航天器深低溫熱管技術研究現狀及發展趨勢

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計部 空間熱控技術北京市重點實驗室，北京 100094）

0 引言

針對天文觀測、科學探測、深空探測（登陸月球、火星、星際旅行等）及其他未來宇航任務，越來越多的航天器部件需要熱控系統具有低溫溫區的工作能力?？臻g深低溫系統包括深低溫獲取和深低溫熱管理兩部分。深低溫熱管理技術是指深低溫區的熱量收集、傳輸、排散、隔熱等熱管理技術，是深低溫制冷機和低溫載荷間的橋梁。

航天器用深低溫熱傳輸技術主要包括兩類：（1）基于固體材料的導熱傳熱，如柔性熱導索、導熱棒等；（2）基于蒸發、冷凝過程的相變傳熱，如熱管技術。一般后者的等效導熱系數比前者高1～2個數量級，因此是未來航天器熱控領域重點發展的技術。主要介紹了熱管技術空間應用背景、國內外研究發展現狀以及未來發展趨勢。

1 空間應用需求分析

1.1 天文觀測和科學探測

在天文觀測及科學探測領域，由于探測目標自身特性，空間紅外天文望遠鏡以及其他先進探測器和光學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[1-3]。為了獲得所需的低溫環境，除了衛星常用的輻射散熱外，所能采取的技術方案包括兩類：（1）消耗式制冷，如液氦蒸發制冷；（2）機械制冷機主動制冷。早期任務多采用消耗式制冷，這是因為衛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的進步，后一種方案逐步獲得應用。

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，處于關閉狀態的制冷機會通過導熱方式向系統漏熱，因此通常需要增加一個熱開關裝置，基本的設計方案如圖1所示。

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

1.2 大型長期空間任務

未來大型空間任務，如在軌服務、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、液氧低溫推進劑。低溫推進劑貯箱的工作周期要超過1年，但低溫貯存箱內的推進劑在任務期間由于寄生漏熱的影響會蒸發消耗掉（如目前液氫存儲的日蒸發率仍處于2%的量級）[4]。為了實現20 K溫區液氫的長期在軌存儲，將需要利用深低溫熱傳輸技術將制冷機冷量傳輸至貯箱殼體，實現大面積的冷卻，即零蒸發（Zero Boil-off）。NASA Glenn研究中心開展了相關地面驗證工作[5]，貯箱內為液氮工質，采用機械泵驅動工質在真空容器內部流動進而吸收漏熱，回流的液體工質攜帶廢熱進入貯箱后，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工質攜帶的廢熱傳遞至制冷機。美國Naval研發實驗室與TTH Research公司提出采用環路熱管技術代替傳統的機械泵驅動工質循環[6]，進而實現ZBO，結構原理如圖2（b）采用環路熱管技術驅動工質進行熱量的收集與傳輸。

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

1.3 空間超導技術的應用

空間超導可應用于高靈敏度、寬帶高溫超導濾波器、天線的儲能系統等領域，其低溫需求為4.2～65 K。隨著微小衛星技術、在軌服務技術和空間對抗技術的發展，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/力矩實現編隊與對接控制具有顯著優勢與特點，應用前景廣闊[7]。Maryland大學通過地面實驗，研究了采用純固體導熱以及低溫熱管方式對高溫超導線圈進行冷卻的效果，如圖3所示，（a）為超導線圈真空臉孔及低溫熱管；（b）為線圈沿周向不同位置處的溫度分布。結果表明，采用固體導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，而采用氮工質熱管則能夠將線圈整體溫度維持在90 K左右[8]。

圖3 Maryland大學采用氮工質熱管對高溫超導線圈進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 國內外研究現狀

熱管是一種利用工質蒸發、冷凝相變實現熱量高效傳輸的元件，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衛星儀器設備的溫度控制手段首次實現空間應用。熱管技術按照結構形式的不同大體可以分為四種類型：槽道熱管（Grooved Heat Pipe，GHP），環路熱管（Loop Heat Pipe，LHP）/毛細泵回路（Capil?lary Pumped Loop，CPL），柔性熱管（Flexible Heat Pipe，FHP），脈動熱管（Pulsating Heat Pipe，PHP）。其中，熱管的工作溫區由其內部傳熱工質的熱物屬性決定，常用的深低溫工質包括：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

2.1.1 國外研究現狀

早在1975年，為探索深冷熱管應用于空間的可能性，NASA將一套甲烷深冷熱管搭載于Black Brant火箭進行了6 min的飛行驗證。上世紀90年代之前，NASA、美國的一些科研機構和宇航公司在深冷熱管的設計方法探索、工質物性分析、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、結構形式也日趨完善。上世紀90年代之后，為推動深冷系統在空間飛行器上的應用，NASA利用航天飛機對適應低溫溫區的不同工質熱管進行了多次飛行搭載試驗，以驗證其在微重力環境的工作能力。圖4是搭載于STS-53進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，地面環境時的啟動優于微重力下的啟動，此外兩個熱管的實驗數據與GAP模型預測的結果吻合的較好[9]。

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

埃及Atomic Energy Authority設計一個重力驅動的帶有外表鍍金的鋁熱防護層的氫深冷熱管，如圖5所示。實驗結果表明，帶有外表鍍金的鋁熱防護層氫深冷熱管較不帶熱防護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定運行[10]。

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

2.1.2 國內研究現狀

從80年代開始進行深冷熱管的研制，“十二五”期間，完成了液氮和乙烷溫區槽道熱管樣機，其中氮深冷槽道熱管在80 K溫區實現了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160～220 K溫區的乙烷深冷槽道熱管已成功應用于硬X射線望遠鏡和風云四號衛星，實現對低溫載荷的溫度控制[11-12]。

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

2.2 深冷環路熱管技術

2.2.1 國外研究現狀

由于深冷環路熱管具有溫差小、傳輸距離遠、傳熱量大及熱開關特性、管路柔性便于布局等諸多優點，是目前的重點研究方向。近10多年來，在深低溫熱傳輸研究方向，美國重點開展針對空間應用的深冷環路熱管技術研究，以解決二維柔性轉動紅外成像儀、望遠鏡與固定支架上的制冷機之間低溫熱耦合以及低溫制冷機冗余備份的問題。主要開展深冷技術研究的機構包括TTH Research公司、Ther?macore International公司以及Swales宇航公司[15-19]。以下按照具體的應用形式進行論述。

（1）“點對點”熱傳輸

深低溫區點對點的傳熱可以將低溫載荷的發熱量傳輸到制冷機冷指，方便制冷機與載荷的布局，實現熱量在低溫區遠距離傳輸，其結構形式如圖7（a）所示。Thermacore公司研制的氧工質環路熱管可實現0.5～9 W熱量的傳輸，并能夠在反重力50 mm條件下實現超臨界啟動。Swales公司研制的氖工質環路熱管可在35 K溫區實現250 cm長度上熱量的傳輸。TTH公司研制的氫工質環路熱管最大傳熱能力約為10 W。

（2）熱開關功能實現冗余備份

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

（3）大面積熱收集

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

（4）交叉萬向節柔性熱傳輸

TTH Research公司和Swales宇航公司研制了可實現熱傳輸和萬向節功能的深冷環路熱管，將制冷機與紅外望遠鏡分離，提高了指向機構的靈活性。Swales公司研制的深冷環路熱管如圖7（d）所示。在該結構中將深冷環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，該轉動機構可實現俯仰角±45°，方位角±180°的二維指向轉動，從而實現對可轉動的深冷部件的熱控制。該深冷環路熱管使用氮工質，工作在80～100 K，為低溫制冷機安裝于轉動裝置外的深冷系統提供了質量輕、扭矩小、導熱性能高的解決方案。

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

2.2.2 國內研究現狀

在“十一五”期間，開始進行80 K溫區深冷環路熱管技術研究，完成了原理樣機研制，成功實現了超臨界啟動、最大傳熱能力達到50 W，并具有反重力工作能力。后續開展了小型化、漏熱控制等工程化改進，并進行了基于多制冷機的熱傳輸回路集成技術研究?！笆濉逼陂g，完成了80 K溫區氮深冷環路熱管的環境試驗測試（包括力學、熱沖擊、熱循環等）和壽命試驗驗證。開展了35 K溫區氖深冷環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4 W@35 K[20]，如圖8（a）所示。還開展了深低溫熱傳輸集成系統的應用研究，對多工作模式進行了測試，驗證了系統具有隔離振動、冗余備份、熱開關等功能。“十三五”期間，完成35 K溫區深低溫系統的飛行樣機研制，如圖8（b）所示，包括2臺脈管制冷機和1套氖深冷環路熱管，采用試件表面處理、絕熱支架、冷屏隔熱等方式進行了嚴格的漏熱控制，系統傳輸能力2 W@35 K，將于2017年7月搭載新技術驗證四號衛星進行在軌驗證。此外，已完成20 K溫區氫深冷環路熱管的樣機研制和試驗驗證，實現了2 W@20 K的傳熱能力。

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

南京理工大學和中科院理化所分別開展了液氮溫區（80 K）深冷環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]。北京航空航天大學開展了80 K溫區、35 K溫區深冷環路熱管的超臨界啟動建模、穩態仿真分析[23-24]。上海技物所開展了乙烷溫區和液氮溫區深低溫環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

2.3.1 國外研究現狀

為適應低溫溫區及柔性連接的要求，美國Rock?well公司設計兩種柔性深冷熱管[27]。一種工作在100～200 K，工質為甲烷或乙烷，設計目標為最大化傳熱量，并對工作在110～140 K范圍內甲烷熱管進行優化設計；另一種工作在15～100 K，工質為氮或氧，設計目標為最大化靈活度，對工作在75～90 K范圍內氧熱管進行優化設計。

美國Sigma和Rockwell公司設計一個工作在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。實驗結果表明，在柔性熱管彎曲半徑為1 m且蒸發器熱負荷在15～30 W變化時，蒸發器和冷凝器對應的相同位置處與熱管不彎曲時的溫度偏差在2～3 K以內。

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

2.3.2 國內研究現狀

為適應活動載荷的低溫區熱量傳輸，總體部研制了乙烷深冷柔性熱管，使用乙烷工質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節，采用柔性毛細芯連接蒸發器和冷凝器，蒸發器/冷凝器為鋁集熱座-不銹鋼殼體一體化結構。試驗結果顯示，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

2.4.1 國外研究現狀

采用氫、氖、氮作為工質的深低溫脈動熱管技術已經被Mito等[28]證明，等效熱導率分別可以達到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，并且在姿態角0～40°范圍內開展了研究工作。結果顯示，在40°姿態角條件下，傳熱能力可以達到145 mW@4.2 K，在10°姿態角條件下傳熱能力為75 mW@4.2 K[29]。Wisconsin-Madison大學開展了氦工質脈動熱管的地面實驗研究工作，結果顯示，樣機可以在3～5.2 K溫區正常工作，傳熱距離為300 m，等效熱導率可以達到60 000 W/m·K[30]，如圖11所示。

圖11 氦工質脈動熱管實驗系統示意圖Fig.11 Schematic of a helium pulsating heat pipe

2.4.2 國內研究現狀

浙江大學開展了液氫溫區脈動熱管的實驗研究工作，如圖12所示。結果顯示，隨著加熱功率的增加，該樣機能夠保持溫度的穩定，在加熱功率10 W條件下，等效的熱導率可達到57 910 W/m·K，表明脈動熱管在遠距離熱傳輸領域具有潛在的應用前景[31]。

圖12 氫工質脈動熱管實驗系統示意圖Fig.12 Schematic of a hydrogen pulsating heat pipe

3 未來發展趨勢

基于國外已有的研究成果，結合未來國際上擬開展的航天任務，空間深低溫熱管技術的發展趨勢可概括三個方面：

（1）要求在更低溫區實現熱量的傳輸。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儀器，工作溫度需要盡可能接近絕對零度。因此，“開發更低溫區的熱傳輸設備”始終是專業發展的趨勢。以NASA為例，計劃最早在2019年研制出4 K溫區的氦工質熱管。

（2）對于寄生漏熱的控制要求越來越高。在更低溫區，一方面寄生漏熱增加；另一方面由于工質品質因數降低以及熱力循環偏離理想過程，熱傳輸、熱獲取設備的能力減小。二者綜合結果，寄生漏熱對于深低溫系統影響變得顯著。通過被動熱控方式（如采用更先進多層隔熱材料和低熱導率的支撐材料，或是對系統結構進行優化）實現對寄生漏熱的控制是未來發展的重要趨勢。

（3）深低溫系統的結構需要滿足更為復雜和苛刻的應用條件。如為了滿足探測器鏡頭旋轉的要求而開發出的具有二維指向的萬向節深冷環路熱管，或是為了對整體結構制冷而開發出的具有“大面積、多點熱源收集”能力的深冷環路熱管。

4 結論

針對空間應用背景，分析了未來宇航任務對深低溫熱管技術的需求情況。介紹了國內外研究機構近年來在深低溫槽道熱管、深低溫環路熱管、深低溫柔性熱管和深低溫脈動熱管領域的研究進展。通過分析國內外研究工作的現狀，提出了深低溫熱管技術未來的發展趨勢。

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