衛(wèi)星平臺機熱一體化設計探討

劉百麟 董藝 魏巍

（1中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

（2北京衛(wèi)星制造廠，北京 100094）

衛(wèi)星平臺機熱一體化設計探討

劉百麟1董藝2魏巍1

（1中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

（2北京衛(wèi)星制造廠，北京 100094）

針對衛(wèi)星平臺結構和熱控分系統(tǒng)的設計需求，挖掘二者設計的結合點與耦合性，基于大系統(tǒng)多學科優(yōu)化設計思想，突破現有“學科孤島”式設計模式，探討衛(wèi)星平臺的機熱一體化設計。通過綜合分析國內外集傳熱與承載于一體的多功能結構技術，以及高導熱碳纖維復合材料的研究進展、應用現狀與發(fā)展趨勢，表明這些技術措施能夠充分發(fā)揮結構與熱控協同設計、融合效應最大化的優(yōu)勢，是實現衛(wèi)星平臺機熱一體化設計的可行技術途徑，其應用可顯著提高衛(wèi)星平臺的承載與散熱能力，有效降低衛(wèi)星平臺設計費效比，提升衛(wèi)星平臺的性能指標。

衛(wèi)星平臺；機熱一體化；被動傳熱；主動傳熱；高導熱碳纖維復合材料

1 引言

衛(wèi)星設計是一項復雜的系統(tǒng)工程，涉及多個學科和技術領域，包括有效載荷、控制、推進、電源、測控、綜合電子（或數管）、結構、熱控等多個分系統(tǒng)，需要多個領域協同設計實現系統(tǒng)任務目標，屬于典型的耦合關系復雜的多學科設計范疇。隨著衛(wèi)星任務需求的日益復雜化，工程系統(tǒng)集成設計程度越來越高，分系統(tǒng)之間的相互耦合也日益明顯，傳統(tǒng)的單學科設計優(yōu)化無法滿足系統(tǒng)整體優(yōu)化設計的要求，單學科設計最優(yōu)結果的組合無法構成整體最優(yōu)解，急須挖掘學科間相互耦合、融會作用最優(yōu)化的技術途徑，因此傳統(tǒng)的設計思路與方法面臨嚴峻的挑戰(zhàn)［12］。如何充分利用各學科間相互作用產生的協同效應，獲得系統(tǒng)最優(yōu)設計，是工程設計長期以來關注的焦點。20世紀90年代初，由此催生出適用于復雜系統(tǒng)工程設計的多學科設計優(yōu)化（Multidisciplinary Design Optimization，MDO）［3］，是一種通過充分探索和利用工程系統(tǒng)中相互作用的協同機制來設計復雜系統(tǒng)及其分系統(tǒng)的方法，為解決衛(wèi)星各分系統(tǒng)的耦合性對整體系統(tǒng)性能影響提供一種有效手段。

隨著多學科優(yōu)化設計技術在工程設計上應用需求的日益迫切，國內外針對MDO技術進行了大量研究、探索與實踐。文獻［4－6］中較全面地綜述了國內外MDO的研究情況，表明應用在衛(wèi)星設計領域的MDO技術還處于理論思路與方法的探討、環(huán)境與工具的開發(fā)、概念設計等初級階段。MDO技術在衛(wèi)星系統(tǒng)級設計方面，主要集中于低地球軌道（LEO）中小型衛(wèi)星總體概念設計階段的總體參數優(yōu)化設計、建模或工具開發(fā)［79］，缺少與全生命周期設計的融合。相比衛(wèi)星系統(tǒng)級設計，MDO技術在衛(wèi)星光學遙感部（組）件和單機級設計上的應用較成熟，如應用于天基望遠鏡系統(tǒng)、紅外光學系統(tǒng)的集光機熱一體化的耦合分析與優(yōu)化設計方法［10］，輕型空間相機的熱補償與精密桁架結構一體化設計［11］，以及電子設備的機電熱一體化設計［12－13］。

本文基于衛(wèi)星平臺結構與熱控分系統(tǒng)的設計需求，探討結構與熱控協同設計的契合點、技術手段及優(yōu)勢，介紹了集傳熱與承載于一體的多功能結構，以及高導熱碳纖維復合材料的國內外研究基礎、應用現狀和發(fā)展趨勢，著重探討上述技術途徑實現衛(wèi)星平臺機熱一體化設計的可行性，以突破現有“學科孤島”式設計模式，可為衛(wèi)星平臺機熱一體化設計提供參考。

2 集傳熱與承載于一體的衛(wèi)星平臺結構設計

衛(wèi)星平臺的結構與熱控分系統(tǒng)結合最為緊密，相輔相成。結構是熱控設計的基礎，熱控措施基于結構本體得以實施，結構的熱物特性對熱控是有貢獻的，通過改變衛(wèi)星結構傳熱性能和表面熱物特性參數（如材料的導熱率、發(fā)射率）實現溫度控制，因此，在衛(wèi)星平臺結構設計時，應從選材、構型等方面考慮熱控設計需求，在衛(wèi)星結構滿足一定的強度和剛度以實現承載功能的同時，又要具備良好的傳熱性能，滿足星內設備散熱需求。綜上所述，衛(wèi)星平臺結構設計與熱控設計存在強耦合，奠定了衛(wèi)星平臺機熱一體化設計的基礎，通過集傳熱與承載于一體的多功能結構技術，可實現平臺機熱一體化設計。按傳熱實現的機理不同，多功能結構又分為基于被動式傳熱設計和基于主動式傳熱設計。

2．1 集被動傳熱與承載于一體的多功能結構

在20世紀90年代初，文獻［14］中就提出了基于分布式熱管傳熱的復合結構，即在蜂窩夾芯復合材料結構的夾芯層內預埋熱管，蜂窩夾芯用于承受力學載荷，而分布式的熱管用于被動傳熱。目前，衛(wèi)星散熱輻射器普遍采用集傳熱與承載于一體的結構，如圖1所示。這種預埋熱管的方式會破壞蜂窩夾芯結構的完整性，不可避免地削弱蜂窩夾芯結構的抗力學機械性能。為了改進該結構設計，文獻［15］中提出一種格柵結構流體通道仿生式傳熱多功能結構，將單根熱管線向傳熱衍變?yōu)閺婑詈系臒峁芫W絡面向傳熱（如圖2所示），將主、副熱管通道與壁板結構結合構成輻射器。當輻射器局部區(qū)域過熱時，熱管中流體介質會沿通道將熱量帶至其他低溫區(qū)域，顯著提高輻射器的整體傳熱性能。文獻［16］中基于輕質點陣夾層結構設計了一種新型的集傳熱與承載于一體的多功能結構，按點陣形式，可分為直柱點陣夾層結構和金字塔點陣夾層結構（如圖3所示）。由于點陣夾層結構的上下面板是由若干周期性桿件連接的，桿件間是中空的，因而具有足夠的容納空間，不僅能方便地埋置熱管，也可用于衛(wèi)星電纜鋪設，易于實現衛(wèi)星機電熱一體化結構設計。相對于蜂窩夾芯結構，這種點陣夾層結構具有較強的優(yōu)勢，能夠綜合衛(wèi)星設計需求，可根據熱管的排布規(guī)律及電纜的埋設要求，對點陣夾層中桿件的分布及幾何尺寸進行優(yōu)化設計，使熱管的排布及電纜的走向更加合理、靈活，便于維修和管理，同時可提高結構的壽命和可靠性，具有較好的工程設計適應性基礎。

圖2 集傳熱與承載于一體的多功能結構Fig．2 Multi－functional structure with heat transfer and load carrying

圖3 集傳熱與承載于一體的輕質點陣夾層多功能結構Fig．3 Multi－functional structure of light weight lattice sandwich with heat transfer and load carrying

2．2 集主動傳熱與承載于一體的多功能結構

隨著甚高功耗級電子器件在衛(wèi)星上的使用，多功能結構的散熱成為首要問題，須要引入強制對流、兩相換熱等高量級熱傳輸技術手段，由此出現了集主動傳熱與承載于一體的多功能結構。相對于預埋熱管的方式，這種結構的整體質量會得到很大幅度的減小，更易進行熱傳導或者對流（或相變）換熱等主動熱控方式，具有更高的傳熱性能。文獻［17］中最先提出了多功能熱管夾芯結構，如圖4所示。此結構除具有很強的力學承載能力，最主要的是具有高效導熱性能。結構芯層由6061個十字開槽鋁蜂窩胞元組成，每個胞元表面及上下面鋁板表面覆蓋了開孔鎳泡沫芯膜，芯膜由液態(tài)工質（如去離子水）浸潤，構成熱管的內部結構。將整個結構抽半真空再密封，組成閉合的兩相對流傳熱回路系統(tǒng)。當結構的某部分受熱，引起液態(tài)工質蒸發(fā)，蒸氣迅速流動到低溫區(qū)域冷凝，釋放潛熱，冷凝后又通過鎳泡沫芯膜的毛細力作用回流到蒸發(fā)處，因此整個結構表現出高效的熱傳導性能。

圖4 多功能熱管夾芯結構Fig．4 Multi－functional heat pipe sandwich structure

超輕多孔材料的出現，進一步推動了集主動傳熱與承載于一體的多功能結構技術的發(fā)展。多孔材料是一類由形成材料本身構架的連接固體相和形成孔隙的流體相組成的孔隙材料［18］，按微結構排列規(guī)則［19］可分為泡沫化（開孔泡沫和閉孔泡沫）材料、類桁架點陣材料、金屬絲網篩結構及蜂窩材料等，見圖5。與傳統(tǒng)材料相比，多孔材料具有輕質、多功能、可設計等優(yōu)點［20］，其中多功能特性表現為高比強度、高比剛度、高強韌，以及具有散熱、減震、降噪與電磁屏蔽等優(yōu)良特性。文獻［21］中利用高導熱的碳泡沫設計并制備出復合材料面板－碳泡沫夾層結構，替代預埋熱管，提高了夾層結構厚度方向的導熱性能，使得夾層結構既具有高承載性能，又具有良好的傳熱性能。對于多孔金屬材料結構的傳熱性能，除了利用多孔金屬骨架本身的熱傳導，還可以挖掘金屬表面與流體間的強制對流換熱，可大幅提高結構整體的傳熱性能。文獻［19］中綜述了多孔金屬泡沫的主動傳熱研究，表明金屬泡沫的綜合傳熱性能優(yōu)于傳統(tǒng)所用的微通道。文獻［22－23］在有序多孔金屬傳熱研究中，對單層點陣結構的夾層結構中的強制對流換熱進行試驗研究，發(fā)現與兩平板間的傳熱性能相比，引入點陣結構層芯可使整體傳熱性能提高6倍。文獻［24］中將鋁泡沫金屬應用于電子元器件，以空氣冷卻對流換熱，具有很好的冷卻效果（可達100W/cm2）。文獻［25］中將鋁泡沫金屬中的空氣冷卻效果與傳統(tǒng)翅片式換熱器進行了比較，發(fā)現鋁泡沫金屬的傳熱效果明顯占優(yōu)。上述關于多孔金屬材料的主動傳熱研究，均是針對單相對流傳熱特性，表現為多孔金屬結構中的單相流體的湍流或層流流動換熱，其傳熱系數明顯低于兩相換熱。多孔金屬材料在兩相換熱方面具有優(yōu)勢，其特有的微細多孔結構及表面積，為強化凝結和沸騰的兩相傳熱提供了很好的基礎，因而將多孔金屬材料應用于兩相換熱對改善其傳熱性能具有更大的潛力。

3 高導熱碳纖維復合材料助推機熱一體化

3．1 衛(wèi)星結構對材料的需求

為滿足空間環(huán)境的要求，衛(wèi)星結構材料必須具備質量小、比剛度高、比強度高、尺寸穩(wěn)定性好、熱物理性能優(yōu)良和熱變形小的特點。碳纖維復合材料因具有上述諸多優(yōu)點而成為優(yōu)選材料，衛(wèi)星結構約70%采用高模量聚丙烯腈（PAN）基碳纖維/環(huán)氧樹脂基復合材料制造［26］，不過，這種復合材料導熱性能較差，無法達到散熱輻射器高效散熱的要求，因此散熱輻射器蒙皮使用鋁合金材料。

成熟衛(wèi)星平臺的升級換代及大型衛(wèi)星平臺的開發(fā)，必將伴隨著大功率、高熱流密度的有效載荷（如行波管放大器）劇增，以及星載天線（如SAR天線）、光學相機等高發(fā)熱、高精密設備的不斷研發(fā)，這些特殊載荷對散熱能力及結構穩(wěn)定性提出了更高的要求。當前衛(wèi)星散熱輻射器多采用預埋熱管的鋁蒙皮鋁蜂窩芯夾層復合結構，存在散熱能力不高、承載能力低、剛度小、質量大和熱變形大等缺點，對于星載天線及高精密光學設備而言，有必要發(fā)展集機熱一體的兼具高穩(wěn)定性與高效傳熱性能的高導熱碳纖維復合材料，這也是滿足未來機熱一體化設計需求的多功能復合材料發(fā)展的一個重要方向。

3．2 高導熱碳纖維復合材料的發(fā)展及應用

國外以航天應用為牽引，較早對高導熱瀝青基碳纖維、高導熱樹脂基體及其結構成型工藝進行了系統(tǒng)的研究，并已成功研制了基于高導熱瀝青基高模量碳纖維樹脂基復合材料。其中：美國Cytec公司生產的K1100型纖維，其導熱率達到1100W·m－1·K－1；日本三菱化學公司生產的K13D型纖維，其導熱率達到800W·m－1·K－1，且導熱性能與力學性能均顯著優(yōu)于現用的PAN基碳纖維。制備集結構與導熱性能為一體的高模量復合材料，除高導熱的碳纖維外，還要用樹脂基體等材料進行復合，樹脂基體的導熱性能普遍偏低，因此碳纖維復合材料的力、熱性能均要低于碳纖維本身，幾種碳纖維、碳纖維復合材料、高導熱金屬的力、熱性能對照見表1。

由表1可見，K1100瀝青基碳纖維增強環(huán)氧樹脂復合材料沿纖維面向導熱率高達490W·m－1·K－1，是純碳纖維導熱率的48%，高于銅、鋁合金的導熱性能，約是鋁合金（Al 2024）導熱率的4倍，密度卻僅約為銅的20%，鋁合金的64%。碳纖維及復合材料的力學性能遠高于金屬，熱膨脹系數遠低于金屬，作為衛(wèi)星結構板蒙皮材料完全可以取代鋁合金。目前，國外采用的高導熱瀝青基樹脂復合材料導熱率為200～483W·m－1·K－1，因其具有的導熱率高、熱穩(wěn)定性強、質量小和力學性能優(yōu)等特點，已成功應用于衛(wèi)星散熱輻射器、光學設備、天線等的機熱一體化設計。例如：2007年，日本發(fā)射的工程試驗衛(wèi)星－8（ETS－8，即菊花－8衛(wèi)星），采用可展開的對地碳面板鋁蜂窩夾層結構散熱器；2008年，德國HPS公司采用高導熱瀝青基碳纖維/氰酸酯復合材料制造出Φ1200mm、3．4kg的Q/V頻段天線反射面，實現了50μm的表面精度；由高導熱瀝青基碳纖維復合材料制成的太陽電池板，實現質量小、強度高、尺寸穩(wěn)定與熱均衡設計，在空間冷熱交變環(huán)境中改善了電池板的熱、電性能。

國內已研制出的瀝青基碳纖維導熱性能也達到了較高水平，約為900W·m－1·K－1［27］，但存在纖維性能不穩(wěn)定、力學性能差等問題。此外，現有的用于制備復合材料的導熱樹脂性能普遍偏低，直接影響了瀝青基碳纖維復合材料的熱、力性能。長期以來，受高性能導熱復合材料研制的制約，國內衛(wèi)星散熱輻射器采用鋁蒙皮、鋁蜂窩芯夾層面板內預埋熱管的復合材料結構（見圖1），這種結構面板鋁蒙皮的導熱率為121W·m－1·K－1，若被導熱率為200～500W·m－1·K－1的瀝青基碳纖維復合材料替代，面板面向導熱率可提高1．5～4．0倍，利于散熱輻射器的等溫化設計，可顯著提高散熱效率。在獲得相同的散熱效率時，若蒙皮采用高導熱瀝青基碳纖維復合材料，散熱輻射器內預埋平行熱管的間距可擴大1．5～4．0倍，大幅減少熱管數量，使熱控系統(tǒng)顯著減小質量（熱管約占熱控系統(tǒng)質量的60%以上）。高導熱瀝青基碳纖維復合材料的密度、強度、模量、熱膨脹系數等指標，均明顯優(yōu)于鋁合金，因此間接帶來衛(wèi)星平臺結構質量減小和穩(wěn)定性提高。

綜上所述，兼具優(yōu)良的力、熱性能的高導熱瀝青基碳纖維復合材料的發(fā)展與應用，將是推動衛(wèi)星平臺機熱一體化設計的重要引擎，也是衛(wèi)星平臺質量減小、結構穩(wěn)定性與傳熱性能增強的有效途徑之一。

4 結束語

在衛(wèi)星設計領域，突破多學科協同優(yōu)化設計將是未來系統(tǒng)設計技術發(fā)展的主題之一。衛(wèi)星平臺結構設計與熱控設計存在強耦合，為集傳熱與承載的機熱一體化衛(wèi)星平臺設計奠定了良好的基礎。目前，我國衛(wèi)星平臺結構與熱控設計耦合仍處于初級技術狀態(tài)，衛(wèi)星平臺能力擴展受到嚴重限制，尤其是大承載高熱耗的東方紅－4、5（DFH－4、5）大型衛(wèi)星平臺受此制約更為突出。被動式、主動式集傳熱與承載于一體的多功能結構技術，以及高導熱碳纖維復合材料，正是適應衛(wèi)星平臺機熱一體化設計需求而發(fā)展的技術與材料，成為實現衛(wèi)星平臺機熱一體化設計的可行、備選的技術手段，必將助推衛(wèi)星平臺機熱一體化設計進程，其應用將使衛(wèi)星平臺結構與熱控之間的協同設計效應最大化，充分發(fā)揮結構與熱控設計融合的優(yōu)勢，顯著提高衛(wèi)星平臺的承載能力與散熱能力，有效降低衛(wèi)星平臺設計的費效比，改進衛(wèi)星平臺的性能指標。

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（編輯：夏光）

Discussion on Mechanical and Thermal Integrated Design of Satellite Platform

LIU Bailin1DONG Yi2WEI Wei1
（1Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）
（2Beijing Spacecrafts，Beijing 100094，China）

According to the requirements of satellite platform structure and thermal control subsystems，this paper investigates the combination points and couplings of the two subsystems．Based on the theory of disciplinary optimization of a large system，this paper breaks through the“isolated island”design mode and discusses the mechanical and thermal integrated design of satellite platform．The paper introduces the investigation，application and development tendency on multi－functional structure of heat transfer and load carrying，and carbon fiber composite materials with high thermal conductivity．These measures can make full use of the advantages of structure and thermal control collaborative design，and can be one of the feasible technological approaches to the mechanical and thermal integrated design of satellite platform．These measures can improve load bearing and heat dissipation，decrease the cost efficiency ratio and improve the performances of the satellite platform．

satellite platform；mechanical and thermal integration；passive heat transfer；active heat transfer；high thermal conductivity carbon fiber composite material

V423．4；TK124

A

10．3969/j．issn．1673－8748．2016．02．005

2015－11－16；

2016－01－28

國家重大航天工程

劉百麟，男，高級工程師，從事通信衛(wèi)星熱總體設計工作。Email：liubailin501@sina．cn。