豐茂龍 范含林 黃家榮 陳江平

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京100094）

1 引言

載人航天及深空探測的發(fā)展，使空間輻射器的研究成為航天器研制過程中的一個重要環(huán)節(jié)?？臻g輻射器的研究存在許多難題：一是航天器功耗的快速增加，從幾千瓦到數(shù)百兆瓦，給輻射器散熱性能帶來了很大的挑戰(zhàn)；二是近年空間碎片激增，航天器的輻射器系統(tǒng)遭遇碎片和微流星撞擊的概率大大增加，從而給航天器熱排散系統(tǒng)的可靠性設(shè)計提出了更高的要求；三是現(xiàn)代航天器均攜帶高精度儀器設(shè)備，必須進(jìn)行高精度溫度控制。因此，研究新型高傳熱、高精度及高可靠性的輻射器系統(tǒng)是航天器熱控制技術(shù)領(lǐng)域的重要課題。空間輻射器有多種類型，如流體回路輻射器、熱管輻射器、粒子輻射器及帶條式輻射器等。其中，熱管式空間輻射器在傳熱性能、控溫及抗撞擊方面有很大優(yōu)勢，且已成功應(yīng)用于航天器熱控系統(tǒng)，是國內(nèi)外研究最多的輻射器，具有良好的應(yīng)用價值[1]。

從20世紀(jì)90年代開始，NASA發(fā)起了高性能空間輻射器的研究工作，以應(yīng)對航天器迅速增加的大功率、長壽命需求。其中，針對熱管式空間輻射器進(jìn)行了多個專項研究，除了傳統(tǒng)鋁/氨管翅式熱管輻射器，先后研發(fā)了幾種新型熱管輻射器，包括單槽道熱管輻射器、輕質(zhì)可控?zé)峁茌椛淦?、高溫?zé)峁茌椛淦饕约坝糜谛l(wèi)星精密熱控的熱二極管輻射器等。本文對國外熱管輻射器近年的研究進(jìn)行了調(diào)研，論述了幾種新型熱管輻射器的發(fā)展現(xiàn)狀及未來的發(fā)展趨勢。隨著我國載人航天事業(yè)的發(fā)展，研究新型空間輻射器的需求已變得較為迫切。

2 熱管輻射器概述

熱管（Heat Pipe，HP）是由Grover等人[2]在1964年開發(fā)的，首先用于衛(wèi)星的熱排散，此后，熱管逐漸用于各種航天器的熱控系統(tǒng)，形成了空間輻射器的重要形式——熱管輻射器（HPR），廣泛應(yīng)用于衛(wèi)星、航天飛機(jī)、深空探測器等航天器的熱排散。根據(jù)與熱傳輸液體回路的連接方式，熱管輻射器可分為兩種基本構(gòu)型，即直接接觸和非直接接觸形式（見圖1）。

圖1 熱管輻射器2種基本結(jié)構(gòu)形式Fig.1 Two configurations of HPR

熱管輻射器與傳統(tǒng)的流體回路輻射器相比具有明顯的性能優(yōu)勢。一方面，熱管輻射器通過熱管加強(qiáng)了熱交換能力，有效地實現(xiàn)了輻射面板的溫度均勻，傳熱效率遠(yuǎn)大于單相流體回路系統(tǒng)，可減少流體回路的管路數(shù)量；另一方面，單個熱管自成體系，從而有效防止了單點(diǎn)失效問題，不用對熱管輻射器系統(tǒng)進(jìn)行特殊加厚；此外，可采用微型熱管，用于控制設(shè)備的溫度，可達(dá)到較高的溫控精度。因此，熱管輻射器可以較好地解決當(dāng)今輻射器設(shè)計所遇到的大功率和碎片撞擊的問題，從而具有很好的應(yīng)用前景，是未來大型航天器熱排散的首選。

熱管輻射器的基本形式是鋁/氨管翅式熱管輻射器，是最早研究并使用的結(jié)構(gòu)，在此不再贅述。目前熱管輻射器已產(chǎn)生多種新型結(jié)構(gòu)，包括單槽道熱管輻射器、熱二極管輻射器、輕質(zhì)可控?zé)峁茌椛淦?、高溫輻射器等，所有新型輻射器都是在傳統(tǒng)輻射器的基礎(chǔ)上，在結(jié)構(gòu)或材料上進(jìn)行改進(jìn)，從而具有了更優(yōu)良的性能。

3 國外新型熱管輻射器研究進(jìn)展

熱管輻射器研究的關(guān)鍵點(diǎn)是熱管的管型設(shè)計、熱管的布置方式及輻射器管壁材料和工質(zhì)選擇等，其已成功用于航天器熱排散，在可行性和應(yīng)用性能方面都獲得了充分驗證，因此各國均在大力開發(fā)新型高性能熱管輻射器。

3.1 單槽道熱管輻射器

單槽道熱管（Monogroove HP）由美國格魯曼公司（Grumman）開發(fā)，如圖2所示，管路分蒸汽流道和液體流道，通過單紋毛細(xì)槽分開，單紋毛細(xì)槽尺寸小，具有較大毛細(xì)壓力，從而使液體抽吸到蒸汽管道，液體和蒸汽的分離能降低黏度，顯著增加了熱管的傳熱能力。將單槽道熱管加入空間輻射器面板就形成了單槽道式熱管輻射器。依據(jù)管材及工質(zhì)的不同，單槽道熱管輻射器可進(jìn)行不同溫度范圍熱排散。鋁/氨熱管可進(jìn)行360K 以下熱排散；不銹鋼/甲醇（Methanol）熱管可進(jìn)行500K 左右熱排散。單槽道熱管性能已成功通過了微重力環(huán)境試驗的考驗。

圖2 單槽道熱管輻射器及熱管結(jié)構(gòu)Fig.2 Monogroove HPR configuration

NASA的約翰遜航天中心（Johnson Space Center，JSC）在1990年前后，對單槽道熱管進(jìn)行了大量研究，并資助格魯曼公司進(jìn)行了專項研究。格魯曼公司建立了單槽道熱管輻射器模型，并采用有限元仿真方法，開發(fā)了一種計算單槽道熱管氣液交界面溫度分布情況與外熱流的關(guān)系式，確定了熱管的毛細(xì)限、沸騰限等[3]。

此外，格魯曼公司還研究了單槽道熱管輻射器的在軌裝備過程，包括輻射面板的構(gòu)型、鑲嵌技術(shù)等，并開發(fā)了一個六自由度航天飛機(jī)遠(yuǎn)程處理系統(tǒng)，可實現(xiàn)整個裝配過程的遙控。此裝配技術(shù)對其它輻射器系統(tǒng)都有很好的應(yīng)用價值。

格魯曼公司開發(fā)的單槽道熱管輻射器采用鋁/氨熱管，蒸汽流道管徑為1.5cm，液體流道管徑1.01cm，上下輻射面間距約3.2cm，單紋槽寬0.2mm，深1.2mm[4]。該公司對長15m，寬0.3m 的高性能單槽道熱管輻射器進(jìn)行了熱真空試驗，其中含一根單槽道熱管，試驗得到了輻射器的散熱功率及各種極限（沸騰限、毛細(xì)限等），最大散熱功率達(dá)2kW。單槽道熱管最大熱流和各極限包絡(luò)關(guān)系如圖3所示。

圖3 單槽道熱管最大熱流包絡(luò)線示意圖Fig.3 Monogroove HPR’s limits vs.temperature

G.L.Fleischman等人在單槽道熱管研究的基礎(chǔ)上，開發(fā)了側(cè)流式熱管輻射器模型（Sideflow HPR）[5]，其功能特性與單槽道熱管輻射器基本相同，如圖4所示，給主蒸汽流道增加多個獨(dú)立的液孔通道，可大大減小流體流阻，由于流體管道與蒸汽管道獨(dú)立，能夠進(jìn)行再冷卻，這種再冷卻使流體充入側(cè)流管道，蒸汽流道具有毛細(xì)結(jié)構(gòu)。

圖4 側(cè)流式熱管結(jié)構(gòu)Fig.4 Sideflow HPR configration

文獻(xiàn)[5]論述了氨工質(zhì)側(cè)流式熱管輻射器的研究，航天器紅外、雷達(dá)、電子系統(tǒng)功率多變（10W～100kW），且呈周期性變化，熱排散設(shè)計難度較大。美國休斯公司（Hughes）與軍方合作開發(fā)高性能散熱裝置，即側(cè)流式熱管輻射器，工質(zhì)為氨，蒸汽流道直徑從19～30mm，液體流道則為10mm 左右，管道長為3.05m，毛細(xì)結(jié)構(gòu)采用金屬毛氈。文獻(xiàn)[5]還對側(cè)流熱管輻射器的功率隨溫度及各管徑之間的變化關(guān)系進(jìn)行了研究。

3.2 熱二極管輻射器

熱二極管輻射器是熱管輻射器的重要類型，主要采用體裝式結(jié)構(gòu)，實現(xiàn)精密元器件的熱控制。熱二極管輻射器的優(yōu)點(diǎn)，在于能適應(yīng)航天器在軌運(yùn)行過程中的冷熱交替環(huán)境，確保航天器元件的溫差在較小范圍內(nèi)。

J.R.Schuster 等人研究了熱二極管輻射器[6]。研究內(nèi)容包括熱二極管體裝輻射器的設(shè)計方案，輻射面板涂層的吸收比等，并對熱二極管輻射器在275K、294K、305K 溫度的散熱性能進(jìn)行了研究，驗證了采用或不采用熱二極管輻射器的排熱性能的優(yōu)劣。熱二極管輻射器具有熱存儲的作用，與輻射器對太陽的吸收比（αs）緊密相關(guān)，在低太陽吸收比下（αs＝0.1～0.3），熱存儲的作用較小，即使吸收比加強(qiáng)，在輻射器上采用熱存儲單元的作用也較小，但當(dāng)涂層完全退化（αs＝0.8），低溫輻射器采用熱存儲單元的作用較好，274K 的輻射器系統(tǒng)質(zhì)量能節(jié)省23%，305K 的輻射器質(zhì)量能節(jié)省9%。

Andrew H.Warren等人研究了利用熱二極管用于衛(wèi)星紅外傳感儀的溫度控制方法，目標(biāo)是保持傳感器在120K 以下，要求輻射裝置低質(zhì)量[7]。

熱控采用雙重輻射器結(jié)構(gòu)（2個主輻射器和2個輔輻射器），如圖5所示。有2種傳熱方案，加入相變材料傳熱和無相變材料，熱排散系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖6所示，其中加入相變材料是在紅外傳感儀底部加入相變材料。2 組輻射器交替對紅外傳感儀散熱，在軌運(yùn)行時每組輻射器冷熱環(huán)境交替，當(dāng)一組輻射器處于較高溫度狀態(tài)時，則熱二極管阻斷其與傳感儀的聯(lián)系，利用另外一組輻射器進(jìn)行熱排散，從而實現(xiàn)控溫互補(bǔ)的作用，通過加入相變材料，可實現(xiàn)輻射器溫度更加均勻，控溫效果更好。

美國信使號（Messenger）水星探測器于2004年8月發(fā)射，進(jìn)行了為期1年的探測活動，但水星與太陽的偏心率較大，所以探測器的熱控設(shè)計難度較大。信使號采用三軸定位，有太陽遮熱板，而外面的太陽翼要在太陽的高輻射環(huán)境中工作，因此需要進(jìn)行熱控，采用熱二極管將太陽翼的廢熱傳遞給輻射器進(jìn)行熱排散[8]。信使號輻射器結(jié)構(gòu)如圖7所示，其中輻射器主要進(jìn)行動力系統(tǒng)電子設(shè)備（PSE）的熱控制。

圖5 紅外傳感器熱二極管輻射結(jié)構(gòu)Fig.5 Thermal diode HPR for IR sensor

圖6 紅外傳感儀熱控輻射器結(jié)構(gòu)示意圖Fig.6 IR sensor thermal radiator configuration

圖7 信使號探測器的輻射器示意圖Fig.7 HPR of Messenger spacecraft

信使號飛行階段平均功率為280W，太陽遮熱板正對太陽時，熱載荷為550W，太陽直射軌道熱載荷為595W，太陽翼熱控方法之一是將翼傾斜，從而減少光線密度。由于靠近水星的太陽照射角度不規(guī)律，太陽電池的溫度可能達(dá)到275℃，所以熱控的材料及方案都是為克服極限惡劣工況設(shè)計。太陽電池排成一列，單獨(dú)采用熱二極管輻射器進(jìn)行熱排散。

為降低信使號的質(zhì)量，其輻射器面板材料采用碳復(fù)合材料，由于碳的導(dǎo)熱系數(shù)較低，因而需要改善電子設(shè)備箱體的傳熱能力，系統(tǒng)熱電子箱體經(jīng)過特殊設(shè)計，通過加入熱二極管，形成熱二極管輻射器，將熱載荷直接傳導(dǎo)給熱二極管，然后再傳導(dǎo)給輻射面板進(jìn)行熱排散。輻射器的具體設(shè)計不詳。

3.3 輕質(zhì)可控?zé)峁茌椛淦餮芯?/h3>

NASA戈達(dá)德航天飛行中心（Goddard Space Flight Center，GSFC）研究了采用環(huán)路熱管輻射器對各種衛(wèi)星的電子設(shè)備進(jìn)行熱排散的方案，將環(huán)路熱管輻射器用于“雨燕”（SWIFT）衛(wèi)星的射線望遠(yuǎn)鏡（BAT）的散熱。這一研究由Michael K.Choi等人進(jìn)行[9]?！坝暄唷毙l(wèi)星于2003年發(fā)射，壽命3年，用于探測宇宙X 射線、γ射線及紫外線的爆發(fā)，并快速將望遠(yuǎn)鏡聚焦到射線源。BAT 的總功耗為180W，其控溫精度要求很高，必須控制在±1℃以內(nèi)。文獻(xiàn)[9]研究了采用恒熱導(dǎo)熱管（CCHP）減小設(shè)備的溫度梯度，同時采用環(huán)路熱管輻射器（LHP）進(jìn)行熱排散的技術(shù)。圖8為BAT 熱排散系統(tǒng)圖。

圖8 SWIFT BAT 熱排散系統(tǒng)圖Fig.8 SWIFT BAT radiator system

BAT 溫度控制為20±0.5℃，如果采用主動熱控，必須有足夠的緩沖區(qū)（25%）。GSFC 開發(fā)了氨工質(zhì)環(huán)路熱管輻射器，并結(jié)合主動加熱器共同作用。BAT 的探測器陣列基板采用鋁材蜂窩板結(jié)構(gòu)，上下表面為厚度0.10cm 的鋁片，中間有8條恒熱導(dǎo)熱管，熱管間距9.14cm，恒熱導(dǎo)熱管管殼為鋁材，直徑1.27cm；加熱器為高分子薄膜毛細(xì)芯電加熱器，加熱器采用電子比例控制器，控制探測器陣列溫度保持在±0.5℃內(nèi)，維持探測器用專用集成線路（ASIC）的溫度穩(wěn)定。

文獻(xiàn)[9]還對BAT 的環(huán)路熱管（LHP）熱輻射系統(tǒng)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計研究，包括工質(zhì)的選擇、LHP數(shù)量、LHP布置方法以及LHP與CCHP的導(dǎo)熱設(shè)計等。為防止任務(wù)失敗，熱控系統(tǒng)中包含2 組LHP，一 組 備 用。BAT 輻 射 器 寬 約1.19m，高0.9m。通過設(shè)計，成功實現(xiàn)了系統(tǒng)熱控過程。

法國阿爾卡特公司（Alcatel）開發(fā)了600W可展開式熱管輻射器[10]，并在法國發(fā)射的宏聲（Stentor）通信衛(wèi)星上進(jìn)行了飛行驗證。該輻射器（見圖9）輻射板面積約1m2，雙面黏貼二次表面鏡片（OSR），輻射面板內(nèi)預(yù)埋導(dǎo)熱熱管，采用LHP 與輻射面板中的熱管及熱傳輸回路相關(guān)聯(lián)，LHP的蒸發(fā)端與熱傳輸回路連接，冷凝端黏在輻射板外表，與蜂窩板內(nèi)的熱管相對應(yīng)。采用不銹鋼螺旋彈簧管作活動熱關(guān)節(jié)，并用形狀記憶合金驅(qū)動展開機(jī)構(gòu)（同為Stentor衛(wèi)星驗證項目）。LHP采用孔徑為2.2μm 的鎳毛細(xì)芯，氨工質(zhì)，可提供2m 的反重力高度，可適應(yīng)150～600W 的溫度變化要求，設(shè)計壽命15年。要求輻射板在-50℃時仍能啟動，最大熱負(fù)荷下（600W）發(fā)熱源溫度不超過85℃，質(zhì)量小于13kg。

圖9 Stentor衛(wèi)星輕質(zhì)可展開輻射器Fig.9 Stentor lightweight HPR

美國Swales宇航公司設(shè)計了功率為1 250W可展開式熱輻射器[11]。該輻射器（見圖10）輻射板面積1.14m×3.18m，厚19mm，雙面黏貼光學(xué)太陽輻射片（OSR），將帶翅片鋁管串聯(lián)起來（間距153mm）構(gòu)成LHP的冷凝器，預(yù)埋于蜂窩板的內(nèi)表面，一側(cè)各布置2組，兩側(cè)冷凝管相互錯開。

輻射器用不銹鋼軟管（內(nèi)徑4.75mm，外徑10mm，長305mm，外加不銹鋼網(wǎng)套）作活動熱關(guān)節(jié)。LHP蒸發(fā)器長度457mm，直徑23mm，釬焊1塊寬51mm，厚1.5mm 的集熱板，采用毛細(xì)孔徑2.7μm的鈦毛細(xì)芯以及氨工質(zhì)；液體管為內(nèi)徑3.3mm、外徑4.3mm、長610mm 的不銹鋼管，蒸汽管為內(nèi)徑3.8mm、外徑4.8mm、長610mm 的不銹鋼管，要求-60～＋60℃內(nèi)能順利啟動并工作。輻射器散熱1 500W時，預(yù)計蒸發(fā)器集熱板溫度不超過36℃。估計總重為25.9kg。輻射板上設(shè)置防凍加熱回路，保證輻射板溫度在-65℃以上，約耗電570W。加熱回路由一個變阻器、一個雙金屬片溫度開關(guān)和兩路鎳鉻絲加熱器組成，溫度開關(guān)布置在輻射板最冷的地方。

圖10 Swales公司設(shè)計的1 250W可展開式輻射器Fig.10 1 250Wflexible HPR by Swales Co.Ltd

俄羅斯Lovochkin Association 公司研制了功率為1 500W可展開式熱輻射器[12]。該輻射器（見圖11）輻射板厚12.5mm，將串并聯(lián)冷凝管預(yù)埋入蜂窩板，一方面減小流動阻力；另一方面在部分管路內(nèi)有凍結(jié)時仍可使工質(zhì)循環(huán)。在每個并聯(lián)支路的出入口加裝毛細(xì)管隔離器，以防流量不均勻引起蒸汽躥入液體聯(lián)管?；顒訜彡P(guān)節(jié)為不銹鋼軟管。采用溫度驅(qū)動的解鎖器，其優(yōu)點(diǎn)是，若解鎖器上的加熱器失效，輻射板沒有打開，熱量無法散發(fā)，會使解鎖器溫度升高，進(jìn)而達(dá)到解鎖溫度，使輻射板重新打開。LHP蒸汽管外徑6mm，液體管外徑4mm，長4m 的不銹鋼管。要求輻射器在10～1 500W 的熱負(fù)荷下始終能保證發(fā)熱源溫度在-20～＋60℃范圍內(nèi)。LHP補(bǔ)償器上貼有控溫加熱器，以調(diào)節(jié)蒸汽溫度，同時冷凝器入口裝有一溫度驅(qū)動的旁路閥，當(dāng)熱負(fù)荷很低，導(dǎo)致蒸汽壓降低到旁路閥開啟壓力時，旁路閥自動開啟，工質(zhì)不經(jīng)過冷凝器，直接流回液體管，這樣，可大大減小儲液器控溫的電功耗。用電加熱器解凍和防凍，電加熱器保證兩聯(lián)管和最邊上（靠近星體）一較短的支路解凍，保證工質(zhì)可以循環(huán)，熱負(fù)荷恢復(fù)時，其它支路也逐漸被溶解。整個輻射器總熱阻為0.014K/W。

相比于環(huán)路熱管輻射器研究，目前研究較多的是采用鋁絲制作的微型熱管輻射結(jié)構(gòu)。Y.X.Wang和H.B.Ma等人，通過在輻射板中加入微型熱管，從而制成高功率低密度的輻射面板[13]。從1997年開始，NASA的JSC開始與美國洛馬公司合作開發(fā)新型可控輕質(zhì)輻射器，目的是進(jìn)行火星探測。研究表明，采用環(huán)路熱管是長期探測任務(wù)的一個優(yōu)選方案。

“整合醫(yī)院整體信息平臺、改善醫(yī)療服務(wù)系統(tǒng)、打造醫(yī)患信息終端，是2013年至2018年醫(yī)院信息化建設(shè)的三大方向。”王立明介紹，在“互聯(lián)網(wǎng)+醫(yī)療+服務(wù)”的理念和實踐之下，醫(yī)院原有診療全流程正在被顛覆。

圖11 Lovochkin Association公司設(shè)計的1 500W 環(huán)路熱管可展開輻射器Fig.11 1 500W LHPR by Lovochkin Association Co.Ltd

通過將鋁絲焊接在兩個薄鋁片之間形成了可控微型熱管輻射器，微型熱管輻射板的工作模式為：鋁絲焊接在2片鋁箔之間，鋁絲和片材之間的銳角作為工質(zhì)自動抽吸的通道，鋁絲之間的空間是蒸汽通道，輻射器性質(zhì)如圖12所示，涂層采用Z-93噴漆。研究表明，鋁絲微型熱管輻射器的傳熱效率是導(dǎo)熱的5～20倍，溫度分布更加均勻。鋁絲微熱管輻射器的設(shè)計參數(shù)見表1，在300K 左右的散熱溫度下，散熱功率在10W 以上。

圖12 鋁線熱管結(jié)構(gòu)Fig.12 Micro heat pipe array with wires

文獻(xiàn)[14]對鋁絲平板輻射面板進(jìn)行了數(shù)值分析研究，通過能量守恒定律得到了翅片溫度分布，通過有限元方法得到溫度分布的偏微分方程，同時得到翅片的傳熱效率，文獻(xiàn)[14]還研究攜帶了SNAP-19放射性同位素電加熱器的衛(wèi)星熱輻射器，研究成果包括溫度分布、翅片熱效率、研究范例及最終的試驗驗證。研究表明，與傳統(tǒng)熱管輻射器相比，平板熱管輻射器效率高、質(zhì)量低，具有很高的研究價值和應(yīng)用前景。

表1 微熱管構(gòu)造參數(shù)Table1 Micro heat pipe parameters with wires

文獻(xiàn)[15]研究了如圖13所示輕質(zhì)可展開輻射器，用于日本工程試驗衛(wèi)星-VIII（ETS-VIII）。通過在輻射器表面添加石墨涂層，能較大地提高其輻射能力。輻射器熱管采用鋁材，工質(zhì)為氨，面板為鋁蜂窩板結(jié)構(gòu)，并在輻射表面添加石墨涂層，增加輻射器的輻射能力。

圖13 ETS-VIII衛(wèi)星的輻射器Fig.13 HPR configration for ETS-VIII

平鋪型翅片的最簡單結(jié)構(gòu)由2層薄片組成螺旋線圈（Spiral Coil）。這樣線圈就會經(jīng)過加熱毛細(xì)芯中的工質(zhì)產(chǎn)生蒸汽壓而伸展。當(dāng)蒸汽冷凝時，內(nèi)部壓力降低，整個結(jié)構(gòu)又會回收成線圈結(jié)構(gòu)。

美國Creare公司也在進(jìn)行輕質(zhì)可控?zé)峁茌椛淦鞯难邪l(fā)[16]。該公司已制成聚酰亞胺-鋁薄層及加固的小直徑冷凝管件，其中鋁片高熱導(dǎo)，而聚酰亞胺材質(zhì)堅固。輻射面板與鋁-氨熱管耦合，具有高熱導(dǎo)、低密度的優(yōu)點(diǎn)，工作溫度約為300K，功率為200～400W/kg，具有自動展開功能。圖14為該公司設(shè)計的3種輻射器構(gòu)型。

David E.Glass等人[17]開發(fā)了一種輕質(zhì)可控?zé)峁茌椛淦?，熱管采用高分子薄膜毛?xì)芯及高強(qiáng)度聚酯薄膜材料（Aluminized Mylar）制成管路結(jié)構(gòu)，直徑2.54cm，管壁厚50μm，采用可控環(huán)氧材料將毛細(xì)材料與管材聯(lián)系起來。該熱管毛細(xì)結(jié)構(gòu)的特性是能夠?qū)Χ喾N工質(zhì)進(jìn)行毛細(xì)抽吸，如丙酮、甲醇、氟利昂等且具有更大的滲透性和毛細(xì)半徑。新型輕質(zhì)熱管如圖15所示。

圖14 Creare公司自動展開式熱管輻射器的3種結(jié)構(gòu)Fig.14 Creare Corp.flexible HPR configurations

圖15 新型輕質(zhì)熱管及測試裝置Fig.15 Test equipment for lightweight heat pipe（LWHP）

David E.Glass等人先后研究了2種不同的高分子聚乙烯（polyethylene）毛細(xì)芯，以及3種不同的熱管材料，聚酯薄膜（Mylar），聚酰亞胺薄膜（Kapton）及特氟綸薄膜（Teflon），最終制定了采用聚酯薄膜、金屬箔、聚酯薄膜和聚丙烯4層薄膜擠壓制造熱管管壁的方案，從而形成密封的真空熱管管路。對Mylar及Kapton熱管管件進(jìn)行了爆破測試，結(jié)果表明，管件具有很高的強(qiáng)度。熱管采用甲醇，穩(wěn)態(tài)測試工況已測試完畢，長0.7～0.8m 的輕質(zhì)熱管在50℃環(huán)境中單個管件的散熱效率為33W。

新型輕質(zhì)熱管已經(jīng)應(yīng)用于月球和火星探測器上。輻射器工作溫度50℃，氨在50℃時高壓有毒，不再適用。最終選擇工質(zhì)為甲醇。

管壁材料必須與工質(zhì)相容，且須滿足10年壽命需求，新型熱管在內(nèi)壁附加一層金屬薄膜實現(xiàn)無滲透，采用Mylar或Kapton作為外層，在Kapton 兩側(cè)覆蓋Teflon則形成了TKT 結(jié)構(gòu)，熱管管壁就是由3層TKT 結(jié)構(gòu)組成，Kapton厚25μm，Teflon厚13μm，管壁總厚度為152μm；還有一種備選結(jié)構(gòu)采用Mylar和鍍鋁Mylar（AM），并在內(nèi)壁附加一層Teflon/Kapton復(fù)合層，形成了TK＋AM＋AM＋M＋KT 的管壁結(jié)構(gòu)，TK 厚38μm，Mylar和AM層厚25μm，總厚度178μm。

新型熱管毛細(xì)芯材料有2種方案，試驗中采用多孔聚乙烯高分子薄膜（UHMW）制造毛細(xì)芯，毛細(xì)芯厚度在0.013cm～0.318cm 之間，多孔性為25%～30%，毛細(xì)孔徑20μm。該機(jī)構(gòu)制造了毛細(xì)管原型，長0.7～0.8m，外徑2.54cm，內(nèi)徑1.6cm，0.8m 的毛細(xì)管質(zhì)量為150g，如果毛細(xì)芯滿，質(zhì)量變?yōu)?33g。

David E.Glass等人研究了新型熱管在不同工質(zhì)下的極限，包括甲醇、氨、丙酮、氟利昂（Freon-11）。研究表明，長0.64m，外徑2.54cm 的毛細(xì)管表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)為4.1W/（m2·K），溫差25K時的散熱效率約為200W。

David E.Glass等人制造了8根熱管，填充甲醇，毛細(xì)芯外徑2.54cm，內(nèi)徑0.79cm，長0.76m，具有容積0.88cm3，多孔性為25%，可填充84.7cm3甲醇。密度為0.784g/cm3，還設(shè)計了一種新型多通道熱管結(jié)構(gòu)，中間大空間為蒸汽流通及冷凝區(qū)域，圓周三通道為液體蒸發(fā)區(qū)域，除管壁外均為毛細(xì)材料，此結(jié)構(gòu)在蒸發(fā)冷凝方面都較單通道熱管有很大優(yōu)勢，但制造工藝較難，在此不再贅述。

3.4 高溫?zé)峁茌椛淦?/h3>

未來航天器功率要求高達(dá)10～1 000kW，壽命長達(dá)15年，為實現(xiàn)長時間、遠(yuǎn)距離的深空探測，航天器必須采用核動力推進(jìn)系統(tǒng)，此過程中產(chǎn)生的廢熱需要通過輻射器進(jìn)行排散，散熱溫度最高可達(dá)1 500K，且會產(chǎn)生周期性的脈沖廢熱，這種輻射器即為高溫輻射器。目前研究的高溫輻射器均為熱管輻射器，是未來輻射器研究的熱點(diǎn)之一。

美國麻省理工學(xué)院（MIT）對太空實驗室進(jìn)行專項研發(fā)，研究采用磁流體動力學(xué)漩渦進(jìn)行氣芯核推進(jìn)系統(tǒng)的燃料維護(hù)，用熱管輻射器結(jié)合布雷頓循環(huán)進(jìn)行廢熱利用和排散[18]，其核心是將輻射器散熱系統(tǒng)與布雷頓循環(huán)相結(jié)合，在廢熱利用的基礎(chǔ)上排除廢熱。

NASA木星冰月軌道器（JIMO）探測任務(wù)開始于2003年，計劃采用核能推進(jìn)系統(tǒng)，需要大面積輻射器排散未轉(zhuǎn)化廢熱，熱排散溫度在400～550K。針對JIMO 任務(wù)所研究的熱管輻射器適用溫度及相關(guān)參數(shù)見表2。

美國Advanced Cooling Technologies（ACT）公司研發(fā)了用于JIMO 任務(wù)的石墨纖維輻射器（Graphite Fiber Reinforced Composites Radiator，GFRCR），采用水/鈦熱管，已通過550K 溫度測試，封頭采用鈦鎳合金制造，熱管已進(jìn)行了壽命測試。文獻(xiàn)[19-21]論述了相關(guān)研究工作，包括輻射器的裝載、展開及各種控制操作等。新型輻射器的開發(fā)是在標(biāo)準(zhǔn)鋁材輻射器基礎(chǔ)上展開，設(shè)計了具有輕質(zhì)、高熱導(dǎo)的蜂窩芯結(jié)構(gòu)，采用水/鈦熱管將熱量從載熱流體傳遞給輻射面板，采用高導(dǎo)熱泡沫承重件填充熱管和平板翅片界面，采用耐高溫石墨纖維加強(qiáng)復(fù)合物制造散熱翅片，采用鋁蜂窩板提供結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及抗空間碎片和微流星撞擊。鈦熱管相對于Ni-400和K-500熱管具有輕的質(zhì)量，同時可用多種工作流體，如鈉、鉀、銫等。輻射器界面如圖16所示。熱管外壁填充物及熱管實物剖面圖如圖17所示。

表2 JIMO 探測器的熱管輻射器設(shè)計要求Table2 JIMO’s HPR design summary

圖16 新型輻射器界面結(jié)構(gòu)圖Fig.16 Cross-section of new type HPR

圖17 鈦管及泡沫上下表面縱剖面圖Fig.17 Cross-section of new typeHPR with titanium tube and foam

GFRCR表面結(jié)合鋁芯結(jié)構(gòu)很通用，此面板和傳統(tǒng)鋁面板的關(guān)鍵區(qū)別是可承受550K 高溫。輻射器試驗原件的研發(fā)有兩個主要的領(lǐng)域，一個是輻射面板的開發(fā)，包括將熱管輻射器預(yù)埋入面板；還有熱管的開發(fā)，包括毛細(xì)芯設(shè)計，封裝與工質(zhì)的兼容性。兩者的開發(fā)是同時進(jìn)行的。ACT 公司先后開發(fā)了集中結(jié)構(gòu)的熱管，開發(fā)的3種熱管管型，毛細(xì)槽尺寸分別為0.5mm ×1mm、0.635mm ×1.27mm、0.75mm×1.5mm，熱管毛細(xì)槽數(shù)量為23、19、17槽，如圖18所示。

圖18 3種熱管槽道結(jié)構(gòu)及尺寸示意圖Fig.18 Three types of heat pipe cross-section

而后William G.Anderson等人，又對設(shè)計的各種管材的熱管進(jìn)行了壽命測試[22]。研究了碾壓材料機(jī)械性能試驗和熱試驗。熱管壁外采用泡沫材料填充，泡沫提供額外的防空間碎片及微流星撞擊性能。William G.Anderson等人對單根熱管進(jìn)行了測試，直徑1.3cm，長1m，采用90°和60°的直接焊接翅片，測試得散熱功率360W，壽命測試進(jìn)行過4 000～9 000h而無 問 題。熱 管 測 試 裝 置 如 圖19所示。

圖19 新型熱管性能測試裝置Fig.19 Test equipment for new type HPR

文獻(xiàn)[23]制造了高溫管翅式熱管輻射器組合體，并進(jìn)行了驗證試驗，證明采用高熱導(dǎo)復(fù)合材料延長翅片依然能夠保持翅片的散熱效率。從而降低了輻射器的密度，密度接近1.01kg/m2，僅為已有衛(wèi)星輻射器質(zhì)量密度的1/4左右。

NASA劉易斯研究中心（Lewis Research Center，LeRC）啟動了民用航天項目的熱控研究計劃，目的是研究輕質(zhì)可控輻射器裝置，用于空間探測計劃（SEI）航天器的動力系統(tǒng)及空間反應(yīng)堆動力系統(tǒng)（SP-100）的散熱，其散熱溫度達(dá)600K。經(jīng)過研究，LeRC開發(fā)了不銹鋼-鈉熱管輻射器，質(zhì)量密度5kg/m2，表面發(fā)射率在0.85～0.99 之間，壽命長達(dá)10年。其研發(fā)的不銹鋼-鈉熱管的構(gòu)型如圖20所示。

圖20 LeRC不銹鋼-鈉熱管輻射器Fig.20 LeRC stainless steel-sodium HPR

美國Thermacore公司也在進(jìn)行不銹鋼-鈉熱管輻射器研究工作，開發(fā)了用于熱電子空間動力系統(tǒng)熱排散的熱管輻射器，輻射器采用一個加厚的鈉管路循環(huán)傳輸廢熱，然后進(jìn)入管翅中熱管輻射器中排散[24]。其中熱傳輸采用不銹鋼-鈉熱管，輻射面板中的熱管采用鉀熱管。理想的輻射器具有最小的質(zhì)量及熱管數(shù)目。

Thermacore公司還開發(fā)了一個計算機(jī)模型，用于確定熱管及管翅的設(shè)計，此模型包括近似的熱排散過程模擬，輻射器的優(yōu)化設(shè)計，包括質(zhì)量、構(gòu)型等。該公司的研究還對比了不同材料管翅的影響，包括碳-碳結(jié)構(gòu)、復(fù)合玻璃、氧化鈹及無翅結(jié)構(gòu)。無翅結(jié)構(gòu)采用鈦鈦二極管扁平熱管代替。研究發(fā)現(xiàn)無翅結(jié)構(gòu)質(zhì)量與碳-碳管翅結(jié)構(gòu)相同，但消除碳-碳結(jié)構(gòu)有很多優(yōu)點(diǎn)，可降低消耗。另一個優(yōu)點(diǎn)是增加了防空間碎片及微流星撞擊性能。SPACE-R輻射器熱傳輸流體采用鋰，而翅片中熱管采用鉀，輻射器結(jié)構(gòu)如圖21所示。

圖21 高溫?zé)峁茌椛淦鳂?gòu)型Fig.21 High temperature HPR configuration

4 結(jié)論與展望

本文論述了國外新型熱管輻射器的研究狀況，綜上可知，大部分熱管輻射器都具有良好的抗空間碎片及微流星撞擊性能，而單槽道熱管輻射器、輕質(zhì)可展開輻射器和高溫?zé)峁茌椛淦鬟m應(yīng)高功耗需求，適用于載人航天和深空探測，熱二極管輻射器、微熱管及環(huán)路熱管輻射器能夠?qū)崿F(xiàn)高精度控溫，航天器可根據(jù)實際需求選擇相應(yīng)輻射器結(jié)構(gòu)形式。熱管輻射器的研究方向及發(fā)展趨勢總結(jié)如下。

首先，新型熱管輻射器的研究的主要方向是輻射器結(jié)構(gòu)的改善或者創(chuàng)新，以提高輻射器的適應(yīng)性和傳熱性能。如適應(yīng)低功率冷熱周期性交替變化環(huán)境的熱二極管輻射器，提高熱管傳熱性能的單槽道熱管輻射器，適應(yīng)溫度環(huán)境急劇變化的具有熱存儲功能的各種先進(jìn)輻射器結(jié)構(gòu)。其中，可展開式輻射器是在輻射器構(gòu)型上的主要研究方向，也是未來大型航天器輻射器發(fā)展的主要趨勢之一。可展開輻射器可以是鉸接的多輻射面板結(jié)構(gòu)，也可以是柔性結(jié)構(gòu)，其散熱及可靠性上都有較大優(yōu)勢，研究的難點(diǎn)在于輻射器的材料選擇、連接和密封技術(shù)以及在軌裝配及展開性能，其中密封及在軌展開是難點(diǎn)。隨著航天器功率的增加（MW級），可展開式熱管輻射器將是輻射器研究的重點(diǎn)。

其次，熱管輻射器管壁和面板材料以及工質(zhì)性質(zhì)研究。熱管輻射器的材料和工質(zhì)必須適應(yīng)工作溫度環(huán)境，管壁和工質(zhì)不具有滲透性，相容且工質(zhì)不能對管壁具有腐蝕性等。為適應(yīng)不同散熱溫度，已開發(fā)出多種輻射器材料及工質(zhì)。管壁主要有鋁材、鎳合金和鈦合金等，鋁材適用于中低溫，鎳、鈦合金則適用于中高溫范圍，而面板材料則主要有鋁蜂窩板、最新的雙面碳-碳（C-C）表面結(jié)構(gòu)，其中C-C表面結(jié)構(gòu)具有高發(fā)射、低吸收，適用溫度范圍廣（高溫可達(dá)550K）等優(yōu)點(diǎn)，是新型輻射器面板的較大改進(jìn)。在工質(zhì)方面，低溫的有氨、全氟三乙胺、硅油等，中溫的主要是水、乙醇或混合溶液，高溫的主要是液態(tài)金屬作為工質(zhì)，如鈉、鉀等。研究新型輻射器過程中，根據(jù)工作溫度的不同，設(shè)計輻射器結(jié)構(gòu)，然后合理選擇輻射器材料及工質(zhì)，生產(chǎn)試驗產(chǎn)品進(jìn)行試驗，是新型輻射器研究的主要途徑。

當(dāng)今世界各航天大國已發(fā)射的載人航天器，都采用了以流體回路為主的主動熱控技術(shù)，輻射器為單相流體回路輻射器，但鑒于航天器功耗日益增加及空間碎片激增問題，熱管輻射器將是未來航天器主要采用的輻射器種類之一，尤其是可展開輻射器及高溫輻射器是未來載人航天器的首選。文章對國外新型熱管輻射器的研究發(fā)展?fàn)顩r進(jìn)行了論述，對我國新型高性能空間輻射器的研究，如結(jié)構(gòu)設(shè)計、材料及工質(zhì)的選擇具有一定的借鑒意義。

（References）

[1]閔桂榮，郭舜.航天器熱控制[M].北京：科學(xué)出版社，1998

Min Guirong，Guo Shun.Spacecraft thermal control technologies[M].Beijing：Science Press，1998（in Chinese）

[2]Grover G M，Cotter T P.Structures of very high thermal conductance[J].J.Appl.Physics，1964：35

[3]Peterson G P.The use of finite element methods for determining the cross-sectional temperature distribution in heat pipes[C]//New York：AIAA24thAerospace Sciences Meeting，AIAA-86-0066，1986

[4]Alario J，League M.Grumman prototype space erectable radiator system thermal test bed results[C]//Washington，D.C.：AIAA24thThermophysics Conference，AIAA-89-1704，1989

[5]Fleischman G，Basiulis A.Advanced heat pipe components for high power spacecraft thermal management[C]//Washington，D.C.：28thAerospace Sciences Meeting，AlAA-90-0058，1990

[6]Schuster J R，Gruszczynski M J.Evaluation of active thermal control options for space station [C]//New York：AlAA24thAerospace Sciences Meeting，AIAA-86-0383，1986

[7]Warren AH.Main-auxiliary radiator system for thermal control of IR sensor in space[C]// Washington，D.C.：AIAA33thThermophysics Conference，AIAA-98-0886，1998

[8]Jack E C，George D.The MESSENGER spacecraft power subsystem thermal design and early mission performance[C]//California：4thInternational Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit（IECEC），AIAA-2006-4144，2006

[9]Choi M K.Thermal vacuum/balance test results of Swift BAT with loop heat pipe thermal system[C]//Rhode Island：2ndInternational Energy Conversion Engineering Conference，AIAA-2004-5683，2004

[10]Tjiptahardja Tisna，Amidieu Marcel.Development of deployable radiators at Alcatel Space Center[C]//New York：SAE paper，2000-01-2455，2000

[11]Perotto V，Goncharov K.Development of improved 1500W deployable radiator with loop heat pipe[C]//New York：SAE paper，2000-01-2458，2000

[12]Hiroaki Ishikawa，Akihiro Miyasaka.Development of loop heat pipe deployable radiator for use on ETS-VIII[C]//New York：SAE paper，2001-01-2341，2001

[13]Wang Y X.Investigation of the temperature distribution in radiator fins with micro heat pipes[C]//VA：38thAerospace Sciences Meeting ＆ Exhibit，AIAA-2000-0969，2000

[14]William M T.Design considerations when using edgemounted heat pipes in space radiators[J].Spacecraft and Rockets，2002，39（1）：32-39

[15]Ozaki T，Yao A.Graphite faceskin deployable radiator panels for ETS-VIII[C]//Paris：51stInternational Astronautical Congress，IAF-00-I.6.11，2000

[16]Crowley C，Elkouh N.Alightweight，flexible radiator panel[C]//Nevada：39thAerospace Sciences Meeting ＆Exhibit，AIAA-2001-0219，2001

[17]Glass D E，Stevens J C.Flexible heat pipes for a lightweight spacecraft radiator[J].Spacecraft and Rockets，1999，36（5）：17-23

[18]Juhasz AJ.Heat transfer analysis of a closed brayton cycle space radiator[C]//St.Louis：5thInternational Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit（IECEC），AIAA-07-4841，2007

[19]Anderson W G，Sarraf D.Development of a high temperature water heat pipe radiator[C]//California：3rdInternational Energy Conversion Engineering Conference，AIAA-05-5633，2005

[20]Anderson W G，Dussinger P M.High temperature titanium-water and monel-water Heat Pipes[C]//California：4thInternational Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit （IECEC），AIAA-06-4113，2006

[21]Tarau C，Walker K L.High temperature variable conductance heat pipes for radioisotope stirling systems[J].Spacecraft and Rockets，2010，42（1）：15-22

[22]Anderson W G，Sarraf D B.High temperature water-titanium heat pipe radiator[C]//California：4thInternational Energy Conversion Engineering Conference and Exhibit（IECEC），AIAA-06-4146，2006

[23]Juhasz AJ.High conductivity carbon-carbon heat pipes for light weight space power system radiators[C]//Ohio：6thInternational Energy Conversion Engineering Conference（IECEC），AIAA-2008-5784，2008

[24]Anderson W G.Thermionic system space radiator design[C]//Washington，D.C.：32ndAerospace Sciences Meeting，AlAA-94-4057，1994