superfluid helium	1.6	1983	10 months
COBE-DIRBE	0.19	1.7-118	Superfluid helium	1.5	1989	10.5 months
IRTS	0.15	1-1000	Superfluid helium	0.3	1995	10 months
MSX	0.33	4.2-26	Solid hydrogen	6	1996	10 months
ISO	0.60	2.5-240	Superfluid helium	2.2	1996	2.5 yrs
HSTNICMOS	2.4	0.8-2.5	Solid nitrogen/mechanical cooling	58/77	1997	2 yrs/longlife
Spitzer	0.85	3-180	Superfluid helium	1.4	2003	> 5 yrs
Akari	0.68	2-200	Mechanical cooling & superfluid helium	5.8;1.6	2006	> 5 yrs
Herschel	3.5	60-672	Superfluid helium	0.3	2009	~4 yrs
Wise	0.4	3-25	Solid hydrogen	12	2009	15.6 months
JWST	6.5	0.6-28.5	Mechanical cooling	7	2021	10 yrs

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2.   OST简介

OST是美国国家科学院天文和天体物理学十年调查（Astro2020）提出的新的四大太空任务之一，其他三项是LUVOIR望远镜、HabEx望远镜（LUVOIR望远镜与HabEx望远镜于2024年被整合为HWO空间望远镜），Lynx望远镜，该任务由美国宇航局NASA主导并赞助，日本宇宙研究开发机构JAXA（Japan aerospace exploration agency）及由法国宇航局领导的欧洲联盟积极参与研究。OST的科学主题是探寻生命的信息以及宜居世界的构成；揭示黑洞和星系在宇宙中的演变进程；追踪金属，尘埃以及第一批星系的兴起；描绘太阳系小天体的特征^[7]。OST最终决定继续研究的设计结构类似于斯皮策望远镜^[8]，这种结构的望远镜不需要在太空中进行部署，大大降低了任务的风险与复杂性。OST目前的主要结构包括一个直径为5.9 m的单筒望远镜及3个科学仪器：中红外光谱仪和相机凌日光谱仪MISC-T（mid-infrared spectrometer and camera transit spectrometer）主要用于测量2.8~20 μm范围内的波长，远红外成像仪和偏振仪FIP（far-IR imager polarimeter）测量50~250 μm范围内的波长，起源调查光谱仪OSS（origins survey spectrometer）工作波长范围为25~588 μm，概念结构图如图 1所示^[9-11]。

图  1  OST概念图

Figure  1.  Concept map of origins space telescope

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OST将在2.8~588 μm的波长范围内工作，需要依靠机械制冷将望远镜及所有仪器冷却到4.5 K，依靠绝热去磁制冷将远红外仪器及探测器冷却到50 mK。

相对远红外空间望远镜赫歇尔望远镜来说，OST的主镜采集面积是其2.8倍大，OST 4.5 K的望远镜工作温度也远低于赫歇尔望远镜80 K的工作温度，这就意味着OST有着更低的热背景来保证更高的灵敏度，OST的灵敏度将会是赫歇尔望远镜的1000倍；相对目前最为先进的空间望远镜詹姆斯韦伯望远镜来说，OST具有更广的波长覆盖范围，可以探测到极为重要的静止帧远红外冷却线以及宇宙星系和恒星形成区域的尘埃辐射，OST的波长范围与其他部分空间望远镜的波长范围比较如图 2所示^[12]。OST在波长以及灵敏度方面的进步将会对研究系外行星大气及星系，黑洞的形成更进一步。OST将在L2轨道运行，最小任务寿命为5年，设计寿命是10年，天文台的设计允许后期的机器维护来进行仪器升级及推进剂的补充，可使得任务寿命超过10年^[11]。

图  2  望远镜波长范围比较^[12]

Figure  2.  Comparison of different telescope wavelength range^[12]

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3.   OST低温冷却系统发展现状

OST的光学部件及探测器等都具有极高的灵敏度，所以为了保证OST观测的准确度，需要对其进行低温冷却来减少外界及自身热量的干扰，如图 3所示：需要两层遮阳罩抵挡来自太阳地球以及其他热量，遮阳罩的温度维持在140 K左右。需要4.5 K的机械制冷机来冷却望远镜，挡板以及仪器组件，需要亚开尔文制冷机来冷却探测器以及远红外仪器FIP及OSS温度至50 mK。OST的冷却性能指标如表 2所示^[13]。

图  3  OST各部分温度

Figure  3.  Each part temperature of OST

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表  2  OST制冷系统指标^[13]

Table  2.  Cryogenic system index of OST^[13]

Main parameters	Index
Cooling method	Mechanical cryocoolers & ADR
Operating temperature of optical components /K	~4.5
Operating temperature of MISC HgCdTe detectors/K	~30
Operating temperature of MISC Si: As detectors /K	~7
Operating temperature of FIP FIP/K	~0.05
Operating temperature of OSS/K	~0.05
Measurement capabilities of MISC/μm	2.8-20
Measurement capabilities of FIP/μm	50-250
Measurement capabilities of OSS/μm	25-588

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3.1   OST绝热去磁冷却技术

OST的探测器及远红外仪器需要在50 mK的温度下工作，绝热去磁制冷机可以将其冷却至亚开尔文的温度。FIR仪器在平均散热量为4 mW@4.5 K的情况下需要3 μW@50 mK、126 μW@0.6 K的制冷量；OSS仪器在平均散热量低于8 mW@4.5 K的情况下需要3 μW@50 mK、125 μW@0.6 K、500 μW@1.6 K的制冷量。考虑到绝热去磁制冷机的效率问题，为保证3 μW@50 mK、126 μW@0.6 K的制冷量，绝热去磁制冷机需要有一定的裕量，即能够提供6 μW@50 mK，250 μW@0.6 K的制冷量，技术成熟度达到TRL6^[14]，目前，可连续制冷的CADRs（continuous ADR）技术已可以实现6 μW@50 mK的冷量且没有寿命限制^[15]，但技术成熟度需继续发展至TRL6以满足OST的需求。CADRs冷却系统示意图如图 4所示，ADR的各阶段同步进行使热量从50 mK以及0.6 K级别转移到4.5 K级，红色部分表示每个连续阶段的平均冷却功率和散热。用于OST的CADRs将会在此基础上增加类似于第四、第五级的两级来提供1 mW@1.3 K的冷量（比要求高两倍），第一级和第三级将会分别保持连续的0.05 K和0.6 K。第四级将会冷却吸收来自第二和第三级交替循环中产生的热量。每一级在最大与最小的磁场中循环大约需要20~30 min^{[14, 16]}。

图  4  可用于FIP和OSS仪器的可连续制冷的CADRs冷却系统示意图^[15]

Figure  4.  Schematic diagram of CADRs cooling system for FIP and OSS instruments^[15]

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3.2   OST的低温机械制冷技术

OST基本的设计需要高可靠性低振动的机械低温制冷机，OST将会采用4台（数量可变）制冷机制冷的方式，这样的制冷机尺寸更为接近现有的已经开发出来的制冷机，若后期需减少制冷量也可方便移除多余的制冷机，且制冷机单独的冷头固定在仪器和望远镜的多个位置可以提供局部散热及减少导热带的使用。制冷机性能指标如表 3所示。目前还未有完全达到OST50 mW@4.5 K低温冷量标准的低温机械制冷机，且出于未来成本的考虑不会为OST单独开发新的制冷机，只需要在目前的已有的制冷机基础上进行改进达到要求即可，但有5种制冷机有潜力为OST提供制冷：诺斯罗普⋅格鲁曼空间系统公司（Northrop Grumman Aerospace Systems，简称NGAS）的MIRI低温制冷机、Ball（Ball Aerospace & Technologies Corp. of Boulder Colorado）公司的4.5 K级斯特林制冷机、洛克希德马丁公司（Lockheed Martin ATC of Palo Alto，California）的四级脉管制冷机、Creare（Creare Inc.of Hanover，New Hampshire）公司的透平布雷顿低温制冷机以及住友（Sumitomo Heavy Industries, Ltd., 简称SHI）公司的4 K级J-T低温制冷机^{[15, 17]}。

表  3  制冷机性能指标^[14]

Table  3.  Cryocooler performance index^[14]

	Input power/W	1 stage	2 stage	3 stage
Single cooling power	450	5 W@70 K	100 mW@20 K	50 mW@4.5 K
Total cooling power	1800	20 W@70 K	400 mW@20 K	200 mW@4.5 K
注：总输入功率及总制冷功率不变的情况下中间级的温度及制冷机数量可以变化 Note: When the total input power and total refrigeration power remain unchanged, the temperature of the intermediate stage and the number of refrigerators can vary.

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3.2.1   NGAS的MIRI低温制冷机

MIRI制冷机是由牛津型线性压缩机驱动的三级脉管制冷机预冷的J-T循环制冷机，它源于NASA的ACTDP计划，原设计用于冷却詹姆斯韦伯望远镜的中红外探测器。结构如图 5所示^[18]，工作介质为⁴He，制冷机工作时，⁴He经过J-T压缩机，回流压力从4 bar升至12 bar，随后流经三级脉管制冷机温度被预冷至18 K，最后经过膨胀机温度降至6.2 K实现一次制冷循环^[14]。

图  5  MIRI制冷机和主要部件^[18]

Figure  5.  MIRI cryocooler and main components^[18]

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将回流压力从4 bar降至1 bar可实现温度从6.2 K降至4.5 K^[14]。NGAS以MIRI低温制冷机为模型进行了一些微小的改动，改动如图 6所示^{[4, 19]}，改动后的模型冷却能力达到了4 K，技术成熟度达到了TRL6，一些主要的子系统技术成熟度达到了TRL8。而为了保证回流压力降低后所需的质量流量及压缩比，NGAS在现有的MIRI的J-T压缩机基础上增加了一台相同设计的TAPC压缩机，并且通过不同的拆分组合方式进行了模型预测，结果如表 4所示，其中TAPC压缩机活塞直径是J-T压缩机的2倍^{[14, 20]}。TAPC压缩机以及电控设备的加入使得制冷温度降低，同时制冷机的整体质量增加了10 kg左右^[20]。

图  6  制冷机性能提升结构改进框图^{[4, 19]}

Figure  6.  Cryocooler block diagram, showing the modifications to allow significant lift at lower temperature^{[4, 19]}

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表  4  不同分级配置压缩机的低温制冷机制冷量总结^[20]

Table  4.  Summary of predicted lift at cryocooler capacity for the various compressor staging configurations studied^[20]

Number of stages	Description	T/K	Gas	Max Lift with no intercept	Max lift with 250 mW intercept	Bus power/W
1 stage	MIRI	6.2	4He	216 mW@6.2 K	154 mW@6.2 K 250 mW@15 K	510
2 stage	TAPC+MIRI	4.5	4He	157 mW@4.5 K	97 mW@4.5 K 250 mW@15 K	545
3 stage	Split TAPC+MIRI	4.5	4He	200 mW@4.5K	145 mW@4.5 K 250 mW@15 K	526
4 stage	Split TAPC+Split MIRI	2.5	3He	54 mW@2.5K	37 mW@2.5K 250 mW@14K	497
4 stage	Split TAPC+Split MIRI	1.7	3He	10mW@1.7K	6 mW@1.7 K 250 mW@14 K	458

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2023年PRIMA（Probe far Infrared Mission for Astrophysics）研究团队与NGAS合作，对制冷机进行了改动，在一台备用的MIRI制冷机上增加了一台MIRI制冷机用的J-T压缩机和一台J-T压缩机控制器，如图 7所示。工作介质为³He，总线输入功率为410 W，可实现53 mW@4.5 K，230 mW@18 K的冷量，制冷机质量为68 kg。同时，所有关键子系统和组件硬件均达到TRL9^[19]。

图  7  NGAS的4.5 K制冷机循环示意图^[19]

Figure  7.  4.5 K cooler cycle schematic of NGAS^[19]

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3.2.2   Ball的4.5 K级斯特林制冷机

Ball的4.5 K制冷机是由牛津型线性压缩机驱动的三级斯特林制冷机，采用了与NGAS的MIRI制冷机相同的结构，与MIRI制冷机不同的是，Ball采用的是斯特林载冷机配合J-T长回路来进行远距离冷却^[14]。基本结构如图 8、9所示，制冷机包括一个三级斯特林制冷机提供预冷，三级预冷温度分别为150 K，45 K和15 K，J-T制冷机提供最后一个阶段的制冷将温度冷却至4 K甚至更低。在输入功率为125 W时，名义制冷量可达30 mW@6 K（或者20 mW@4 K），150 mW@18 K，当输入功率为230 W时，可以在6.2 K和18 K同时提供75 mW和77 mW的制冷量，当使用³He作为工作介质时，可以实现3.5~5 K的制冷温度^{[2, 21-22]}，目前暂无文献报道Ball三级斯特林制冷机的最新进展，但值得一提的是，在2012年的文献[23]报道中，Ball计划用于PIXIE项目的两级斯特林制冷机在两级预冷温度分别为68 K和17 K的情况下实现了40 mW@4.5 K的制冷量^[24]，已经很接近OST 50 mW@4.5 K的冷量需求，Ball的制冷机需要经过改进并通过TRL5的系统演示才能满足OST的制冷机要求标准^[12]。

图  8  Ball 10 K低温制冷机结构^[14]

Figure  8.  Ball aerospace cryocooler^[14]

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图  9  Ball制冷机结构示意图^[21-22]

Figure  9.  Schematic diagram of Ball Aerospace cryocooler^[21-22]

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3.2.3   洛克希德马丁公司的四级脉冲管制冷机

洛克希德马丁公司的四级脉冲管制冷机同样源于NASA的ACTDP计划，可以提供6 K及18 K的冷却温度，由长寿命牛津型线性压缩机驱动，线性压缩机以30~60 Hz的频率工作时可以实现3.8 K的空载温度^[25]，结构如图 10所示，制冷机结构较为简单，包含了3个主要组件：脉管冷头，压缩机以及电子控制设备，环路热管主要用于脉管冷头的散热。在压缩机输入功率为208 W时，制冷量可达150 mW@18 K，20 mW@6 K^[26]，或者采用直流回路直接冷却的方式，去掉18 K级，在压缩机输入功率为300 W时制冷量可达50 mW@6 K^[27]。2024年，洛克希德马丁针对ATHENA望远镜制冷需求对四级脉管制冷机冷头进行了拆分，如图 11所示，冷头间依靠低温传输线CTL（cryogenic transfer line）连接并进行声功传输，可实现冷头的灵活应用，冷头温度可达到4.2 K^[28]。洛克希德的四级脉管制冷机最初是为ACTDP计划期间为詹姆斯韦伯研发的，虽然可以实现小于4.5 K的空载温度，但要满足OST在离压缩机较远的位置温度达到4.5 K，需要开发一个单独的4.5 K回路，可以采用哈勃望远镜NICMOS的冷却系统中由风扇驱动的冷却回路的方式来实现^[14]。

图  10  洛克希德马丁四级脉管制冷机^{[4, 26]}

Figure  10.  Lockheed Martin four-stage pulse tube cryocooler^{[4, 26]}

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图  11  洛克希德马丁的拆分4级低温制冷机冷头配置^[28]

Figure  11.  Split 4-stage cryocooler cold head configuration of Lockheed Martin^[28]

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3.2.4   Creare的透平布雷顿低温制冷机

Creare公司的单级透平布雷顿制冷机曾在哈勃望远镜的NICMOS制冷系统中成功应用，提供了7 W@70 K的制冷量，性能超过6年没有下降^[29]。透平布雷顿制冷机具有振动频率低，与航天器和负载可以灵活组装，能够远程冷却和分散冷却，在低温和高容量下有效率高、质量低，寿命长、免维护的优点。透平布雷顿制冷机的主要组件包括：用于压缩和膨胀的涡轮机，用于内部预冷的回热式换热器，用于控制涡轮机和提供电力的电控设备以及将制冷机连接到散热系统和待冷却对象的界面换热器。Creare将在现有的两级10 K透平布雷顿制冷机上添加一台4.5 K的透平膨胀机对制冷机进行级别扩展以满足OST的制冷需求。扩展的这一级类似于用于哈勃望远镜单级透平布雷顿制冷机的一级，扩展后的4.5 K的制冷机将由3个膨胀机，3个压缩机，3个换热器组成，结构如图 12所示^[12]。

图  12  Creare公司4.5 K透平布雷顿制冷机^[15]

Figure  12.  4.5 K Turbo Brayton cryocooler of Creare^[15]

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Creare将以现有的两级10 K透平布雷顿制冷机发展4.5 K级制冷机，文献[30]报道了Creare 10 K级透平制冷机的最新研究进展，Creare为小容量制冷机开发了高效的壳体和微型管换热器，结构概念图如图 13所示，当制冷机采用两组这样的换热器时的效率可达0.996，无量纲压降为2.7%，在环境温度为300 K，直流电输入功率为270 W时，两级制冷量超过500 mW@10 K，4.1 W@54 K，制冷机质量27 kg。

图  13  Creare公司两级10 K透平布雷顿制冷机^[29]

Figure  13.  Two-stage 10 K turbo Brayton cryocooler of Creare^[29]

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2024年，Creare报道了其对制冷机微型涡轮机进行的优化：将先前空间用的合格的涡轮机进行了尺寸扩展，以便在较低冷却负载和温度下高效运行。配置微型涡轮机的三级4 K布雷顿制冷机结构如图 14所示。采用2 mm轴的微型涡轮机可实现50 mW@4 K的冷量，采用1.3 mm轴的微型涡轮机可实现200 mW@4 K，0.8 W@25 K，4 W@75 K的冷量，比功率是445 W/W，卡诺效率是16%，制冷机总重33 kg左右^[31]。

图  14  Creare公司三级4 K透平布雷顿制冷机示意图^[31]

Figure  14.  Three stage 4 K turbo brayton cryocooler cycle schematic of Creare^[31]

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3.2.5   日本住友的4 K级J-T低温制冷机

Hitomi（原Astro-H）是日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）开发的用于研究未知的宇宙和物理现象的X射线天文卫星，于2016年2月17日从日本种子岛宇宙中心发射，2016年3月26日，因卫星姿态调整出现问题导致其失联，任务失败^[32]。虽然任务失败，但其低温冷却系统在卫星发射成功后正常完成了初始冷却及冷却任务，证明了其低温冷却系统的可行性。

SHI应用于Hitomi的4 K级J-T制冷机包括两个进行预冷的两级斯特林制冷机和一个J-T制冷机，结构如图 15所示。J-T制冷机由两个串联的高压压缩机、低压压缩机，三级同轴换热器以及包含J-T节流阀的4 K冷级组成^[33]。两级斯特林制冷机则包括一个压缩机，一个有两级排出器的冷头以及一些连接压缩机与冷头的毛细管^[34]。斯特林制冷机与J-T制冷机均采用板弹簧作为排出器支撑结构以减少机械磨损^[35]。在正常运行过程中，两台斯特林制冷机均在50 W的功率下运行，如果其中一台斯特林制冷机失效，另一台将会以最大功率90 W运行，这样可保证运行的可靠性。制冷机在输入功率为90 W时，三级制冷量分别为：1 W@100 K，200 mW@20 K，40 mW@4.5 K，工作频率为15 Hz，寿命为5年^[36-37]。文献[38]介绍了4 K级J-T制冷机的寿命测试进程，在室温下对其工程模型进行了测试，测试开始于2010年1月，因Hitomi失联2016年4月28日提前终止地面测试，测试结果为36140 h。而因任务失败，制冷系统的J-T制冷机及斯特林制冷机总运行时长则分别只有6609 h和6648 h。2021年，SHI报道了其对该制冷机的寿命测试结果，在低于5 K的条件下J-T电路的总运行时间为45 323 h（5.17年）。2级斯特林制冷机35 823 h（4.09年）后压缩机性能衰减^[39]。从测试结果来看都暂不满足OST的10年目标寿命要求，因Hitomi的J-T制冷机会受到轴承摩擦及污染的影响进而影响其预期寿命，所以需要改进关键零部件及提高流体清洁度来提高寿命。

图  15  SHI公司由两组两级斯特林制冷机预冷的4 K级J-T制冷机结构^[35]

Figure  15.  Configuration of the 4 K-class J-T cooler with two units of 2ST precoolers of SHI^[35]

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国外可用于OST低温冷却系统的机械制冷机发展现状及发展方向如表 5所示^{[4, 19, 21, 26, 29, 40]}。5种制冷机中，NGAS与SHI公司的制冷机具有高成熟度，高可靠性且近年来都有进行空间运作，洛克希德马丁公司的质量最轻，Creare公司的振动最小且寿命长，且除洛克希德马丁公司之外其余4种制冷机都已有空间探测应用的先例，都有较高的可靠性，各公司各有优势同时也各有继续发展的空间来更好地为OST提供冷却环境，这也可以看出，未来用于OST的机械制冷机在朝着低质量，高可靠性、高效率、长寿命、高成熟度的方向发展。

表  5  OST候选机械制冷机的发展现状及发展方向^{[4, 19, 21, 26, 29, 40]}

Table  5.  The development status and direction of the candidate mechanical cryocoolers of OST^{[4, 19, 21, 26, 29, 40]}

	NGAS	Ball	Creare	Lockheed Martin	SHI
Past Application	The 6 K cryocooler is applied to the cooling of the MIRI in JWST (to be launched in 2021).	Two-stage cryocooler is used for the PIXIE project to provide pre-cooling for adiabatic demagnetization in 2012	The single-stage Brayton cooler was used in the NICMOS cryogenic system of HST	-	It has been used in soft X-ray cryogenic system of Astro-H in 2016
Gas	4He	3He	4He	3He	4He
Cryogenic system	J-T cycle cryocooler pre-cooled by a three-stage pulse tube cryo-cooler driven by an Oxford-type linear compressor	J-T cycle cryocooler pre-cooled by a three-stage Stirling cryocooler driven by an Oxford-type linear compressor 1	Two-stage turbo Brayton cryocooler driven by a centrifugal compre-ssor	A flow loop cooled by a four-stage pulse tube cryocooler driven by an Oxford-type linear compressor.	J-T cycle cryocooler pre-cooled by two-stage Stirling cryocooler driven by Oxford-type linear compressor
Cooling power	- 230 mW@ 18 K 53 mW@4.5 K	- 150 mW@18 K 20 mW@4 K	3.7 W@75 K 316 mW@25 K 65 mW@4.5 K	- 50 mW@6 K	1 W@100 K 200 mW@20 K 40 mW@4.5 K
Life/yr	10	10	long lifetime	10	5
System input power /W	410	125	344	300（compressor）	170
Mass/kg	68	27	27	24.5	30
Latest report time	2023	2006	2024	2024	2021
Development direction	Develop a high-reliability, lightweight multi-stage compre-ssor for the J-T cycle stage and lighten the total weight	Improvement and upgrade Pre-cooling mecha-nism, refrigerating machine, compressor, etc.	Demonstrate through TRL5	Develop an independent 4.5 K cooling loop and a 4.5 K coldhead	Develop non-contact suspension structures and improve the clean-liness of key internal components and working fluids to extend service life.

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3.3   国内可用于OST的低温制冷技术

2014年，中国科学院理化技术研究所（TIPC）报道了国内首台可用于空间探测的液氦温区小型J-T制冷机样机——三级高频脉管制冷机预冷的J-T制冷机，该制冷机主要由三级高频脉管系统及J-T低温制冷机系统两部分组成，输入功率473 W时，空载温度可达4.4 K，可获得冷量11.6 mW@4.54 K；充气压力0.3 MPa时，配合真空泵抽气，可实现2.75 K的空载温度^[41]。2018年，TIPC在此制冷机的基础上为超导纳米线单光子探测器（SNSPD）设计改造了一台3 K级闭环混合J-T制冷机，制冷机主要由两级高频脉管制冷机和一个J-T回路组成，TIPC在原有J-T制冷机的基础上为J-T回路设计了新的三级J-T压缩机系统，并对3台换热器及J-T压缩机的阀门和板簧进行了优化，结构如图 16所示，整机质量约55 kg，在总输入功率为317.3 W（其中J-T制冷机38.7 W）时，两级脉管可分别将J-T制冷机预冷至64.5 K、14.6 K，J-T制冷机最终可获得1.48 mW@2.71 K的冷量，当脉管制冷机和JT压缩系统的总功耗分别为322.5 W和7.7 W时，可实现34.5 mW@4.32 K的冷量^[42]。2024年，TIPC再次报道了该制冷机的测试结果，输入功率为548 W时，可实现105 mW@4.45 K的冷量。输入功率为643 W时，可实现130 mW@4.64 K冷量^[43]。

图  16  理化技术研究所混合J-T制冷机示意图^[42]

Figure  16.  Schematic of the hybrid J-T cooler of TIPC^[42]

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2021年，中国科学院上海技术物理研究所（SITP, CAS）报道了一台用于太空应用的2~4 K闭式循环J-T低温制冷机，该制冷机系统主要包括真空腔内的节流系统，直流线性压缩机系统以及脉管交流压缩机系统3部分，结构如图 17所示。J-T制冷机依靠多级线性压缩机驱动并由两级热耦合脉管制冷机进行预冷，当制冷机采用三级压缩机驱动，其中脉管预冷压缩机输入功率350 W，节流压缩机输入功率110 W时，可实现＞50 mW@4.0 K的冷量；当制冷机采用四级压缩机驱动，其中脉管预冷压缩机输入功率290 W，节流压缩机输入功率80 W时，可实现2.5 K的空载温度，制冷机（含压缩机）整体质量为70 kg左右^[44]。

图  17  上海技术物理研究所J-T制冷机示意图^[44]

Figure  17.  Schematic diagram of J-T cryocooler of SITP^[44]

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机械制冷方面，国内制冷机已可实现末级50 mW@4.5 K的冷量，但制冷机质量大，冷头灵活度差，缺少中间级冷量的利用，对于需利用多级多温区冷量工作的OST而言，满足其使用要求还存在着一定的差距。

在极低温制冷方面，国内相关技术研究进展较为缓慢^[45]。2021年，TIPC王昌等^[46]设计研制了一台绝热去磁制冷机，用于50 mK温区三级绝热去磁制冷机的第一级，获得了470 mK的最低温，单周期制冷量2.7 J@1 K，制冷功率0.7 mW@1 K，这也是国内首台可循环运行的绝热去磁制冷系统；2022年，TIPC金海等^[47]为未来使用超导微热计的太空任务而设计了两级ADR，两级主要包括FAA（Fe(SO₄)₂ (NH₄)·12H₂O）级和GGG（Gd₃Ga₅O₁₂）级，并对其FAA级和GGG级分别进行了初步测试：预冷温度4 K的条件下，FAA级可冷却到156.7 mK，GGG级可冷却到768.4 mK。两级组合后的整体ADR的测试尚未进行。2023年，TIPC李珂等^[48]在前人工作基础上研制了一台50 mK多级绝热去磁制冷机，由GM型脉管制冷机提供4 K预冷，采用钆镓石榴石和十二水合硫酸铬钾作为制冷工质，获得的最低制冷温度为38 mK，100 mK时制冷量约71 mJ，不仅是国内率先突破50 mK的多级ADR系统，同时部分性能参数达到国外同类商业产品水平，为国内相关科研和尖端仪器提供了有力的技术保障。

在绝热去磁制冷技术方面国内近年来呈现出较快的发展趋势但与国外相比还有较大差距，可连续制冷的CADRs制冷技术尚处空白，已有的ADR技术尚不成熟且缺乏空间应用实践，未来还有较大的发展空间。

近年来随着国内天文任务对低温技术要求的提高，国内低温技术有了较快的发展，但总体而言，国内液氦区低温机械制冷机较国外先进低温机械制冷机发展还不够成熟，主要体现在制冷效率、体积、重量等方面，且无空间探测先例，无法保证其可靠性；而绝热去磁制冷技术更是较大落后于先进技术国家，目前国内虽研发出50 mK级绝热去磁制冷机，但成熟度较低，且缺乏空间应用实践验证。对于OST所要求的低温制冷技术，国内相关技术还存在一定的差距。

4.   总结

本文概述了空间红外望远镜制冷技术的发展历程，梳理了OST项目低温制冷技术的发展现状。未来的空间红外望远镜正在朝着更灵敏的方向发展，拥有更高灵敏度的探测器、光学部件就相应地对温度提出了更严苛的要求，更稳定，更可靠，长寿命的冷却方式则成为首选。机械制冷机以其质量轻、体积小、寿命长的优势已逐步取代传统液氦及固氢杜瓦冷却，成为未来空间望远镜的冷却的首选方式，由牛津线性压缩机驱动的制冷机及透平布雷顿制冷机是最有潜力继续发展为未来空间望远镜服务的机械制冷机，为实现液氦区冷却，现有机械制冷机一般可通过多级级联脉管、斯特林制冷机预冷方式达到。在极低温区，则可通过可连续制冷的绝热去磁制冷技术来达到极低温。国内相关低温制冷技术较技术先进国家还有一定的差距，尤其极低温制冷技术落后较多，明晰国外相关低温制冷技术的发展方向可为我国未来空间红外望远镜低温冷却系统的发展提供一定的参考。