航天器深低溫?zé)峁芗夹g(shù)研究現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

何 江，苗建印，張紅星，崔麗萍，王 錄，丁 汀

（北京空間飛行器總體設(shè)計部 空間熱控技術(shù)北京市重點實驗室，北京 100094）

0 引言

針對天文觀測、科學(xué)探測、深空探測（登陸月球、火星、星際旅行等）及其他未來宇航任務(wù)，越來越多的航天器部件需要熱控系統(tǒng)具有低溫溫區(qū)的工作能力?？臻g深低溫系統(tǒng)包括深低溫獲取和深低溫?zé)峁芾韮刹糠?。深低溫?zé)峁芾砑夹g(shù)是指深低溫區(qū)的熱量收集、傳輸、排散、隔熱等熱管理技術(shù)，是深低溫制冷機和低溫載荷間的橋梁。

航天器用深低溫?zé)醾鬏敿夹g(shù)主要包括兩類：（1）基于固體材料的導(dǎo)熱傳熱，如柔性熱導(dǎo)索、導(dǎo)熱棒等；（2）基于蒸發(fā)、冷凝過程的相變傳熱，如熱管技術(shù)。一般后者的等效導(dǎo)熱系數(shù)比前者高1～2個數(shù)量級，因此是未來航天器熱控領(lǐng)域重點發(fā)展的技術(shù)。主要介紹了熱管技術(shù)空間應(yīng)用背景、國內(nèi)外研究發(fā)展現(xiàn)狀以及未來發(fā)展趨勢。

1 空間應(yīng)用需求分析

1.1 天文觀測和科學(xué)探測

在天文觀測及科學(xué)探測領(lǐng)域，由于探測目標(biāo)自身特性，空間紅外天文望遠(yuǎn)鏡以及其他先進(jìn)探測器和光學(xué)鏡筒均有明確的深低溫需求，一些甚至需要工作在4～5 K的液氦溫區(qū)[1-3]。為了獲得所需的低溫環(huán)境，除了衛(wèi)星常用的輻射散熱外，所能采取的技術(shù)方案包括兩類：（1）消耗式制冷，如液氦蒸發(fā)制冷；（2）機械制冷機主動制冷。早期任務(wù)多采用消耗式制冷，這是因為衛(wèi)星大多運行在近地軌道，受地球輻射影響較大，外熱流變化劇烈，而采用消耗式制冷方法更容易獲得整體的深低溫環(huán)境。然而，該方案具有先天的劣勢，如起飛重量過大、壽命時間不足（一般為1～2年）、控溫精度差、深低溫流體泄露等。近年來，隨著制冷機可靠性和壽命的提升以及運載技術(shù)的進(jìn)步，后一種方案逐步獲得應(yīng)用。

然而，為了消除制冷機機械振動、電磁干擾對探測器的影響，一般要求熱傳輸部件具有一定的靈活性，并且壓縮機部件遠(yuǎn)離探測器。此外，基于冗余原則的考慮，一個深低溫器件需配置至少兩臺制冷機。此時，處于關(guān)閉狀態(tài)的制冷機會通過導(dǎo)熱方式向系統(tǒng)漏熱，因此通常需要增加一個熱開關(guān)裝置，基本的設(shè)計方案如圖1所示。

圖1 深低溫系統(tǒng)熱控方案示意圖Fig.1 Schematic design of thermal control for a cryogenic system

1.2 大型長期空間任務(wù)

未來大型空間任務(wù)，如在軌服務(wù)、長期性的深空探測（載人登陸月球、火星等）、星際旅行等需要長期在軌運行，需求使用高比沖的液氫、液氧低溫推進(jìn)劑。低溫推進(jìn)劑貯箱的工作周期要超過1年，但低溫貯存箱內(nèi)的推進(jìn)劑在任務(wù)期間由于寄生漏熱的影響會蒸發(fā)消耗掉（如目前液氫存儲的日蒸發(fā)率仍處于2%的量級）[4]。為了實現(xiàn)20 K溫區(qū)液氫的長期在軌存儲，將需要利用深低溫?zé)醾鬏敿夹g(shù)將制冷機冷量傳輸至貯箱殼體，實現(xiàn)大面積的冷卻，即零蒸發(fā)（Zero Boil-off）。NASA Glenn研究中心開展了相關(guān)地面驗證工作[5]，貯箱內(nèi)為液氮工質(zhì)，采用機械泵驅(qū)動工質(zhì)在真空容器內(nèi)部流動進(jìn)而吸收漏熱，回流的液體工質(zhì)攜帶廢熱進(jìn)入貯箱后，將熱量傳遞至重力熱管（Thermosyphon）底部的換熱翅片，熱量最終由熱管傳遞至制冷機，如圖2（a）為重力熱管將貯箱內(nèi)工質(zhì)攜帶的廢熱傳遞至制冷機。美國Naval研發(fā)實驗室與TTH Research公司提出采用環(huán)路熱管技術(shù)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的機械泵驅(qū)動工質(zhì)循環(huán)[6]，進(jìn)而實現(xiàn)ZBO，結(jié)構(gòu)原理如圖2（b）采用環(huán)路熱管技術(shù)驅(qū)動工質(zhì)進(jìn)行熱量的收集與傳輸。

圖2 熱管技術(shù)在低溫貯箱零蒸發(fā)（ZBO）領(lǐng)域的典型應(yīng)用案例Fig.2 Typical application case of the heat pipe technology in the Zero Boil-off（ZBO）of cryogenic tank

1.3 空間超導(dǎo)技術(shù)的應(yīng)用

空間超導(dǎo)可應(yīng)用于高靈敏度、寬帶高溫超導(dǎo)濾波器、天線的儲能系統(tǒng)等領(lǐng)域，其低溫需求為4.2～65 K。隨著微小衛(wèi)星技術(shù)、在軌服務(wù)技術(shù)和空間對抗技術(shù)的發(fā)展，航天器編隊飛行與自主交會對接成為研究熱點。采用電磁力/力矩實現(xiàn)編隊與對接控制具有顯著優(yōu)勢與特點，應(yīng)用前景廣闊[7]。Maryland大學(xué)通過地面實驗，研究了采用純固體導(dǎo)熱以及低溫?zé)峁芊绞綄Ω邷爻瑢?dǎo)線圈進(jìn)行冷卻的效果，如圖3所示，（a）為超導(dǎo)線圈真空臉孔及低溫?zé)峁?；（b）為線圈沿周向不同位置處的溫度分布。結(jié)果表明，采用固體導(dǎo)熱的方式無法將線圈整體溫度降低至110 K的臨界溫度以下，而采用氮工質(zhì)熱管則能夠?qū)⒕€圈整體溫度維持在90 K左右[8]。

圖3 Maryland大學(xué)采用氮工質(zhì)熱管對高溫超導(dǎo)線圈進(jìn)行降溫的地面實驗圖Fig.3 experimental study of high-temperature superconducting coil cooled by nitrogen heat pipe was conducted by Maryland University

2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

熱管是一種利用工質(zhì)蒸發(fā)、冷凝相變實現(xiàn)熱量高效傳輸?shù)脑?，由美國Los Alamos國家實驗室于1964年獨立提出“熱管”這一概念，并于1968年作為GEOS-II衛(wèi)星儀器設(shè)備的溫度控制手段首次實現(xiàn)空間應(yīng)用。熱管技術(shù)按照結(jié)構(gòu)形式的不同大體可以分為四種類型：槽道熱管（Grooved Heat Pipe，GHP），環(huán)路熱管（Loop Heat Pipe，LHP）/毛細(xì)泵回路（Capil?lary Pumped Loop，CPL），柔性熱管（Flexible Heat Pipe，F(xiàn)HP），脈動熱管（Pulsating Heat Pipe，PHP）。其中，熱管的工作溫區(qū)由其內(nèi)部傳熱工質(zhì)的熱物屬性決定，常用的深低溫工質(zhì)包括：氦（2.0～4.2 K）、氫（15～30 K）、氖（25～40 K）、氮（70～115 K）、氧（60～130 K）、甲烷（100～170 K）、乙烷（180～290 K）。

2.1 深冷槽道熱管技術(shù)

2.1.1 國外研究現(xiàn)狀

早在1975年，為探索深冷熱管應(yīng)用于空間的可能性，NASA將一套甲烷深冷熱管搭載于Black Brant火箭進(jìn)行了6 min的飛行驗證。上世紀(jì)90年代之前，NASA、美國的一些科研機構(gòu)和宇航公司在深冷熱管的設(shè)計方法探索、工質(zhì)物性分析、啟動和運行特性、地面性能試驗測試方面開展了大量工作，使深冷熱管的機理基本明確、結(jié)構(gòu)形式也日趨完善。上世紀(jì)90年代之后，為推動深冷系統(tǒng)在空間飛行器上的應(yīng)用，NASA利用航天飛機對適應(yīng)低溫溫區(qū)的不同工質(zhì)熱管進(jìn)行了多次飛行搭載試驗，以驗證其在微重力環(huán)境的工作能力。圖4是搭載于STS-53進(jìn)行飛行驗證的深冷熱管集成實驗平臺，對Hughes和TRW提供的氧軸向槽熱管分別進(jìn)行實驗。Hughes熱管在80～100 K工作時傳熱能力為20 W·m，因制冷機制冷能力的限制，該熱管實驗過程中溫度范圍為115～145 K，而TRW熱管溫度范圍為60～130 K。飛行驗證表明，地面環(huán)境時的啟動優(yōu)于微重力下的啟動，此外兩個熱管的實驗數(shù)據(jù)與GAP模型預(yù)測的結(jié)果吻合的較好[9]。

圖4 與制冷機、振動隔離器耦合的深冷熱管集成系統(tǒng)圖Fig.4 Acryogenic system integrated by cryogenic heat pipe，cryocooler and vibration isolator

埃及Atomic Energy Authority設(shè)計一個重力驅(qū)動的帶有外表鍍金的鋁熱防護(hù)層的氫深冷熱管，如圖5所示。實驗結(jié)果表明，帶有外表鍍金的鋁熱防護(hù)層氫深冷熱管較不帶熱防護(hù)層的氫深冷熱管管線的熱輻射寄生漏熱從70 mW減少到0.05 mW。而5 mm鍍金熱管在不包覆多層和包覆多層情況下均能穩(wěn)定運行[10]。

圖5 罩有外表鍍金的鋁熱防護(hù)層的氫深冷熱管圖Fig.5 AHydrogen heat pipe protected by aluminum thermal isolator with golden coating

2.1.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

從80年代開始進(jìn)行深冷熱管的研制，“十二五”期間，完成了液氮和乙烷溫區(qū)槽道熱管樣機，其中氮深冷槽道熱管在80 K溫區(qū)實現(xiàn)了5 W的傳熱能力，溫差小于2℃，熱管附帶一個儲氣室，用于滿足高壓超臨界氣體的常溫存儲?！笆濉逼陂g，又開發(fā)了丙烯、乙烷深冷槽道熱管，二者的傳熱能力分別為25 W·m@190 K和106 W·m@190 K，如圖6所示。其中，適應(yīng)160～220 K溫區(qū)的乙烷深冷槽道熱管已成功應(yīng)用于硬X射線望遠(yuǎn)鏡和風(fēng)云四號衛(wèi)星，實現(xiàn)對低溫載荷的溫度控制[11-12]。

圖6 乙烷深冷槽道熱管及應(yīng)用圖Fig.6 Ethane grooved heat pipe and its application in spacecraft

2.2 深冷環(huán)路熱管技術(shù)

2.2.1 國外研究現(xiàn)狀

由于深冷環(huán)路熱管具有溫差小、傳輸距離遠(yuǎn)、傳熱量大及熱開關(guān)特性、管路柔性便于布局等諸多優(yōu)點，是目前的重點研究方向。近10多年來，在深低溫?zé)醾鬏斞芯糠较?，美國重點開展針對空間應(yīng)用的深冷環(huán)路熱管技術(shù)研究，以解決二維柔性轉(zhuǎn)動紅外成像儀、望遠(yuǎn)鏡與固定支架上的制冷機之間低溫?zé)狁詈弦约暗蜏刂评錂C冗余備份的問題。主要開展深冷技術(shù)研究的機構(gòu)包括TTH Research公司、Ther?macore International公司以及Swales宇航公司[15-19]。以下按照具體的應(yīng)用形式進(jìn)行論述。

（1）“點對點”熱傳輸

深低溫區(qū)點對點的傳熱可以將低溫載荷的發(fā)熱量傳輸?shù)街评錂C冷指，方便制冷機與載荷的布局，實現(xiàn)熱量在低溫區(qū)遠(yuǎn)距離傳輸，其結(jié)構(gòu)形式如圖7（a）所示。Thermacore公司研制的氧工質(zhì)環(huán)路熱管可實現(xiàn)0.5～9 W熱量的傳輸，并能夠在反重力50 mm條件下實現(xiàn)超臨界啟動。Swales公司研制的氖工質(zhì)環(huán)路熱管可在35 K溫區(qū)實現(xiàn)250 cm長度上熱量的傳輸。TTH公司研制的氫工質(zhì)環(huán)路熱管最大傳熱能力約為10 W。

（2）熱開關(guān)功能實現(xiàn)冗余備份

為實現(xiàn)制冷機冗余設(shè)計并提高熱傳輸系統(tǒng)性能，Swales Aerospace提出使用深冷環(huán)路熱管替代熱開關(guān)和柔性導(dǎo)索的改進(jìn)方案，開展了小型深冷環(huán)路熱管的研制工作。深冷環(huán)路熱管可將柔性、熱開關(guān)功能集成，如圖7（b）所示，該小型深冷環(huán)路熱管使用氖工質(zhì)，工作在35 K附近，傳輸距離為15 cm。

（3）大面積熱收集

2014年，NASA的戈達(dá)德空間飛行中心（GSFC）搭建了一套基于氖深冷環(huán)路熱管的大面積熱收集系統(tǒng)（該系統(tǒng)由TTH Research開發(fā)，Thermocore生產(chǎn)），如圖7（c）所示，工作溫區(qū)為28～43 K，用于應(yīng)對低溫光學(xué)、探測器陣列以及低溫推進(jìn)貯箱對深低溫區(qū)大面積熱收集和傳輸技術(shù)的應(yīng)用需求。其傳熱量為0.25～4 W，副蒸發(fā)器功率為0.5～1.5 W。后續(xù)還將開展液氦溫區(qū)（2.5～4.5 K）的實驗研究。

（4）交叉萬向節(jié)柔性熱傳輸

TTH Research公司和Swales宇航公司研制了可實現(xiàn)熱傳輸和萬向節(jié)功能的深冷環(huán)路熱管，將制冷機與紅外望遠(yuǎn)鏡分離，提高了指向機構(gòu)的靈活性。Swales公司研制的深冷環(huán)路熱管如圖7（d）所示。在該結(jié)構(gòu)中將深冷環(huán)路熱管的柔性管路制成了類似彈簧狀的方位角管路和俯仰角管路，該轉(zhuǎn)動機構(gòu)可實現(xiàn)俯仰角±45°，方位角±180°的二維指向轉(zhuǎn)動，從而實現(xiàn)對可轉(zhuǎn)動的深冷部件的熱控制。該深冷環(huán)路熱管使用氮工質(zhì)，工作在80～100 K，為低溫制冷機安裝于轉(zhuǎn)動裝置外的深冷系統(tǒng)提供了質(zhì)量輕、扭矩小、導(dǎo)熱性能高的解決方案。

圖7 深冷環(huán)路熱管四種典型的應(yīng)用形式圖Fig.7 Four types of cryogenic loop heat pipe

2.2.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

在“十一五”期間，開始進(jìn)行80 K溫區(qū)深冷環(huán)路熱管技術(shù)研究，完成了原理樣機研制，成功實現(xiàn)了超臨界啟動、最大傳熱能力達(dá)到50 W，并具有反重力工作能力。后續(xù)開展了小型化、漏熱控制等工程化改進(jìn)，并進(jìn)行了基于多制冷機的熱傳輸回路集成技術(shù)研究?！笆濉逼陂g，完成了80 K溫區(qū)氮深冷環(huán)路熱管的環(huán)境試驗測試（包括力學(xué)、熱沖擊、熱循環(huán)等）和壽命試驗驗證。開展了35 K溫區(qū)氖深冷環(huán)路熱管的研制與試驗，樣機能夠順利完成超臨界啟動，最大傳熱能力可達(dá)4 W@35 K[20]，如圖8（a）所示。還開展了深低溫?zé)醾鬏敿上到y(tǒng)的應(yīng)用研究，對多工作模式進(jìn)行了測試，驗證了系統(tǒng)具有隔離振動、冗余備份、熱開關(guān)等功能?！笆濉逼陂g，完成35 K溫區(qū)深低溫系統(tǒng)的飛行樣機研制，如圖8（b）所示，包括2臺脈管制冷機和1套氖深冷環(huán)路熱管，采用試件表面處理、絕熱支架、冷屏隔熱等方式進(jìn)行了嚴(yán)格的漏熱控制，系統(tǒng)傳輸能力2 W@35 K，將于2017年7月搭載新技術(shù)驗證四號衛(wèi)星進(jìn)行在軌驗證。此外，已完成20 K溫區(qū)氫深冷環(huán)路熱管的樣機研制和試驗驗證，實現(xiàn)了2 W@20 K的傳熱能力。

圖8 五院總體部完成的深冷環(huán)路熱管樣機圖Fig.8 Prototypes of cryogenic loop heat pipe produced by Beijing Institute of Spacecraft System Engineering

南京理工大學(xué)和中科院理化所分別開展了液氮溫區(qū)（80 K）深冷環(huán)路熱管原理樣機的研制，開展了控溫方式的研究和分析[21-22]。北京航空航天大學(xué)開展了80 K溫區(qū)、35 K溫區(qū)深冷環(huán)路熱管的超臨界啟動建模、穩(wěn)態(tài)仿真分析[23-24]。上海技物所開展了乙烷溫區(qū)和液氮溫區(qū)深低溫環(huán)路熱管的原理樣機研制與地面測試工作[25-26]。

2.3 深冷柔性熱管技術(shù)

2.3.1 國外研究現(xiàn)狀

為適應(yīng)低溫溫區(qū)及柔性連接的要求，美國Rock?well公司設(shè)計兩種柔性深冷熱管[27]。一種工作在100～200 K，工質(zhì)為甲烷或乙烷，設(shè)計目標(biāo)為最大化傳熱量，并對工作在110～140 K范圍內(nèi)甲烷熱管進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計；另一種工作在15～100 K，工質(zhì)為氮或氧，設(shè)計目標(biāo)為最大化靈活度，對工作在75～90 K范圍內(nèi)氧熱管進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計。

美國Sigma和Rockwell公司設(shè)計一個工作在100 K時傳熱能力為20 W的甲烷柔性深冷熱管，熱管示意圖如圖9所示。實驗結(jié)果表明，在柔性熱管彎曲半徑為1 m且蒸發(fā)器熱負(fù)荷在15～30 W變化時，蒸發(fā)器和冷凝器對應(yīng)的相同位置處與熱管不彎曲時的溫度偏差在2～3 K以內(nèi)。

圖9 甲烷柔性熱管示意圖（Rockwell）Fig.9 Methane flexible heat pipe（Rockwell）

2.3.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

為適應(yīng)活動載荷的低溫區(qū)熱量傳輸，總體部研制了乙烷深冷柔性熱管，使用乙烷工質(zhì)開展了性能試驗驗證。深冷柔性熱管選用金屬軟管作為柔性熱關(guān)節(jié)，采用柔性毛細(xì)芯連接蒸發(fā)器和冷凝器，蒸發(fā)器/冷凝器為鋁集熱座-不銹鋼殼體一體化結(jié)構(gòu)。試驗結(jié)果顯示，深冷柔性熱管在彎曲±30°情況下，傳熱能力大約為10～25 W。

2.4 脈動熱管技術(shù)

2.4.1 國外研究現(xiàn)狀

采用氫、氖、氮作為工質(zhì)的深低溫脈動熱管技術(shù)已經(jīng)被Mito等[28]證明，等效熱導(dǎo)率分別可以達(dá)到500～3 000 W/m·K、1 000～8 000 W/m·K、10 000～18 000 W/m·K。實驗過程中，蒸發(fā)器長度30 mm，絕熱段長度100 mm，冷凝器長度30 mm，如圖10所示。

圖10 乙烷深冷柔性熱管圖Fig.10 Ethane flexible heat pipe

近年來，多家機構(gòu)開展了氦脈動熱管的研究工作。INAC報道了成功研制氦脈動熱管，并且在姿態(tài)角0～40°范圍內(nèi)開展了研究工作。結(jié)果顯示，在40°姿態(tài)角條件下，傳熱能力可以達(dá)到145 mW@4.2 K，在10°姿態(tài)角條件下傳熱能力為75 mW@4.2 K[29]。Wisconsin-Madison大學(xué)開展了氦工質(zhì)脈動熱管的地面實驗研究工作，結(jié)果顯示，樣機可以在3～5.2 K溫區(qū)正常工作，傳熱距離為300 m，等效熱導(dǎo)率可以達(dá)到60 000 W/m·K[30]，如圖11所示。

圖11 氦工質(zhì)脈動熱管實驗系統(tǒng)示意圖Fig.11 Schematic of a helium pulsating heat pipe

2.4.2 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

浙江大學(xué)開展了液氫溫區(qū)脈動熱管的實驗研究工作，如圖12所示。結(jié)果顯示，隨著加熱功率的增加，該樣機能夠保持溫度的穩(wěn)定，在加熱功率10 W條件下，等效的熱導(dǎo)率可達(dá)到57 910 W/m·K，表明脈動熱管在遠(yuǎn)距離熱傳輸領(lǐng)域具有潛在的應(yīng)用前景[31]。

圖12 氫工質(zhì)脈動熱管實驗系統(tǒng)示意圖Fig.12 Schematic of a hydrogen pulsating heat pipe

3 未來發(fā)展趨勢

基于國外已有的研究成果，結(jié)合未來國際上擬開展的航天任務(wù)，空間深低溫?zé)峁芗夹g(shù)的發(fā)展趨勢可概括三個方面：

（1）要求在更低溫區(qū)實現(xiàn)熱量的傳輸。對于紅外探測器，工作溫度越低，成像精度越高。此外，對于一些深空探測科學(xué)儀器，工作溫度需要盡可能接近絕對零度。因此，“開發(fā)更低溫區(qū)的熱傳輸設(shè)備”始終是專業(yè)發(fā)展的趨勢。以NASA為例，計劃最早在2019年研制出4 K溫區(qū)的氦工質(zhì)熱管。

（2）對于寄生漏熱的控制要求越來越高。在更低溫區(qū)，一方面寄生漏熱增加；另一方面由于工質(zhì)品質(zhì)因數(shù)降低以及熱力循環(huán)偏離理想過程，熱傳輸、熱獲取設(shè)備的能力減小。二者綜合結(jié)果，寄生漏熱對于深低溫系統(tǒng)影響變得顯著。通過被動熱控方式（如采用更先進(jìn)多層隔熱材料和低熱導(dǎo)率的支撐材料，或是對系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化）實現(xiàn)對寄生漏熱的控制是未來發(fā)展的重要趨勢。

（3）深低溫系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)需要滿足更為復(fù)雜和苛刻的應(yīng)用條件。如為了滿足探測器鏡頭旋轉(zhuǎn)的要求而開發(fā)出的具有二維指向的萬向節(jié)深冷環(huán)路熱管，或是為了對整體結(jié)構(gòu)制冷而開發(fā)出的具有“大面積、多點熱源收集”能力的深冷環(huán)路熱管。

4 結(jié)論

針對空間應(yīng)用背景，分析了未來宇航任務(wù)對深低溫?zé)峁芗夹g(shù)的需求情況。介紹了國內(nèi)外研究機構(gòu)近年來在深低溫槽道熱管、深低溫環(huán)路熱管、深低溫柔性熱管和深低溫脈動熱管領(lǐng)域的研究進(jìn)展。通過分析國內(nèi)外研究工作的現(xiàn)狀，提出了深低溫?zé)峁芗夹g(shù)未來的發(fā)展趨勢。

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