大功率空間激光載荷短時散熱系統實驗研究

陳祥貴趙振明,*孟慶亮王鈺

大功率空間激光載荷短時散熱系統實驗研究

陳祥貴1,2趙振明1,2,*孟慶亮1,2王鈺1,2

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）（2 先進光學遙感技術北京市重點實驗室，北京 100094）

大功率激光載荷在空間應用時具有瞬時熱流密度高、工作時間短、間歇性工作的特點。為確保其高性能的工作，需要高效地解決激光載荷的熱量獲取、傳遞及排散問題。但受限于航天器有限的散熱面面積，其散熱能力往往難以滿足大功率激光器的瞬時散熱需求，而相變儲熱作為一種利用相變潛熱的高效儲熱方式，可以解決航天器熱控系統在供給側和需求側時空不匹配的問題。機械泵驅兩相流體回路（Mechanically Pumped Two-phase Loop，MPTL）具有高效的傳熱效率和很強的傳熱能力，是解決大功率熱量獲取和傳遞的先進技術。文章針對大功率空間激光載荷的散熱需求，將相變儲熱和兩相傳熱技術相結合，提出基于固液相變儲熱和氣液相變傳熱的短時大功率散熱方案，完成了散熱系統研制及性能測試。實驗結果表明，散熱系統能夠很好的滿足大功率激光載荷的散熱需求，實現了12kW大功率載荷短時間穩定運行，具有很好的工程應用前景。

大功率激光載荷 機械泵驅動兩相流體回路 相變儲能裝置 航天器熱控

0 引言

近年來，隨著激光技術的日新月異，大功率空間激光載荷正在通信、遙感等領域的衛星上獲得廣泛使用[1]，例如高功率半導體激光器陣列等器件。盡管激光器的輸出功率在不斷提高，但由于光電轉換效率的限制，激光二極管依舊會產生較大的熱功率耗散[2]，這意味著空間激光載荷的散熱量和熱流密度呈指數級增長。為了提高大功率激光載荷的性能和可靠性，迫切需求一種適用于大功率、高熱流密度的散熱系統。

目前針對大功率散熱的傳熱技術包括單相水冷、兩相冷卻、射流沖擊、噴霧冷卻等[3]。雖然，大通道單相水冷技術可靠性高、技術成熟，但存在流量大、管路直徑大、系統體積質量大等問題，不適用于對安裝尺寸、體積、質量限制嚴苛的空間應用場景。而現已廣泛應用于各類航天器的槽道熱管、環路熱管等熱控產品，因毛細驅動力不足[4]，難以滿足大功率激光載荷散熱需求。

機械泵驅兩相流體回路（Mechanically Pumped Two-phase Loop，MPTL）是以機械泵作為驅動部件，利用工質氣液相變實現熱量交換與傳遞的一種兩相換熱系統，相比槽道熱管、環路熱管具有更強的傳熱能力和更遠的傳輸距離[5]。

已有研究和在軌飛行應用實例證明，MPTL作為分布式載荷和大功率載荷的熱傳輸系統具有良好的工作特性，其中最典型的就是由歐洲和中國多家機構聯合研制的α磁譜儀硅微帶探測器熱控系統[6]。α磁譜儀硅微帶探測器熱控系統本質上是一個工質為液態二氧化碳的MPTL系統，迄今為止，該系統已連續工作11年，其工作結果表明MPTL系統在多熱源控溫上具有優良的溫度控制精度、穩定性和可靠性[7-9]。此后，中山大學開發了一種為中國貨運飛船“天舟一號”飛船上的微重力流體冷凝實驗提供精確控溫的MPTL系統[10]。法國泰雷茲阿萊尼亞航天公司也一直致力于開發用于4kW有源天線散熱用MPTL裝置[11]，該公司2021年發射的最新一代大型通信衛星SES-17采用了該MPTL裝置，該裝置可以有效地傳輸大功率設備的散熱熱量，并保證部組件處于準等溫狀態[12]。中國多個院所也對MPTL系統進行了在軌驗證。

盡管MPTL熱傳輸效率很高，但究其根本只是一種高效的熱傳輸系統，航天器廢熱依舊要依靠散熱面對黑冷空間的熱輻射來排散。受衛星軌道、星上能源、散熱面面積、載荷壽命等眾多因素的限制，目前的大功率激光載荷往往采用短時（瞬時）間歇性的工作模式。顯然，為短時間的大功率需求而增加大量的散熱面是得不償失的，對于部分航天器也是無法實現的。相變儲熱技術作為一種利用相變潛熱的高效儲熱方式，可以有效的解決上述問題[13]，非常適用于周期性和脈沖式工作的儀器設備[14]。王愛華等人使用耦合蓄冷裝置的單相流體回路方案和熱泵回路方案，成功減少了輻射器面積、降低了散熱系統質量[15]。上海技物所為登月探測器激光載荷熱控系統設計了一個相變儲能裝置，并順利通過了振動力學實驗和熱真空實驗驗證[16]，郭遠東等進行了應用相變材料的星敏感器控溫研究[17]，歐洲、印度等國也對空間應用的相變儲能裝置進行了研究[18-19]。上述研究表明空間應用中利用相變儲能裝置取代傳統的冷凝器具有可行性。

結合上述相變儲熱與兩相傳熱技術的優點，本文提出一種耦合相變儲熱裝置的機械泵驅兩相流體回路系統，并針對大功率空間激光載荷的散熱需求開展了系統工作特性的研究。

1 實驗系統設計

1.1 系統設計

該實驗系統的設計目的是為了驗證耦合相變儲能裝置（Phase Change Materials Heat Exchanger Device）的機械泵驅兩相流體回路熱傳輸系統能否滿足大功率激光載荷的短時散熱需求。該實驗系統由MPTL子系統和相變儲能裝置兩部分組成，圖1給出了該系統的設計原理圖，圖中紅色管路部分為兩相段管路，藍色部分為單相段管路，1、2、3、4、5、6為熱電偶測點布置處的溫度，圖2為系統實物圖。其中，MPTL子系統包括機械泵、儲液器、蒸發器1、蒸發器2、連接管路、絕對壓力傳感器、壓差傳感器及測溫熱電偶等部件。蒸發器1加載3 000 W熱量、蒸發器2加載9 000 W熱量（基于真實熱源的模擬），熱流密度最高達到5.75 W/cm2。MPTL子系統和相變儲能裝置由外徑為8 mm、內徑為6 mm的不銹鋼管連接。壓差傳感器通過管路與機械泵進出口連接，用于觀察泵前后系統壓差的變化和機械泵的工作狀態；絕對壓力傳感器與儲液器出口相連，用于監測儲液器內部壓力，便于系統蒸發器中的飽和溫度的調整。工質在回路中循環流動的驅動力由機械泵提供，機械泵控制器具備開關機、轉速調整和預警功能，保證各項測試需要。

圖1 耦合相變儲能裝置的機械泵驅兩相流體回路原理圖

圖2 實驗系統實物圖

表1給出了該實驗系統主要設備參數。實驗系統的主要測試項目包括機械泵開機測試、熱源加載測試和流量調整測試。

表1 實驗系統主要設備參數

Tab.1 The parameter of main components of MPTL system

1.2 MPTL子系統設計

選取高純度液氨作為工質，液氨具有良好的熱物理特性，性能穩定、相變焓值大、導熱系數高，這使得MPTL系統更輕、流量更小、功率需求更少。另一方面，液氨是航天器熱控系統中成熟常用的工質，與除銅之外的多數金屬材料相容性較好。

機械泵采用離心泵，并針對電磁環境、離子輻射等進行了屏蔽設計。儲液器采用具有自主冷卻能力的兩相控溫型儲液器，利用從相變儲能裝置出來的冷流體，為儲液器控溫提供必要的冷量。

蒸發器1采用較窄的多并聯流道設計，多個較窄流道的設計可以有效增大工質受熱的熱流密度，便于工質過熱現象的盡快結束并進入兩相態，使系統盡早進入穩態運行中。為有效確保蒸發器各部分的熱量均能被有效獲取，采用了均流技術設計并聯流道，保證并聯流道的供液量均勻，使系統運行穩定高效。

蒸發器2采用較寬的串聯蛇形流道，其較寬的流道既可以降低兩相流的流動阻力，也有助于解決工質向兩相態轉變過程中氣態工質體積膨脹導致的流道阻塞、流量波動和干燒等問題。

實驗適配的激光載荷為某型光纖激光器，實際應用中蒸發器1與激光器的光纖部分耦合，蒸發器2與激光器的泵浦耦合。光纖部分通過特殊設計鑲嵌在蒸發器1表面內，泵浦部分通過導熱硅膠與蒸發器2導熱安裝，并利用螺栓緊固。實驗時通過陶瓷加熱片模擬激光器工作時所產生的熱量，其中蒸發器1的加熱片主要集中在蒸發器上表面中間部分，蒸發器2的加熱片則布置在蒸發器蛇形流道處的上下表面，陶瓷加熱片通過導熱硅膠固定在蒸發器上，并由螺栓和銅片固定。

1.3 相變儲能裝置設計

相變儲能裝置主要由相變材料、換熱管路（工質和冷卻劑管路）、封裝殼體及裝配件組成，換熱管路埋藏于相變材料中，如圖3所示。實驗中選取正十四烷作為主要的相變儲能材料，其相變焓值為227 kJ/(kg·K)，并加入了少量其他石蠟類物質以降低正十四烷的相變溫度。為提升相變材料的導熱系數，提升相變材料的利用率，在相變材料中添加了石墨纖維，混合后的等效導熱率為1.50 W/(m·K)。

由于相變裝置中的工質冷卻管路較長，為防止系統流阻過大，相變裝置內采用了并聯管路的方式。相變裝置由十個并聯管路組成，在最大程度保證冷卻效果的同時，減小系統流阻，如圖4所示。

圖3 相變儲能裝置原理圖

圖4 相變儲能裝置管路圖

1.4 不確定度分析

實驗中測量量包括溫度、壓力、體積流量和熱負荷。各測量量的精度包括設備的測量誤差、采集誤差和隨機誤差。

溫度的不確定度包括測量設備誤差ΔB、數據采集設備誤差ΔM和隨機誤差ΔR，即

式中 溫度測量設備采用直徑0.20 mm的T型（銅-康銅）熱電偶，其誤差為±0.1 K；數據采集設備使用安捷倫34 980 A，其溫度采集誤差為±0.1 K，系統的隨機誤差為±0.2 K。因此，溫度的不確定度為±0.24 K。

同樣，壓力的不確定度可由下式計算

式中 壓力測量設備采用絕對壓力傳感器和壓差傳感器，其誤差為±1 000 Pa；數據采集設備使用安捷倫34 980 A，其壓力采集誤差為±500 Pa，系統的隨機誤差為±1 000 Pa。因此，壓力的不確定度為±1 500 Pa。

流量不確定度的計算如下

式中 流量測量設備采用渦輪流量計，其誤差為±5%；數據采集設備使用安捷倫34 980 A，其流量采集誤差為±1%，系統的隨機誤差為±3%。因此，流量的不確定度為±5.91%。

蒸發器上熱負荷是導出量，可由電壓和電流的多乘積求和得出。因此，總熱負荷的不確定度可以計算為

式中 在測試過程中，使用十個直流電源來模擬蒸發器上的熱負荷，下標表示第個電源。電壓和電流的測量不確定度皆為1%。將值代入式（4），可以得到熱負荷的推導不確定度為4.5%。

在實驗過程中，通過空調系統將實驗室環境溫度控制在25 ℃，并在實驗臺部組件外包裹保溫棉來阻止漏熱。因此，實驗系統的環境熱損失可由下式計算

式中lose是單位時間內的環境熱損失；是管路的長度；pip是管路外壁面的溫度；out是環境溫度；是管路外徑；l是管路外保溫棉外徑；是保溫棉的導熱系數。經計算lose=2.65 W，遠小于蒸發器 12 kW的加熱功率，可以視為絕熱邊界條件。

通過上述對該實驗系統不確定度的分析證明，該實驗系統向外界環境漏熱小，實驗系統與外界環境之間可視為絕熱邊界條件，且實驗誤差小，結果可信。

2 工作原理

2.1 MPTL系統工作原理

MPTL系統以機械泵提供驅動力，利用工質的氣液相變潛熱從熱源處吸收并存儲熱量，工質在冷凝器或輻射散熱面中冷凝并釋放熱量。儲液器作為MPTL系統的控制核心，可以通過控制儲液器的飽和溫度控制著儲液器和系統的飽和壓力，進而控制系統的飽和溫度。

當蒸發器內流體達到兩相飽和態時，其與儲液器內飽和態流體滿足Clausius-Clapeyron關系式[20]。因此，兩個組件內飽和流體的溫度是相關的，即

式中eva為蒸發器內的溫度；acc為儲液器內的溫度；?EA為儲液器和蒸發器的飽和壓力之差；(d/d)sat為溫度點acc的壓力-溫度曲線斜率。

式（6）說明蒸發器中飽和流體的溫度可以由儲液器和飽和壓差?EA控制。該MPTL系統中儲液器和蒸發器的飽和壓差?EA包括泵的揚程和系統流阻造成的影響，即

式中acc為儲液器內的絕對壓力；eva為蒸發器內的絕對壓力；?pump為機械泵提供的揚程；?m為儲液器至蒸發器的流動阻力壓降。

其中，流動阻力壓降?m包括單相段的流動阻力壓降和兩相段的流動壓降，其影響因素包括單相流阻的影響因素、工質兩相段的長度、飽和態工質的干度等。

在MPTL系統中，工質從過冷狀態到吸熱結束會先后經歷單相流動和兩相流動。當工質處于單相流動狀態時，其傳熱方程為：

式中eva是單位時間內蒸發器上的輸入功率，即eva=，也是系統的單位時間散熱量；是質量流量；f,in和f,out分別是蒸發器內工質的入口溫度和出口溫度，單位為℃；c是液氨工質的定壓比熱容。

當工質進入兩相流動狀態后，其傳熱方程為

2.2 耦合相變儲能裝置的傳熱分析

相變裝置通過相變材料的融化吸收和儲存MPTL系統工質攜帶的熱量，并通過航天器散熱面慢慢輻射到黑冷空間。因此，單位時間內相變儲能裝置與MPTL系統的熱平衡方程為

式中eva是蒸發器上的輸入功率；PCM是單位時間內相變材料的吸熱量。

在本實驗中相變材料吸熱過程會歷經相變前的單相吸熱、相變潛熱吸熱和完全融化后的單相吸熱三個過程。在系統工作的初期，相變材料處于過冷狀態，即其溫度低于相變溫度。因此，當工質攜帶熱量流過相變材料時，相變材料首先進入固體的單相換熱狀態，其傳熱方程為

在相變材料的溫度達到相變溫度后，其進入兩相吸熱狀態，利用相變潛熱吸收工質攜帶的熱量，傳熱方程為

在相變材料繼續升溫后，其進入液態的單相換熱狀態，其傳熱方程為

式中f是工質的溫度；PCM是相變材料的溫度；PCM是MPTL到相變材料的綜合熱阻，包括對流換熱熱阻、管壁熱阻、相變材料內部熱阻等。由于該熱阻的存在，實際換熱過程中靠近MPTL管路的部分將先發生融化，遠離部分將最后融化。

3 分析與討論

3.1 實驗流程

實驗開始前，利用工業制冷機（模擬航天器輻射散熱器的制冷作用）實現相變儲能裝置內相變材料的冷凝。工業制冷機的溫度設定為–10 ℃，通過低溫制冷劑的循環冷凝相變材料，直至相變裝置內部溫度接近工業制冷機溫度。

實驗開始時，系統各部分溫度穩定在環境溫度14.5 ℃附近。50 s時，機械泵啟動，驅動流體回路內的工質開始循環。150 s時，開始加載熱負荷，蒸發器1加載功率為3.0 kW，蒸發器2加載功率為9.0 kW。270 s時蒸發器內工質進入較為穩定的兩相態，流量穩定在1.2 L/min附近，進行流量調節測試。292 s時增加泵的轉速，流量增加至1.43 L/min；326 s時增加泵的轉速，流量增加至1.67 L/min；354 s時增加泵的轉速，流量增加至4 L/min。410 s時，相變儲能裝置出口的工質溫度上升至12 ℃，臨近運轉中機械泵的汽蝕界限，熱載荷關閉。435 s時，機械泵關閉機。

該MPTL系統通過耦合相變裝置，維持12 kW大功率載荷運行了261 s，其中維持激光器溫度穩定（溫度波動≤±3 ℃）的運行時間為147 s，實現了激光器穩定運行90 s的設計目標，具有很好的工程應用前景。

3.2 實驗結果分析

圖5為蒸發器1和蒸發器2溫度隨時間的變化曲線。儲液器加熱控溫過程中，蒸發器1、2的各測點溫度基本穩定在環境溫度14.5 ℃附近。55 s時機械泵啟動，回路內工質開始循環流動，回路內工質溫度受相變裝置的影響逐漸降低，進而導致回路各個位置的壁面溫度開始下降。由于金屬優良的導熱性能，蒸發器1、2的進出口測點溫度1、3、4、6可以近似認為是管內流動工質的溫度。

熱負荷加載后，蒸發器1的冷板溫度2和工質溫度開始上升。由于蒸發器1較小的熱負荷和較大的流量，蒸發器1實際上起到了預熱器的作用。工質在蒸發器1中基本處于被加熱的、穩定的單相流動狀態，隨后進入過熱狀態；290 s時，進行流量調節，增大流量，蒸發器1出口溫度3降低。在上述過程中，由于蒸發器熱阻的存在，蒸發器1的冷板溫度2大部分時候高于其內的工質溫度。

熱負荷加載后，蒸發器2的冷板溫度4開始上升。蒸發器2內的工質首先處于單相流動狀態，但隨著加熱的持續和流體溫度的快速上升，工質迅速進入兩相狀態，直至處于穩定的飽和兩相流動狀態，隨后蒸發器2的冷板溫度4僅隨系統飽和壓力的上升而緩慢增加。得益于蒸發器1并聯的窄流道設計和蒸發器2自身較大的熱負荷，蒸發器2內的工質未經歷過熱狀態的溫度波動而直接進入兩相流動狀態，在此過程中，蒸發器1的預熱器作用保證了兩相流體回路系統的穩定性。

工質進入兩相態后，蒸發器2的飽和溫度和飽和壓力仍在緩慢上升，其原因主要是隨著熱量的吸收，管路附近的相變材料組件融化，換熱能力下降，導致相變裝置中工質兩相段的延長，使得系統內氣態工質增加和相變裝置出口工質溫度上升，進而導致流體回路系統飽和壓力的上升，并最終導致系統各處飽和溫度的上升。而流量調節測試過程中，蒸發器1、2的壁面溫度及其趨勢基本穩定，沒有出現明顯的不穩定現象。上述結果表現出該系統具有良好的抗干擾能力。

圖5 蒸發器1、蒸發器2冷板溫度和工質溫度隨時間變化趨勢圖

圖6給出了實驗過程中相變儲能裝置進出口溫度隨時間的變化趨勢。相變裝置作為系統散熱的熱沉，在系統啟動運行前初始溫度為–7 ℃，低于系統其它位置溫度。機械泵啟動后，回路內工質開始循環流動，上游溫度較高的工質流經相變裝置入口后，使得該處溫度出現小幅上升，而后因與相變裝置的換熱，使得完成一個循環再次流經相變裝置入口的工質溫度開始迅速下降。對于相變裝置出口處的工質，由于其上游為溫度較低的相變裝置，使得機械泵啟動后該處溫度迅速下降，而后因工質與系統內其它高溫組件的熱交換而逐漸上升。

加載熱負荷后，相變裝置進口溫度迅速上升，這是由于此時MPTL系統內的工質溫度未達到飽和溫度，處于單相流動狀態，使得其吸收蒸發器處的熱量后溫度迅速升高。受其影響，相變裝置出口的溫度也呈現小幅上升的趨勢。當MPTL系統內的工質達到飽和溫度進入兩相流動后，相變裝置入口處的溫度趨于穩定；此時相變裝置出口處的溫度同樣趨于穩定，但隨后因相變裝置內靠近流體工質的相變材料逐漸全部融化而繼續上升，直至熱負荷關閉。

在加載熱負荷的時間內，相變裝置的工作過程可分為三個階段，即單相吸熱階段（50～200 s）、兩相吸熱階段（200～350 s）和融化后的單相吸熱階段（350～410 s）三個階段。在熱負荷加載初期，由于相變材料的溫度低于相變點，工質流經相變裝置后，相變材料首先處于單相吸熱狀態，依靠相變裝置的顯熱吸收工質所攜帶的熱量，使得相變裝置溫度逐漸上升。當相變材料溫度達到相變溫度時，工質管路附近的相變材料開始融化，相變裝置出口溫度出現拐點，相變材料進入相變吸熱狀態，相變裝置出口溫度上升趨勢放緩。此后，相變裝置出口溫度再次開始上升，這是因為此時相變材料已經完全融化，相變裝置再次進入單相吸熱狀態，直至出口工質溫度達到12 ℃，熱源關閉，實驗結束。

實驗中，蒸發器上加載的熱功率是恒定的，而相變裝置出口的工質溫度會受到系統流量的影響。調節流量測試中發現，隨著流量的增加，相變裝置的出口溫度上升趨勢加快。這是因為隨著流量的增大，工質流速增大，工質在相變裝置中停留的時間變短，工質與相變材料的換熱過程變得不充分，導致相變裝置的出口工質溫度上升。

圖7給出了實驗過程中系統流量和系統壓差的變化趨勢。儲液器加熱控溫時，流量和系統壓差基本穩定；機械泵啟動后，系統壓差迅速上升至0.2 MPa，流量迅速增加至4.5 L/min。

加載熱負荷后，回路中的流量和系統壓差基本可以分為單相流動階段（Ⅰ）、初入兩相流動階段（Ⅱ）、流量滑移階段（Ⅲ）和穩定兩相流動階段（Ⅳ）四個階段。加載熱負荷之初，工質流動處于單相流動階段，流量平穩、系統壓差基本無波動；隨著流體回路中兩相態工質的出現，管路中部分位置的流動進入初步的兩相流動階段，流量和系統壓差開始出現輕微波動；隨著工質干度的不斷增加和兩相段管路的不斷延長，流動進入流量滑移階段，流量和系統壓差波動加大，流量開始迅速下降，出現了“流量漂移”現象，系統壓差則在緩慢上升。此后，流動進入相對穩定的兩相態流動階段，流量和系統壓差基本穩定，在一定范圍內機械泵轉速的增加也不會讓流量和系統壓差產生劇烈波動，如前三次較小的流量增加，流量增加后在較小的范圍內波動，基本保持穩定。當然，機械泵轉速的增加超出某一范圍后，流量和壓差依舊會有強列的波動產生，如第四次流量增加幅度較大，系統流量產生明顯波動。關閉熱載荷后，工質干度迅速下降，進入單相狀態，流動阻力減小，致使流量迅速上升。

圖6 相變裝置進出口溫度隨時間變化圖

圖7 流量和系統壓差隨時間變化圖

4 結束語

本文提出了一種耦合相變儲熱的機械泵驅兩相流體回路系統，用以解決大功率空間激光載荷短時散熱的問題，并針對大功率散熱需求開展了系統的啟動特性、控溫特性及工作穩定性研究。實驗結果表明：

1）該散熱系統充分利用泵驅流體回路的氣液相變特性和相變裝置的固液相變特性，能夠成功解決大功率設備的短時散熱問題，具有傳熱能力大、表面溫升小等優點，為后續的空間應用打下堅實的基礎，提供了相關設計參考；

2）流量測試表明，系統熱傳輸過程中存在最適宜流量，一味的追求大流量并不能增加其散熱能力，反而會導致系統壓力的增加和相變裝置出口溫度的上升，造成蒸發器處飽和溫度的上升和系統散熱效率的降低。

[1] MCGARRY J F, HOFFMAN E D, DEGNAN J J, et al. NASA's Satellite Laser Ranging Systems for the Twenty-first Century[J]. Journal of Geodesy, 2018, 93: 2249-2262.

[2] LORENZEN D, BONHAUS J, FAHRNER W R, et al. Micro Thermal Management of High-power Diode Laser Bars[J]. IEEE Transactions on Industrial Electronics, 2001, 48(2): 286-297.

[3] MATHEW J, KRISHNAN S. A Review on Transient Thermal Management of Electronic Devices[J]. Journal of Electronic Packaging, 2022, 144(1): 010801.

[4] MENG Q, ZHAO Z, VAN ES J, et al. Experimental Study on the Transient Behaviors of Mechanically Pumped Two-phase Loop with a Novel Accumulator for Thermal Control of Space Camera Payload[J]. Applied Thermal Engineering, 2020, 179: 115714.

[5] ZHANG P, WEI X, YAN L, et al. Review of Recent Developments on Pump-assisted Two-phase Flow Cooling Technology[J]. Applied Thermal Engineering, 2018, 150:811-823.

[6] WU Z S, HE Z H, HUANG Z C, et al. Simulation of the In-orbit Performance of the Active-pumped Two-phase Loops for the AMS-02 Tracker Thermal Control System[C]//Asian Microgravity Pre-symposium 9th China-Japan-Korea Workshop on Microgravity Sciences, October 29, 2012,Guilin, China. NSMSA, JASMA, KMS, 2012: 28.

[7] VAN ES J, PAUW A, DONK G V, et al. AMS02 Tracker Thermal Control Cooling System Test Results of the AMS02 Thermal Vacuum Test in the LSS at ESA ESTEC[C]//42nd International Conference on Environmental Systems,July15-19, 2012, San Diego, California, USA. AIAA, 2012.

[8] VAN ES J, PAUW A,VAN GERNER H J, et al. AMS02 Tracker Thermal Control Cooling System Commissioning and Operational Results[C]//43rd International Conference on Enviromental System, July 14-18, 2013, Vail, CO, USA. AIAA, 2013.

[9] VAN ES J, VAN GERNER H J, VAN BENTHEM R C. Component Developments in Europe for Mechanically Pumped Loop Systems (MPLs) for Cooling Applications in Space[C]//46th International Conference on Environmental Systems, July 10-14, 2016, Vienna, Austria. ICES, 2016.

[10] WANG Z R, ZHANG X B, WEN S Z, et al. Design and Performance of a Mechanically Pumped Two-phase Loop to Support the Evaporation-condensation Experiments on the TZ1[J]. Case Studies in Thermal Engineering, 2017, 10(C): 650-655.

[11] ARMANANZAS I S, HUGON J, RAVASSO N, et al. Development of a Two-phase Mechanically Pumped Loop (2ΦMPL) for the Thermal Dissipation Management of an Active Antenna: Experimental On-ground Results[C]//43rd International Conference on Environmental Systems, July 14-18, 2013, Vail, CO, USA. AIAA, 2013.

[12] GELDER P V. SES-17: Innovating Satellite Connectivity. SES GLOBAL Official Website. [2022-07-07]. https://www.ses.com/blog/ses-17-innovating-satellite-connectivity.

[13] KABIR M, GEMEDA T, PRELLER E, et al. Design and Development of a PCM-Based Two-phase Heat Exchanger Manufactured Additively for Spacecraft Thermal Management Systems[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2021, 180: 121782.

[14] 王磊, 菅魯京. 相變材料在航天器上的應用[J]. 航天器環境工程, 2013, 30(5): 522-528. WANG Lei, JIAN Lujing. Application of Phase Change Materials in Spacecraft[J].Spacecraft Environment Engineering, 2013, 30(5): 522-528. (in Chinese)

[15] 王愛華, 梁新剛, 任建勛. 航天器短時大功率排熱系統質量分析[J]. 清華大學學報(自然科學版), 2004, 44(8): 1130-1133. WANG Aihua, LIANG Xingang, REN Jianxun.Weight Analysis of Spacecraft Heat Rejection Systems with High Heat Rejection Rate[J]. Journal of Tsinghua University(Science and Technology), 2004, 44(8): 1130-1133. (in Chinese)

[16] 謝榮建, 戴征舒, 徐紅艷, 等. 激光載荷相變材料熱控裝置力學性能及升溫特性研究[J]. 上海理工大學學報, 2017, 39(2): 114-119. XIE Rongjian, DAI Zhengshu, XU Hongyan, et al. Mechanical Properties and Temperature Rise Characteristics of a Thermal Control Equipment for Phase Change Material of the Laser Payload[J]. Journal of University of Shanghai for Science and Technology, 2017, 39(2): 114-119. (in Chinese)

[17] GUO Y, YANG H, FU W, et al. Temperature Control of Star Sensor Baffle using 3D Printing and PCM Thermal Energy Storage Technology[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2021, 165(PA): 120644.

[18] GARMENDIA I, VALLEJO H, SECO M, et al. Design and Fabrication of a Phase Change Material Heat Storage Device for the Thermal Control of Electronics Components of Space Applications[J]. Aerospace, 2022, 9(3): 126-126.

[19] KANSARA K, SINGH V K. Effect of Heat Source Direction on the Thermal Performance of Phase Change Material (PCM) Based Thermal Control Module (TCM) under the Influence of Low Gravity Environment[J]. International Communications in Heat and Mass Transfer, 2021, 128: 105615.

[20] ZHANG C, LI G, SUN L, et al. Experimental Study on Active Disturbance Rejection Temperature Control of a Mechanically Pumped Two-phase Loop[J]. International Journal of Refrigeration, 2021, 129: 1-10.

Ground Experiment Research on Short-Time Heat Dissipation System under High Power Space Laser Load

CHEN Xianggui1,2ZHAO Zhenming1,2,*MENG Qingliang1,2WANG Yu1,2

（1 Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）（2 Beijing Key Laboratory of Advanced Optical Remote Sensing Technology, Beijing 100094, China）

High-power laser loads have the characteristics of high instantaneous heat flux density, short working time and intermittent operation in space applications. To ensure its high-performance work, it is necessary to efficiently solve the heat acquisition, transfer, and dissipation problems of the laser load. Due to the limited heat dissipation surface area of the spacecraft, its heat dissipation capacity is often difficult to meet the instantaneous heat dissipation requirements of high-power lasers. As an efficient heat storage method using latent heat of phase change, phase change heat storage can solve the problem of space-time mismatch between the supply side and the demand side of the spacecraft thermal control system. Mechanically pumped two-phase loop (MPTL) utilizes the latent heat of gas-liquid phase transition and boiling heat transfer characteristics in the process of flow boiling, which is the key to solving the heat dissipation problem of high-power equipment due to its extremely strong heat transfer capability. In view of the heat dissipation requirements of high-power space laser loads, this paper combines phase change heat storage and two-phase heat transfer technology, proposes a short-term high-power heat dissipation scheme based on solid-liquid phase change heat storage and gas-liquid phase change heat transfer, and completes the development and performance test of the cooling system. The experimental results show that the heat dissipation system can well meet the heat dissipation requirements of the high-power laser load and realize the stable operation of the 12KW high-power load in a short time, which has a good engineering application prospect.

high-power space laser loads; mechanically pumped two-phase loop (MPTL); phase change energy storage device; spacecraft thermal control

V416；TK124

A

1009-8518(2023)03-0069-10

10.3969/j.issn.1009-8518.2023.03.008

陳祥貴，男，1998年生，2016年獲中國石油大學（華東）能源與動力工程專業工學學士學位，現于中國空間技術研究院航空宇航科學與技術專業攻讀碩士學位。主要研究方向為空間遙感器熱控和空間兩相流體回路。E-mail：ChenXG508@163.com。

趙振明，男，1980年生，2009年獲北京航空航天大學工程熱物理專業博士學位，研究員。主要研究方向為空間遙感器熱控設計和兩相換熱技術。

2022-10-13

國家自然科學基金青年科學基金（51806010）

陳祥貴, 趙振明, 孟慶亮, 等. 大功率空間激光載荷短時散熱系統實驗研究[J]. 航天返回與遙感, 2023, 44(3): 69-78.

Chen Xianggui,Zhao Zhenming,MENG Qingliang, et al. Ground Experiment Research on Short-Time Heat Dissipation System under High Power Space Laser Load[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2023, 44(3): 69-78. (in Chinese)

（編輯：龐冰）