国外新型热管式空间辐射器研究进展

丰茂龙 范含林 黄家荣 陈江平

（北京空间飞行器总体设计部，北京100094）

1 引言

载人航天及深空探测的发展，使空间辐射器的研究成为航天器研制过程中的一个重要环节。空间辐射器的研究存在许多难题：一是航天器功耗的快速增加，从几千瓦到数百兆瓦，给辐射器散热性能带来了很大的挑战；二是近年空间碎片激增，航天器的辐射器系统遭遇碎片和微流星撞击的概率大大增加，从而给航天器热排散系统的可靠性设计提出了更高的要求；三是现代航天器均携带高精度仪器设备，必须进行高精度温度控制。因此，研究新型高传热、高精度及高可靠性的辐射器系统是航天器热控制技术领域的重要课题。空间辐射器有多种类型，如流体回路辐射器、热管辐射器、粒子辐射器及带条式辐射器等。其中，热管式空间辐射器在传热性能、控温及抗撞击方面有很大优势，且已成功应用于航天器热控系统，是国内外研究最多的辐射器，具有良好的应用价值[1]。

从20世纪90年代开始，NASA发起了高性能空间辐射器的研究工作，以应对航天器迅速增加的大功率、长寿命需求。其中，针对热管式空间辐射器进行了多个专项研究，除了传统铝/氨管翅式热管辐射器，先后研发了几种新型热管辐射器，包括单槽道热管辐射器、轻质可控热管辐射器、高温热管辐射器以及用于卫星精密热控的热二极管辐射器等。本文对国外热管辐射器近年的研究进行了调研，论述了几种新型热管辐射器的发展现状及未来的发展趋势。随着我国载人航天事业的发展，研究新型空间辐射器的需求已变得较为迫切。

2 热管辐射器概述

热管（Heat Pipe，HP）是由Grover等人[2]在1964年开发的，首先用于卫星的热排散，此后，热管逐渐用于各种航天器的热控系统，形成了空间辐射器的重要形式——热管辐射器（HPR），广泛应用于卫星、航天飞机、深空探测器等航天器的热排散。根据与热传输液体回路的连接方式，热管辐射器可分为两种基本构型，即直接接触和非直接接触形式（见图1）。

图1 热管辐射器2种基本结构形式Fig.1 Two configurations of HPR

热管辐射器与传统的流体回路辐射器相比具有明显的性能优势。一方面，热管辐射器通过热管加强了热交换能力，有效地实现了辐射面板的温度均匀，传热效率远大于单相流体回路系统，可减少流体回路的管路数量；另一方面，单个热管自成体系，从而有效防止了单点失效问题，不用对热管辐射器系统进行特殊加厚；此外，可采用微型热管，用于控制设备的温度，可达到较高的温控精度。因此，热管辐射器可以较好地解决当今辐射器设计所遇到的大功率和碎片撞击的问题，从而具有很好的应用前景，是未来大型航天器热排散的首选。

热管辐射器的基本形式是铝/氨管翅式热管辐射器，是最早研究并使用的结构，在此不再赘述。目前热管辐射器已产生多种新型结构，包括单槽道热管辐射器、热二极管辐射器、轻质可控热管辐射器、高温辐射器等，所有新型辐射器都是在传统辐射器的基础上，在结构或材料上进行改进，从而具有了更优良的性能。

3 国外新型热管辐射器研究进展

热管辐射器研究的关键点是热管的管型设计、热管的布置方式及辐射器管壁材料和工质选择等，其已成功用于航天器热排散，在可行性和应用性能方面都获得了充分验证，因此各国均在大力开发新型高性能热管辐射器。

3.1 单槽道热管辐射器

单槽道热管（Monogroove HP）由美国格鲁曼公司（Grumman）开发，如图2所示，管路分蒸汽流道和液体流道，通过单纹毛细槽分开，单纹毛细槽尺寸小，具有较大毛细压力，从而使液体抽吸到蒸汽管道，液体和蒸汽的分离能降低黏度，显著增加了热管的传热能力。将单槽道热管加入空间辐射器面板就形成了单槽道式热管辐射器。依据管材及工质的不同，单槽道热管辐射器可进行不同温度范围热排散。铝/氨热管可进行360K 以下热排散；不锈钢/甲醇（Methanol）热管可进行500K 左右热排散。单槽道热管性能已成功通过了微重力环境试验的考验。

图2 单槽道热管辐射器及热管结构Fig.2 Monogroove HPR configuration

NASA的约翰逊航天中心（Johnson Space Center，JSC）在1990年前后，对单槽道热管进行了大量研究，并资助格鲁曼公司进行了专项研究。格鲁曼公司建立了单槽道热管辐射器模型，并采用有限元仿真方法，开发了一种计算单槽道热管气液交界面温度分布情况与外热流的关系式，确定了热管的毛细限、沸腾限等[3]。

此外，格鲁曼公司还研究了单槽道热管辐射器的在轨装备过程，包括辐射面板的构型、镶嵌技术等，并开发了一个六自由度航天飞机远程处理系统，可实现整个装配过程的遥控。此装配技术对其它辐射器系统都有很好的应用价值。

格鲁曼公司开发的单槽道热管辐射器采用铝/氨热管，蒸汽流道管径为1.5cm，液体流道管径1.01cm，上下辐射面间距约3.2cm，单纹槽宽0.2mm，深1.2mm[4]。该公司对长15m，宽0.3m 的高性能单槽道热管辐射器进行了热真空试验，其中含一根单槽道热管，试验得到了辐射器的散热功率及各种极限（沸腾限、毛细限等），最大散热功率达2kW。单槽道热管最大热流和各极限包络关系如图3所示。

图3 单槽道热管最大热流包络线示意图Fig.3 Monogroove HPR’s limits vs.temperature

G.L.Fleischman等人在单槽道热管研究的基础上，开发了侧流式热管辐射器模型（Sideflow HPR）[5]，其功能特性与单槽道热管辐射器基本相同，如图4所示，给主蒸汽流道增加多个独立的液孔通道，可大大减小流体流阻，由于流体管道与蒸汽管道独立，能够进行再冷却，这种再冷却使流体充入侧流管道，蒸汽流道具有毛细结构。

图4 侧流式热管结构Fig.4 Sideflow HPR configration

文献[5]论述了氨工质侧流式热管辐射器的研究，航天器红外、雷达、电子系统功率多变（10W～100kW），且呈周期性变化，热排散设计难度较大。美国休斯公司（Hughes）与军方合作开发高性能散热装置，即侧流式热管辐射器，工质为氨，蒸汽流道直径从19～30mm，液体流道则为10mm 左右，管道长为3.05m，毛细结构采用金属毛毡。文献[5]还对侧流热管辐射器的功率随温度及各管径之间的变化关系进行了研究。

3.2 热二极管辐射器

热二极管辐射器是热管辐射器的重要类型，主要采用体装式结构，实现精密元器件的热控制。热二极管辐射器的优点，在于能适应航天器在轨运行过程中的冷热交替环境，确保航天器元件的温差在较小范围内。

J.R.Schuster 等人研究了热二极管辐射器[6]。研究内容包括热二极管体装辐射器的设计方案，辐射面板涂层的吸收比等，并对热二极管辐射器在275K、294K、305K 温度的散热性能进行了研究，验证了采用或不采用热二极管辐射器的排热性能的优劣。热二极管辐射器具有热存储的作用，与辐射器对太阳的吸收比（αs）紧密相关，在低太阳吸收比下（αs＝0.1～0.3），热存储的作用较小，即使吸收比加强，在辐射器上采用热存储单元的作用也较小，但当涂层完全退化（αs＝0.8），低温辐射器采用热存储单元的作用较好，274K 的辐射器系统质量能节省23%，305K 的辐射器质量能节省9%。

Andrew H.Warren等人研究了利用热二极管用于卫星红外传感仪的温度控制方法，目标是保持传感器在120K 以下，要求辐射装置低质量[7]。

热控采用双重辐射器结构（2个主辐射器和2个辅辐射器），如图5所示。有2种传热方案，加入相变材料传热和无相变材料，热排散系统的结构如图6所示，其中加入相变材料是在红外传感仪底部加入相变材料。2 组辐射器交替对红外传感仪散热，在轨运行时每组辐射器冷热环境交替，当一组辐射器处于较高温度状态时，则热二极管阻断其与传感仪的联系，利用另外一组辐射器进行热排散，从而实现控温互补的作用，通过加入相变材料，可实现辐射器温度更加均匀，控温效果更好。

美国信使号（Messenger）水星探测器于2004年8月发射，进行了为期1年的探测活动，但水星与太阳的偏心率较大，所以探测器的热控设计难度较大。信使号采用三轴定位，有太阳遮热板，而外面的太阳翼要在太阳的高辐射环境中工作，因此需要进行热控，采用热二极管将太阳翼的废热传递给辐射器进行热排散[8]。信使号辐射器结构如图7所示，其中辐射器主要进行动力系统电子设备（PSE）的热控制。

图5 红外传感器热二极管辐射结构Fig.5 Thermal diode HPR for IR sensor

图6 红外传感仪热控辐射器结构示意图Fig.6 IR sensor thermal radiator configuration

图7 信使号探测器的辐射器示意图Fig.7 HPR of Messenger spacecraft

信使号飞行阶段平均功率为280W，太阳遮热板正对太阳时，热载荷为550W，太阳直射轨道热载荷为595W，太阳翼热控方法之一是将翼倾斜，从而减少光线密度。由于靠近水星的太阳照射角度不规律，太阳电池的温度可能达到275℃，所以热控的材料及方案都是为克服极限恶劣工况设计。太阳电池排成一列，单独采用热二极管辐射器进行热排散。

为降低信使号的质量，其辐射器面板材料采用碳复合材料，由于碳的导热系数较低，因而需要改善电子设备箱体的传热能力，系统热电子箱体经过特殊设计，通过加入热二极管，形成热二极管辐射器，将热载荷直接传导给热二极管，然后再传导给辐射面板进行热排散。辐射器的具体设计不详。

3.3 轻质可控热管辐射器研究

NASA戈达德航天飞行中心（Goddard Space Flight Center，GSFC）研究了采用环路热管辐射器对各种卫星的电子设备进行热排散的方案，将环路热管辐射器用于“雨燕”（SWIFT）卫星的射线望远镜（BAT）的散热。这一研究由Michael K.Choi等人进行[9]。“雨燕”卫星于2003年发射，寿命3年，用于探测宇宙X 射线、γ射线及紫外线的爆发，并快速将望远镜聚焦到射线源。BAT 的总功耗为180W，其控温精度要求很高，必须控制在±1℃以内。文献[9]研究了采用恒热导热管（CCHP）减小设备的温度梯度，同时采用环路热管辐射器（LHP）进行热排散的技术。图8为BAT 热排散系统图。

图8 SWIFT BAT 热排散系统图Fig.8 SWIFT BAT radiator system

BAT 温度控制为20±0.5℃，如果采用主动热控，必须有足够的缓冲区（25%）。GSFC 开发了氨工质环路热管辐射器，并结合主动加热器共同作用。BAT 的探测器阵列基板采用铝材蜂窝板结构，上下表面为厚度0.10cm 的铝片，中间有8条恒热导热管，热管间距9.14cm，恒热导热管管壳为铝材，直径1.27cm；加热器为高分子薄膜毛细芯电加热器，加热器采用电子比例控制器，控制探测器阵列温度保持在±0.5℃内，维持探测器用专用集成线路（ASIC）的温度稳定。

文献[9]还对BAT 的环路热管（LHP）热辐射系统进行了优化设计研究，包括工质的选择、LHP数量、LHP布置方法以及LHP与CCHP的导热设计等。为防止任务失败，热控系统中包含2 组LHP，一 组 备 用。BAT 辐 射 器 宽 约1.19m，高0.9m。通过设计，成功实现了系统热控过程。

法国阿尔卡特公司（Alcatel）开发了600W可展开式热管辐射器[10]，并在法国发射的宏声（Stentor）通信卫星上进行了飞行验证。该辐射器（见图9）辐射板面积约1m2，双面黏贴二次表面镜片（OSR），辐射面板内预埋导热热管，采用LHP 与辐射面板中的热管及热传输回路相关联，LHP的蒸发端与热传输回路连接，冷凝端黏在辐射板外表，与蜂窝板内的热管相对应。采用不锈钢螺旋弹簧管作活动热关节，并用形状记忆合金驱动展开机构（同为Stentor卫星验证项目）。LHP采用孔径为2.2μm 的镍毛细芯，氨工质，可提供2m 的反重力高度，可适应150～600W 的温度变化要求，设计寿命15年。要求辐射板在-50℃时仍能启动，最大热负荷下（600W）发热源温度不超过85℃，质量小于13kg。

图9 Stentor卫星轻质可展开辐射器Fig.9 Stentor lightweight HPR

美国Swales宇航公司设计了功率为1 250W可展开式热辐射器[11]。该辐射器（见图10）辐射板面积1.14m×3.18m，厚19mm，双面黏贴光学太阳辐射片（OSR），将带翅片铝管串联起来（间距153mm）构成LHP的冷凝器，预埋于蜂窝板的内表面，一侧各布置2组，两侧冷凝管相互错开。

辐射器用不锈钢软管（内径4.75mm，外径10mm，长305mm，外加不锈钢网套）作活动热关节。LHP蒸发器长度457mm，直径23mm，钎焊1块宽51mm，厚1.5mm 的集热板，采用毛细孔径2.7μm的钛毛细芯以及氨工质；液体管为内径3.3mm、外径4.3mm、长610mm 的不锈钢管，蒸汽管为内径3.8mm、外径4.8mm、长610mm 的不锈钢管，要求-60～＋60℃内能顺利启动并工作。辐射器散热1 500W时，预计蒸发器集热板温度不超过36℃。估计总重为25.9kg。辐射板上设置防冻加热回路，保证辐射板温度在-65℃以上，约耗电570W。加热回路由一个变阻器、一个双金属片温度开关和两路镍铬丝加热器组成，温度开关布置在辐射板最冷的地方。

图10 Swales公司设计的1 250W可展开式辐射器Fig.10 1 250Wflexible HPR by Swales Co.Ltd

俄罗斯Lovochkin Association 公司研制了功率为1 500W可展开式热辐射器[12]。该辐射器（见图11）辐射板厚12.5mm，将串并联冷凝管预埋入蜂窝板，一方面减小流动阻力；另一方面在部分管路内有冻结时仍可使工质循环。在每个并联支路的出入口加装毛细管隔离器，以防流量不均匀引起蒸汽蹿入液体联管。活动热关节为不锈钢软管。采用温度驱动的解锁器，其优点是，若解锁器上的加热器失效，辐射板没有打开，热量无法散发，会使解锁器温度升高，进而达到解锁温度，使辐射板重新打开。LHP蒸汽管外径6mm，液体管外径4mm，长4m 的不锈钢管。要求辐射器在10～1 500W 的热负荷下始终能保证发热源温度在-20～＋60℃范围内。LHP补偿器上贴有控温加热器，以调节蒸汽温度，同时冷凝器入口装有一温度驱动的旁路阀，当热负荷很低，导致蒸汽压降低到旁路阀开启压力时，旁路阀自动开启，工质不经过冷凝器，直接流回液体管，这样，可大大减小储液器控温的电功耗。用电加热器解冻和防冻，电加热器保证两联管和最边上（靠近星体）一较短的支路解冻，保证工质可以循环，热负荷恢复时，其它支路也逐渐被溶解。整个辐射器总热阻为0.014K/W。

相比于环路热管辐射器研究，目前研究较多的是采用铝丝制作的微型热管辐射结构。Y.X.Wang和H.B.Ma等人，通过在辐射板中加入微型热管，从而制成高功率低密度的辐射面板[13]。从1997年开始，NASA的JSC开始与美国洛马公司合作开发新型可控轻质辐射器，目的是进行火星探测。研究表明，采用环路热管是长期探测任务的一个优选方案。

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图11 Lovochkin Association公司设计的1 500W 环路热管可展开辐射器Fig.11 1 500W LHPR by Lovochkin Association Co.Ltd

通过将铝丝焊接在两个薄铝片之间形成了可控微型热管辐射器，微型热管辐射板的工作模式为：铝丝焊接在2片铝箔之间，铝丝和片材之间的锐角作为工质自动抽吸的通道，铝丝之间的空间是蒸汽通道，辐射器性质如图12所示，涂层采用Z-93喷漆。研究表明，铝丝微型热管辐射器的传热效率是导热的5～20倍，温度分布更加均匀。铝丝微热管辐射器的设计参数见表1，在300K 左右的散热温度下，散热功率在10W 以上。

图12 铝线热管结构Fig.12 Micro heat pipe array with wires

文献[14]对铝丝平板辐射面板进行了数值分析研究，通过能量守恒定律得到了翅片温度分布，通过有限元方法得到温度分布的偏微分方程，同时得到翅片的传热效率，文献[14]还研究携带了SNAP-19放射性同位素电加热器的卫星热辐射器，研究成果包括温度分布、翅片热效率、研究范例及最终的试验验证。研究表明，与传统热管辐射器相比，平板热管辐射器效率高、质量低，具有很高的研究价值和应用前景。

表1 微热管构造参数Table1 Micro heat pipe parameters with wires

文献[15]研究了如图13所示轻质可展开辐射器，用于日本工程试验卫星-VIII（ETS-VIII）。通过在辐射器表面添加石墨涂层，能较大地提高其辐射能力。辐射器热管采用铝材，工质为氨，面板为铝蜂窝板结构，并在辐射表面添加石墨涂层，增加辐射器的辐射能力。

图13 ETS-VIII卫星的辐射器Fig.13 HPR configration for ETS-VIII

平铺型翅片的最简单结构由2层薄片组成螺旋线圈（Spiral Coil）。这样线圈就会经过加热毛细芯中的工质产生蒸汽压而伸展。当蒸汽冷凝时，内部压力降低，整个结构又会回收成线圈结构。

美国Creare公司也在进行轻质可控热管辐射器的研发[16]。该公司已制成聚酰亚胺-铝薄层及加固的小直径冷凝管件，其中铝片高热导，而聚酰亚胺材质坚固。辐射面板与铝-氨热管耦合，具有高热导、低密度的优点，工作温度约为300K，功率为200～400W/kg，具有自动展开功能。图14为该公司设计的3种辐射器构型。

David E.Glass等人[17]开发了一种轻质可控热管辐射器，热管采用高分子薄膜毛细芯及高强度聚酯薄膜材料（Aluminized Mylar）制成管路结构，直径2.54cm，管壁厚50μm，采用可控环氧材料将毛细材料与管材联系起来。该热管毛细结构的特性是能够对多种工质进行毛细抽吸，如丙酮、甲醇、氟利昂等且具有更大的渗透性和毛细半径。新型轻质热管如图15所示。

图14 Creare公司自动展开式热管辐射器的3种结构Fig.14 Creare Corp.flexible HPR configurations

图15 新型轻质热管及测试装置Fig.15 Test equipment for lightweight heat pipe（LWHP）

David E.Glass等人先后研究了2种不同的高分子聚乙烯（polyethylene）毛细芯，以及3种不同的热管材料，聚酯薄膜（Mylar），聚酰亚胺薄膜（Kapton）及特氟纶薄膜（Teflon），最终制定了采用聚酯薄膜、金属箔、聚酯薄膜和聚丙烯4层薄膜挤压制造热管管壁的方案，从而形成密封的真空热管管路。对Mylar及Kapton热管管件进行了爆破测试，结果表明，管件具有很高的强度。热管采用甲醇，稳态测试工况已测试完毕，长0.7～0.8m 的轻质热管在50℃环境中单个管件的散热效率为33W。

新型轻质热管已经应用于月球和火星探测器上。辐射器工作温度50℃，氨在50℃时高压有毒，不再适用。最终选择工质为甲醇。

管壁材料必须与工质相容，且须满足10年寿命需求，新型热管在内壁附加一层金属薄膜实现无渗透，采用Mylar或Kapton作为外层，在Kapton 两侧覆盖Teflon则形成了TKT 结构，热管管壁就是由3层TKT 结构组成，Kapton厚25μm，Teflon厚13μm，管壁总厚度为152μm；还有一种备选结构采用Mylar和镀铝Mylar（AM），并在内壁附加一层Teflon/Kapton复合层，形成了TK＋AM＋AM＋M＋KT 的管壁结构，TK 厚38μm，Mylar和AM层厚25μm，总厚度178μm。

新型热管毛细芯材料有2种方案，试验中采用多孔聚乙烯高分子薄膜（UHMW）制造毛细芯，毛细芯厚度在0.013cm～0.318cm 之间，多孔性为25%～30%，毛细孔径20μm。该机构制造了毛细管原型，长0.7～0.8m，外径2.54cm，内径1.6cm，0.8m 的毛细管质量为150g，如果毛细芯满，质量变为233g。

David E.Glass等人研究了新型热管在不同工质下的极限，包括甲醇、氨、丙酮、氟利昂（Freon-11）。研究表明，长0.64m，外径2.54cm 的毛细管表面传热系数为4.1W/（m2·K），温差25K时的散热效率约为200W。

David E.Glass等人制造了8根热管，填充甲醇，毛细芯外径2.54cm，内径0.79cm，长0.76m，具有容积0.88cm3，多孔性为25%，可填充84.7cm3甲醇。密度为0.784g/cm3，还设计了一种新型多通道热管结构，中间大空间为蒸汽流通及冷凝区域，圆周三通道为液体蒸发区域，除管壁外均为毛细材料，此结构在蒸发冷凝方面都较单通道热管有很大优势，但制造工艺较难，在此不再赘述。

3.4 高温热管辐射器

未来航天器功率要求高达10～1 000kW，寿命长达15年，为实现长时间、远距离的深空探测，航天器必须采用核动力推进系统，此过程中产生的废热需要通过辐射器进行排散，散热温度最高可达1 500K，且会产生周期性的脉冲废热，这种辐射器即为高温辐射器。目前研究的高温辐射器均为热管辐射器，是未来辐射器研究的热点之一。

美国麻省理工学院（MIT）对太空实验室进行专项研发，研究采用磁流体动力学漩涡进行气芯核推进系统的燃料维护，用热管辐射器结合布雷顿循环进行废热利用和排散[18]，其核心是将辐射器散热系统与布雷顿循环相结合，在废热利用的基础上排除废热。

NASA木星冰月轨道器（JIMO）探测任务开始于2003年，计划采用核能推进系统，需要大面积辐射器排散未转化废热，热排散温度在400～550K。针对JIMO 任务所研究的热管辐射器适用温度及相关参数见表2。

美国Advanced Cooling Technologies（ACT）公司研发了用于JIMO 任务的石墨纤维辐射器（Graphite Fiber Reinforced Composites Radiator，GFRCR），采用水/钛热管，已通过550K 温度测试，封头采用钛镍合金制造，热管已进行了寿命测试。文献[19-21]论述了相关研究工作，包括辐射器的装载、展开及各种控制操作等。新型辐射器的开发是在标准铝材辐射器基础上展开，设计了具有轻质、高热导的蜂窝芯结构，采用水/钛热管将热量从载热流体传递给辐射面板，采用高导热泡沫承重件填充热管和平板翅片界面，采用耐高温石墨纤维加强复合物制造散热翅片，采用铝蜂窝板提供结构强度及抗空间碎片和微流星撞击。钛热管相对于Ni-400和K-500热管具有轻的质量，同时可用多种工作流体，如钠、钾、铯等。辐射器界面如图16所示。热管外壁填充物及热管实物剖面图如图17所示。

表2 JIMO 探测器的热管辐射器设计要求Table2 JIMO’s HPR design summary

图16 新型辐射器界面结构图Fig.16 Cross-section of new type HPR

图17 钛管及泡沫上下表面纵剖面图Fig.17 Cross-section of new typeHPR with titanium tube and foam

GFRCR表面结合铝芯结构很通用，此面板和传统铝面板的关键区别是可承受550K 高温。辐射器试验原件的研发有两个主要的领域，一个是辐射面板的开发，包括将热管辐射器预埋入面板；还有热管的开发，包括毛细芯设计，封装与工质的兼容性。两者的开发是同时进行的。ACT 公司先后开发了集中结构的热管，开发的3种热管管型，毛细槽尺寸分别为0.5mm ×1mm、0.635mm ×1.27mm、0.75mm×1.5mm，热管毛细槽数量为23、19、17槽，如图18所示。

图18 3种热管槽道结构及尺寸示意图Fig.18 Three types of heat pipe cross-section

而后William G.Anderson等人，又对设计的各种管材的热管进行了寿命测试[22]。研究了碾压材料机械性能试验和热试验。热管壁外采用泡沫材料填充，泡沫提供额外的防空间碎片及微流星撞击性能。William G.Anderson等人对单根热管进行了测试，直径1.3cm，长1m，采用90°和60°的直接焊接翅片，测试得散热功率360W，寿命测试进行过4 000～9 000h而无 问 题。热 管 测 试 装 置 如 图19所示。

图19 新型热管性能测试装置Fig.19 Test equipment for new type HPR

文献[23]制造了高温管翅式热管辐射器组合体，并进行了验证试验，证明采用高热导复合材料延长翅片依然能够保持翅片的散热效率。从而降低了辐射器的密度，密度接近1.01kg/m2，仅为已有卫星辐射器质量密度的1/4左右。

NASA刘易斯研究中心（Lewis Research Center，LeRC）启动了民用航天项目的热控研究计划，目的是研究轻质可控辐射器装置，用于空间探测计划（SEI）航天器的动力系统及空间反应堆动力系统（SP-100）的散热，其散热温度达600K。经过研究，LeRC开发了不锈钢-钠热管辐射器，质量密度5kg/m2，表面发射率在0.85～0.99 之间，寿命长达10年。其研发的不锈钢-钠热管的构型如图20所示。

图20 LeRC不锈钢-钠热管辐射器Fig.20 LeRC stainless steel-sodium HPR

美国Thermacore公司也在进行不锈钢-钠热管辐射器研究工作，开发了用于热电子空间动力系统热排散的热管辐射器，辐射器采用一个加厚的钠管路循环传输废热，然后进入管翅中热管辐射器中排散[24]。其中热传输采用不锈钢-钠热管，辐射面板中的热管采用钾热管。理想的辐射器具有最小的质量及热管数目。

Thermacore公司还开发了一个计算机模型，用于确定热管及管翅的设计，此模型包括近似的热排散过程模拟，辐射器的优化设计，包括质量、构型等。该公司的研究还对比了不同材料管翅的影响，包括碳-碳结构、复合玻璃、氧化铍及无翅结构。无翅结构采用钛钛二极管扁平热管代替。研究发现无翅结构质量与碳-碳管翅结构相同，但消除碳-碳结构有很多优点，可降低消耗。另一个优点是增加了防空间碎片及微流星撞击性能。SPACE-R辐射器热传输流体采用锂，而翅片中热管采用钾，辐射器结构如图21所示。

图21 高温热管辐射器构型Fig.21 High temperature HPR configuration

4 结论与展望

本文论述了国外新型热管辐射器的研究状况，综上可知，大部分热管辐射器都具有良好的抗空间碎片及微流星撞击性能，而单槽道热管辐射器、轻质可展开辐射器和高温热管辐射器适应高功耗需求，适用于载人航天和深空探测，热二极管辐射器、微热管及环路热管辐射器能够实现高精度控温，航天器可根据实际需求选择相应辐射器结构形式。热管辐射器的研究方向及发展趋势总结如下。

首先，新型热管辐射器的研究的主要方向是辐射器结构的改善或者创新，以提高辐射器的适应性和传热性能。如适应低功率冷热周期性交替变化环境的热二极管辐射器，提高热管传热性能的单槽道热管辐射器，适应温度环境急剧变化的具有热存储功能的各种先进辐射器结构。其中，可展开式辐射器是在辐射器构型上的主要研究方向，也是未来大型航天器辐射器发展的主要趋势之一。可展开辐射器可以是铰接的多辐射面板结构，也可以是柔性结构，其散热及可靠性上都有较大优势，研究的难点在于辐射器的材料选择、连接和密封技术以及在轨装配及展开性能，其中密封及在轨展开是难点。随着航天器功率的增加（MW级），可展开式热管辐射器将是辐射器研究的重点。

其次，热管辐射器管壁和面板材料以及工质性质研究。热管辐射器的材料和工质必须适应工作温度环境，管壁和工质不具有渗透性，相容且工质不能对管壁具有腐蚀性等。为适应不同散热温度，已开发出多种辐射器材料及工质。管壁主要有铝材、镍合金和钛合金等，铝材适用于中低温，镍、钛合金则适用于中高温范围，而面板材料则主要有铝蜂窝板、最新的双面碳-碳（C-C）表面结构，其中C-C表面结构具有高发射、低吸收，适用温度范围广（高温可达550K）等优点，是新型辐射器面板的较大改进。在工质方面，低温的有氨、全氟三乙胺、硅油等，中温的主要是水、乙醇或混合溶液，高温的主要是液态金属作为工质，如钠、钾等。研究新型辐射器过程中，根据工作温度的不同，设计辐射器结构，然后合理选择辐射器材料及工质，生产试验产品进行试验，是新型辐射器研究的主要途径。

当今世界各航天大国已发射的载人航天器，都采用了以流体回路为主的主动热控技术，辐射器为单相流体回路辐射器，但鉴于航天器功耗日益增加及空间碎片激增问题，热管辐射器将是未来航天器主要采用的辐射器种类之一，尤其是可展开辐射器及高温辐射器是未来载人航天器的首选。文章对国外新型热管辐射器的研究发展状况进行了论述，对我国新型高性能空间辐射器的研究，如结构设计、材料及工质的选择具有一定的借鉴意义。

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