國外新型熱管式空間輻射器研究進展

豐茂龍 范含林 黃家榮 陳江平

（北京空間飛行器總體設計部，北京100094）

1 引言

載人航天及深空探測的發展，使空間輻射器的研究成為航天器研制過程中的一個重要環節。空間輻射器的研究存在許多難題：一是航天器功耗的快速增加，從幾千瓦到數百兆瓦，給輻射器散熱性能帶來了很大的挑戰；二是近年空間碎片激增，航天器的輻射器系統遭遇碎片和微流星撞擊的概率大大增加，從而給航天器熱排散系統的可靠性設計提出了更高的要求；三是現代航天器均攜帶高精度儀器設備，必須進行高精度溫度控制。因此，研究新型高傳熱、高精度及高可靠性的輻射器系統是航天器熱控制技術領域的重要課題。空間輻射器有多種類型，如流體回路輻射器、熱管輻射器、粒子輻射器及帶條式輻射器等。其中，熱管式空間輻射器在傳熱性能、控溫及抗撞擊方面有很大優勢，且已成功應用于航天器熱控系統，是國內外研究最多的輻射器，具有良好的應用價值[1]。

從20世紀90年代開始，NASA發起了高性能空間輻射器的研究工作，以應對航天器迅速增加的大功率、長壽命需求。其中，針對熱管式空間輻射器進行了多個專項研究，除了傳統鋁/氨管翅式熱管輻射器，先后研發了幾種新型熱管輻射器，包括單槽道熱管輻射器、輕質可控熱管輻射器、高溫熱管輻射器以及用于衛星精密熱控的熱二極管輻射器等。本文對國外熱管輻射器近年的研究進行了調研，論述了幾種新型熱管輻射器的發展現狀及未來的發展趨勢。隨著我國載人航天事業的發展，研究新型空間輻射器的需求已變得較為迫切。

2 熱管輻射器概述

熱管（Heat Pipe，HP）是由Grover等人[2]在1964年開發的，首先用于衛星的熱排散，此后，熱管逐漸用于各種航天器的熱控系統，形成了空間輻射器的重要形式——熱管輻射器（HPR），廣泛應用于衛星、航天飛機、深空探測器等航天器的熱排散。根據與熱傳輸液體回路的連接方式，熱管輻射器可分為兩種基本構型，即直接接觸和非直接接觸形式（見圖1）。

圖1 熱管輻射器2種基本結構形式Fig.1 Two configurations of HPR

熱管輻射器與傳統的流體回路輻射器相比具有明顯的性能優勢。一方面，熱管輻射器通過熱管加強了熱交換能力，有效地實現了輻射面板的溫度均勻，傳熱效率遠大于單相流體回路系統，可減少流體回路的管路數量；另一方面，單個熱管自成體系，從而有效防止了單點失效問題，不用對熱管輻射器系統進行特殊加厚；此外，可采用微型熱管，用于控制設備的溫度，可達到較高的溫控精度。因此，熱管輻射器可以較好地解決當今輻射器設計所遇到的大功率和碎片撞擊的問題，從而具有很好的應用前景，是未來大型航天器熱排散的首選。

熱管輻射器的基本形式是鋁/氨管翅式熱管輻射器，是最早研究并使用的結構，在此不再贅述。目前熱管輻射器已產生多種新型結構，包括單槽道熱管輻射器、熱二極管輻射器、輕質可控熱管輻射器、高溫輻射器等，所有新型輻射器都是在傳統輻射器的基礎上，在結構或材料上進行改進，從而具有了更優良的性能。

3 國外新型熱管輻射器研究進展

熱管輻射器研究的關鍵點是熱管的管型設計、熱管的布置方式及輻射器管壁材料和工質選擇等，其已成功用于航天器熱排散，在可行性和應用性能方面都獲得了充分驗證，因此各國均在大力開發新型高性能熱管輻射器。

3.1 單槽道熱管輻射器

單槽道熱管（Monogroove HP）由美國格魯曼公司（Grumman）開發，如圖2所示，管路分蒸汽流道和液體流道，通過單紋毛細槽分開，單紋毛細槽尺寸小，具有較大毛細壓力，從而使液體抽吸到蒸汽管道，液體和蒸汽的分離能降低黏度，顯著增加了熱管的傳熱能力。將單槽道熱管加入空間輻射器面板就形成了單槽道式熱管輻射器。依據管材及工質的不同，單槽道熱管輻射器可進行不同溫度范圍熱排散。鋁/氨熱管可進行360K 以下熱排散；不銹鋼/甲醇（Methanol）熱管可進行500K 左右熱排散。單槽道熱管性能已成功通過了微重力環境試驗的考驗。

圖2 單槽道熱管輻射器及熱管結構Fig.2 Monogroove HPR configuration

NASA的約翰遜航天中心（Johnson Space Center，JSC）在1990年前后，對單槽道熱管進行了大量研究，并資助格魯曼公司進行了專項研究。格魯曼公司建立了單槽道熱管輻射器模型，并采用有限元仿真方法，開發了一種計算單槽道熱管氣液交界面溫度分布情況與外熱流的關系式，確定了熱管的毛細限、沸騰限等[3]。

此外，格魯曼公司還研究了單槽道熱管輻射器的在軌裝備過程，包括輻射面板的構型、鑲嵌技術等，并開發了一個六自由度航天飛機遠程處理系統，可實現整個裝配過程的遙控。此裝配技術對其它輻射器系統都有很好的應用價值。

格魯曼公司開發的單槽道熱管輻射器采用鋁/氨熱管，蒸汽流道管徑為1.5cm，液體流道管徑1.01cm，上下輻射面間距約3.2cm，單紋槽寬0.2mm，深1.2mm[4]。該公司對長15m，寬0.3m 的高性能單槽道熱管輻射器進行了熱真空試驗，其中含一根單槽道熱管，試驗得到了輻射器的散熱功率及各種極限（沸騰限、毛細限等），最大散熱功率達2kW。單槽道熱管最大熱流和各極限包絡關系如圖3所示。

圖3 單槽道熱管最大熱流包絡線示意圖Fig.3 Monogroove HPR’s limits vs.temperature

G.L.Fleischman等人在單槽道熱管研究的基礎上，開發了側流式熱管輻射器模型（Sideflow HPR）[5]，其功能特性與單槽道熱管輻射器基本相同，如圖4所示，給主蒸汽流道增加多個獨立的液孔通道，可大大減小流體流阻，由于流體管道與蒸汽管道獨立，能夠進行再冷卻，這種再冷卻使流體充入側流管道，蒸汽流道具有毛細結構。

圖4 側流式熱管結構Fig.4 Sideflow HPR configration

文獻[5]論述了氨工質側流式熱管輻射器的研究，航天器紅外、雷達、電子系統功率多變（10W～100kW），且呈周期性變化，熱排散設計難度較大。美國休斯公司（Hughes）與軍方合作開發高性能散熱裝置，即側流式熱管輻射器，工質為氨，蒸汽流道直徑從19～30mm，液體流道則為10mm 左右，管道長為3.05m，毛細結構采用金屬毛氈。文獻[5]還對側流熱管輻射器的功率隨溫度及各管徑之間的變化關系進行了研究。

3.2 熱二極管輻射器

熱二極管輻射器是熱管輻射器的重要類型，主要采用體裝式結構，實現精密元器件的熱控制。熱二極管輻射器的優點，在于能適應航天器在軌運行過程中的冷熱交替環境，確保航天器元件的溫差在較小范圍內。

J.R.Schuster 等人研究了熱二極管輻射器[6]。研究內容包括熱二極管體裝輻射器的設計方案，輻射面板涂層的吸收比等，并對熱二極管輻射器在275K、294K、305K 溫度的散熱性能進行了研究，驗證了采用或不采用熱二極管輻射器的排熱性能的優劣。熱二極管輻射器具有熱存儲的作用，與輻射器對太陽的吸收比（αs）緊密相關，在低太陽吸收比下（αs＝0.1～0.3），熱存儲的作用較小，即使吸收比加強，在輻射器上采用熱存儲單元的作用也較小，但當涂層完全退化（αs＝0.8），低溫輻射器采用熱存儲單元的作用較好，274K 的輻射器系統質量能節省23%，305K 的輻射器質量能節省9%。

Andrew H.Warren等人研究了利用熱二極管用于衛星紅外傳感儀的溫度控制方法，目標是保持傳感器在120K 以下，要求輻射裝置低質量[7]。

熱控采用雙重輻射器結構（2個主輻射器和2個輔輻射器），如圖5所示。有2種傳熱方案，加入相變材料傳熱和無相變材料，熱排散系統的結構如圖6所示，其中加入相變材料是在紅外傳感儀底部加入相變材料。2 組輻射器交替對紅外傳感儀散熱，在軌運行時每組輻射器冷熱環境交替，當一組輻射器處于較高溫度狀態時，則熱二極管阻斷其與傳感儀的聯系，利用另外一組輻射器進行熱排散，從而實現控溫互補的作用，通過加入相變材料，可實現輻射器溫度更加均勻，控溫效果更好。

美國信使號（Messenger）水星探測器于2004年8月發射，進行了為期1年的探測活動，但水星與太陽的偏心率較大，所以探測器的熱控設計難度較大。信使號采用三軸定位，有太陽遮熱板，而外面的太陽翼要在太陽的高輻射環境中工作，因此需要進行熱控，采用熱二極管將太陽翼的廢熱傳遞給輻射器進行熱排散[8]。信使號輻射器結構如圖7所示，其中輻射器主要進行動力系統電子設備（PSE）的熱控制。

圖5 紅外傳感器熱二極管輻射結構Fig.5 Thermal diode HPR for IR sensor

圖6 紅外傳感儀熱控輻射器結構示意圖Fig.6 IR sensor thermal radiator configuration

圖7 信使號探測器的輻射器示意圖Fig.7 HPR of Messenger spacecraft

信使號飛行階段平均功率為280W，太陽遮熱板正對太陽時，熱載荷為550W，太陽直射軌道熱載荷為595W，太陽翼熱控方法之一是將翼傾斜，從而減少光線密度。由于靠近水星的太陽照射角度不規律，太陽電池的溫度可能達到275℃，所以熱控的材料及方案都是為克服極限惡劣工況設計。太陽電池排成一列，單獨采用熱二極管輻射器進行熱排散。

為降低信使號的質量，其輻射器面板材料采用碳復合材料，由于碳的導熱系數較低，因而需要改善電子設備箱體的傳熱能力，系統熱電子箱體經過特殊設計，通過加入熱二極管，形成熱二極管輻射器，將熱載荷直接傳導給熱二極管，然后再傳導給輻射面板進行熱排散。輻射器的具體設計不詳。

3.3 輕質可控熱管輻射器研究

NASA戈達德航天飛行中心（Goddard Space Flight Center，GSFC）研究了采用環路熱管輻射器對各種衛星的電子設備進行熱排散的方案，將環路熱管輻射器用于“雨燕”（SWIFT）衛星的射線望遠鏡（BAT）的散熱。這一研究由Michael K.Choi等人進行[9]。“雨燕”衛星于2003年發射，壽命3年，用于探測宇宙X 射線、γ射線及紫外線的爆發，并快速將望遠鏡聚焦到射線源。BAT 的總功耗為180W，其控溫精度要求很高，必須控制在±1℃以內。文獻[9]研究了采用恒熱導熱管（CCHP）減小設備的溫度梯度，同時采用環路熱管輻射器（LHP）進行熱排散的技術。圖8為BAT 熱排散系統圖。

圖8 SWIFT BAT 熱排散系統圖Fig.8 SWIFT BAT radiator system

BAT 溫度控制為20±0.5℃，如果采用主動熱控，必須有足夠的緩沖區（25%）。GSFC 開發了氨工質環路熱管輻射器，并結合主動加熱器共同作用。BAT 的探測器陣列基板采用鋁材蜂窩板結構，上下表面為厚度0.10cm 的鋁片，中間有8條恒熱導熱管，熱管間距9.14cm，恒熱導熱管管殼為鋁材，直徑1.27cm；加熱器為高分子薄膜毛細芯電加熱器，加熱器采用電子比例控制器，控制探測器陣列溫度保持在±0.5℃內，維持探測器用專用集成線路（ASIC）的溫度穩定。

文獻[9]還對BAT 的環路熱管（LHP）熱輻射系統進行了優化設計研究，包括工質的選擇、LHP數量、LHP布置方法以及LHP與CCHP的導熱設計等。為防止任務失敗，熱控系統中包含2 組LHP，一 組 備 用。BAT 輻 射 器 寬 約1.19m，高0.9m。通過設計，成功實現了系統熱控過程。

法國阿爾卡特公司（Alcatel）開發了600W可展開式熱管輻射器[10]，并在法國發射的宏聲（Stentor）通信衛星上進行了飛行驗證。該輻射器（見圖9）輻射板面積約1m2，雙面黏貼二次表面鏡片（OSR），輻射面板內預埋導熱熱管，采用LHP 與輻射面板中的熱管及熱傳輸回路相關聯，LHP的蒸發端與熱傳輸回路連接，冷凝端黏在輻射板外表，與蜂窩板內的熱管相對應。采用不銹鋼螺旋彈簧管作活動熱關節，并用形狀記憶合金驅動展開機構（同為Stentor衛星驗證項目）。LHP采用孔徑為2.2μm 的鎳毛細芯，氨工質，可提供2m 的反重力高度，可適應150～600W 的溫度變化要求，設計壽命15年。要求輻射板在-50℃時仍能啟動，最大熱負荷下（600W）發熱源溫度不超過85℃，質量小于13kg。

圖9 Stentor衛星輕質可展開輻射器Fig.9 Stentor lightweight HPR

美國Swales宇航公司設計了功率為1 250W可展開式熱輻射器[11]。該輻射器（見圖10）輻射板面積1.14m×3.18m，厚19mm，雙面黏貼光學太陽輻射片（OSR），將帶翅片鋁管串聯起來（間距153mm）構成LHP的冷凝器，預埋于蜂窩板的內表面，一側各布置2組，兩側冷凝管相互錯開。

輻射器用不銹鋼軟管（內徑4.75mm，外徑10mm，長305mm，外加不銹鋼網套）作活動熱關節。LHP蒸發器長度457mm，直徑23mm，釬焊1塊寬51mm，厚1.5mm 的集熱板，采用毛細孔徑2.7μm的鈦毛細芯以及氨工質；液體管為內徑3.3mm、外徑4.3mm、長610mm 的不銹鋼管，蒸汽管為內徑3.8mm、外徑4.8mm、長610mm 的不銹鋼管，要求-60～＋60℃內能順利啟動并工作。輻射器散熱1 500W時，預計蒸發器集熱板溫度不超過36℃。估計總重為25.9kg。輻射板上設置防凍加熱回路，保證輻射板溫度在-65℃以上，約耗電570W。加熱回路由一個變阻器、一個雙金屬片溫度開關和兩路鎳鉻絲加熱器組成，溫度開關布置在輻射板最冷的地方。

圖10 Swales公司設計的1 250W可展開式輻射器Fig.10 1 250Wflexible HPR by Swales Co.Ltd

俄羅斯Lovochkin Association 公司研制了功率為1 500W可展開式熱輻射器[12]。該輻射器（見圖11）輻射板厚12.5mm，將串并聯冷凝管預埋入蜂窩板，一方面減小流動阻力；另一方面在部分管路內有凍結時仍可使工質循環。在每個并聯支路的出入口加裝毛細管隔離器，以防流量不均勻引起蒸汽躥入液體聯管。活動熱關節為不銹鋼軟管。采用溫度驅動的解鎖器，其優點是，若解鎖器上的加熱器失效，輻射板沒有打開，熱量無法散發，會使解鎖器溫度升高，進而達到解鎖溫度，使輻射板重新打開。LHP蒸汽管外徑6mm，液體管外徑4mm，長4m 的不銹鋼管。要求輻射器在10～1 500W 的熱負荷下始終能保證發熱源溫度在-20～＋60℃范圍內。LHP補償器上貼有控溫加熱器，以調節蒸汽溫度，同時冷凝器入口裝有一溫度驅動的旁路閥，當熱負荷很低，導致蒸汽壓降低到旁路閥開啟壓力時，旁路閥自動開啟，工質不經過冷凝器，直接流回液體管，這樣，可大大減小儲液器控溫的電功耗。用電加熱器解凍和防凍，電加熱器保證兩聯管和最邊上（靠近星體）一較短的支路解凍，保證工質可以循環，熱負荷恢復時，其它支路也逐漸被溶解。整個輻射器總熱阻為0.014K/W。

相比于環路熱管輻射器研究，目前研究較多的是采用鋁絲制作的微型熱管輻射結構。Y.X.Wang和H.B.Ma等人，通過在輻射板中加入微型熱管，從而制成高功率低密度的輻射面板[13]。從1997年開始，NASA的JSC開始與美國洛馬公司合作開發新型可控輕質輻射器，目的是進行火星探測。研究表明，采用環路熱管是長期探測任務的一個優選方案。

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圖11 Lovochkin Association公司設計的1 500W 環路熱管可展開輻射器Fig.11 1 500W LHPR by Lovochkin Association Co.Ltd

通過將鋁絲焊接在兩個薄鋁片之間形成了可控微型熱管輻射器，微型熱管輻射板的工作模式為：鋁絲焊接在2片鋁箔之間，鋁絲和片材之間的銳角作為工質自動抽吸的通道，鋁絲之間的空間是蒸汽通道，輻射器性質如圖12所示，涂層采用Z-93噴漆。研究表明，鋁絲微型熱管輻射器的傳熱效率是導熱的5～20倍，溫度分布更加均勻。鋁絲微熱管輻射器的設計參數見表1，在300K 左右的散熱溫度下，散熱功率在10W 以上。

圖12 鋁線熱管結構Fig.12 Micro heat pipe array with wires

文獻[14]對鋁絲平板輻射面板進行了數值分析研究，通過能量守恒定律得到了翅片溫度分布，通過有限元方法得到溫度分布的偏微分方程，同時得到翅片的傳熱效率，文獻[14]還研究攜帶了SNAP-19放射性同位素電加熱器的衛星熱輻射器，研究成果包括溫度分布、翅片熱效率、研究范例及最終的試驗驗證。研究表明，與傳統熱管輻射器相比，平板熱管輻射器效率高、質量低，具有很高的研究價值和應用前景。

表1 微熱管構造參數Table1 Micro heat pipe parameters with wires

文獻[15]研究了如圖13所示輕質可展開輻射器，用于日本工程試驗衛星-VIII（ETS-VIII）。通過在輻射器表面添加石墨涂層，能較大地提高其輻射能力。輻射器熱管采用鋁材，工質為氨，面板為鋁蜂窩板結構，并在輻射表面添加石墨涂層，增加輻射器的輻射能力。

圖13 ETS-VIII衛星的輻射器Fig.13 HPR configration for ETS-VIII

平鋪型翅片的最簡單結構由2層薄片組成螺旋線圈（Spiral Coil）。這樣線圈就會經過加熱毛細芯中的工質產生蒸汽壓而伸展。當蒸汽冷凝時，內部壓力降低，整個結構又會回收成線圈結構。

美國Creare公司也在進行輕質可控熱管輻射器的研發[16]。該公司已制成聚酰亞胺-鋁薄層及加固的小直徑冷凝管件，其中鋁片高熱導，而聚酰亞胺材質堅固。輻射面板與鋁-氨熱管耦合，具有高熱導、低密度的優點，工作溫度約為300K，功率為200～400W/kg，具有自動展開功能。圖14為該公司設計的3種輻射器構型。

David E.Glass等人[17]開發了一種輕質可控熱管輻射器，熱管采用高分子薄膜毛細芯及高強度聚酯薄膜材料（Aluminized Mylar）制成管路結構，直徑2.54cm，管壁厚50μm，采用可控環氧材料將毛細材料與管材聯系起來。該熱管毛細結構的特性是能夠對多種工質進行毛細抽吸，如丙酮、甲醇、氟利昂等且具有更大的滲透性和毛細半徑。新型輕質熱管如圖15所示。

圖14 Creare公司自動展開式熱管輻射器的3種結構Fig.14 Creare Corp.flexible HPR configurations

圖15 新型輕質熱管及測試裝置Fig.15 Test equipment for lightweight heat pipe（LWHP）

David E.Glass等人先后研究了2種不同的高分子聚乙烯（polyethylene）毛細芯，以及3種不同的熱管材料，聚酯薄膜（Mylar），聚酰亞胺薄膜（Kapton）及特氟綸薄膜（Teflon），最終制定了采用聚酯薄膜、金屬箔、聚酯薄膜和聚丙烯4層薄膜擠壓制造熱管管壁的方案，從而形成密封的真空熱管管路。對Mylar及Kapton熱管管件進行了爆破測試，結果表明，管件具有很高的強度。熱管采用甲醇，穩態測試工況已測試完畢，長0.7～0.8m 的輕質熱管在50℃環境中單個管件的散熱效率為33W。

新型輕質熱管已經應用于月球和火星探測器上。輻射器工作溫度50℃，氨在50℃時高壓有毒，不再適用。最終選擇工質為甲醇。

管壁材料必須與工質相容，且須滿足10年壽命需求，新型熱管在內壁附加一層金屬薄膜實現無滲透，采用Mylar或Kapton作為外層，在Kapton 兩側覆蓋Teflon則形成了TKT 結構，熱管管壁就是由3層TKT 結構組成，Kapton厚25μm，Teflon厚13μm，管壁總厚度為152μm；還有一種備選結構采用Mylar和鍍鋁Mylar（AM），并在內壁附加一層Teflon/Kapton復合層，形成了TK＋AM＋AM＋M＋KT 的管壁結構，TK 厚38μm，Mylar和AM層厚25μm，總厚度178μm。

新型熱管毛細芯材料有2種方案，試驗中采用多孔聚乙烯高分子薄膜（UHMW）制造毛細芯，毛細芯厚度在0.013cm～0.318cm 之間，多孔性為25%～30%，毛細孔徑20μm。該機構制造了毛細管原型，長0.7～0.8m，外徑2.54cm，內徑1.6cm，0.8m 的毛細管質量為150g，如果毛細芯滿，質量變為233g。

David E.Glass等人研究了新型熱管在不同工質下的極限，包括甲醇、氨、丙酮、氟利昂（Freon-11）。研究表明，長0.64m，外徑2.54cm 的毛細管表面傳熱系數為4.1W/（m2·K），溫差25K時的散熱效率約為200W。

David E.Glass等人制造了8根熱管，填充甲醇，毛細芯外徑2.54cm，內徑0.79cm，長0.76m，具有容積0.88cm3，多孔性為25%，可填充84.7cm3甲醇。密度為0.784g/cm3，還設計了一種新型多通道熱管結構，中間大空間為蒸汽流通及冷凝區域，圓周三通道為液體蒸發區域，除管壁外均為毛細材料，此結構在蒸發冷凝方面都較單通道熱管有很大優勢，但制造工藝較難，在此不再贅述。

3.4 高溫熱管輻射器

未來航天器功率要求高達10～1 000kW，壽命長達15年，為實現長時間、遠距離的深空探測，航天器必須采用核動力推進系統，此過程中產生的廢熱需要通過輻射器進行排散，散熱溫度最高可達1 500K，且會產生周期性的脈沖廢熱，這種輻射器即為高溫輻射器。目前研究的高溫輻射器均為熱管輻射器，是未來輻射器研究的熱點之一。

美國麻省理工學院（MIT）對太空實驗室進行專項研發，研究采用磁流體動力學漩渦進行氣芯核推進系統的燃料維護，用熱管輻射器結合布雷頓循環進行廢熱利用和排散[18]，其核心是將輻射器散熱系統與布雷頓循環相結合，在廢熱利用的基礎上排除廢熱。

NASA木星冰月軌道器（JIMO）探測任務開始于2003年，計劃采用核能推進系統，需要大面積輻射器排散未轉化廢熱，熱排散溫度在400～550K。針對JIMO 任務所研究的熱管輻射器適用溫度及相關參數見表2。

美國Advanced Cooling Technologies（ACT）公司研發了用于JIMO 任務的石墨纖維輻射器（Graphite Fiber Reinforced Composites Radiator，GFRCR），采用水/鈦熱管，已通過550K 溫度測試，封頭采用鈦鎳合金制造，熱管已進行了壽命測試。文獻[19-21]論述了相關研究工作，包括輻射器的裝載、展開及各種控制操作等。新型輻射器的開發是在標準鋁材輻射器基礎上展開，設計了具有輕質、高熱導的蜂窩芯結構，采用水/鈦熱管將熱量從載熱流體傳遞給輻射面板，采用高導熱泡沫承重件填充熱管和平板翅片界面，采用耐高溫石墨纖維加強復合物制造散熱翅片，采用鋁蜂窩板提供結構強度及抗空間碎片和微流星撞擊。鈦熱管相對于Ni-400和K-500熱管具有輕的質量，同時可用多種工作流體，如鈉、鉀、銫等。輻射器界面如圖16所示。熱管外壁填充物及熱管實物剖面圖如圖17所示。

表2 JIMO 探測器的熱管輻射器設計要求Table2 JIMO’s HPR design summary

圖16 新型輻射器界面結構圖Fig.16 Cross-section of new type HPR

圖17 鈦管及泡沫上下表面縱剖面圖Fig.17 Cross-section of new typeHPR with titanium tube and foam

GFRCR表面結合鋁芯結構很通用，此面板和傳統鋁面板的關鍵區別是可承受550K 高溫。輻射器試驗原件的研發有兩個主要的領域，一個是輻射面板的開發，包括將熱管輻射器預埋入面板；還有熱管的開發，包括毛細芯設計，封裝與工質的兼容性。兩者的開發是同時進行的。ACT 公司先后開發了集中結構的熱管，開發的3種熱管管型，毛細槽尺寸分別為0.5mm ×1mm、0.635mm ×1.27mm、0.75mm×1.5mm，熱管毛細槽數量為23、19、17槽，如圖18所示。

圖18 3種熱管槽道結構及尺寸示意圖Fig.18 Three types of heat pipe cross-section

而后William G.Anderson等人，又對設計的各種管材的熱管進行了壽命測試[22]。研究了碾壓材料機械性能試驗和熱試驗。熱管壁外采用泡沫材料填充，泡沫提供額外的防空間碎片及微流星撞擊性能。William G.Anderson等人對單根熱管進行了測試，直徑1.3cm，長1m，采用90°和60°的直接焊接翅片，測試得散熱功率360W，壽命測試進行過4 000～9 000h而無 問 題。熱 管 測 試 裝 置 如 圖19所示。

圖19 新型熱管性能測試裝置Fig.19 Test equipment for new type HPR

文獻[23]制造了高溫管翅式熱管輻射器組合體，并進行了驗證試驗，證明采用高熱導復合材料延長翅片依然能夠保持翅片的散熱效率。從而降低了輻射器的密度，密度接近1.01kg/m2，僅為已有衛星輻射器質量密度的1/4左右。

NASA劉易斯研究中心（Lewis Research Center，LeRC）啟動了民用航天項目的熱控研究計劃，目的是研究輕質可控輻射器裝置，用于空間探測計劃（SEI）航天器的動力系統及空間反應堆動力系統（SP-100）的散熱，其散熱溫度達600K。經過研究，LeRC開發了不銹鋼-鈉熱管輻射器，質量密度5kg/m2，表面發射率在0.85～0.99 之間，壽命長達10年。其研發的不銹鋼-鈉熱管的構型如圖20所示。

圖20 LeRC不銹鋼-鈉熱管輻射器Fig.20 LeRC stainless steel-sodium HPR

美國Thermacore公司也在進行不銹鋼-鈉熱管輻射器研究工作，開發了用于熱電子空間動力系統熱排散的熱管輻射器，輻射器采用一個加厚的鈉管路循環傳輸廢熱，然后進入管翅中熱管輻射器中排散[24]。其中熱傳輸采用不銹鋼-鈉熱管，輻射面板中的熱管采用鉀熱管。理想的輻射器具有最小的質量及熱管數目。

Thermacore公司還開發了一個計算機模型，用于確定熱管及管翅的設計，此模型包括近似的熱排散過程模擬，輻射器的優化設計，包括質量、構型等。該公司的研究還對比了不同材料管翅的影響，包括碳-碳結構、復合玻璃、氧化鈹及無翅結構。無翅結構采用鈦鈦二極管扁平熱管代替。研究發現無翅結構質量與碳-碳管翅結構相同，但消除碳-碳結構有很多優點，可降低消耗。另一個優點是增加了防空間碎片及微流星撞擊性能。SPACE-R輻射器熱傳輸流體采用鋰，而翅片中熱管采用鉀，輻射器結構如圖21所示。

圖21 高溫熱管輻射器構型Fig.21 High temperature HPR configuration

4 結論與展望

本文論述了國外新型熱管輻射器的研究狀況，綜上可知，大部分熱管輻射器都具有良好的抗空間碎片及微流星撞擊性能，而單槽道熱管輻射器、輕質可展開輻射器和高溫熱管輻射器適應高功耗需求，適用于載人航天和深空探測，熱二極管輻射器、微熱管及環路熱管輻射器能夠實現高精度控溫，航天器可根據實際需求選擇相應輻射器結構形式。熱管輻射器的研究方向及發展趨勢總結如下。

首先，新型熱管輻射器的研究的主要方向是輻射器結構的改善或者創新，以提高輻射器的適應性和傳熱性能。如適應低功率冷熱周期性交替變化環境的熱二極管輻射器，提高熱管傳熱性能的單槽道熱管輻射器，適應溫度環境急劇變化的具有熱存儲功能的各種先進輻射器結構。其中，可展開式輻射器是在輻射器構型上的主要研究方向，也是未來大型航天器輻射器發展的主要趨勢之一。可展開輻射器可以是鉸接的多輻射面板結構，也可以是柔性結構，其散熱及可靠性上都有較大優勢，研究的難點在于輻射器的材料選擇、連接和密封技術以及在軌裝配及展開性能，其中密封及在軌展開是難點。隨著航天器功率的增加（MW級），可展開式熱管輻射器將是輻射器研究的重點。

其次，熱管輻射器管壁和面板材料以及工質性質研究。熱管輻射器的材料和工質必須適應工作溫度環境，管壁和工質不具有滲透性，相容且工質不能對管壁具有腐蝕性等。為適應不同散熱溫度，已開發出多種輻射器材料及工質。管壁主要有鋁材、鎳合金和鈦合金等，鋁材適用于中低溫，鎳、鈦合金則適用于中高溫范圍，而面板材料則主要有鋁蜂窩板、最新的雙面碳-碳（C-C）表面結構，其中C-C表面結構具有高發射、低吸收，適用溫度范圍廣（高溫可達550K）等優點，是新型輻射器面板的較大改進。在工質方面，低溫的有氨、全氟三乙胺、硅油等，中溫的主要是水、乙醇或混合溶液，高溫的主要是液態金屬作為工質，如鈉、鉀等。研究新型輻射器過程中，根據工作溫度的不同，設計輻射器結構，然后合理選擇輻射器材料及工質，生產試驗產品進行試驗，是新型輻射器研究的主要途徑。

當今世界各航天大國已發射的載人航天器，都采用了以流體回路為主的主動熱控技術，輻射器為單相流體回路輻射器，但鑒于航天器功耗日益增加及空間碎片激增問題，熱管輻射器將是未來航天器主要采用的輻射器種類之一，尤其是可展開輻射器及高溫輻射器是未來載人航天器的首選。文章對國外新型熱管輻射器的研究發展狀況進行了論述，對我國新型高性能空間輻射器的研究，如結構設計、材料及工質的選擇具有一定的借鑒意義。

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