基于石墨烯強(qiáng)化傳熱的微小飛行器熱控設(shè)計(jì)

張興麗，陶國(guó)柱，葉 東

（1. 東北林業(yè)大學(xué) 機(jī)電工程學(xué)院，哈爾濱 150040； 2. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱 150001）

0 引言

微小飛行器具有體積小、重量輕、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小和研制周期短等優(yōu)勢(shì)，成為目前國(guó)際航天技術(shù)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一。然而，微小飛行器內(nèi)部電子設(shè)備的日趨多樣化以及高度集成化，給熱控設(shè)計(jì)帶來巨大的挑戰(zhàn)：一方面，微小飛行器的尺寸比較小，其產(chǎn)生的高密度熱流難以通過輻射散熱釋放到周圍環(huán)境中，容易導(dǎo)致分系統(tǒng)或設(shè)備局部高溫；另一方面，微小飛行器的熱容量較小，瞬態(tài)熱載荷及空間外熱流會(huì)導(dǎo)致飛行器的溫度產(chǎn)生較大波動(dòng)。因此熱控設(shè)計(jì)在微小飛行器設(shè)計(jì)中成為影響產(chǎn)品可靠性的關(guān)鍵因素。

目前，微小飛行器熱控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)、分析和試驗(yàn)方法大多仍延用大衛(wèi)星的研制經(jīng)驗(yàn)和技術(shù)平臺(tái)，多有不完全適用之處，亟需針對(duì)微小飛行器的熱控需求，積極探索新型且有效的熱控技術(shù)和方法，以促進(jìn)微小飛行器的蓬勃發(fā)展。

石墨烯材料因具有極好的力學(xué)、電學(xué)性能和超高熱導(dǎo)率，在氣體傳感器、深空探測(cè)器等方面得到廣泛應(yīng)用。本文所述研究期望通過在衛(wèi)星散熱面鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層，使微小飛行器內(nèi)部溫度分布更加均勻，實(shí)現(xiàn)微小飛行器整星等溫化熱控設(shè)計(jì)目標(biāo)。研究中以某微小飛行器為例，通過熱分析軟件建立其在軌狀態(tài)下的節(jié)點(diǎn)網(wǎng)絡(luò)熱模型，分析不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層對(duì)微小飛行器瞬態(tài)溫度分布以及單機(jī)熱環(huán)境的影響，并且通過實(shí)驗(yàn)方法驗(yàn)證利用石墨烯鋪層實(shí)現(xiàn)微小飛行器等溫化的可行性。

1 某微小飛行器簡(jiǎn)介

1.1 平臺(tái)結(jié)構(gòu)布局

本文研究的某微小飛行器采用立方體外形的板式結(jié)構(gòu)方案，外表面底板帶有對(duì)接環(huán)，頂板帶有載荷天線，側(cè)板帶有1 塊一體化安裝的太陽電池板和2 塊可展開的太陽電池板，參見圖1。該飛行器內(nèi)部的主承力結(jié)構(gòu)包括井字形的設(shè)備安裝板、用于與火箭連接的底板以及用于安裝載荷天線的頂板，主承力結(jié)構(gòu)外部是4 塊結(jié)構(gòu)側(cè)板。飛行器的內(nèi)部單機(jī)包括電源控制器、蓄電池、計(jì)算機(jī)、飛輪、陀螺、行波管放大器、信息處理器及變頻器等，參見圖2，其中行波管放大器的熱功耗為75 W，為主要熱源。

圖1 某微小飛行器的外形結(jié)構(gòu)示意Fig. 1 Configuration of the small aircraft

圖2 某微小飛行器的內(nèi)部設(shè)備及布局Fig. 2 Internal equipment and layout of the small aircraft

1.2 軌道及工作環(huán)境分析

該微小飛行器的工作軌道是高度880 km、傾角86.2°的圓軌道，軌道周期為102.6 min，軌道熱環(huán)境參數(shù)見表1。熱控計(jì)算時(shí)，按照-軸太陽電池陣對(duì)日定向計(jì)算得到飛行器外表面的外熱流密度，包括太陽輻射、地球反照以及地球紅外輻射的軌道平均外熱流密度，如表2 所示。

表1 某微小飛行器的軌道熱環(huán)境Table 1 Thermal parameters of the orbit of the small aircraft

表2 某微小飛行器各表面的平均外熱流密度Table 2 The average external heat flow density of the small aircraft單位：W/m2

1.3 散熱面設(shè)計(jì)

根據(jù)1.2 節(jié)的外熱流計(jì)算結(jié)果，該微小飛行器+、±和±艙板外表面吸收的外熱流密度小，且在1 個(gè)軌道周期內(nèi)的變化也較小，因此可以將這些艙板外表面的一定區(qū)域作為飛行器艙體的散熱面（圖3 中的黃色表面），計(jì)算得到飛行器各艙板的散熱面總面積為1.053 m。該微小飛行器的熱控設(shè)計(jì)中，從提高散熱面的散熱效果和熱穩(wěn)定性考慮，在散熱面上噴涂S781 白漆涂層；本文在此基礎(chǔ)上，在飛行器外板和S781 涂層中間鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層。目的是加快高熱耗單機(jī)向散熱面的導(dǎo)熱速度，同時(shí)增強(qiáng)微小衛(wèi)星內(nèi)部高溫單機(jī)與低溫單機(jī)之間的熱傳遞，以實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星內(nèi)部的等溫化。本文設(shè)計(jì)中采用的石墨烯導(dǎo)熱層的原子層數(shù)在5 層及以上，熱導(dǎo)率已十分接近石墨塊體，約為1500 W/(m·K)。

圖3 某微小飛行器散熱面分布示意Fig. 3 Distribution of heat dissipation surfaces of the small aircraft

2 熱分析計(jì)算及結(jié)果

2.1 熱分析模型建立

根據(jù)熱控設(shè)計(jì)方案，利用有限元熱分析軟件建立該微小飛行器的熱分析模型，如圖4 所示。建模時(shí)，刪除圓角、倒角及連接孔等結(jié)構(gòu)特征，頂板、底板、4 塊側(cè)板及井字形設(shè)備安裝板采用殼單元；飛行器內(nèi)部各單機(jī)采用實(shí)體單元，并視為一個(gè)等溫體節(jié)點(diǎn), 熱耗均勻分布在節(jié)點(diǎn)位置。微小飛行器內(nèi)部單機(jī)與艙板，艙板與散熱面間的導(dǎo)熱主要通過有限元軟件的熱耦合功能來仿真，例如：飛輪及支架與安裝板之間填充導(dǎo)熱填料，接觸面間的熱耦合系數(shù)設(shè)為10 W/(m·K)；頂板、底板、4 塊側(cè)板及井字形設(shè)備安裝板材料均為鋁合金，通過螺釘連接兩端，熱耦合系數(shù)設(shè)為150 W/(m·K)。

圖4 某微小飛行器熱分析模型Fig. 4 Thermal analysis model of the small aircraft

2.2 瞬態(tài)溫度場(chǎng)分析

利用Thermal Desktop 熱分析軟件對(duì)微小飛行器熱控進(jìn)行熱分析計(jì)算，在建模時(shí)，使用SOLID 單元建立單機(jī)模型，并且在其質(zhì)心位置設(shè)置熱功耗。在獲取單機(jī)在軌溫度時(shí)，將其視為一個(gè)等溫體節(jié)點(diǎn)，獲得的是該單機(jī)的平均溫度。

圖5 和圖6 分別是高、低溫工況下該微小飛行器平臺(tái)單機(jī)中的計(jì)算機(jī)以及行波管放大器的溫度變化曲線，包括鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層前以及設(shè)置不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層后的對(duì)比。可以看到：設(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層后各單機(jī)溫度均明顯降低，且隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增加，各單機(jī)溫度的降低幅度越來越大；石墨烯導(dǎo)熱層厚度為0.02 mm 時(shí)，計(jì)算機(jī)的最低溫度和最高溫度均比無導(dǎo)熱層時(shí)降低6 ℃左右，行波管放大器的最低溫度和最高溫度也分別降低2.5 ℃和3.5 ℃。這表明設(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層可增強(qiáng)各單機(jī)與散熱面之間的熱傳遞，降低高熱耗單機(jī)工作狀態(tài)下對(duì)微小飛行器整體溫度的影響。

圖5 計(jì)算機(jī)的溫度變化曲線Fig. 5 Temperature curve of the computer

圖6 行波管放大器的溫度變化曲線Fig. 6 Temperature curve of the traveling-wave tube amplifier

表3 為該微小飛行器內(nèi)部各單機(jī)溫度計(jì)算結(jié)果及控溫范圍?？梢钥闯觯涸谠黾邮?dǎo)熱層前，除熱功耗較大的行波管放大器的溫度在高溫工況下超出控溫范圍外，飛行器內(nèi)其他各單機(jī)的溫度在高、低溫工況下均在控溫范圍之內(nèi)，且具有一定的余量；在增加石墨烯導(dǎo)熱層后，行波管放大器的溫度變化范圍隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增大而縮小，當(dāng)石墨烯導(dǎo)熱層厚度增大到0.02 mm 后，行波管放大器的溫度變化范圍由36.2 ℃減小到32.7 ℃，高溫工況下的溫度也降低到控溫范圍之內(nèi)。由此可見，石墨烯導(dǎo)熱層有利于微小飛行器的等溫化，能夠減小溫度振蕩對(duì)單機(jī)性能的影響。

表3 某微小飛行器內(nèi)部各單機(jī)溫度計(jì)算結(jié)果及控溫范圍Table 3 The temperature calculation results of the devices on the small aircraft

3 石墨烯導(dǎo)熱層等溫化效果實(shí)驗(yàn)研究

3.1 實(shí)驗(yàn)方案

為驗(yàn)證利用石墨烯導(dǎo)熱層實(shí)現(xiàn)微小飛行器等溫化設(shè)計(jì)的可行性，對(duì)微小飛行器外艙板使用的鋁蜂窩夾層板進(jìn)行加熱（從0 ℃開始加熱到80 ℃），利用紅外熱成像儀對(duì)其表面溫度進(jìn)行測(cè)試。實(shí)驗(yàn)裝置如圖7 所示，將2 塊鋁蜂窩夾層板作為側(cè)板通過粘貼導(dǎo)熱膠垂直固定在1 塊鋁蜂窩夾層底板上，兩側(cè)板位置平行；在底板和側(cè)板外表面分別粘貼不同厚度的石墨烯導(dǎo)熱層。

圖7 外板等溫化效果實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證裝置Fig. 7 The experiment for outer plate isothermal effect

3.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖8 為鋪設(shè)不同厚度石墨烯導(dǎo)熱層的鋁蜂窩夾層板的紅外熱像圖?？梢钥吹?，在相同加熱條件下，隨著石墨烯導(dǎo)熱層厚度的增加，3 塊外板在加熱過程中的升溫速率加快，但底板與兩側(cè)板之間的溫差逐漸縮小，說明微小飛行器整體等溫化程度得到提高。

圖8 鋪設(shè)不同厚度石墨烯導(dǎo)熱層的鋁蜂窩板表面溫度分布示意Fig. 8 Temperature distributions of aluminum honeycomb plates with graphene layers of different thicknesses

在升溫過程中，在3 塊外板相同位置各取6 個(gè)特征測(cè)溫點(diǎn)，計(jì)算各外板最高溫度與最低溫度差值數(shù)據(jù)，如表4 所示。鋪設(shè)0.01 mm 厚石墨烯導(dǎo)熱層的外板比沒有鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層的外板等溫化程度提升接近50%。這說明石墨烯導(dǎo)熱層的厚度越大，外板面內(nèi)熱量越可快速擴(kuò)散，與有限元仿真結(jié)果相一致。

表4 外板最高溫度與最低溫度差值Table 4 The difference between the maximum and minimum temperatures of the outer plate

上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：鋪設(shè)石墨烯導(dǎo)熱層可避免外熱流變化導(dǎo)致微小飛行器外板溫度急劇升高；同時(shí)可以加速將外板熱量傳遞到星內(nèi)低溫區(qū)域，降低對(duì)主動(dòng)加熱的需求，減少能源消耗。

4 結(jié)束語

本文提出利用石墨烯導(dǎo)熱層增強(qiáng)微小飛行器內(nèi)部傳熱以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)等溫化，并針對(duì)某微小飛行器的結(jié)構(gòu)和單機(jī)布局方案對(duì)其散熱面進(jìn)行設(shè)計(jì)；通過有限元仿真方法建立精確的熱分析模型，分析高、低溫工況下石墨烯導(dǎo)熱層厚度對(duì)微小飛行器典型單機(jī)瞬態(tài)溫度場(chǎng)分布及熱環(huán)境的影響，發(fā)現(xiàn)在散熱面設(shè)置石墨烯導(dǎo)熱層可有效降低單機(jī)溫度及溫度波動(dòng)幅值，有利于保證設(shè)備的正常運(yùn)行；最后通過實(shí)驗(yàn)方法驗(yàn)證了利用石墨烯導(dǎo)熱層實(shí)現(xiàn)微小飛行器外板強(qiáng)化傳熱，提升飛行器整體等溫性的可行性。本研究有望為實(shí)現(xiàn)微小飛行器等溫一體化的熱控設(shè)計(jì)提供新的解決方案。