航天多功能熱控材料及結構研究進展

楊雯 霍浩亮 李海波 張忠 熊健

航天多功能熱控材料及結構研究進展

楊雯1霍浩亮2李海波3張忠3熊健1

（1 哈爾濱工業(yè)大學復合材料與結構研究所，哈爾濱，150080；2 北京空天技術研究所，北京 100074；3 北京強度環(huán)境研究所 可靠性與環(huán)境工程技術重點實驗室，北京，100076）

熱控材料與結構是航天熱控系統(tǒng)的重要組成部分，直接關系到所承載的電子元器件的可靠性和安全性，進而決定其工作狀態(tài)和使用壽命。電子元器件在服役過程中產(chǎn)生的熱量會導致熱控問題，而工程中航天熱控系統(tǒng)的設計大多數(shù)停留在熱管與蜂窩集成上。近年來陸續(xù)發(fā)展了智能熱控材料、高導熱復合材料、隔/防熱材料、被動熱控結構、主動熱控結構、智能熱控結構等一些關于熱控材料和熱控結構的新概念。在此基礎上，本文將與熱控有關的最新研究成果進行總結和分析，展望了航天多功能熱控材料與結構的發(fā)展方向。

熱控結構；熱控材料；多功能結構；復合材料結構

0 引言

隨著航天技術、電子技術的快速發(fā)展[1]，電子器件趨于高集成化和高功率化，產(chǎn)生的熱量容易導致相關設備和工作溫度偏高，影響其工作的穩(wěn)定性，甚至導致其工作失效?？蒲泄ぷ髡咭恢敝铝τ诟纳齐娮悠骷臒峥貑栴}，同時由于大量周期性、脈沖型熱源的存在以及外界環(huán)境的變化，也使得工作環(huán)境更為復雜[2-4]，因此迫切需要合理有效的熱控方式[5]。對于航天器系統(tǒng)的熱設計來說[6]，電源是十分寶貴的，熱設計應盡量利用空間的冷、熱源及儀器設備自身的發(fā)熱量來保持結構在服役環(huán)境下所需的溫度。傳統(tǒng)熱設計將相關設備和電子器件的輕量化和功能性分開考慮，或直接將熱控器件預埋在結構中，一方面增加了熱控系統(tǒng)總體的重量，另一方面破壞了結構的完整性，因此結構承載-熱控一體化、輕量化的新型熱控結構應運而生。國內(nèi)外許多學者對新型熱控材料或結構的力學性能及多功能化開展了相關研究，具有高比強、高比剛、多功能特性的復合材料夾芯結構[7]在航天領域應用前景很廣。Sairajan等[8]從多功能能源結構、集成電子設備、熱控系統(tǒng)、智能材料和結構、電子束技術以及集成多功能結構等方面對潛在的航天多功能結構進行介紹。本文將從熱控材料和熱控結構兩個方面綜述航天器熱控材料和結構的研究進展。

1 熱控材料

隨著空間任務越來越復雜，對熱控技術的要求也越來越苛刻，智能熱控材料、高導熱熱控材料、隔熱材料等將是未來航天器熱控材料的新生力量。

1.1 智能熱控材料

結合中國航天器的任務特點和發(fā)展方向，李明等[9]對航天器用熱控材料提出了幾點思考，并指出智能熱控材料將是熱控技術的新突破。目前關于智能熱控材料的研究主要有熱致變色涂層、電致變色涂層、新型柔性熱控材料。

材料顏色隨所處環(huán)境溫度的變化而發(fā)生改變的現(xiàn)象稱為材料的熱致變色[10]，目前國內(nèi)外關于熱致變色材料的研究主要集中在錳酸鑭和二氧化釩(VO2)材料上。VO2的熱致變色性能取決于與合成方法、生長控制有關的相成分和微結構，由于其獨特的金屬絕緣體轉變，極大的刺激了VO2規(guī)模系統(tǒng)性研究[11]。Park等[12]以與VO2具有相似結構的ZnO、TiO2、SnO2和CeO2為過渡層來研究VO2薄膜的相轉變和熱致變色性能。研究結果表明：含有ZnO過渡層的薄膜有很大的變遷振幅和小滯后寬度。Liu等[13]通過無機溶膠-凝膠法制備了摻雜有W的VO2薄膜，結果顯示W(wǎng)O3的加入對VO2薄膜的平均粒徑和孔徑產(chǎn)生明顯變化，c的降幅為15.5℃/mol。澳大利亞莫納什大學的Wang等[14]從其制備方法、如何提升其熱致變色性能、相轉變機制和智能窗等方面展開了詳細的綜述，如圖1所示。關于熱致變色的機理理論研究主要集中在相轉變機制和VO2智能窗的理論認知。豆書亮等[15]提出了一種簡單且通用的雙面局域表面等離子體共振方法，可以制備出同時滿足智能窗高透光率、高大型太陽能調(diào)制能力的VO2智能涂層。該技術可以很好的提高VO2涂層的性能，且經(jīng)過1500次循環(huán)后lum和Δsol下降不到1%，為獲得高質(zhì)量的VO2(M)太陽調(diào)制劑涂層提供了一種替代方法。

圖1 智能窗多層結構示意圖[14]

在外電壓的作用下，材料的光學性能發(fā)生可逆且持久穩(wěn)定變化而外觀表現(xiàn)為材料顏色變化的現(xiàn)象稱為電致變色[16]。根據(jù)材料變色機理的不同可以將其分為三類：有機電致變色、無機電致變色和有機金屬螯合物材料。Hu等[17]提出了一種簡便、有效且低成本的制備納米電致變色材料和具有電致變色分層納米結構的噴涂智能窗的方法，所得到的器件表現(xiàn)出了優(yōu)異的電致變色性能。20世紀70年代有機電致變色材料開始發(fā)展，Dyer等[18]研究了以橙色和紅色為基色的透射電致變色聚合物的性能，結果表明：有機電致變色的機理是聚合物共軛結構中電子能隙發(fā)生變化。Wang等[19]制備了含三芳胺聚倍半硅氧烷的有機-無機雜化電致變色材料，可以實現(xiàn)顏色由無色向藍色的轉變。柔性熱控薄膜由于輕質(zhì)、便宜、易于生產(chǎn)、便于安裝而廣泛應用于航天器各平臺，根據(jù)功能及使用場所可以將其分為第一表面鏡、二次表面鏡、腐蝕防護膜熱控帶等。為了應對航天器輕質(zhì)、高強、功能化的發(fā)展要求，PI基復合膜、相變熱控薄膜等作為新型熱控材料的研究受到了廣泛關注。楊淼等[20]結合航空熱控技術發(fā)展要求，從柔性熱控材料的技術指標及應用現(xiàn)狀展開了詳細的綜述。

1.2 高導熱復合材料

航天器熱控技術的突破點是高熱流密度，高導熱結構材料和相應強化界面導熱性能的填料是解決航天器熱控技術的關鍵材料。樹脂基復合材料輕質(zhì)、高強、耐腐蝕、價廉，但導熱性能比較差，目前改善其導熱性能的方法主要有研制高導熱纖維[21]、顆粒填充[22]和碳納米管填充[23]來改善其導熱系數(shù)。研究最多的樹脂基復合材料主要有環(huán)氧樹脂基復合材料、聚丙烯基導熱復合材料、聚乙烯基導熱復合材料。

張永存等[24]首次將漸進均勻法應用到周期性復合材料的等效傳熱系數(shù)的預測中并驗證了其有效性，有效推動了其在復合材料等效傳熱系數(shù)預測中的應用。楊雯等[25]通過構建3D導熱通路的方法來提高環(huán)氧基復合材料的熱導率，研究結果表明：與高導熱填料填充復合材料比，構建3D導熱通路的復合材料熱導率得到明顯提升。于國財[26]借鑒纖維金屬混雜復合材料結構思想，制備出了具有熱性能和力學性能的纖維-金屬混雜混合材料，實驗結果發(fā)現(xiàn)其具有較高的導熱系數(shù)，且導熱系數(shù)與溫度和材料的相對密度成正比。

目前可用于發(fā)熱元件和散熱元件之間的熱界面材料主要有導熱脂、柔性墊片、相變材料等。清華大學彭建軍[27]從導熱材料的導熱理論入手，設計制備了一種用以解決高端產(chǎn)品散熱問題的新型熱界面材料-高導熱柔性復合材料。崔永紅等[28]指出：開發(fā)可以解決納米填料團聚問題的新型納米技術、增加導熱聚合物導熱機理和模型方面的研究以及合成新型導熱聚合物等，是未來高導熱材料的發(fā)展方向。碳納米管具有很低的界面熱阻，一經(jīng)出現(xiàn)就受到國內(nèi)外研究學者的關注，在熱管理中成為有效地熱界面材料。碳納米管羧基官能團(-COOH基團)可以改善碳納米管-聚合物納米復合材料的分散性能和導電性能，Gulotty等[29]通過實驗研究了羧基官能團對納米復合材料導熱性能的影響，研究結果表明：少量的碳納米管(~1wt%)可以增加復合材料的導電性能，但是需要更多的碳納米管(~3wt%)才能大幅度提高復合材料的導電性能；功能化的多壁碳納米管作為填充材料時，復合材料的導熱性能最佳。Yuan等[30]采用促進乳膠技術將多壁納米管涂覆在微尺度聚合物粉末上，從而在聚合物基體上構建了一個緊密連接的三維碳納米管導熱網(wǎng)絡結構，如圖2所示。表面活性劑的添加可以有效改善碳納米管之間、碳納米管與聚合物間的界面耦合，從而降低界面熱阻：多壁碳納米管與表面活性劑對納米復合材料的導熱特性具有協(xié)同作用。

圖2 多壁納米管/聚合物基納米復合材料的制備過程[30]

1.3 隔/防熱材料

未來空間任務的前提是實現(xiàn)低溫推進劑在軌可靠性貯存，以氣凝膠、聚酰亞胺泡沫、薄膜為主的絕熱材料是低溫推進劑貯箱的關鍵材料，可有效控制推進劑蒸發(fā)。氣凝膠材料因其獨特的三維骨架結構而具有低密度(約為空氣的2~3倍)、低熱導率(~0.01Wm-1K-1)，是輕質(zhì)高效隔熱材料的首選，在航天領域應用前景廣泛，如圖3所示。

圖3 氣凝膠在航天領域的應用[32]

(a) 火星車；(b) EDL充氣減速器；(c) 航天服

Fig.3 The application of aerogel in aerospace area

氣凝膠材料的易碎性極大的限制了其應用，目前用于氣凝膠力學性能增強的方法主要有：選用合適的先驅體進行結構增強，聚合物增強氣凝膠，纖維增強氣凝膠。He等[31]采用一步法原位合成了多孔性、高力學性能的纖維素/氧化硅氣凝膠，纖維素的引入有效提高了氧化硅氣凝膠的柔韌性。Randall等[32]首次對氧化硅氣凝膠強度增強方法進行了綜述，并且對聚合物增強氧化硅氣凝膠的強度和彈性響應進行討論。Bheekhun等[33]從氣凝膠的發(fā)展、氧化硅氣凝膠在航天應用中的重要性和功能性方面進行了論述，最后介紹了傳統(tǒng)氣凝膠在航空領域的應用前景。雖然人們做了許多努力來增強氣凝膠，但大多數(shù)的增強方法犧牲了氣凝膠的透明度或絕緣性，Zu等[34]以乙烯基二甲氧基硅烷為先驅體，制備出了集高比表面積、高疏水性、超柔性、彎曲度和絕緣性于一體的氣凝膠，進一步推進了透明柔性氣凝膠超絕緣材料的工程應用（圖4）。

圖4 透明柔性氣凝膠[34]

碳氣凝膠具有輕質(zhì)、高比表面積、使用溫度高達2000℃、低高溫輻射熱導率等優(yōu)點，在新型導彈和航天器熱控系統(tǒng)中的應用潛力巨大。碳氣凝膠具有普通氣凝膠的致命缺陷-強度低、脆性大，碳纖維增強氣凝膠技術是改善其力學性能的有效方法，楊曉青等[35]研究了溶膠配比對其力學性能的影響。呂雙祺等[36]基于數(shù)字成像相關方法對高溫載荷下的陶瓷增強二氧化硅氣凝膠材料的熱變形進行測量和分析，結果表明氣凝膠基體中SiO2的顆粒團聚和陶瓷纖維的鋪層分布是導致熱變形不均勻的主要原因。為航天器及其熱防護結構安全設計與可靠性性評估提供了重要參考。

2 熱控結構

根據(jù)控制過程中被控對象的溫度有無反饋，習慣上將該類結構分為被動熱控結構和主動熱控結構[4]。國內(nèi)外學者基于熱控結構進行了相應的研究，并取得突破性研究成果。本文從被動熱控結構、主動熱控結構及智能熱控結構三方面展開介紹。

2.1 被動熱控結構

現(xiàn)代衛(wèi)星及其它航天器上使用的被動熱控結構主要有：熱傳導設計優(yōu)化結構、仿生式傳熱結構、預埋或外貼熱控材料或器件等多功能結構。

2.1.1 熱傳導設計優(yōu)化結構

近些年在結構傳熱優(yōu)化設計方面已經(jīng)取得了很多科研成果，有學者將結構拓撲優(yōu)化的概念引入到結構熱設計中來。Bejan等[37]通過嵌入一定量的高導熱材料構建樹形導熱通路的方法代替對流換熱，從而解決了給定尺寸、導熱材料低體積分數(shù)結構的體-點導熱問題。當時間方向顛倒時，不能通過理論決定樹形網(wǎng)絡結構。Johan等[38]提出了一種新的穩(wěn)態(tài)熱傳導拓撲設計方法，對導熱性能良好的樹突狀拓撲結構的熱傳導性能優(yōu)化設計。該方法利用遺傳算法表示拓撲結構，從而減少了設計描述中的變量數(shù)量。遺傳算法驅動設計候選對象的生產(chǎn)，為目標設計空間提供了高度多樣化的探索。眾所周知，水平集法是結構熱傳導優(yōu)化時經(jīng)常采用的方法，但該方法不能在結構中形成孔洞。為了解決這一問題，華中科技大學的Xia等[39]將水平集法與雙向進化優(yōu)化方法(BESO, bi-directional evolutionary optimization method)相結合，即將BESO的材料去除方案結合到基于水平集的拓撲優(yōu)化中，解釋了孔形核的判據(jù)，解決了熱傳導過程中的優(yōu)化設計問題。

Jahangiry等[40]利用水平集法和反應擴散方程對設計變量的演化，建立了二維傳熱問題（包括集中熱流和均布熱流）拓撲優(yōu)化的等值幾何方法。NURBS曲面(NURBS, Non-Uniform Rational B-Splines)給出了精確的幾何表示，而水平集則導致了NURBS曲面拓撲變化的識別?；贜URBS曲面各控制點的設計變量的取值，將水準集曲面擴展為高維的隱式動態(tài)超曲面，使用相同的基函數(shù)來近似未知溫度和幾何建模。由于水平集網(wǎng)格的坐標與控制點網(wǎng)格的坐標相似，得到了控制點網(wǎng)格作為速度場的靈敏度分析，從而演化出反應擴散方程。然后，將水平集網(wǎng)格坐標的任何變化映射到使用NURBS參數(shù)化的物理域上。Yu等[41]以常用低成本碳纖維樹脂基復合材料為基礎，設計并制備了碳纖維樹脂基復合材料板/高導熱石墨膜混雜材料，如圖5。通過周期性填充銅桿/銅球的方法在復合材料內(nèi)部構建導熱通路，有效提高了碳纖維樹脂基復合材料層合板的導熱性能。

圖5 Z向填充復合結構示意圖[41]

2.1.2 仿生式傳熱結構

由于拓撲優(yōu)化的成果很難直接應用到工程實際中，對于制備出高熱導率的承載結構，國內(nèi)外的研究比較少。為了滿足衛(wèi)星電子儀器板熱控管理和力學承載的雙重需求，Williams等[42]采用復合材料格柵加筋方式設計衛(wèi)星電子設備外殼壁板，基于生物體循環(huán)系統(tǒng)提出了一種仿生式傳熱多功能結構，如圖6所示，在不增加結構的整體重量的前提下將主熱管通道和次熱管通道與壁板結構有機結合在一起，可有效的解決多功能衛(wèi)星壁板的熱控問題。由于采用了空管作為網(wǎng)格結構的筋，因此該多功能結構具有較強的散熱能力和承載能力，其缺點是多功能結構的制備工藝較為復雜。美國夏威夷大學的Nunes 等[43]借鑒生物學遺傳仿生方法對衛(wèi)星壁板熱控問題進行了多目標優(yōu)化分析。

浙江大學的劉景成等[44]結合鯊魚腮的結構，提出了一種新型仿生傳熱翅片結構，在二維平面內(nèi)研究了翅片角度、開口大小等對仿生傳熱結構內(nèi)部溫度、流體速度、壓力等的影響：翅片角度對傳熱結構內(nèi)部溫度的影響要強于翅片開口，翅片開口對傳熱結構流體場的影響要強于翅片角度。而三維仿生傳熱翅片結構的傳熱性能研究有待后進一步展開。趙雨亭等[45]借鑒植物葉片葉脈結構，設計了不同分形角度的仿生葉脈平板熱管結構，如圖7所示。研究發(fā)現(xiàn)：分形角度為80°平板熱管結構的冷凝熱阻最小，比未進行仿生表面處理的平板熱管結構的冷凝熱阻降低了40.29%。

圖6 仿生式傳熱結構[42]

(a)集熱控-承載于一體多功能結構；(b)格柵結構與流體通道

Fig.6 Thermal desktop model of symbiotic composite panel

圖7 仿生葉脈平板熱管結構[45]

2.1.3 多功能熱控結構

美國猶他州立大學空間動力實驗室的Jensen等[46]提出了適用于小衛(wèi)星的熱控技術，使結構傳向被支撐低溫部件的寄生漏熱率從90MW降為1MW，但一階響應頻率增加到700Hz，最終使維持低溫部件所需的熱控重量和保持系統(tǒng)足夠剛度所需的連接重量大大減輕。深空1號衛(wèi)星使用的集電子器件-承載-熱防護于一體的多功能結構如圖8所示[47]，該結構由高熱導率多層Cu/PI復合材料板為基板，金屬芯子中埋置導熱器件。其中電子部分由多芯片模塊和柔性電路構成，Cu/PI柔性電路片和柔性搭接片連接，形成信號傳輸通道。柔性電路埋置于復合材料結構內(nèi)，從而使多芯片模塊的輸入和輸出電路得以高度集成。后來發(fā)展的多功能結構大多以此為設計原型，如在面板內(nèi)埋置高導熱纖維增加熱傳導效率。美國空軍研究實驗室Steve等[48]研制的Techsat 21衛(wèi)星采用集熱控組件、信號電纜和供電電纜等于一體的多功能結構，在滿足結構力學承載和熱控性能的條件下大大減輕了衛(wèi)星的整體質(zhì)量。而該多功能結構具有一定的技術基礎，通過了英國國防和評價研究局的STRV－1衛(wèi)星的空間飛行驗證。

圖8 電子器件與熱防護、輻射防護和承載結構一體化[47]

夾芯結構是近年出現(xiàn)的新型結構，由于其優(yōu)異的比強度和比剛度，內(nèi)部開放、貫通的空間易于實現(xiàn)熱控-承載于一體的潛在應用受到了航天領域的青睞。Marcos等[49]以碳纖維復合材料板為面板、5052蜂窩做芯子制備點陣夾芯結構，通過在空腔內(nèi)填充高導熱纖維制備出集熱控-電-輕質(zhì)-屏蔽輻射等于一體的多功能結構，將其應用在Proteus小衛(wèi)星中并驗證其可行性。與同樣鋁面板制備的集力、熱、電于一體的多功能結構比，質(zhì)量減輕了15%。而輻射、電磁干擾(EMI, electromagnetic interference)和電磁適應性(EMC, electromagnetic compatibility)的隱蔽和連接未來需要進一步研究。解決衛(wèi)星和其它航天器的熱控制，除了使用熱控材料外，還需要使用一些構造比較復雜的熱控機構和裝置。

目前衛(wèi)星熱控系統(tǒng)中應用最廣泛、溫控效果最好的是熱管技術，熱管的應用可解決衛(wèi)星高熱流部件的散熱溫控以及實現(xiàn)衛(wèi)星的等溫化設計等問題[50]。Douglas等[51]最先利用熱力學模型設計出集承載-熱控于一體的多功能熱管夾芯結構，如圖9所示，通過一系列實驗驗證了多功能熱管結構的工作原理并將它描述為對局部熱源的瞬態(tài)響應。這種結構不僅具有很強的力學承載能力，最主要的是它的高效導熱性能。Steeves等[52]在此基礎上改進，制備出了適合于高超速飛行器尖端的熱管結構并論證了其可行性。當熱管結構受熱后，結構內(nèi)部受熱端液體汽化，汽化液體通過夾芯空間傳遞到冷凝段放熱液化，整個過程的驅動力為毛細作用，使得結構內(nèi)部構成傳熱回路，因此整個結構具有高效的散熱能力。

圖9 多功能熱管結構[51]

國內(nèi)關于多功能結構的研究起步相對比較晚，為了滿足高超聲速飛行器、可重復使用火箭、航空發(fā)動機的發(fā)展需求，Wei等[53]首次提出并通過編織和化學氣相滲透制備了可滿足高馬赫飛行器熱防護系統(tǒng)的C/SiC點陣結構，通過幾何參數(shù)優(yōu)化滿足熱防護和應有的力學性能（剛度和表面屈服失效）。針對月地再入返回式航天器的服役環(huán)境，寧獻文等[54]設計并成功制備出一種適合小型返回式航天器的基于異構式環(huán)路熱管的新型熱控系統(tǒng)，如圖10所示，并通過具體應用實例驗證了其可行性。

本課題組一直致力于將輕質(zhì)結構與新型傳熱概念融合在一起，形成新型的集承載與傳熱一體化的超輕多功能結構。吳林志等[55]對輕質(zhì)夾層多功能結構一體化設計進行了綜述，指出設計概念實物化、多目標優(yōu)化設計以及拓撲構型具體化是輕質(zhì)夾層多功能發(fā)展的三個特點。唐統(tǒng)帥[56]通過將傳熱介質(zhì)集成到格柵加筋板結構中設計出了一種具有散熱和承載功能的格柵加筋板結構，并研究了結構的散熱和承載性能，采用流體力學軟件FLUENT模擬了格柵加筋板結構在輔助傳熱介質(zhì)下承受恒定熱流載荷時的熱傳輸性能，根據(jù)結構所能承受的最高溫度對格柵結構的肋條數(shù)目和間隔進行了優(yōu)化。于國財[57]設計并制備出兼具輕質(zhì)、可承載及高導熱特性的多功能復合材料夾芯結構，并對其導熱和基本力學性能展開了相關研究。與原復合材料蜂窩結構相比，其導熱系數(shù)提升了29倍，其比導熱系數(shù)提高了11倍，拓展了復合材料蜂窩結構在高端散熱領域具有廣泛的應用前景。

圖10 環(huán)路熱管工作原理示意圖[54]

2.2 主動熱控結構

通過流體強制對流實現(xiàn)熱量散失的結構是主動熱控結構的一種，目前強制對流也是工程應用中最常見的一種散熱方式。

2.2.1金屬泡沫結構

具有高比表面積的開孔金屬泡沫能允許冷卻液體流經(jīng)其內(nèi)部開放、貫通的空間，因此可以作為熱交換結構，從而勾畫了其在工程應用中的藍圖。盧天健[58]研究了以開孔金屬泡沫為緊湊式熱交換器的對流冷卻性能，并根據(jù)目前已有圓柱容器的對流換熱數(shù)據(jù)提出了適用于金屬泡沫熱交換的解析模型。密歇根大學的 Salas等[59]通過實驗研究了泡沫尺寸效應對強制對流換熱的影響并確立了泡沫厚度與強制對流的關系，提出了比較準確的形狀函數(shù)有限元模型。Azzi等[60]研究了在渦輪式引擎發(fā)動機的燃燒室和渦輪之間安置環(huán)形金屬泡沫來實現(xiàn)溫控的可能性。通過紅外線成像技術研究了鋁泡沫的傳熱性能，結果顯示層厚為10cm的5PPI和10PPI鋁泡沫對高溫和低溫的混合效率分別為21%和37%；為了評估鋁泡沫的壓降損失對其在空氣可壓縮區(qū)域進行測試，結果顯示每2.54cm的泡沫壓降為34.5kPa。泡沫金屬在熱交換過程中引起的壓降問題制約了其在工程中的應用，Bai[61]根據(jù)鉆石型單胞提出了一種預測泡沫材料傳熱性能的簡單解析模型，并從理論和數(shù)值模擬兩方面研究了金屬泡沫材料中熱交換的提高及其對應的壓降問題，采用CFD模型來預測金屬泡沫壓降。

2.2.2 輕質(zhì)夾芯結構

類桁架材料是近年出現(xiàn)的新型結構材料，對其流動傳熱規(guī)律的研究較少。點陣結構及金屬絲網(wǎng)篩結構中的流動具有共同特點即圓柱管束的繞流運動。在圓柱根部與夾心板接觸點以及圓柱繞流區(qū)均有渦旋產(chǎn)生，因此，在這兩種結構中以湍流流動換熱為主。

Kim[62]采用理論、實驗和數(shù)值模擬等方法研究了鋁合金四面體結構的強制對流熱性能，因其內(nèi)在結構的各向異性選擇了兩個相互垂直的方向進行測試。實驗表明：由于存在堆積效應，壓降與熱流加載方向有很大關系；在不同的方向下，傳熱性能相當，所需壓力降則相差30%~60%；夾芯結構桿件與面板的接觸位置、桿件的傾斜角度對局部傳熱影響較大。根據(jù)桿件直徑得到Re約為300，Nu的預測值跟實驗值吻合：相同孔隙率下，鋁合金四面體的熱交換性能等效于圓柱空腔的傳熱性能，是空管道的7倍。

閆國良等[63]采用理論推導（翅片法）與實驗驗證相結合的方法，研究了芯子桿件尺寸、導熱系數(shù)和熱流方向對四面體點陣夾芯結構主動換熱性能的影響。研究發(fā)現(xiàn)：芯子桿件的長度和熱流方向對輕質(zhì)夾芯結構的主動換熱性能影響較大，同等條件下Kagome型點陣夾芯結構的主動換熱性能最優(yōu)?？紤]到超燃沖壓發(fā)動機燃燒室需要主動冷卻，Yu等[64]通過ANSYS軟件研究了具有輔助流場的復合材料點陣夾芯結構的壓力場和速度場隨工作時間的變化。結果表明，采用復合材料點陣夾芯結構來降低超燃沖壓發(fā)動機燃燒室的溫度，不僅可以避免傳統(tǒng)窄管道的堵塞，而且可以起到冷卻燃燒室的作用。

為了提高盤式制動器系統(tǒng)的熱交換性能，Yan等[65]設計了一種X型點陣夾芯結構并提出了一種可以實現(xiàn)雙向通風的制動盤，努塞爾系數(shù)比對照組高1-14%，并通過實驗方法探索了其各向同性換熱機制。Gao等[66]通過理論和數(shù)值模擬研究了復合材料點陣夾芯結構的流體流動和傳熱特性，如圖11所示，采用速度場探究了局部熱流和主動換熱機制。根據(jù)溫度場分析揭示了流速和熱通量對結構最高溫度的影響，綜合考慮來看復合材料點陣夾芯結構具有卓越的主動傳熱性能。Zhao等[67]研究了三種流型（軸向，部分分支，全分支）、兩種工作冷卻劑（水和空氣）條件下多孔結構的傳熱性能，與其他采用空氣或水做冷卻劑的熱交換器比，標準化和優(yōu)化的三維編織銅點陣結構表現(xiàn)出了極高的流阻和換熱性能。除此之外，在部分分支流型中編織點陣結構具有極高的溫度均勻性，因此對排熱和溫度均勻性要求比較高的應用部件有很好的應用前景。

圖11 復合材料點陣夾芯結構傳熱特性圖[66]

2.3 智能熱控結構

需求推動科研發(fā)展，智能熱控技術巧妙的結合了傳統(tǒng)的被動和主動熱控方法，更強調(diào)了裝置的閉環(huán)控制能力，同時具有重量輕、體積小、能耗低等諸多優(yōu)點。智能熱控結構主要包括智能型電加熱器（如PTC電加熱器）、智能型可展開輻射器等。

2.3.1 PTC電加熱器

正溫度系數(shù)材料(PTC, positive temperature coefficient)是一種溫度敏感材料，當溫度超過居里點時，溫度變化很小即可使得電阻增加3-5個數(shù)量級，因此可以代替?zhèn)鹘y(tǒng)的電阻器作熱控元件。1989年Watts等[68]提出了PTC電加熱器的概念，李運澤等[69]對可應用在衛(wèi)星局部溫控系統(tǒng)的PTC電加熱器進行了建模仿真分析，結果顯示智能電加熱器可以有效降低溫控對象的變化幅度，從而顯著改善衛(wèi)星局部熱控情況。中國科學技術大學的程文龍等[70]通過實驗以鋁塊為被控對象，對比分析了實驗溫度為60℃時PTC電加熱器和普通電加熱器的溫控精度。實驗結果顯示當溫度超過居里點時，PTC電加熱器的溫控精度比普通電加熱器的溫控精度優(yōu)越的多。然而，現(xiàn)有理論模型忽略了PTC材料內(nèi)部的熱傳遞，極大影響了理論預報的準確性[71]?；诖?，Wang等[72]提出了一種新型的PTC材料傳熱模型，結合實驗研究了導熱系數(shù)、熱容以及接觸熱阻對PTC材料熱控性能的影響，同時分析了PTC材料在環(huán)境溫度線性變化、環(huán)境溫度周期性變化和環(huán)境溫度突然下降三種工況下的熱控性能。研究發(fā)現(xiàn)：PTC材料的導熱系數(shù)越小，受控裝置的平衡溫度越低、達到平衡溫度所需時間越長；接觸熱阻越大，受控裝置的平衡溫度越低；而熱容對受控裝置平衡溫度的影響可以忽略；在各種工況條件下的PTC材料均具有很好的溫控性能，環(huán)境溫度變化幅度為5℃、加載時長為300s時，受控裝置的溫度幾乎沒有變化。

2.3.2 可展開式輻射器

可展開式輻射器(Deployable radiators, DPR)在航天器發(fā)射階段時處于折疊狀態(tài)，以減少航天器的發(fā)射體積、滿足航天器維型的需求；航天器入軌工作時處于展開狀態(tài)，將航天器在軌運行時產(chǎn)生的多余熱量從內(nèi)部傳遞通過輻射器面板傳遞到外部空間。1976年Cox等[73]以鋁蜂窩版為主散熱系統(tǒng)、柔性金屬/介電復合材料板為可展開散熱系統(tǒng)，詳細介紹了可用于航天飛機余熱消散的可展開輻射器的設計和性能特點。2006年12月18日ETS-VIII衛(wèi)星成功發(fā)射并進入地球靜止軌道，拉開了熱源嵌入式回路熱管作為傳熱裝置在DPR中應用的序幕，如圖12所示。研究發(fā)現(xiàn)[74]：在微重力服役環(huán)境下，DPR可以很容易打開，且局部冷卻區(qū)域遠小于在地球重力環(huán)境的局部冷卻區(qū)域，但DPR為一次展開結構且展開角度不可調(diào)節(jié)。

圖12 可展開輻射器和熱源嵌入式回路熱管[74]

2001年日本的Nagano等[75]首先提出了可反復展開式輻射器(RTP, Reversible Thermal Panel)的概念。RTP的工作原理[76]：如圖13所示，輻射器處于高溫環(huán)境時，通過展開輻射器表面促進熱量的耗散；當輻射器處于低溫環(huán)境時，通過收緊輻射器表面從而抑制熱量的散失。Nagano等[77-78]開展了一系列研究，通過理論和實驗等方法表征了可適用于行星系空間探索的RTP熱性能，同時指出RTP可以作為火星計劃、行星-C計劃熱控裝置的候選結構。

圖13 可反復展開式輻射器 [76](a)工作原理和(b)實物圖

同時，我國也將可展開熱輻射器的相關研究納入了國家“十三五”重大科研課題的范疇。中科院上海技術物理研究所的張龍等[79]基于DPR的熱傳導和熱輻射提出了一種傳熱性能模型，通過I-DEAS TMG軟件研究了DPR展開角度和熱源溫度對輻射器在軌穩(wěn)態(tài)服役條件下散熱能力的影響。研究發(fā)現(xiàn)：隨著展開角度的增加、熱源溫度的升高，DPR的散熱能力增強；理論值和仿真模擬結果的誤差在3%以內(nèi)。劉欣等[80]提出了一種新型的、與流體回路相結合的DPR，通過建立DPR空間散熱模型研究了不同展開角度下熱控系統(tǒng)的控溫能力：輻射器展開角度為0°時，輻射器從環(huán)境吸收的熱量最少，控溫能力最強；展開角度為90°時，從環(huán)境吸收的熱量最多，控溫能力最弱；通過調(diào)節(jié)展開角度，熱控系統(tǒng)的控溫能力提升了70%。

3 結論與展望

隨著航天器技術的發(fā)展，對熱控分系統(tǒng)提出了更高的要求。與之相對應的，對熱控材料也提出了新的需求，主要體現(xiàn)在以下幾個方面：1）在滿足熱控分系統(tǒng)所要求的功能和性能指標外，還需滿足總體的相關約束條件，如占用的重量、體積，防靜電要求，載人航天中的衛(wèi)生學要求，對其他系統(tǒng)的影響等。對于長壽命航天器，還應滿足在長期空間環(huán)境下性能的穩(wěn)定性要求。2）隨著航天器電子設備集成度的提高和元器件的進步，其功率越來越大，熱流密度越來越高，未來的技術需求和發(fā)展，使得諸如用于空間通訊系統(tǒng)的激光二極管、高功率傳感芯片、功率電子器件等的熱流密度可達數(shù)百W/cm2甚至數(shù)千W/cm2，而其工作性能和可靠性與工作溫度直接相關，因此需要性能更好的導熱材料。如何將電子元器件所產(chǎn)生的熱量傳遞到儀器殼體，并最終傳遞到外部空間將是需要解決的問題。3）隨著深空探測的深度和廣度不斷擴大，熱控材料需要適應新的空間環(huán)境。除地球環(huán)境以外，其他行星的環(huán)境尚不完全清楚，而且和地球空間環(huán)境有著很大的不同。因此需要利用各種可能的技術，來保護電子設備和科學設備免受極端溫度變化所帶來的損害。4）對于長期載人航天，必須考慮空間碎片的防護問題。對于艙外大量使用的多層隔熱材料，需要研究其在長期軌道運行環(huán)境下對于空間碎片的防護能力，提出防護方案，并對其隔熱性能的變化情況進行研究。航天器熱控系統(tǒng)中的熱問題是最為核心的問題，熱問題影響到電子元器件的布置及總量。衛(wèi)星的輕質(zhì)要求極度苛刻，其熱控系統(tǒng)設計應堅持以可靠性高、工作壽命長、經(jīng)濟性能好的被動熱控措施為主，以溫度調(diào)節(jié)精度高但壽命和可靠性受限的主動熱控措施為輔的設計原則，這也是未來衛(wèi)星設計的方向。針對未來先進衛(wèi)星系統(tǒng)，僅僅依靠現(xiàn)有導熱材料是不可能達到很好的熱控效果，解決衛(wèi)星領域熱控問題必須依賴結構型傳熱，因此保持結構具有良好傳熱設計顯得尤為重要。最后，本文展望了航天多功能熱控材料與結構的發(fā)展方向：1）設計并制備熱控-承載多功能結構。將新型的傳熱材料與承載結構融為一體或者直接用傳熱材料制備承載結構將是結構型傳熱需要瞄準的方向。2）開發(fā)與制備新型熱控材料。新型的熱控材料可以形成傳熱帶，從而達到預埋熱管的效果。經(jīng)過前期的探索研究，作者認為現(xiàn)有蜂窩結構與傳熱帶的良好結構具有很大的發(fā)展前景。3）設計與制備高導熱低膨脹復合材料及結構。通過引入高模量的纖維復合材料，可以減小夾芯板的熱變形且使得結構具有較小的膨脹系數(shù)，該方向也將會是未來航天熱控結構研究的重點與難點。

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Research Progress of Multifunctional Thermal Control Materials and Structures of Aerospace Vehicles

YANG Wen1HUO Hao-liang2LI Hai-bo3ZHANG Zhong3XIONG Jian1

(1 Center for Composite Materials and Structures, Harbin Institute of Technology, Harbin 150080, China; 2 Beijing aerospace technology research institute , Beijing 100074 China; 3 Science and Technology on Reliability and Environment Engineering Laboratory, Beijing Institute of Structure and Environment Engineering, Beijing 100076 China)

Thermal control materials and structures, which relate to the reliability and safety of electronic parts and components and then decide its work state and lifetime, are one of the most key techniques in design and manufacture of thermal control system. The heat which was produced during the work time will lead to thermal control system of spacecraft’s becoming worse and worse, thermal control materials and structures are playing more and more important role in spacecraft’s safety. The most popular design which used in engineering is still staying on honeycomb with integral heat pipes. Recently, several new concepts of thermal control materials and structures including intelligent thermal control materials, high thermal conductivity composites, thermal insulation materials, active thermal control structures, passive thermal control structures and independent thermal control structures have been developed. Based on current progress of research and application of thermal control materials and structures, the trendency for future research was also discussed.

thermal control structures; thermal control materials; multifunctional structures; composite materials and structures

V19，V45

A

1006-3919(2020)02-0001-12

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2020.02.001

2020-02-23；

2020-03-09

國家自然科學基金(11572100）

楊雯(1988—)，女，博士研究生，研究方向：金屬點陣夾芯結構，承載-熱控多功能結構；（150080）哈爾濱市南崗區(qū)一匡街2號哈工大科學園A棟復材所A304室.