碳基復(fù)合相變裝置及在大熱耗單機(jī)溫控中的應(yīng)用

顧燕萍，張 好，曾凡健，施哲棟，翟載騰，王 江，彭仁軍，姜海堅(jiān)，蘇小明

（1.上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109；2.上海航天技術(shù)研究院，上海 201109）

0 引言

隨著航天技術(shù)不斷地發(fā)展，出現(xiàn)任務(wù)復(fù)雜化與工作模式多樣化的新型衛(wèi)星，與傳統(tǒng)衛(wèi)星平臺相比，衛(wèi)星軌道機(jī)動更為頻繁，造成空間熱環(huán)境復(fù)雜多變，且具有一定的不可預(yù)知性；并且由于衛(wèi)星工作模式多樣，使星載單機(jī)設(shè)備熱負(fù)荷變化范圍較大［1-2］。同時(shí)，航天器所用電子設(shè)備趨向于小型高效化、質(zhì)量輕質(zhì)化、結(jié)構(gòu)緊湊化發(fā)展，造成星用單機(jī)的熱耗和熱流密度急劇升高［3-6］，極大地增加了單機(jī)熱量排散和溫度控制的難度。對于間歇性工作的大熱耗單機(jī)與發(fā)射器-接收器（Transmitter and Receiver，TR）組件，如采用常規(guī)的熱控技術(shù)，熱傳輸和散熱通道所需的質(zhì)量資源非?？捎^，且單機(jī)非工作時(shí)段的補(bǔ)償功耗也非常高［7-8］。

相變材料通過融化-凝固來吸收和放出熱量，常用于內(nèi)熱源或外部環(huán)境發(fā)生周期性變化的航天器，以保持一期設(shè)備溫度的相對穩(wěn)定［9-14］。鑒于相變材料自身的導(dǎo)熱系數(shù)極低、傳熱能力弱的問題，近年來，提出了相變材料與高導(dǎo)熱材料復(fù)合來提升其導(dǎo)熱性能［15-20］。高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料是一種高效的熱管理材料［21-22］，通過在蜂窩蠕蟲石墨中填充石蠟類相變材料壓縮制作而成，既具有蜂窩蠕蟲石墨導(dǎo)熱性能優(yōu)異，比表面積大、吸附力強(qiáng)的特性，又兼具石蠟類相變材料的相變潛熱大、密度小、質(zhì)量輕等優(yōu)勢，適合用于解決短時(shí)大熱耗單機(jī)的散熱問題［23-24］。

本文針對某衛(wèi)星型號大熱耗單機(jī)的溫度控制要求，基于高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料研制了碳基復(fù)合相變儲能裝置，結(jié)合衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板的優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了單機(jī)大熱耗的排散和溫度控制。文中對所研制碳基復(fù)合相變儲能裝置的結(jié)構(gòu)優(yōu)化算法、空間環(huán)境適應(yīng)性驗(yàn)證試驗(yàn)方案和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了介紹，并給出了整星真空熱試驗(yàn)過程中復(fù)合相變裝置對大熱耗單機(jī)的溫度控制效果。

1 高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變儲能裝置簡介

某衛(wèi)星型號艙內(nèi)安裝有一臺大熱耗單機(jī)，其在軌最大熱耗工作模式為240 W/45 min，軌道周期為102 min，單機(jī)溫度指標(biāo)為-20～55 ℃，屬于典型的間歇性工作大熱耗單機(jī)。為解決此單機(jī)的溫度控制問題，研制了相變儲能裝置，利用相變材料的相變潛熱降低單機(jī)工作時(shí)段的峰值溫度。

鑒于高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料兼具多孔材料優(yōu)異的導(dǎo)熱性能，又具有相變材料高儲熱、蓄能特性［25-26］，本文所研制的相變儲能裝置以碳基復(fù)合相變材料為核心組件，結(jié)構(gòu)如圖1 所示。復(fù)合相變裝置為“三明治”結(jié)構(gòu)，由上蓋板、下殼體和相變材料組成。其中，上蓋板和下殼體為0.7 mm 厚的鋁合金材料（牌號6063），主要用于相變材料的封裝，減少空間多余物的產(chǎn)生，同時(shí)也實(shí)現(xiàn)相變裝置與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板、星載單機(jī)的結(jié)構(gòu)接口設(shè)計(jì)。核心組件高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料封裝在上蓋板和下殼體之間，它是由多孔石墨導(dǎo)熱載體和正十六烷復(fù)合而成，通過將高純度鱗片石墨通過高溫酸化、高溫膨脹、水洗和烘干工藝形成石墨蠕蟲，進(jìn)而將石墨蠕蟲壓制成多孔石墨導(dǎo)熱載體，采用真空和浸漬工藝將相變材料浸入到多孔石墨導(dǎo)熱載體中，獲得的高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料相變潛熱約為182.4 kJ/kg，密度為960 kg/m3，中心相變溫度為16.7 ℃。上蓋板、下殼體與復(fù)合相變材料之間填充有導(dǎo)熱硅橡膠，以減少界面熱阻，強(qiáng)化導(dǎo)熱；上蓋板和下殼體所有接縫區(qū)域通過焊接工藝進(jìn)行封裝，以保證相變裝置的密封性能，降低空間真空環(huán)境下石蠟類相變材料的泄漏［14］。

2 基于復(fù)合相變裝置的單機(jī)溫度控制

2.1 大熱耗單機(jī)溫度控制方案簡介

針對第1 章所述星載單機(jī)間歇性工作、熱耗大的特點(diǎn)，對該單機(jī)采取了獨(dú)立熱控設(shè)計(jì)方案。具體過程如下：

1）單機(jī)安裝于衛(wèi)星的主要散熱面，衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板在單機(jī)的安裝區(qū)域中心位置開孔，開孔尺寸小于單機(jī)的安裝面尺寸；

2）復(fù)合相變裝置安裝于單機(jī)和衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板之間，且單機(jī)與復(fù)合相變裝置導(dǎo)熱安裝，相變裝置與衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板導(dǎo)熱安裝；

3）單機(jī)除安裝面外其余側(cè)面進(jìn)行黑色陽極氧化處理，復(fù)合相變儲能裝置星內(nèi)側(cè)噴涂黑漆熱控涂層，星外側(cè)除安裝面外噴涂白漆熱控涂層。

4）衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板星外側(cè)相變裝置安裝區(qū)域噴涂白漆熱控涂層，作為單機(jī)散熱面，其余區(qū)域包覆多層隔熱組件；

5）在單機(jī)表面設(shè)計(jì)控溫加熱器，用于單機(jī)非工作時(shí)段維持其最低溫度水平。

熱控方案如圖2 所示。該方案的優(yōu)點(diǎn)是在衛(wèi)星結(jié)構(gòu)板上開適當(dāng)尺寸的散熱窗口，使復(fù)合相變裝置直接與外空間輻射熱交換，提高了散熱系統(tǒng)的散熱效率；同時(shí)利用復(fù)合相變裝置的儲能特點(diǎn)，對散熱系統(tǒng)的熱量進(jìn)行削峰填谷，既能抑制單機(jī)工作時(shí)的峰值溫度，又能減小單機(jī)不工作時(shí)的降溫速率，降低控溫加熱器所需的補(bǔ)償功耗，節(jié)省整星能源。此方案相對于傳統(tǒng)的基于鋁合金擴(kuò)熱板的大功耗單機(jī)散熱方案可節(jié)省整星質(zhì)量超過1 kg，降低單機(jī)峰值溫度約10 ℃，單機(jī)非工作時(shí)段可以節(jié)約熱控補(bǔ)償功耗30%。

圖2 復(fù)合相變裝置應(yīng)用Fig.2 Application of the composite phase-change device

2.2 復(fù)合相變裝置結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

在上述大熱耗單機(jī)的溫度控制系統(tǒng)中，復(fù)合相變裝置的尺寸既影響著總儲熱量，又影響散熱系統(tǒng)的散熱面大小，需要根據(jù)散熱系統(tǒng)的實(shí)際控溫效果進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，以獲得較為合理的單機(jī)溫度水平。

復(fù)合相變裝置的尺寸設(shè)計(jì)是一個迭代優(yōu)化的過程。復(fù)合相變裝置內(nèi)所填充相變材料的長×寬×高（L×B×H）與散熱系統(tǒng)所需的儲能量Q密切相關(guān)，其表達(dá)式為

式中：ρ、q分別為復(fù)合相變材料的密度和相變潛熱。

另一方面，單機(jī)散熱系統(tǒng)的散熱面尺寸S又與相變材料的長和寬尺寸有關(guān)，表示為

式中：δ為相變裝置由上蓋板和下殼體封裝后的鋁合金殼體厚度。

復(fù)合相變裝置的優(yōu)化設(shè)計(jì)可視為單機(jī)溫度水平約束下的復(fù)合相變裝置質(zhì)量最小化約束問題，表達(dá)式為

式中：f1為相變裝置質(zhì)量與結(jié)構(gòu)尺寸的關(guān)系；f2為單機(jī)溫度與相變裝置結(jié)構(gòu)的關(guān)系；f3為相變裝置儲能量與結(jié)構(gòu)尺寸的關(guān)系。

f1和f3可通過理論計(jì)算獲得，f2無法用簡單的模型表述，需通過整星熱仿真分析獲得。

本文采取迭代優(yōu)化算法求解上述優(yōu)化問題，即首先通過簡化的理論模型獲取相變裝置的初始尺寸，進(jìn)而在整星熱仿真分析模型中，對尺寸進(jìn)行驗(yàn)證和優(yōu)化。在簡化的理論模型中，將大熱耗單機(jī)的溫度控制系統(tǒng)視為邊界恒定的獨(dú)立系統(tǒng)，并做如下假設(shè)：

1）由于單機(jī)的安裝板為導(dǎo)熱系數(shù)很低的碳纖維蒙皮蜂窩板，忽略安裝板單機(jī)區(qū)的熱量向艙板非單機(jī)安裝區(qū)域的熱擴(kuò)散損失；

2）由于單機(jī)與復(fù)合相變裝置之間涂有導(dǎo)熱硅脂，忽略單機(jī)安裝面與復(fù)合相變儲能裝置接觸面之間的溫差；

3）單機(jī)殼體為鋁合金材料，忽略單機(jī)自身的溫差，將單機(jī)視為一個均溫體；

4）由于復(fù)合相變儲能裝置的殼體厚度較薄，且封裝殼體為鋁合金材料，忽略復(fù)合相變儲能裝置自身的溫差，視為均溫體；

5）單機(jī)工作期間的溫度變化范圍為15～25 ℃，艙內(nèi)平均溫度-5 ℃，艙外為4K 冷空間；

6）散熱系統(tǒng)位于衛(wèi)星主要散熱面，無太陽輻照，忽略地球紅外和反照對散熱面的影響；

7）相變裝置殼體厚度δ較?。s1 mm），忽略其對散熱面尺寸的影響，即S=L×B。

基于以上簡化條件，分析計(jì)算單機(jī)工作期間，溫度在15～25 ℃之間時(shí)所需的儲能需求，從而計(jì)算得到相變材料的厚度，具體如下：

步驟1假設(shè)復(fù)合相變裝置的長× 寬為500 mm×350 mm；

步驟2單機(jī)4 個側(cè)面的總面積A1=0.328 m2，相變裝置的安裝面面積A2=0.175 m2；

步驟3系統(tǒng)向艙內(nèi)輻射的功率為

步驟4系統(tǒng)向艙外冷空間輻射的功率為

步驟5單機(jī)和復(fù)合相變裝置的溫升顯熱為

步驟6單機(jī)每軌45 min 的工作期間，所需的相變潛熱量為

步驟7相變材料的厚度為

式中：P0為單機(jī)的熱耗值；α1、ε1分別為白漆的吸收率與發(fā)射率；α2、ε2分別為黑漆的吸收率與發(fā)射率；Tave為單機(jī)的平均溫度；T1為艙內(nèi)環(huán)境溫度；T0為星外冷空間溫度；m為單機(jī)和復(fù)合相變裝置的總質(zhì)量；Tave、T1、m均需根據(jù)熱仿真分析結(jié)果進(jìn)行迭代更新。

采用Sinda/Fluint 熱分析軟件，建立衛(wèi)星在軌熱仿真分析模型，對上述簡化理論模型所得預(yù)估尺寸的復(fù)合相變裝置控溫效果進(jìn)行驗(yàn)證，并進(jìn)一步優(yōu)化相變裝置尺寸。仿真所得單機(jī)240 W/45 min 工作模式下，單機(jī)的溫度變化曲線如圖3 所示。由圖3可知，單機(jī)溫度為2.6～24.1 ℃，與理論計(jì)算時(shí)簡化條件基本吻合。

圖3 單機(jī)的溫度變化曲線Fig.3 Temperature curve of the high heat consumption equipment

同時(shí)也仿真分析了相變裝置尺寸為550 mm×450 mm×4 mm 時(shí)，單機(jī)的溫度水平。分析結(jié)果，增大相變材料的體積和面積后，單機(jī)的峰值溫度僅降低了2.3 ℃左右，而復(fù)合相變裝置的質(zhì)量比原尺寸增加了0.5 kg。因此，考慮質(zhì)量資源和單機(jī)實(shí)際溫控需求，相變裝置最終尺寸確定為500 mm×350 mm×5 mm。

3 復(fù)合相變裝置的性能驗(yàn)證試驗(yàn)

為測試所研制高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變裝置的儲熱和導(dǎo)熱性能［27］，并驗(yàn)證其空間環(huán)境適應(yīng)性，開展了專項(xiàng)性能試驗(yàn)，性能試驗(yàn)項(xiàng)目包括了耐溫性能試驗(yàn)、熱性能測試試驗(yàn)、正弦振動試驗(yàn)、高低溫循環(huán)試驗(yàn)和真空熱試驗(yàn)，試驗(yàn)流程如圖4 所示。

圖4 復(fù)合相變裝置性能驗(yàn)證試驗(yàn)流程Fig.4 Performance test procedure of the composite phasechange device

3.1 耐溫性能試驗(yàn)

耐溫性能試驗(yàn)的主要目的是對復(fù)合相變裝置的殼體耐壓性能進(jìn)行檢驗(yàn)，對產(chǎn)品的密封性能進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)方法是將復(fù)合相變裝置放置于高溫箱內(nèi)，且在產(chǎn)品主要焊接面粘貼檢測試紙，用于密封性檢測，試驗(yàn)和實(shí)物圖如圖5 所示。高溫試驗(yàn)結(jié)束后，對產(chǎn)品進(jìn)行檢測。結(jié)果顯示，復(fù)合相變裝置表面無明顯鼓包現(xiàn)象，且所有試紙表面無明顯油狀石蠟殘留，證明產(chǎn)品耐溫性能和密封性能滿足要求。

圖5 耐溫性能試驗(yàn)Fig.5 Schematic diagram of the temperature resistance test

3.2 熱性能測試試驗(yàn)

熱性能測試試驗(yàn)的主要目的是測試復(fù)合相變裝置的導(dǎo)熱和儲熱性能，評估產(chǎn)品的能質(zhì)比（儲能量與質(zhì)量之比）指標(biāo)。試驗(yàn)方法是在復(fù)合相變裝置的表面粘貼熱耗模擬加熱器和測溫?zé)犭娕?，測試系統(tǒng)如圖6 所示。

圖6 熱性能試驗(yàn)測試系統(tǒng)Fig.6 Schematic diagram of the thermal performance test system

復(fù)合相變裝置儲熱性能的測試結(jié)果如圖7 所示，測試結(jié)果顯示，高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料的相變潛熱約為180 kJ/kg，復(fù)合相變儲能裝置的能質(zhì)比優(yōu)于90 kJ/kg。為測試復(fù)合相變板的導(dǎo)熱性能，在相變裝置一端通過加熱片施加熱耗，導(dǎo)熱性能的測試結(jié)果如圖8 所示，通過試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真分析相結(jié)合，得出復(fù)合相變裝置的面向?qū)嵝阅軆?yōu)于40 W/（m·K）。

圖7 相變裝置儲熱性能測試結(jié)果Fig.7 Test results of the thermal storage performance of the phase-change device

圖8 相變裝置導(dǎo)熱性能測試結(jié)果Fig.8 Test results of the thermal conductivity performance of the phase-change device

3.3 高低溫循環(huán)試驗(yàn)

高低溫循環(huán)試驗(yàn)的目的是為了檢驗(yàn)復(fù)合相變裝置在貯存、運(yùn)輸、測試、發(fā)射準(zhǔn)備、飛行期間承受地面溫度環(huán)境和飛行狀態(tài)溫度及其變化的能力，同時(shí)也為了能及早發(fā)現(xiàn)和剔除復(fù)合相變裝置的早期失效情況。試驗(yàn)方法為將復(fù)合相變裝置放置在試驗(yàn)箱內(nèi)，試驗(yàn)溫度為-30～45 ℃，高溫和低溫保持時(shí)間不少于45 min，共完成10.5 次循環(huán)。高低溫循環(huán)試驗(yàn)結(jié)束后，對復(fù)合相變裝置進(jìn)行外觀檢測，結(jié)果顯示，產(chǎn)品表面無明顯的鼓包、裂痕等狀態(tài)變化。

3.4 正弦振動試驗(yàn)

正弦振動試驗(yàn)的目的是驗(yàn)證衛(wèi)星在發(fā)射過程中復(fù)合相變裝置經(jīng)受振動環(huán)境，并能正常工作的能力。試驗(yàn)方法為通過工裝將復(fù)合相變裝置壓緊固定在振動臺上，進(jìn)行振動試驗(yàn)，力學(xué)傳感器的粘貼位置與坐標(biāo)系定義如圖9 所示。

圖9 復(fù)合相變裝置正弦振動試驗(yàn)狀態(tài)Fig.9 Sinusoidal vibration test diagram of the composite phase-change device

正弦振動試驗(yàn)結(jié)果表明，各工況下預(yù)復(fù)振曲線基本重合，力學(xué)特性無明顯變化，產(chǎn)品表面無明顯損傷。試驗(yàn)后，對復(fù)合相變裝置進(jìn)行了儲熱和導(dǎo)熱性能復(fù)測，以及耐溫性能試驗(yàn)。結(jié)果顯示，力學(xué)試驗(yàn)前后，產(chǎn)品熱性能和密封性能無明顯變化。

3.5 真空熱試驗(yàn)

真空熱試驗(yàn)的目的是為了檢驗(yàn)復(fù)合相變裝置在真空環(huán)境下的各項(xiàng)性能。試驗(yàn)過程中復(fù)合相變裝置吊裝在真空罐內(nèi)，其在罐內(nèi)的示例如圖10 所示，試驗(yàn)溫度為-30～45 ℃，共進(jìn)行了5 次循環(huán)，試驗(yàn)過程中，相變裝置的溫度變化曲線如圖11 所示。

圖10 相變裝置真空罐內(nèi)Fig.10 Composite phase-change device in the vacuum tank

圖11 相變裝置真空熱試驗(yàn)溫度曲線Fig.11 Temperature curve of the vacuum thermal test for the composite phase-change device

真空熱試驗(yàn)結(jié)束后將高導(dǎo)熱相變裝置從真空罐取出后，對產(chǎn)品進(jìn)行外觀檢測，產(chǎn)品表面無明顯的鼓包、裂痕等狀態(tài)變化。同時(shí)，真空熱試驗(yàn)后，再次開展耐溫性能試驗(yàn)和熱性能測試試驗(yàn)，測試結(jié)果表明，復(fù)合相變裝置的密封性能和熱性能在真空熱試驗(yàn)前后無明顯變化。

4 復(fù)合相變裝置的溫度控制效果

本文所研制的高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變儲能裝置已應(yīng)用于某衛(wèi)星型號大熱耗單機(jī)的溫度控制，并參加了整星真空熱平衡試驗(yàn)。熱平衡試驗(yàn)過程中，某試驗(yàn)工況下，單機(jī)以240 W/45 min 模式工作時(shí)的溫度水平如圖12 所示。試驗(yàn)結(jié)果顯示，單機(jī)的溫度水平為9.0～21.3 ℃，滿足-20～55 ℃的溫度指標(biāo)要求。在熱試驗(yàn)過程中，單機(jī)最高溫度與熱仿真分析所得數(shù)據(jù)比較接近。最低溫度高于仿真分析結(jié)果的主要原因是試驗(yàn)過程中單機(jī)散熱面的外熱流模擬方式為紅外加熱籠，紅外加熱籠的遮擋效應(yīng)造成單機(jī)散熱面的實(shí)際到達(dá)熱流高于在軌外熱流值。

圖12 整星真空熱試驗(yàn)中的單機(jī)溫度Fig.12 Temperature cure of the high heat consumption equipment in the thermal balance test

5 結(jié)束語

本文針對星載間歇性工作大熱耗單機(jī)的溫度控制問題，提出了一種以高導(dǎo)熱碳基復(fù)合相變材料為儲能組件的復(fù)合相變裝置，并介紹了基于復(fù)合相變裝置的大熱耗單機(jī)熱控制方案。文中對復(fù)合相變裝置的結(jié)構(gòu)、尺寸優(yōu)化設(shè)計(jì)算法進(jìn)行了闡述，可靠性驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果表明，所研制的復(fù)合相變裝置各項(xiàng)性能滿足空間環(huán)境應(yīng)用的需求。通過仿真分析和整星真空熱平衡試驗(yàn)，驗(yàn)證了復(fù)合相變裝置對單機(jī)溫度控制的有效性。