熱管技術(shù)在航天器熱控制中的應(yīng)用

李德富, 劉小旭, 鄧 婉, 王 瑾，陳 益

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

熱管技術(shù)在航天器熱控制中的應(yīng)用

李德富, 劉小旭, 鄧 婉, 王 瑾，陳 益

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

熱管技術(shù)在航天器等溫化、熱傳遞、散熱和儀器設(shè)備熱控制等方面具有廣泛應(yīng)用。文章介紹了熱管的工作原理、分類及熱控制應(yīng)用考慮的因素；評(píng)述了熱管技術(shù)在國內(nèi)外航天器熱控制中的應(yīng)用進(jìn)展；指出了熱管技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的方向。發(fā)展新型熱管和提高熱管傳熱能力將是今后熱管技術(shù)的研究重點(diǎn)。

熱管技術(shù)；航天器；熱控制

0 引言

熱管的發(fā)明可追溯到20世紀(jì)60年代[1]，隨后美國、俄羅斯、歐盟、中國等國家/組織的研究機(jī)構(gòu)開展了大量的研究工作，促進(jìn)了熱管技術(shù)的大力發(fā)展[2]。熱管具有2大優(yōu)點(diǎn)：一是依靠工質(zhì)的相變傳熱，具有高導(dǎo)熱性能，可以在小溫差下傳遞很大的熱量；二是沒有運(yùn)動(dòng)部件，具有高可靠性。

熱管技術(shù)在熱力工程、余熱回收、太陽能利用、化學(xué)工業(yè)和能量存儲(chǔ)等領(lǐng)域具有廣泛應(yīng)用[3]?？臻g為微重力環(huán)境，熱管能充分顯示其優(yōu)越性能，在空間領(lǐng)域尤其在航天器熱控制技術(shù)中具有大量應(yīng)用。本文綜合評(píng)述了熱管的工作原理和分類，熱管技術(shù)在航天器熱控制中的應(yīng)用，以及熱管技術(shù)發(fā)展方向。

1 熱管的工作原理及應(yīng)用考慮的因素

1.1 熱管的工作原理及分類

典型的熱管由管殼、管芯和工質(zhì)組成，其工作原理如圖1所示[4-7]。

圖1 熱管工作原理示意圖Fig.1 Working principle of heat pipe

熱管有很多分類形式，分類方法主要有傳熱方向、熱導(dǎo)是否變化、工質(zhì)工作方式、工作溫度、結(jié)構(gòu)形式、工質(zhì)組成以及工質(zhì)液體回流動(dòng)力等，詳見表1[2,8-9]。其中，可變熱導(dǎo)熱管可細(xì)分為冷儲(chǔ)氣室可變熱導(dǎo)熱管、熱儲(chǔ)氣室可變熱導(dǎo)熱管、機(jī)械反饋式可變熱導(dǎo)熱管和電反饋式可變熱導(dǎo)熱管；毛細(xì)泵熱管可分為毛細(xì)抽吸兩相流體回路（capillary pumped loop, CPL）熱管和環(huán)路熱管（loop heat pipe, LHP）。熱管按照工質(zhì)的工作方式可分為物理熱管和化學(xué)熱管，一般的熱管均為物理熱管，即通過工質(zhì)的相變傳熱；而化學(xué)熱管則通過可逆化學(xué)反應(yīng)的吸熱和放熱進(jìn)行熱量的傳輸。

表1 熱管分類Table 1 Types of heat pipes

1.2 熱管技術(shù)應(yīng)用考慮的因素

航天器上應(yīng)用熱管技術(shù)時(shí)應(yīng)考慮以下幾個(gè)方面[6]：

1）熱管的工作溫度和傳熱能力要滿足熱控設(shè)計(jì)要求，在熱管生產(chǎn)和安裝過程中的溫度必須低于熱管使用溫度。

2）在熱管應(yīng)用設(shè)計(jì)時(shí)，需要進(jìn)行熱管與冷源、熱源之間的熱耦合設(shè)計(jì)，使它們之間的熱阻盡可能小，熱管的走向盡可能避免不必要的彎折。

3）自旋航天器上的熱管安裝應(yīng)保證工質(zhì)液體能夠回流。

4）熱管在正式使用之前要進(jìn)行充分的熱試驗(yàn)和力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)，確保具有高可靠性。

2 熱管技術(shù)在航天器熱控制中的應(yīng)用

2.1 普通槽道熱管的應(yīng)用

自從1968年美國Geos-II衛(wèi)星第一個(gè)采用熱管作為衛(wèi)星熱控元件后，熱管就成為航天器熱控最有效的手段之一[10]。中國第一次應(yīng)用熱管的衛(wèi)星是1976年發(fā)射的返回式衛(wèi)星[7]。普通槽道熱管在航天器熱控制中主要用于等溫化、散熱和儀器設(shè)備熱控制，國內(nèi)外航天器上熱管應(yīng)用情況如表2所示。

表2 槽道熱管在航天器上的應(yīng)用Table 2 Spacecraft applications of grooved heat pipes

2.2 CPL和LHP的應(yīng)用

CPL與LHP的工作原理（參見圖2[4,7]）基本相同，最大的區(qū)別是LHP的蒸發(fā)器和補(bǔ)償器連在一起，無單獨(dú)的儲(chǔ)液器。CPL和LHP的優(yōu)點(diǎn)有[27]：1）具有較大的反重力能力；2）適應(yīng)復(fù)雜布局和彎曲傳遞路徑；3）具有強(qiáng)烈的二極管特性；4）可用作固定熱導(dǎo)和變熱導(dǎo)傳熱元件；5）熱收集和熱排散部件分開，可對(duì)傳熱和結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化；6）對(duì)不凝氣體具有較好的適應(yīng)性。

CPL在航天器上的應(yīng)用見表3，LHP的應(yīng)用見表4和表5。CPL主要用于儀器設(shè)備熱控制，LHP主要用于航天器儀器設(shè)備熱控制和可展開式輻射器傳熱元件。

圖2 CPL和LHP工作原理示意Fig.2 Schematic diagram of CPL and LHP

表3 CPL在航天器上的應(yīng)用Table 3 Spacecraft applications of CPLs

表4 LHP在航天器上的應(yīng)用Table 4 Spacecraft applications of LHPs

表5 基于LHP的可展開式輻射器Table 5 Deployable radiators with loop heat pipe

表5 （續(xù)）

2.3 可變熱導(dǎo)熱管的應(yīng)用

可變熱導(dǎo)熱管通過改變冷凝段的長度對(duì)熱管的工作溫度進(jìn)行控制，國內(nèi)外大量采用可變熱導(dǎo)熱管進(jìn)行了熱負(fù)荷變化和外界環(huán)境劇烈變化的航天器熱控制。

美國OAO-C航天器上驗(yàn)證了可變熱導(dǎo)熱管在儀器設(shè)備熱功耗和空間外熱流變化時(shí)的溫度穩(wěn)定性[43]。NASA采用3根不銹鋼-甲醇可變熱導(dǎo)熱管對(duì)通信衛(wèi)星的發(fā)射機(jī)進(jìn)行溫度控制[44]。MAROTS衛(wèi)星采用 6根可變熱導(dǎo)熱管組成的輻射器實(shí)現(xiàn)了放大器溫度30～40 ℃、放大器之間溫差小于5 ℃的溫度控制[45]。美國航天飛機(jī)的儀器機(jī)柜采用 20根 U形可變熱導(dǎo)熱管進(jìn)行熱控制[46]。歐洲火星生物學(xué)探測(cè)器采用可變熱導(dǎo)熱管將放射性同位素?zé)嵩吹臒崃恳肱擉w內(nèi)部以滿足晝/夜對(duì)熱耗需求的變化[47]?！版隙鹑?hào)”探測(cè)器的著陸器采用14根可變熱導(dǎo)熱管實(shí)現(xiàn)了艙內(nèi)儀器設(shè)備在地-月轉(zhuǎn)移段、環(huán)月段、月晝階段和月夜階段的熱控制[48]。

3 熱管技術(shù)的發(fā)展方向

3.1 新型熱管

3.1.1 脈動(dòng)熱管

脈動(dòng)熱管是Akachi于1990年發(fā)明的一種新型熱管[49]，由毛細(xì)管彎曲而成，抽真空后注入工質(zhì)，工質(zhì)在管內(nèi)以液塞和氣塞的形式存在。當(dāng)一端加熱，另一端冷凝時(shí)，液塞和氣塞在壓差的作用下會(huì)隨機(jī)振蕩，從而將熱量由加熱端傳向冷凝端[50]。根據(jù)管路的走向，脈動(dòng)熱管分為回路型、開路型和帶控制閥的回路型3種，如圖3所示[51]。

脈動(dòng)熱管無毛細(xì)芯、體積小、結(jié)構(gòu)簡單、傳熱性能好，在空間電子設(shè)備的熱控制方面具有廣泛的應(yīng)用前景[52-53]。Gu等[54]測(cè)試了1g～2.5g和0.02g下，工質(zhì)為R-114的鋁板脈動(dòng)熱管的特性。試驗(yàn)結(jié)果顯示微重力下脈動(dòng)熱管的特性好于正常重力和超重力下的特性，經(jīng)分析表明脈動(dòng)熱管能用于長期微重力環(huán)境，可用于空間儀器設(shè)備熱控制。Rieh等[55]對(duì)開路型脈動(dòng)熱管用于預(yù)警系統(tǒng)設(shè)備熱控制的特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，結(jié)果表明脈動(dòng)熱管用于預(yù)警系統(tǒng)電子設(shè)備能滿足熱控要求。

圖3 脈動(dòng)熱管Fig.3 Pulsating heat pipes

3.1.2 吸附式熱管

為解決傳統(tǒng)CPL和LHP在發(fā)射和變軌過程中會(huì)受到飛行器加速和振動(dòng)的影響，以及低溫LHP存在超臨界狀態(tài)下的啟動(dòng)困難等問題，Vasiliev等[56]提出了吸附式熱管（sorption heat pipe, SHP）技術(shù)。SHP是熱管與固體吸附制冷機(jī)的組合體，由吸附床（吸附/解吸）和冷凝/蒸發(fā)段組成（如圖4所示），可用作低溫制冷器和低溫存儲(chǔ)系統(tǒng)，用于冷卻紅外遙感探測(cè)設(shè)備[56]。

圖4 吸附式熱管Fig.4 Sorption heat pipe

SHP工作原理為[56]：通過加熱器加熱吸附器后，工質(zhì)蒸氣從吸附器中解吸出來，在熱管冷凝段多孔芯中凝結(jié)為液體；部分液體在壓差作用下通過多孔閥門進(jìn)入熱管蒸發(fā)器內(nèi)，另一部分液體由于熱管多孔芯的毛細(xì)力作用返回吸附器。當(dāng)吸附器解吸停止時(shí)關(guān)閉加熱器，液態(tài)工質(zhì)聚集在熱管蒸發(fā)器中，使吸附器的壓力降低。當(dāng)儲(chǔ)液器中的液體蒸發(fā)時(shí)，將使冷卻空間的溫度降低。當(dāng)液體完全蒸發(fā)后，吸附器充滿飽和蒸氣，多孔閥門關(guān)閉，在熱管翅片的冷卻下吸附器慢慢冷卻到環(huán)境溫度，完成對(duì)蒸氣的吸附，從而完成一個(gè)循環(huán)。Vasiliev等[56]通過對(duì)吸附器與LHP結(jié)合的試驗(yàn)表明，相同尺寸SHP的傳熱能力超過普通LHP的3倍（氨工質(zhì)），并且不受空間重力加速度和振動(dòng)的影響。

3.1.3 微小型熱管

微小型熱管用于解決儀器設(shè)備內(nèi)部高熱流密度元器件的散熱和微小衛(wèi)星的熱控制[57]。微小型通道具有換熱系數(shù)高和單位流動(dòng)體積傳熱面積大的優(yōu)點(diǎn)，能排散熱流密度為100～1000 W/cm2的熱量[58]。

文獻(xiàn)[59-61]根據(jù)水力直徑Dh的大小對(duì)流動(dòng)類型進(jìn)行了分類，50 μm＜Dh≤600 μm為微型通道流動(dòng)，600 μm＜Dh≤3 mm為小型通道流動(dòng)，Dh＞3 mm為常規(guī)通道流動(dòng)。微型熱管具有不同的形狀，如圖5所示[62-63]。中國空間技術(shù)研究院總體部研制了φ3 mm和φ5mm軸向槽道微小型熱管，如圖6所示[57]。直徑φ3mm微小型熱管20 ℃時(shí)的最大傳熱能力可達(dá)3.2 W·m，蒸發(fā)和冷凝換熱系數(shù)比常規(guī)尺寸熱管高1個(gè)數(shù)量級(jí)，達(dá)105W/(m2·K)量級(jí)[57]。

圖5 微型熱管截面形狀Fig.5 Cross sections of micro heat pipes

圖6 微小型軸向槽道熱管截面Fig.6 Cross sections of micro-grooved and miniaturegrooved heat pipes

3.2 提高熱管的傳熱能力

隨著航天器有效載荷儀器設(shè)備功耗的增加，需要提高熱管傳熱能力才能滿足儀器設(shè)備熱控的需求。增大熱管傳熱能力主要有2項(xiàng)措施：一是擴(kuò)展蒸發(fā)傳熱表面；二是優(yōu)化槽道熱管幾何尺寸[64]。

在擴(kuò)展蒸發(fā)傳熱表面的研究方面：Vasiliev等[64]提出了在梯形槽道增加多孔薄層的方法提高毛細(xì)力和擴(kuò)展蒸發(fā)面積，如圖7所示。Wang和Catton[65]的分析研究表明，三角形槽道內(nèi)增加多孔薄層時(shí)，蒸發(fā)傳熱能力可增強(qiáng)3～6倍。Vasiliev Jr等[64]通過對(duì) ?形槽道熱管增加多孔薄層的試驗(yàn)研究表明，在熱管蒸發(fā)段布置多孔薄層，冷凝段不布置多孔薄層時(shí)，具有更大的傳熱能力。

圖7 梯形槽道蒸發(fā)示意圖Fig.7 Sketch map of evaporation of trapezoidal grooves

在優(yōu)化槽道熱管幾何尺寸的研究方面，俄羅斯和美國聯(lián)合研制的 ?形槽道熱管的最大傳熱能力提高了50%以上；中國空間技術(shù)研究院總體部研制的?形槽道熱管（如圖8所示）比矩形和梯形槽道熱管傳熱能力普遍提高了2倍以上[66]。

圖8 中國空間技術(shù)研究院研制的?形熱管Fig.8 ?-grooved heat pipes developed in CAST

3.3 CPL和LHP的發(fā)展方向

CPL和LHP的發(fā)展方向?yàn)椋憾嗾舭l(fā)器/多冷凝器研究；微小型CPL和LHP研究；低溫CPL和LHP研究。

3.3.1 多蒸發(fā)器/多冷凝器CPL和LHP

多蒸發(fā)器/多冷凝器CPL和LHP的應(yīng)用場(chǎng)合包括[67]：1）儀器設(shè)備功耗大且尺寸較大時(shí)，可將多個(gè)獨(dú)立的蒸發(fā)器布置在一塊冷板上收集熱量；2）多個(gè)熱源分布在不同位置時(shí)，需布置多個(gè)蒸發(fā)器滿足熱量收集要求；3）當(dāng)熱沉分布在不同位置時(shí)，需布置多個(gè)冷凝器。多蒸發(fā)器/多冷凝器 LHP如圖9所示[67]。

圖9 多蒸發(fā)器/多冷凝器LHP示意圖Fig.9 Schematic diagram of multiple evaporator/condenser LHP

美國CAPL3試驗(yàn)驗(yàn)證了多蒸發(fā)器CPL在微重力環(huán)境中的啟動(dòng)特性，實(shí)現(xiàn)了可靠啟動(dòng)、連續(xù)工作和熱負(fù)荷共享。此次試驗(yàn)的CPL有4個(gè)蒸發(fā)器，其中2個(gè)安裝在1塊冷板上，另外2個(gè)獨(dú)立存在，具有8個(gè)冷凝器[68-69]。

俄羅斯研制的雙蒸發(fā)器/雙冷凝器LHP傳熱能力為1100～1400 W，蒸發(fā)器外徑24 mm[67]。當(dāng)帶有獨(dú)立儲(chǔ)液器的蒸發(fā)器數(shù)量增加到3～4個(gè)時(shí)，整個(gè)系統(tǒng)的尺寸和體積會(huì)急劇增加而不能實(shí)際使用，為此，美國Swales Aerospace公司研制了3蒸發(fā)器LHP，這3個(gè)蒸發(fā)器共用1個(gè)儲(chǔ)液器，儲(chǔ)液器與蒸發(fā)器之間無毛細(xì)連接[70]。

3.3.2 微小型CPL和LHP

微小型CPL和LHP能滿足小型航天器熱控和高熱流密度電子器件散熱的需要。

美國的 Kirshberg等[71]設(shè)計(jì)了蒸發(fā)器尺寸為1 mm×2 mm，液體管路和蒸氣管路長35 mm的微型CPL，傳熱量為8.5 W，如圖10所示。美國的Meyer和Phinney[72]設(shè)計(jì)了13 mm×30 mm的小型CPL用于冷卻高熱流密度元器件。NASA的Ku等[73]設(shè)計(jì)了蒸發(fā)器外徑為7 mm、管路外徑為1.6 mm的小型LHP，測(cè)試結(jié)果表明蒸發(fā)器熱負(fù)荷在0.5～100 W范圍內(nèi)變化時(shí)LHP具有較好特性。韓國的Moon和Hwang[74]研制了傳熱量為 8.5 W、蒸發(fā)器尺寸為9 mm×10 mm的小型CPL。

圖10 微型CPL示意圖Fig.10 Schematic diagram of the micro-CPL

俄羅斯的Maydanik等[67,75]研制了多種微小型LHP（見圖11），其中蒸發(fā)器直徑為5 mm和6 mm的LHP傳熱量分別為70 W和130 W。美國研制了小型雙蒸發(fā)器/雙冷凝器 LHP，傳熱量為 5～100 W[76]。

圖11 小型LHP示意圖Fig.11 Miniature LHPs

3.3.3 低溫CPL和LHP

為了提高低溫探測(cè)設(shè)備的控溫精度，需要發(fā)展低溫CPL和LHP。

NASA于1998年的STS-95任務(wù)中搭載低溫CPL進(jìn)行了試驗(yàn)，工質(zhì)為氮?dú)?，?91 g，有效熱傳輸長度為0.25 m，80 K時(shí)約傳遞2.5 W冷量，如圖12所示[77]。NASA還在地面測(cè)試了以氖和氫為工質(zhì)的低溫CPL，氖CPL在30～38 K時(shí)能傳遞1～5 W 冷量，氫 CPL在 18～25 K時(shí)能傳遞超過1 W冷量[78]。

圖12 STS-95任務(wù)搭載的低溫CPLFig.12 Nitrogen-based cryogenic CPL

美國研制了氫LHP，試驗(yàn)表明在24 K時(shí)能傳遞9.8 W冷量[79]。中國科學(xué)院上海技術(shù)物理研究所研制了乙烷為工質(zhì)的低溫 LHP，試驗(yàn)表明可傳遞12 W冷量[80]。

4 結(jié)束語

熱管技術(shù)在航天器熱控制中得到了廣泛應(yīng)用，解決了衛(wèi)星、飛船、航天飛機(jī)、上面級(jí)和深空探測(cè)器等航天器的熱控制難題。隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對(duì)熱管技術(shù)的發(fā)展提出了新的要求，需要發(fā)展脈動(dòng)熱管、吸附式熱管、微小型熱管等新型熱管技術(shù)，進(jìn)一步發(fā)展CPL和LHP技術(shù)，持續(xù)增大熱管的傳熱能力。

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（編輯：張艷艷）

Application of heat pipe technology in spacecraft thermal control

LI Defu, LIU Xiaoxu, DENG Wan, WANG Jin, CHEN Yi
(Beijing Institute of Astronautical System Engineering, Beijing 100076, China)

The heat pipe technology sees wide and important applications in spacecraft temperature equalization, heat transfer, heat rejection and thermal control of electronic components.This paper discusses the working principle, the classification and other important factors of the heat pipe used in the thermal control field.The research advances in the spacecraft thermal control of the heat pipe technology are reviewed.Suggestions of the developing directions of the heat pipe technology are made.It is shown that the development of the new heat pipe technology and the enhancement of the heat transfer capability of the heat pipe will be the research emphasis in future.

heat pipe technology; spacecraft; thermal control

TK124

：A

：1673-1379(2016)06-0625-09

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.06.009

李德富（1981—），男，博士學(xué)位，高級(jí)工程師，主要從事航天器熱設(shè)計(jì)工作。E-mail: hitlidefu@163.com。

2016-06-22；

：2016-11-10