碳基復合相變裝置及在大熱耗單機溫控中的應用

顧燕萍，張 好，曾凡健，施哲棟，翟載騰，王 江，彭仁軍，姜海堅，蘇小明

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

0 引言

隨著航天技術不斷地發展，出現任務復雜化與工作模式多樣化的新型衛星，與傳統衛星平臺相比，衛星軌道機動更為頻繁，造成空間熱環境復雜多變，且具有一定的不可預知性；并且由于衛星工作模式多樣，使星載單機設備熱負荷變化范圍較大［1-2］。同時，航天器所用電子設備趨向于小型高效化、質量輕質化、結構緊湊化發展，造成星用單機的熱耗和熱流密度急劇升高［3-6］，極大地增加了單機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與發射器-接收器（Transmitter and Receiver，TR）組件，如采用常規的熱控技術，熱傳輸和散熱通道所需的質量資源非常可觀，且單機非工作時段的補償功耗也非常高［7-8］。

相變材料通過融化-凝固來吸收和放出熱量，常用于內熱源或外部環境發生周期性變化的航天器，以保持一期設備溫度的相對穩定［9-14］。鑒于相變材料自身的導熱系數極低、傳熱能力弱的問題，近年來，提出了相變材料與高導熱材料復合來提升其導熱性能［15-20］。高導熱碳基復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熱性能優異，比表面積大、吸附力強的特性，又兼具石蠟類相變材料的相變潛熱大、密度小、質量輕等優勢，適合用于解決短時大熱耗單機的散熱問題［23-24］。

本文針對某衛星型號大熱耗單機的溫度控制要求，基于高導熱碳基復合相變材料研制了碳基復合相變儲能裝置，結合衛星結構板的優化設計，實現了單機大熱耗的排散和溫度控制。文中對所研制碳基復合相變儲能裝置的結構優化算法、空間環境適應性驗證試驗方案和試驗結果進行了介紹，并給出了整星真空熱試驗過程中復合相變裝置對大熱耗單機的溫度控制效果。

1 高導熱碳基復合相變儲能裝置簡介

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

鑒于高導熱碳基復合相變材料兼具多孔材料優異的導熱性能，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合相變材料為核心組件，結構如圖1 所示。復合相變裝置為“三明治”結構，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生，同時也實現相變裝置與衛星結構板、星載單機的結構接口設計。核心組件高導熱碳基復合相變材料封裝在上蓋板和下殼體之間，它是由多孔石墨導熱載體和正十六烷復合而成，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，進而將石墨蠕蟲壓制成多孔石墨導熱載體，采用真空和浸漬工藝將相變材料浸入到多孔石墨導熱載體中，獲得的高導熱碳基復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、下殼體與復合相變材料之間填充有導熱硅橡膠，以減少界面熱阻，強化導熱；上蓋板和下殼體所有接縫區域通過焊接工藝進行封裝，以保證相變裝置的密封性能，降低空間真空環境下石蠟類相變材料的泄漏［14］。

2 基于復合相變裝置的單機溫度控制

2.1 大熱耗單機溫度控制方案簡介

針對第1 章所述星載單機間歇性工作、熱耗大的特點，對該單機采取了獨立熱控設計方案。具體過程如下：

1）單機安裝于衛星的主要散熱面，衛星結構板在單機的安裝區域中心位置開孔，開孔尺寸小于單機的安裝面尺寸；

2）復合相變裝置安裝于單機和衛星結構板之間，且單機與復合相變裝置導熱安裝，相變裝置與衛星結構板導熱安裝；

3）單機除安裝面外其余側面進行黑色陽極氧化處理，復合相變儲能裝置星內側噴涂黑漆熱控涂層，星外側除安裝面外噴涂白漆熱控涂層。

4）衛星結構板星外側相變裝置安裝區域噴涂白漆熱控涂層，作為單機散熱面，其余區域包覆多層隔熱組件；

5）在單機表面設計控溫加熱器，用于單機非工作時段維持其最低溫度水平。

熱控方案如圖2 所示。該方案的優點是在衛星結構板上開適當尺寸的散熱窗口，使復合相變裝置直接與外空間輻射熱交換，提高了散熱系統的散熱效率；同時利用復合相變裝置的儲能特點，對散熱系統的熱量進行削峰填谷，既能抑制單機工作時的峰值溫度，又能減小單機不工作時的降溫速率，降低控溫加熱器所需的補償功耗，節省整星能源。此方案相對于傳統的基于鋁合金擴熱板的大功耗單機散熱方案可節省整星質量超過1 kg，降低單機峰值溫度約10 ℃，單機非工作時段可以節約熱控補償功耗30%。

圖2 復合相變裝置應用Fig.2 Application of the composite phase-change device

2.2 復合相變裝置結構優化設計

在上述大熱耗單機的溫度控制系統中，復合相變裝置的尺寸既影響著總儲熱量，又影響散熱系統的散熱面大小，需要根據散熱系統的實際控溫效果進行優化設計，以獲得較為合理的單機溫度水平。

復合相變裝置的尺寸設計是一個迭代優化的過程。復合相變裝置內所填充相變材料的長×寬×高（L×B×H）與散熱系統所需的儲能量Q密切相關，其表達式為

式中：ρ、q分別為復合相變材料的密度和相變潛熱。

另一方面，單機散熱系統的散熱面尺寸S又與相變材料的長和寬尺寸有關，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。

復合相變裝置的優化設計可視為單機溫度水平約束下的復合相變裝置質量最小化約束問題，表達式為

式中：f1為相變裝置質量與結構尺寸的關系；f2為單機溫度與相變裝置結構的關系；f3為相變裝置儲能量與結構尺寸的關系。

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

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

1）由于單機的安裝板為導熱系數很低的碳纖維蒙皮蜂窩板，忽略安裝板單機區的熱量向艙板非單機安裝區域的熱擴散損失；

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

3）單機殼體為鋁合金材料，忽略單機自身的溫差，將單機視為一個均溫體；

4）由于復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，忽略復合相變儲能裝置自身的溫差，視為均溫體；

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

6）散熱系統位于衛星主要散熱面，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較小（約1 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，分析計算單機工作期間，溫度在15～25 ℃之間時所需的儲能需求，從而計算得到相變材料的厚度，具體如下：

步驟1假設復合相變裝置的長× 寬為500 mm×350 mm；

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

步驟3系統向艙內輻射的功率為

步驟4系統向艙外冷空間輻射的功率為

步驟5單機和復合相變裝置的溫升顯熱為

步驟6單機每軌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為單機的熱耗值；α1、ε1分別為白漆的吸收率與發射率；α2、ε2分別為黑漆的吸收率與發射率；Tave為單機的平均溫度；T1為艙內環境溫度；T0為星外冷空間溫度；m為單機和復合相變裝置的總質量；Tave、T1、m均需根據熱仿真分析結果進行迭代更新。

采用Sinda/Fluint 熱分析軟件，建立衛星在軌熱仿真分析模型，對上述簡化理論模型所得預估尺寸的復合相變裝置控溫效果進行驗證，并進一步優化相變裝置尺寸。仿真所得單機240 W/45 min 工作模式下，單機的溫度變化曲線如圖3 所示。由圖3可知，單機溫度為2.6～24.1 ℃，與理論計算時簡化條件基本吻合。

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

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

3 復合相變裝置的性能驗證試驗

為測試所研制高導熱碳基復合相變裝置的儲熱和導熱性能［27］，并驗證其空間環境適應性，開展了專項性能試驗，性能試驗項目包括了耐溫性能試驗、熱性能測試試驗、正弦振動試驗、高低溫循環試驗和真空熱試驗，試驗流程如圖4 所示。

圖4 復合相變裝置性能驗證試驗流程Fig.4 Performance test procedure of the composite phasechange device

3.1 耐溫性能試驗

耐溫性能試驗的主要目的是對復合相變裝置的殼體耐壓性能進行檢驗，對產品的密封性能進行驗證。試驗方法是將復合相變裝置放置于高溫箱內，且在產品主要焊接面粘貼檢測試紙，用于密封性檢測，試驗和實物圖如圖5 所示。高溫試驗結束后，對產品進行檢測。結果顯示，復合相變裝置表面無明顯鼓包現象，且所有試紙表面無明顯油狀石蠟殘留，證明產品耐溫性能和密封性能滿足要求。

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

3.2 熱性能測試試驗

熱性能測試試驗的主要目的是測試復合相變裝置的導熱和儲熱性能，評估產品的能質比（儲能量與質量之比）指標。試驗方法是在復合相變裝置的表面粘貼熱耗模擬加熱器和測溫熱電偶，測試系統如圖6 所示。

圖6 熱性能試驗測試系統Fig.6 Schematic diagram of the thermal performance test system

復合相變裝置儲熱性能的測試結果如圖7 所示，測試結果顯示，高導熱碳基復合相變材料的相變潛熱約為180 kJ/kg，復合相變儲能裝置的能質比優于90 kJ/kg。為測試復合相變板的導熱性能，在相變裝置一端通過加熱片施加熱耗，導熱性能的測試結果如圖8 所示，通過試驗數據與仿真分析相結合，得出復合相變裝置的面向導熱性能優于40 W/（m·K）。

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

圖8 相變裝置導熱性能測試結果Fig.8 Test results of the thermal conductivity performance of the phase-change device

3.3 高低溫循環試驗

高低溫循環試驗的目的是為了檢驗復合相變裝置在貯存、運輸、測試、發射準備、飛行期間承受地面溫度環境和飛行狀態溫度及其變化的能力，同時也為了能及早發現和剔除復合相變裝置的早期失效情況。試驗方法為將復合相變裝置放置在試驗箱內，試驗溫度為-30～45 ℃，高溫和低溫保持時間不少于45 min，共完成10.5 次循環。高低溫循環試驗結束后，對復合相變裝置進行外觀檢測，結果顯示，產品表面無明顯的鼓包、裂痕等狀態變化。

3.4 正弦振動試驗

正弦振動試驗的目的是驗證衛星在發射過程中復合相變裝置經受振動環境，并能正常工作的能力。試驗方法為通過工裝將復合相變裝置壓緊固定在振動臺上，進行振動試驗，力學傳感器的粘貼位置與坐標系定義如圖9 所示。

圖9 復合相變裝置正弦振動試驗狀態Fig.9 Sinusoidal vibration test diagram of the composite phase-change device

正弦振動試驗結果表明，各工況下預復振曲線基本重合，力學特性無明顯變化，產品表面無明顯損傷。試驗后，對復合相變裝置進行了儲熱和導熱性能復測，以及耐溫性能試驗。結果顯示，力學試驗前后，產品熱性能和密封性能無明顯變化。

3.5 真空熱試驗

真空熱試驗的目的是為了檢驗復合相變裝置在真空環境下的各項性能。試驗過程中復合相變裝置吊裝在真空罐內，其在罐內的示例如圖10 所示，試驗溫度為-30～45 ℃，共進行了5 次循環，試驗過程中，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Fig.10 Composite phase-change device in the vacuum tank

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

真空熱試驗結束后將高導熱相變裝置從真空罐取出后，對產品進行外觀檢測，產品表面無明顯的鼓包、裂痕等狀態變化。同時，真空熱試驗后，再次開展耐溫性能試驗和熱性能測試試驗，測試結果表明，復合相變裝置的密封性能和熱性能在真空熱試驗前后無明顯變化。

4 復合相變裝置的溫度控制效果

本文所研制的高導熱碳基復合相變儲能裝置已應用于某衛星型號大熱耗單機的溫度控制，并參加了整星真空熱平衡試驗。熱平衡試驗過程中，某試驗工況下，單機以240 W/45 min 模式工作時的溫度水平如圖12 所示。試驗結果顯示，單機的溫度水平為9.0～21.3 ℃，滿足-20～55 ℃的溫度指標要求。在熱試驗過程中，單機最高溫度與熱仿真分析所得數據比較接近。最低溫度高于仿真分析結果的主要原因是試驗過程中單機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造成單機散熱面的實際到達熱流高于在軌外熱流值。

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

5 結束語

本文針對星載間歇性工作大熱耗單機的溫度控制問題，提出了一種以高導熱碳基復合相變材料為儲能組件的復合相變裝置，并介紹了基于復合相變裝置的大熱耗單機熱控制方案。文中對復合相變裝置的結構、尺寸優化設計算法進行了闡述，可靠性驗證試驗結果表明，所研制的復合相變裝置各項性能滿足空間環境應用的需求。通過仿真分析和整星真空熱平衡試驗，驗證了復合相變裝置對單機溫度控制的有效性。