航天分散熱源控溫用環路熱管設計及飛行應用

楊 濤，趙石磊，高 騰，趙振明，趙 宇，李春林

(北京空間機電研究所，北京100094)

0 引 言

環路熱管(Loop heat pipe，LHP)于1972年由俄羅斯國家科學院的Maidanik發明[1]，是一種利用毛細力驅動工質循環來傳遞熱量的兩相流體回路裝置，具有傳輸熱量大、傳輸距離遠、無運動部件和管路柔性靈活布局等諸多優點[2-5]。20世紀末，美俄的LHP技術已發展較為成熟，并開始正式應用于航天器熱控制。典型的航天器包括俄羅斯的Obzor衛星[6]、MARS-96火星探測器[7]、YAMAL-200[8]衛星等；美國的TACSAT-4衛星[9]等；國際空間站上的ASM-2[10]等。

中國多個高校、院所于上世紀末開始LHP技術研究，包括北京航空航天大學[11-12]、中山大學[13]、華中科技大學[14]、中國科學技術大學[15]、中國科學院[16]及航天院所[17-18]等。但工程應用方面，尤其是在航天器熱控領域，國產LHP的應用極少，更缺失長時間有效的空間微重力環境下的飛行數據。

2010年，北京空間機電研究所啟動了LHP的技術研究，旨在解決國家高分專項工程中遙感衛星焦面電路的恒溫控制難題。GF-9衛星是國家重大科技專項-高分專項安排的一顆光學遙感衛星，衛星軌道高度約為500 km，周期約為90 min。衛星的主載荷為全色多光譜遙感器，地面像元分辨率最高可達亞米級。全色多光譜遙感器共包含4片CCD器件，單片熱耗為9 W，單軌需工作0～15 min，要求整軌4片CCD器件的溫度穩定性和一致性均優于±2 ℃。

傳統的LHP構型如圖1所示，毛細泵蒸發器受熱后產生蒸氣，蒸氣沿氣相管路傳遞至冷凝器，在冷凝器中液化放熱，液體工質沿液相管路再回流至毛細泵儲液器，形成循環[1-3]。傳統LHP應用于焦面CCD器件控溫存在如下不足： 1)吸熱部位僅為毛細泵蒸發器，單套LHP較難適應分散式熱源的統一熱管理； 2)毛細泵蒸發器通常為柱狀結構，難以小型化，且需通過轉接結構與熱源耦合，增加了額外的熱阻。

圖1 傳統LHP組成示意圖Fig.1 Composition of traditional LHP system

為此，本文針對GF-9衛星的遙感器CCD器件的溫控特點，設計了一種在構型上顯著區別于傳統LHP的分散式熱源精密控溫用LHP，既實現了狹小空間內對多片焦面CCD器件的統一恒溫控制，柔性傳熱管線又兼顧了焦面結構與衛星艙板間的力學解耦功能。在地面試驗中測試了該控溫用LHP的熱負載攜帶能力以及對分散式熱源的精確控溫效果。2015年9月將該LHP成功應用于GF-9衛星遙感器CCD器件的在軌控溫。LHP入軌后一次啟動成功，迄今為止已在軌連續運行超60個月，目前處于超期服役狀態。被控制的4片CCD器件溫度穩定性達±0.7 ℃/年，較好地完成了衛星焦面電路CCD器件的恒溫控制任務，同時實現了國產控溫用LHP首次在空間微重力環境下的成功應用。

1 控溫用環路熱管設計

針對GF-9衛星遙感器焦面電路4片CCD器件的分布情況和在軌恒溫控制要求，本文設計了一種可4熱源同時精確控溫的控溫用LHP。如圖2所示，相比傳統LHP構型，本文設計的控溫用LHP引入了副冷凝器、預熱板和冷板組件(由多個冷板串/并聯組成)。毛細泵蒸發器上設置有驅動電加熱器，儲液器上設置有控溫電加熱器，預熱板上設置有預熱電加熱器，冷板分別與4個分散式熱源一一對應耦合。

圖2 控溫用LHP組成及關鍵部位壓力和溫度監測點布置示意圖Fig.2 Composition of temperature control LHP and layout of pressure and temperature monitoring points in key parts

毛細泵蒸發器上的驅動電加熱器功率加載后，蒸發器受熱使內部液體汽化，并在毛細芯表面產生毛細驅動力。氣相工質沿著氣相管路進入副冷凝器并冷凝為過冷液體；液體工質再進入預熱板，被預熱電加熱器加熱成兩相態；兩相工質再依次流經各個冷板，吸收熱源廢熱的同時，通過調節自身干度保持恒溫；最后兩相工質再進入主冷凝器再次冷凝成過冷液體，并回流至儲液器形成閉環。通過恒定控制儲液器溫度，能精密控制環路內任意位置的兩相態工質的溫度，進而實現了冷板及被控熱源溫度的高穩定性控制。

1.1 理論模型

1)壓力平衡方程

如圖2所示，毛細芯表面微孔產生的毛細力應時刻相等于環路ΔPLid-link系統內各部分的總流阻，并且隨總流阻的變化自匹配調整，但不得超過毛細芯所能提供的最大毛細力，否則觸及環路熱管毛細限。環路熱管運行過程中，各部分壓力需始終滿足如下方程及不等式[19-20]：

ΔPCap=ΔPTot=ΔPWick+ΔPGro+ΔPVap+

ΔPSec+ΔPLid-link+ΔPPre-H+ΔPCP+

ΔPV,L-link+ΔPPri+ΔPLid+ΔPG

(1)

ΔPCap≤ΔPCap,Max=2γcosθ/r

(2)

式中:ΔPCap為實際毛細壓頭;ΔPTot為環路系統總流阻;ΔPWick為毛細芯內部壓降;ΔPGro為蒸氣槽道壓降;ΔPVap為氣相管路壓降;ΔPSec為副冷凝器壓降;ΔPLid-link為液體連接管路壓降;ΔPPre-H為預熱板壓降;ΔPCP為冷板組件壓降;ΔPV,L-Link為兩相連接管路壓降;ΔPPri為主冷凝器壓降;ΔPLid為液相管路壓降;ΔPG為重力壓差;ΔPCap,Max為毛細芯能提供的最大毛細壓頭;γ為工質表面張力;θ為工質與毛細芯的接觸角;r為毛細芯表面微孔的有效半徑。

2)溫度壓力關聯式

由工質的P-T圖可知，其飽和壓力和飽和溫度存在著一一對應的關系。本文該型LHP中，儲液器與冷板內部的工質均始終保持為兩相態，因此兩者溫度存在如下關聯:

TCP1=(PCP1-PCC)dT/dP+TCC

(3)

TCP2=(PCP2-PCC)dT/dP+TCC

(4)

TCP3=(PCP3-PCC)dT/dP+TCC

(5)

TCP4=(PCP4-PCC)dT/dP+TCC

(6)

由克勞修斯-克拉貝隆方程[21]的轉換式可知:

dT/dP=TSatΔv/Hfg

(7)

式中:TSat為工質飽和溫度;Δv為飽和工質氣液相比體積之差;Hfg為工質汽化潛熱。

對于氨工質，式(7)通常遠小于1，以本文控溫用LHP為例，氨工質在5 ℃時，dT/dP為0.053 ℃/kPa，而各冷板至儲液器的壓降最大不超過2 kPa，則各冷板組件與儲液器的溫差不超過0.11 ℃。即:

TCP1≈TCP2≈TCP3≈TCP4≈TCC

(8)

3)能量平衡方程

如忽略LHP各部位(除冷凝器輻射面)向環境的漏熱損失，在穩態工況下，本文控溫用LHP的熱網絡示意圖如圖3所示，總能量平衡方程如下:

圖3 控溫用LHP的熱網絡示意圖Fig.3 Heat network of temperature control LHP

QE+QCC+QPre-H+QLoad+QSec-Hr+

QPri-Hr=QSec-R+QPri-R

(9)

m=(QE-QLeak)/Hfg

(10)

在式(9)、(10)和圖3中，QE為蒸發器上驅動電加熱器功率;QCC為儲液器上控溫電加熱器功率;QLeak為蒸發器向儲液器的漏熱;QPre-H為預熱板上預熱電加熱器功率;QLoad加載至冷板上的熱負載;QSec-Hr為副冷凝器吸收的軌道外熱流;QPri-Hr為主冷凝器吸收的軌道外熱流;QSec-R為副冷凝器向冷空間輻射排散的熱量;QPri-R為主冷凝器向冷空間輻射排散的熱量;m為控溫用環路熱管運行時工質的質量流量;X為工質干度;TSec-in為副冷凝器入口工質溫度;TSec-out為副冷凝器出口工質溫度;TPri-in為主冷凝器入口工質溫度;TPri-out為主冷凝器出口工質溫度;TSink為冷空間溫度。

1.2 系統關鍵參數設計

1)毛細泵內毛細芯孔隙設計

毛細芯孔隙參數包括孔徑和孔隙率。由式(2)可知，毛細芯的孔徑越小，其提供的毛細力和揚程就越大；然而如式(11)[20]所示，孔徑與孔隙率又會顯著影響毛細芯內部的流阻，即在一定孔隙率下，孔徑過小又會導致毛細芯內部流阻過大。

(11)

因此，應綜合考慮系統各部位的流阻，通過迭代設計，選擇合理的孔徑和孔隙率，保證式(1)和(2)能時刻滿足。

2)毛細泵儲液器容積及工質充裝量設計

環路熱管實現穩定運行的必要條件之一：儲液器內部始終保持氣液兩相態，既能保證有充分的液體供給至毛細芯以維持蒸發器的持續運行；又需保證有足夠的氣相空間來容納外回路內(LHP除毛細泵以外的回路)由于液變氣時溢出的液體工質，從而實現對整個回路壓力及溫度的控制[19]。因此，毛細泵儲液器容積及工質充裝量需滿足如下兩個條件: 1)環路熱管運行時，且熱沉溫度最高時，儲液器內不能充滿液體工質; 2)環路熱管啟動前，且熱沉溫度最低時，儲液器內仍有充足的液體工質能充分浸潤毛細芯。因而控溫用LHP工質充裝量與儲液器容積需滿足關聯式：

ρL(Vloop+VWick+αVCC)?M?ρL(VLid-Link+

VLid+VCC+VWick)

(12)

式中:M為工質質量;VCC為儲液器容積;ρL為液氨密度;Vloop為外回路容積;VWick為毛細芯孔隙容積;VLid-Link為液體連接管路容積;VLid為液相管路容積;α為維系毛細泵穩定運行，儲液器內所需的最少液體的體積占比(本文定義為：毛細泵沿軸向水平放置時，儲液器內位于毛細芯最低點以下的容積與儲液器總容積的比值)。

3)蒸發器驅動電加熱器功率設計

蒸發器驅動電功率用于驅動環路熱管運行。在本文設計的控溫用環路熱管中，在任意時刻蒸發器的驅動電功率應能足夠大，以保證有充足的液體工質進入冷板組件，并能完全利用其汽化潛熱吸收被控熱源的所有廢熱，即：

mHfg≥QPre-H+QLoad

(13)

聯合式(10)、(13)，可得:

QE≥QPre-H+QLoad+QLeak

(14)

4)儲液器控溫電加熱器功率及控溫算法

由圖2可知，儲液器溫度取決于蒸發器向儲液器的漏熱QLeak、回流液的過冷量QSub及儲液器上加載的控溫電功率QCC。本文通過對主冷凝器的過冷設計，保證QSub始終大于QLeak；再通過儲液器溫度反饋，以比例開關算法實時調節QCC的大小，實現三者間的動態平衡，進而達到恒定控制儲液器溫度和冷板溫度的目的。即：

QSub-QLeak≥0

(15)

QSub=CLm(TCC-TPri-out)

(16)

QCC,Max≥MAX(QSub-QLeak)

(17)

(18)

式中:QSub為回流液過冷量;CL為液氨顯熱比熱容;TH為儲液器控溫閾值上限;TL為儲液器控溫閾值下限;QCC,Max為儲液器上電加熱器功率峰值。

5)預熱板預熱電加熱器功率設計

預熱板用于保證進入其下游冷板組件內的工質始終為兩相態，需將流經其內部的過冷液體加熱至相變點。本文預熱板的預熱電功率QPre-H為恒定值設計，并在任意時刻均能滿足如下不等式:

QPre-H≥CLm(TSat-TSec-out)≈CLm(TCC-TSec-out)

(19)

TSat為工質飽和溫度溫度。

6)熱輻射器面積設計

副冷凝器用于輻射排散蒸發器的驅動電功率，并使工質能充分液化，面積由如下公式[21]確定:

QSec-R-QSec-Hr=QE-QLeak

(20)

(21)

主冷凝器用于輻射排散預熱板的預熱電功耗和熱源的廢熱，并使工質冷凝為過冷液體，面積由如下公式[19]確定:

QPri-R-QPri-Hr=QPre-H+QLoad+QSub

(22)

(23)

在上述理論基礎上，本文控溫用LHP的具體材料及設計參數見表1。LHP本體主要由毛細泵組件、預熱板、冷板組件、副冷凝器、主冷凝器、及氣相管路、液相管路等串聯焊接組成。預熱板及冷板單元均為板狀結構，內部設有蛇形流道增強換熱。冷板組件共包含4片依次串聯的冷板，實際應用時冷板分別與4片CCD器件進行導熱耦合，通過控制4片冷板的溫度來控制CCD器件的溫度。

表1 控溫用LHP的基本參數Table 1 Basic parameters of temperature control LHP

結合衛星軌道外熱流數據，通過LHP的熱平衡方程和SINDA/FLUINT兩相流分析軟件，進行仿真分析可進一步確定控溫用LHP各部位加載的電功率及冷凝器面積見表2，具體的詳細過程參見文獻[22]。

表2 溫控組件設計狀態Table 2 Design results of temperature control components

目前國內外研究的多蒸發器環路熱管，其蒸發器是指毛細泵蒸發器，在其內部設置有毛細芯，結構復雜，工程上也較難實施，成本高。并且多個蒸發器的溫度分別取決于各自的儲液器，溫度一致性較差。而本文采用包含多個冷板單元的冷板組件對分散熱源進行控溫，冷板單元的結構簡單，易小型化設計，可靠性高；所有冷板單元共用一個毛細泵，各冷板單元的溫度均取決于唯一儲液器，溫度一致性較好，控溫精度更高。此外，本文中毛細泵的毛細芯為氮化硅陶瓷粉末燒結的多孔芯，孔徑小而孔隙率高，使LHP能夠產生更大的泵送能力。

盡管如此，控溫用LHP也存在諸多不足，比如增設了副冷凝器、預熱板及冷板組件等結構，外回路結構復雜，重量大；驅動電加熱器和預熱電加熱器會消耗額外的電功率；副冷凝器需消耗額外的散熱面面積資源等。

2 地面性能測試

該控溫用LHP在低溫真空罐內進行了傳熱性能測試驗證。真空罐采用了低溫液氮制冷，熱沉的溫度均布在-183 ℃～-173 ℃，真空罐的真空度不大于1×10-2Pa·m3/s；試驗過程采用了紅外籠模擬空間太陽、地球輻射熱流，紅外籠的熱流均勻性優于±5%，外熱流模擬精度優于±5%。控溫用LHP的主、副冷凝器外表面噴涂熱控白漆，通過輻射制冷。除主、副冷凝器輻射面外，環路熱管其余部位均采用多層隔熱組件包覆，隔離環境漏熱。采用Agilent 6675 A(輸出功率精度優于2%)提供驅動及負載等所需的電功耗。采用T型熱電偶作為溫度傳感器(經高精度標定，精度優于±0.05 ℃)，Agilent 34980采集溫度數據。根據ISO標準不確定度量化分析試驗測試誤差優于6.8%。

2.1 熱負載能力測試

控溫用環路熱管熱負載攜帶能力定義為熱負載與蒸發器驅動電功率之比。圖4所示是環路熱管熱負載攜帶能力測試曲線，測試過程中毛細泵蒸發器驅動電功率為100 W，預熱電功率為0 W， 4塊冷板模擬熱負載總功耗按80W- 90W- 95W- 98W的階梯進行加載(4片冷板功耗均勻加載)。整個過程毛細泵蒸發器、儲液器及回液管溫度均平緩穩定，說明環路熱管運行穩定。冷板總功耗從80 W階梯上升至98 W時， 4片冷板溫度一致性及溫度波動均小于±0.3 ℃。

圖4 控溫用LHP熱負載攜帶能力測試曲線Fig.4 Heat load capacity curves of temperature control LHP

式(14)是控溫用LHP穩定運行的必要條件，即QLeak(蒸發器向儲液器的漏熱損失)必然導致蒸發器驅動電功率無法完全用于汽化液體工質，進而導致熱負載攜帶能力通常會小于100%。換言之，QLeak越小，則熱負載攜帶能力會越大，越接近于100%。圖4中的冷板在80W- 90W- 95W- 98W的熱負荷加載過程中， 4片冷板的溫度曲線表明：在蒸發器驅動電功率為100 W，冷板總功耗為98 W時，仍未超過環路熱管的熱負載攜帶極限，即該LHP的熱負載攜帶能力不小于98%，驗證了本文控溫用環路熱管設計的正確性及毛細泵的良好傳熱性能。

2.2 控溫效果測試

圖5、圖6為控溫用LHP的控溫性能測試曲線。毛細泵蒸發器驅動電功率為50 W時，4片冷板模擬負載總功率為0～36 W的階梯加載(4片冷板為均勻加載)。圖5中預熱板未加載預熱電功率，圖6中的預熱板加載預熱電功率且始終為10 W。圖5中，4片冷板溫度波動達10 ℃以上。原因是當冷板模擬負載為0 W時，進入4片冷板中的工質均為過冷液體，此時冷板溫度取決于過冷液體溫度；當冷板模擬負載加載后，4片冷板溫度開始上升，直至冷板內部液體溫度超過飽和溫度并達到一定過熱度時，液體工質發生相變，溫度急劇回落至飽和溫度點，4片冷板溫度隨之回落并穩定；熱負載關閉后，冷板內的工質再次轉變為過冷液體，冷板溫度再次降低。即模擬負載在0～36 W間交變時，進入4片冷板的工質在過冷液體-過熱液體-兩相工質-過冷液體間循環切換，導致4片冷板溫度大幅波動。

圖5 負載通斷電過程冷板溫度曲線(預熱電加熱器關閉)Fig.5 Temperature curves of cold plate during heat source on-off (preheater is off)

圖6中，預熱板上的預熱電功率始終處于開啟狀態，在熱負載通斷電時，4片冷板溫度波動很小，不超過±1 ℃。原因是工質在進入冷板前，已經在上游的預熱板內被預熱電功率加熱成兩相工質，即流經4片冷板內的工質始終為兩相態。兩相態工質可通過調節干度，具有能在吸收或釋放熱量的過程中始終保持溫度恒定的特征。同時在LHP中，各部位兩相態工質溫度均錨定于儲液器溫度，因此4片CCD冷板的溫度始終保持一致，并近似相等于儲液器溫度。可見，通過在冷板組件上游設置預熱板，并恒定控制儲液器溫度，便能較好實現控溫用LHP對分散式熱源的精密控溫功能。

圖6 負載通斷電過程冷板溫度曲線(預熱電加熱器開啟)Fig.6 Temperature curves of cold plate during heat source on-off (preheater is on)

3 在軌飛行數據

本文設計的分散式熱源精確控溫用LHP用于GF-9衛星遙感器焦面CCD器件的恒溫控制。GF-9衛星于2015年9月發射，衛星入軌后，環路熱管一次啟動成功[22]。

啟動前，僅LHP儲液器上的控溫電加熱器開啟，其余各加熱器均關閉。環路熱管啟動過程分別在兩軌內進行，第一軌開啟預熱板的預熱電加熱器，預熱板內工質汽化后，推動冷凝管路中液體工質進入毛細泵，液體工質進一步浸潤毛細芯，有利于環路熱管在微重力下啟動；第二軌開啟蒸發器驅動電加熱器，當蒸發器與儲液器溫差達到一定值時(過熱度)，環路熱管開始啟動。

圖7為啟動過程中第一軌環路熱管各部位溫度變化曲線。預熱板的預熱電加熱器開啟前，儲液器溫度穩定維持在6.5 ℃附近，在控溫閾值3 ℃～7 ℃內；蒸發器溫度為-4 ℃，明顯低于儲液器溫度，此時可斷定蒸發器內工質為過冷液體，毛細芯被液體浸潤；預熱板的預熱電加熱器開啟后，蒸發器、儲液器溫度均降低1 ℃～2 ℃左右，說明冷凝器中過冷液體進入了毛細泵，毛細芯進一步得到過冷液體補充。整個過程冷凝器溫度均不低于-45 ℃。

圖7 LHP啟動過程(第一軌)各部位溫度曲線Fig.7 Temperature curves of each part in LHP startup process (first orbit)

圖8為啟動過程中第二軌環路熱管各部位溫度變化曲線。蒸發器驅動電加熱器開啟前，蒸發器溫度維持在-7 ℃， 4片CCD冷板溫度維持在3 ℃～6 ℃之間；蒸發器驅動電加熱器開啟后，蒸發器溫度迅速上升，約128 s后蒸發器溫度上升至7.4 ℃，高出儲液器溫度約1.5 ℃；隨后蒸發器溫度逐步平穩，伴隨著預熱板溫度從30 ℃急劇下跌至7 ℃左右，4片CCD溫度也維持在5.8 ℃～6.2 ℃之間，此時可確定環路熱管已啟動成功。

圖8 LHP啟動過程(第二軌)各部位溫度曲線Fig.8 Temperature curves of each part during LHP startup process (second orbit)

蒸發器受熱后，溫度持續上升，當與儲液器溫度達到一定過熱度時，毛細芯表面液態工質發生汽化，在毛細芯表面微孔內形成彎月面并產生毛細驅動力，毛細力推動工質在環路熱管內循環。從蒸發器泵出的氣相工質沿氣相管路進入副冷凝器，在副冷凝器內液化并過冷；過冷液體首先達到預熱板，被預熱板上的預熱電熱器加熱至相變點并發生相變，因此預熱板溫度最終恒定在7 ℃附近；兩相態工質再依次經過4片CCD冷板，實現對CCD冷板的精確控溫，若CCD器件加電工作，其熱耗將在相變溫度下被工質吸收， 4片CCD冷板溫度始終控制在6 ℃附近(近似等于儲液器溫度)。最后相變工質進入主冷凝器，液化并過冷后回到儲液器，形成了閉環系統。

截止2020年9月份，衛星發射已達到60個月。圖9為GF-9衛星入軌后，控溫用LHP 4片CCD冷板在軌的遙測溫度。從圖9可見，該控溫用LHP自衛星入軌啟動后，始終穩定運行。CCD器件每軌加電0 min至15 min不等，在累計約30000軌內，4片冷板溫度穩定性始終維持在±0.7 ℃/年，優于衛星提出的控溫指標，驗證了該控溫用LHP設計的正確性。

圖9 GF-9衛星遙感器CCD器件控溫用LHP 4片冷板在軌溫度遙測(代表60個月CCD器件在軌溫度遙測)Fig.9 Four cold plates’ temperature data of loop heat pipe in GF-9 satellite remote sensor (representing 60 months’flight temperature data of CCD devices)

圖10為GF-9衛星入軌后，該控溫用LHP主、副冷凝器及毛細泵組件的在軌溫度遙測，其對應時刻與圖9一致。受軌道外熱流影響，單軌90 min內，環路熱管主冷凝器溫度在-50 ℃至-30 ℃間波動，副冷凝器在-30 ℃至-15 ℃間波動，而毛細泵蒸發器及儲液器溫度穩定性始終維持±0.5 ℃以內。驗證了該控溫用LHP在軌微重力下的適應性和長壽命可靠性。

圖10 GF-9衛星遙感器CCD器件控溫用LHP各部位在軌溫度遙測(60個月)Fig.10 Flight temperature data of the LHP of GF-9 satellite remote sensor CCD devices (60 months’ flight temperature data)

4 結 論

本文設計了GF-9衛星遙感器分散式CCD器件精密控溫用環路熱管，并對其進行了地面性能試驗和超過60個月的在軌飛行應用。結果表明:

1)相比傳統LHP構型，在軌運行數據表明本文設計的控溫用LHP既能實現分散式熱源的統一高效熱管理，也能有效抵御外熱流擾動影響，可大幅提升周期性工作熱源的控溫精度；

2)累計約30000軌的零故障穩定運行數據表明，本文設計的控溫用LHP 4片冷板溫度(間接代表CCD器件溫度)穩定性始終維持在±0.7 ℃/年以內，充分驗證了該控溫用LHP對空間微重力環境的適應性及良好的控溫性能；

3)GF-9衛星于2015年9月發射，實現了國產控溫用LHP在空間微重力環境下的首次成功應用，其設計方法和在軌飛行數據可以對后續LHP在航天器熱控領域的應用提供參考和借鑒；

盡管如此，該控溫用LHP存在著重量大，消耗額外電功耗的固有缺點，很大程度上制約其在航天器上的大幅推廣應用。后續將進一步從以下三方面對控溫用LHP做出改進：

1)采用鋁、鈦等輕質材料替代不銹鋼材料制作LHP；

2)設計回熱器，利用氣相工質余熱來加熱冷板組件上游的過冷液體，減小甚至消除預熱電功率；

3)在毛細泵上引入半導體制冷器，替換儲液器控溫電加熱器和蒸發器驅動電加熱器，實現冷、熱能量合理分配，試圖節省電功率。