碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用.pdf

第 40 卷 2023 年第 4 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用顾燕萍1，张好1，曾凡健1，施哲栋1，翟载腾1，王江1，彭仁军2，姜海坚1，苏小明1（1.上海卫星工程研究所，上海 201109；2.上海航天技术研究院，上海 201109）摘要:碳基复合相变装置以高导热碳基复合相变材料为主要储能和导热载体，利用高导热膨胀石墨强化导热，运用相变材料的潜热实现热量的削峰填谷，可有效抑制短时大热耗单机的温升，减少单机非工作时段所需的补偿功耗，节省卫星的重量资源和功耗资源。主要介绍了一种高导热碳基复合相变装置，结合复合相变装置与卫星结构板优化的综合散热系统，用于解决星载短时工作的大热耗单机温度控制问题。通过理论计算与热仿真分析相结合，对复合相变装置进行了优化设计；通过开展专项试验对复合相变装置的热性能和空间环境适应性进行了充分验证；并在整星真空热平衡试验中，验证了复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。关键词:高导热；相变；大热耗；温度控制；空间环境中图分类号:V 45 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.04.013Carbon-Based Composite Phase-Change Device and Its Application in Temperature Control System of High-Heat Consumption EquipmentGU Yanping1，ZHANG Hao1，ZENG Fanjian1，SHI Zhedong1，ZHAI Zaiteng1，WANG Jiang1，PENG Renjun2，JIANG Haijian1，SU Xiaoming1（1.Shanghai Institute of Satellite Engineering，Shanghai 201109，China；2.Shanghai Academy of Spaceflight Technology，Shanghai 201109，China）Abstract:In the carbon-based composite phase-change device，the carbon-based composite phase-change material is used as the main thermal storage and heat conduction carrier.The expanded graphite with high thermal conductivity is used to strengthen the thermal conductivity，and the latent heat of the phase-change material is used to achieve the heat peak-cut，by which the temperature rise of the equipment with high thermal consumption can be effectively restrained，the compensation power consumption required by the equipment during non-working hours can be reduced，and the weight resources and power consumption resources of the satellite can be saved.In order to control the temperature of the equipment with high heat consumption for short-time operation on satellite，in this paper，a high thermal conductivity carbon-based composite phase-change device is presented，and an integrated cooling system combined with the composite phase-change device and satellite structural plate optimization is designed.The composite phase-change device is optimized by means of both theoretical calculation and thermal simulation analysis，and its thermal performance and space environment adaptability are fully verified through special experiments.Finally，the temperature control effect of the composite phase-change device on the high heat consumption equipment is validated in the vacuum thermal balance tests for satellite.Key words:high thermal conductivity；phase change；high-heat consumption；temperature control；space environment收稿日期：20221015；修回日期：20230501基金项目：国家重点研发计划资助（2022YFB3902902）作者简介：顾燕萍（1986），女，博士，高级工程师，主要研究方向为航天器热控制技术。97第 40 卷 2023 年第 4 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）0引言 随着航天技术不断地发展，出现任务复杂化与工作模式多样化的新型卫星，与传统卫星平台相比，卫星轨道机动更为频繁，造成空间热环境复杂多变，且具有一定的不可预知性；并且由于卫星工作模式多样，使星载单机设备热负荷变化范围较大1-2。同时，航天器所用电子设备趋向于小型高效化、质量轻质化、结构紧凑化发展，造成星用单机的热耗和热流密度急剧升高3-6，极大地增加了单机热量排散和温度控制的难度。对于间歇性工作的大热 耗 单 机 与 发 射 器-接 收 器（Transmitter and Receiver，TR）组件，如采用常规的热控技术，热传输和散热通道所需的质量资源非常可观，且单机非工作时段的补偿功耗也非常高7-8。相变材料通过融化-凝固来吸收和放出热量，常用于内热源或外部环境发生周期性变化的航天器，以保持一期设备温度的相对稳定9-14。鉴于相变材料自身的导热系数极低、传热能力弱的问题，近年来，提出了相变材料与高导热材料复合来提升其导热性能15-20。高导热碳基复合相变材料是一种高效的热管理材料21-22，通过在蜂窝蠕虫石墨中填充石蜡类相变材料压缩制作而成，既具有蜂窝蠕虫石墨导热性能优异，比表面积大、吸附力强的特性，又兼具石蜡类相变材料的相变潜热大、密度小、质量轻等 优 势，适 合 用 于 解 决 短 时 大 热 耗 单 机 的 散 热问题23-24。本文针对某卫星型号大热耗单机的温度控制要求，基于高导热碳基复合相变材料研制了碳基复合相变储能装置，结合卫星结构板的优化设计，实现了单机大热耗的排散和温度控制。文中对所研制碳基复合相变储能装置的结构优化算法、空间环境适应性验证试验方案和试验结果进行了介绍，并给出了整星真空热试验过程中复合相变装置对大热耗单机的温度控制效果。1高导热碳基复合相变储能装置简介 某卫星型号舱内安装有一台大热耗单机，其在轨最大热耗工作模式为 240 W/45 min，轨道周期为102 min，单机温度指标为2055，属于典型的间歇性工作大热耗单机。为解决此单机的温度控制问题，研制了相变储能装置，利用相变材料的相变潜热降低单机工作时段的峰值温度。鉴于高导热碳基复合相变材料兼具多孔材料优异的导热性能，又具有相变材料高储热、蓄能特性25-26，本文所研制的相变储能装置以碳基复合相变材料为核心组件，结构如图 1 所示。复合相变装置为“三明治”结构，由上盖板、下壳体和相变材料组成。其中，上盖板和下壳体为 0.7 mm 厚的铝合金材料（牌号 6063），主要用于相变材料的封装，减少空间多余物的产生，同时也实现相变装置与卫星结构板、星载单机的结构接口设计。核心组件高导热碳基复合相变材料封装在上盖板和下壳体之间，它是由多孔石墨导热载体和正十六烷复合而成，通过将高纯度鳞片石墨通过高温酸化、高温膨胀、水洗和烘干工艺形成石墨蠕虫，进而将石墨蠕虫压制成多孔石墨导热载体，采用真空和浸渍工艺将相变材料浸入到多孔石墨导热载体中，获得的高导热碳基复合相变材料相变潜热约为 182.4 kJ/kg，密度为960 kg/m3，中心相变温度为 16.7。上盖板、下壳体与复合相变材料之间填充有导热硅橡胶，以减少界面热阻，强化导热；上盖板和下壳体所有接缝区域通过焊接工艺进行封装，以保证相变装置的密封性 能，降 低 空 间 真 空 环 境 下 石 蜡 类 相 变 材 料 的泄漏14。2基于复合相变装置的单机温度控制 2.1大热耗单机温度控制方案简介针对第 1 章所述星载单机间歇性工作、热耗大的特点，对该单机采取了独立热控设计方案。具体过程如下：1）单机安装于卫星的主要散热面，卫星结构板在单机的安装区域中心位置开孔，开孔尺寸小于单图 1复合相变装置结构分解Fig.1Structure of the composite phase-change device98第 40 卷 2023 年第 4 期顾燕萍，等：碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用机的安装面尺寸；2）复合相变装置安装于单机和卫星结构板之间，且单机与复合相变装置导热安装，相变装置与卫星结构板导热安装；3）单机除安装面外其余侧面进行黑色阳极氧化处理，复合相变储能装置星内侧喷涂黑漆热控涂层，星外侧除安装面外喷涂白漆热控涂层。4）卫星结构板星外侧相变装置安装区域喷涂白漆热控涂层，作为单机散热面，其余区域包覆多层隔热组件；5）在单机表面设计控温加热器，用于单机非工作时段维持其最低温度水平。热控方案如图 2所示。该方案的优点是在卫星结构板上开适当尺寸的散热窗口，使复合相变装置直接与外空间辐射热交换，提高了散热系统的散热效率；同时利用复合相变装置的储能特点，对散热系统的热量进行削峰填谷，既能抑制单机工作时的峰值温度，又能减小单机不工作时的降温速率，降低控温加热器所需的补偿功耗，节省整星能源。此方案相对于传统的基于铝合金扩热板的大功耗单机散热方案可节省整星质量超过 1 kg，降低单机峰值温度约 10，单机非工作时段可以节约热控补偿功耗 30%。2.2复合相变装置结构优化设计在上述大热耗单机的温度控制系统中，复合相变装置的尺寸既影响着总储热量，又影响散热系统的散热面大小，需要根据散热系统的实际控温效果进行优化设计，以获得较为合理的单机温度水平。复合相变装置的尺寸设计是一个迭代优化的过程。复合相变装置内所填充相变材料的长宽高（LBH）与散热系统所需的储能量 Q 密切相关，其表达式为L B H=Qq（1）式中：、q分别为复合相变材料的密度和相变潜热。另一方面，单机散热系统的散热面尺寸 S 又与相变材料的长和宽尺寸有关，表示为S=(L+2)(B+2)（2）式中：为相变装置由上盖板和下壳体封装后的铝合金壳体厚度。复合相变装置的优化设计可视为单机温度水平约束下的复合相变装置质量最小化约束问题，表达式为 min：相变装置质量，m=f1()，L，B，Hs.t.单机温度T，T=f2()，S，Tmin T TmaxL B H=QqS=()L+2()B+23()，L，B，H （3）式中：f1为相变装置质量与结构尺寸的关系；f2为单机温度与相变装置结构的关系；f3为相变装置储能量与结构尺寸的关系。f1和 f3可通过理论计算获得，f2无法用简单的模型表述，需通过整星热仿真分析获得。本文采取迭代优化算法求解上述优化问题，即首先通过简化的理论模型获取相变装置的初始尺寸，进而在整星热仿真分析模型中，对尺寸进行验证和优化。在简化的理论模型中，将大热耗单机的温度控制系统视为边界恒定的独立系统，并做如下假设：1）由于单机的安装板为导热系数很低的碳纤维蒙皮蜂窝板，忽略安装板单机区的热量向舱板非单机安装区域的热扩散损失；2）由于单机与复合相变装置之间涂有导热硅脂，忽略单机安装面与复合相变储能装置接触面之间的温差；3）单机壳体为铝合金材料，忽略单机自身的温差，将单机视为一个均温体；4）由于复合相变储能装置的壳体厚度较薄，且封装壳体为铝合金材料，忽略复合相变储能装置自身的温差，视为均温体；5）单机工作期间的温度变化范围为 1525，图 2复合相变装置应用Fig.2Application of the composite phase-change device99第 40 卷 2023 年第 4 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）舱内平均温度5，舱外为 4K冷空间；6）散热系统位于卫星主要散热面，无太阳辐照，忽略地球红外和反照对散热面的影响；7）相变装置壳体厚度 较小（约 1 mm），忽略其对散热面尺寸的影响，即S=L B。基于以上简化条件，分析计算单机工作期间，温度在 1525 之间时所需的储能需求，从而计算得到相变材料的厚度，具体如下：步 骤 1 假 设 复 合 相 变 装 置 的 长 宽 为 500 mm350 mm；步骤 2 单机 4个侧面的总面积A1=0.328 m2，相变装置的安装面面积A2=0.175 m2；步骤 3 系统向舱内辐射的功率为P1=1(A1+A2)(T4ave-T41)=55.5 W（4）步骤 4 系统向舱外冷空间辐射的功率为P2=2A2(T4ave-T40)=63.6 W（5）步骤 5 单机和复合相变装置的温升显热为Q1=cpmt=153 kJ（6）步骤 6 单机每轨 45 min 的工作期间，所需的相变潜热量为Q=(P0-P1-P2)t-Q1=173.43 kJ（7）步骤 7 相变材料的厚度为H=QA2q=5.0 mm（8）式中：P0为单机的热耗值；1、1分别为白漆的吸收率与发射率；2、2分别为黑漆的吸收率与发射率；Tave为单机的平均温度；T1为舱内环境温度；T0为星外冷空间温度；m 为单机和复合相变装置的总质量；Tave、T1、m均需根据热仿真分析结果进行迭代更新。采用 Sinda/Fluint 热分析软件，建立卫星在轨热仿真分析模型，对上述简化理论模型所得预估尺寸的复合相变装置控温效果进行验证，并进一步优化相变装置尺寸。仿真所得单机 240 W/45 min 工作模式下，单机的温度变化曲线如图 3所示。由图 3可知，单机温度为 2.624.1，与理论计算时简化条件基本吻合。同时也仿真分析了相变装置尺寸为 550 mm450 mm4 mm 时，单机的温度水平。分析结果，增大相变材料的体积和面积后，单机的峰值温度仅降低了 2.3 左右，而复合相变装置的质量比原尺寸增加了 0.5 kg。因此，考虑质量资源和单机实际温 控 需 求，相 变 装 置 最 终 尺 寸 确 定 为 500 mm350 mm5 mm。3复合相变装置的性能验证试验 为测试所研制高导热碳基复合相变装置的储热和导热性能27，并验证其空间环境适应性，开展了专项性能试验，性能试验项目包括了耐温性能试验、热性能测试试验、正弦振动试验、高低温循环试验和真空热试验，试验流程如图 4所示。3.1耐温性能试验耐温性能试验的主要目的是对复合相变装置的壳体耐压性能进行检验，对产品的密封性能进行验证。试验方法是将复合相变装置放置于高温箱内，且在产品主要焊接面粘贴检测试纸，用于密封性检测，试验和实物图如图 5 所示。高温试验结束后，对产品进行检测。结果显示，复合相变装置表面无明显鼓包现象，且所有试纸表面无明显油状石蜡残留，证明产品耐温性能和密封性能满足要求。图 3单机的温度变化曲线Fig.3Temperature curve of the high heat consumption equipment图 4复合相变装置性能验证试验流程Fig.4Performance test procedure of the composite phase-change device100第 40 卷 2023 年第 4 期顾燕萍，等：碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用3.2热性能测试试验热性能测试试验的主要目的是测试复合相变装置的导热和储热性能，评估产品的能质比（储能量与质量之比）指标。试验方法是在复合相变装置的表面粘贴热耗模拟加热器和测温热电偶，测试系统如图 6所示。复合相变装置储热性能的测试结果如图 7 所示，测试结果显示，高导热碳基复合相变材料的相变潜热约为 180 kJ/kg，复合相变储能装置的能质比优于 90 kJ/kg。为测试复合相变板的导热性能，在相变装置一端通过加热片施加热耗，导热性能的测试结果如图 8 所示，通过试验数据与仿真分析相结合，得 出 复 合 相 变 装 置 的 面 向 导 热 性 能 优 于 40 W/（m K）。3.3高低温循环试验高低温循环试验的目的是为了检验复合相变装置在贮存、运输、测试、发射准备、飞行期间承受地面温度环境和飞行状态温度及其变化的能力，同时也为了能及早发现和剔除复合相变装置的早期失效情况。试验方法为将复合相变装置放置在试验箱内，试验温度为3045，高温和低温保持时间不少于 45 min，共完成 10.5 次循环。高低温循环试验结束后，对复合相变装置进行外观检测，结果显示，产品表面无明显的鼓包、裂痕等状态变化。3.4正弦振动试验正弦振动试验的目的是验证卫星在发射过程中复合相变装置经受振动环境，并能正常工作的能力。试验方法为通过工装将复合相变装置压紧固定在振动台上，进行振动试验，力学传感器的粘贴位置与坐标系定义如图 9所示。图 5耐温性能试验Fig.5Schematic diagram of the temperature resistance test图 6热性能试验测试系统Fig.6Schematic diagram of the thermal performance test system图 7相变装置储热性能测试结果Fig.7Test results of the thermal storage performance of the phase-change device图 8相变装置导热性能测试结果Fig.8Test results of the thermal conductivity performance of the phase-change device101第 40 卷 2023 年第 4 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）正弦振动试验结果表明，各工况下预复振曲线基本重合，力学特性无明显变化，产品表面无明显损伤。试验后，对复合相变装置进行了储热和导热性能复测，以及耐温性能试验。结果显示，力学试验前后，产品热性能和密封性能无明显变化。3.5真空热试验真空热试验的目的是为了检验复合相变装置在真空环境下的各项性能。试验过程中复合相变装置吊装在真空罐内，其在罐内的示例如图 10 所示，试验温度为3045，共进行了 5 次循环，试验过程中，相变装置的温度变化曲线如图 11所示。真空热试验结束后将高导热相变装置从真空罐取出后，对产品进行外观检测，产品表面无明显的鼓包、裂痕等状态变化。同时，真空热试验后，再次开展耐温性能试验和热性能测试试验，测试结果表明，复合相变装置的密封性能和热性能在真空热试验前后无明显变化。4复合相变装置的温度控制效果 本文所研制的高导热碳基复合相变储能装置已应用于某卫星型号大热耗单机的温度控制，并参加了整星真空热平衡试验。热平衡试验过程中，某试验工况下，单机以 240 W/45 min模式工作时的温度水平如图 12所示。试验结果显示，单机的温度水平为 9.021.3，满足2055 的温度指标要求。在热试验过程中，单机最高温度与热仿真分析所得数据比较接近。最低温度高于仿真分析结果的主要原因是试验过程中单机散热面的外热流模拟方式为红外加热笼，红外加热笼的遮挡效应造成单机散热面的实际到达热流高于在轨外热流值。5结束语 本文针对星载间歇性工作大热耗单机的温度控制问题，提出了一种以高导热碳基复合相变材料为储能组件的复合相变装置，并介绍了基于复合相变装置的大热耗单机热控制方案。文中对复合相变装置的结构、尺寸优化设计算法进行了阐述，可图 9复合相变装置正弦振动试验状态Fig.9Sinusoidal vibration test diagram of the composite phase-change device图 10相变装置真空罐内Fig.10Composite phase-change device in the vacuum tank图 11相变装置真空热试验温度曲线Fig.11Temperature curve of the vacuum thermal test for the composite phase-change device图 12整星真空热试验中的单机温度Fig.12Temperature cure of the high heat consumption equipment in the thermal balance test102第 40 卷 2023 年第 4 期顾燕萍，等：碳基复合相变装置及在大热耗单机温控中的应用靠性验证试验结果表明，所研制的复合相变装置各项性能满足空间环境应用的需求。通过仿真分析和整星真空热平衡试验，验证了复合相变装置对单机温度控制的有效性。参考文献1 苗建印，钟奇，赵啟伟，等.航天器热控制技术 M.北京：北京理工大学出版社，2018.2 胥蕊娜，李晓阳，廖致远，等.航天飞行器热防护相变发汗冷却研究进展 J.清华大学学报（自然科学版），2021，61（12），1341-1352.3 王辉，付玉龙，李金亮.毫米波 SAR 卫星未来发展展望J.上海航天（中英文），2022，39（3）：1-13.4 江守利，苏力争，钟剑锋.星载 SAR 天线热控技术现状及发展趋势 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