航天多功能热控材料及结构研究进展

杨雯 霍浩亮 李海波 张忠 熊健

航天多功能热控材料及结构研究进展

杨雯1霍浩亮2李海波3张忠3熊健1

（1 哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所，哈尔滨，150080；2 北京空天技术研究所，北京 100074；3 北京强度环境研究所 可靠性与环境工程技术重点实验室，北京，100076）

热控材料与结构是航天热控系统的重要组成部分，直接关系到所承载的电子元器件的可靠性和安全性，进而决定其工作状态和使用寿命。电子元器件在服役过程中产生的热量会导致热控问题，而工程中航天热控系统的设计大多数停留在热管与蜂窝集成上。近年来陆续发展了智能热控材料、高导热复合材料、隔/防热材料、被动热控结构、主动热控结构、智能热控结构等一些关于热控材料和热控结构的新概念。在此基础上，本文将与热控有关的最新研究成果进行总结和分析，展望了航天多功能热控材料与结构的发展方向。

热控结构；热控材料；多功能结构；复合材料结构

0 引言

随着航天技术、电子技术的快速发展[1]，电子器件趋于高集成化和高功率化，产生的热量容易导致相关设备和工作温度偏高，影响其工作的稳定性，甚至导致其工作失效。科研工作者一直致力于改善电子器件的热控问题，同时由于大量周期性、脉冲型热源的存在以及外界环境的变化，也使得工作环境更为复杂[2-4]，因此迫切需要合理有效的热控方式[5]。对于航天器系统的热设计来说[6]，电源是十分宝贵的，热设计应尽量利用空间的冷、热源及仪器设备自身的发热量来保持结构在服役环境下所需的温度。传统热设计将相关设备和电子器件的轻量化和功能性分开考虑，或直接将热控器件预埋在结构中，一方面增加了热控系统总体的重量，另一方面破坏了结构的完整性，因此结构承载-热控一体化、轻量化的新型热控结构应运而生。国内外许多学者对新型热控材料或结构的力学性能及多功能化开展了相关研究，具有高比强、高比刚、多功能特性的复合材料夹芯结构[7]在航天领域应用前景很广。Sairajan等[8]从多功能能源结构、集成电子设备、热控系统、智能材料和结构、电子束技术以及集成多功能结构等方面对潜在的航天多功能结构进行介绍。本文将从热控材料和热控结构两个方面综述航天器热控材料和结构的研究进展。

1 热控材料

随着空间任务越来越复杂，对热控技术的要求也越来越苛刻，智能热控材料、高导热热控材料、隔热材料等将是未来航天器热控材料的新生力量。

1.1 智能热控材料

结合中国航天器的任务特点和发展方向，李明等[9]对航天器用热控材料提出了几点思考，并指出智能热控材料将是热控技术的新突破。目前关于智能热控材料的研究主要有热致变色涂层、电致变色涂层、新型柔性热控材料。

材料颜色随所处环境温度的变化而发生改变的现象称为材料的热致变色[10]，目前国内外关于热致变色材料的研究主要集中在锰酸镧和二氧化钒(VO2)材料上。VO2的热致变色性能取决于与合成方法、生长控制有关的相成分和微结构，由于其独特的金属绝缘体转变，极大的刺激了VO2规模系统性研究[11]。Park等[12]以与VO2具有相似结构的ZnO、TiO2、SnO2和CeO2为过渡层来研究VO2薄膜的相转变和热致变色性能。研究结果表明：含有ZnO过渡层的薄膜有很大的变迁振幅和小滞后宽度。Liu等[13]通过无机溶胶-凝胶法制备了掺杂有W的VO2薄膜，结果显示WO3的加入对VO2薄膜的平均粒径和孔径产生明显变化，c的降幅为15.5℃/mol。澳大利亚莫纳什大学的Wang等[14]从其制备方法、如何提升其热致变色性能、相转变机制和智能窗等方面展开了详细的综述，如图1所示。关于热致变色的机理理论研究主要集中在相转变机制和VO2智能窗的理论认知。豆书亮等[15]提出了一种简单且通用的双面局域表面等离子体共振方法，可以制备出同时满足智能窗高透光率、高大型太阳能调制能力的VO2智能涂层。该技术可以很好的提高VO2涂层的性能，且经过1500次循环后lum和Δsol下降不到1%，为获得高质量的VO2(M)太阳调制剂涂层提供了一种替代方法。

图1 智能窗多层结构示意图[14]

在外电压的作用下，材料的光学性能发生可逆且持久稳定变化而外观表现为材料颜色变化的现象称为电致变色[16]。根据材料变色机理的不同可以将其分为三类：有机电致变色、无机电致变色和有机金属螯合物材料。Hu等[17]提出了一种简便、有效且低成本的制备纳米电致变色材料和具有电致变色分层纳米结构的喷涂智能窗的方法，所得到的器件表现出了优异的电致变色性能。20世纪70年代有机电致变色材料开始发展，Dyer等[18]研究了以橙色和红色为基色的透射电致变色聚合物的性能，结果表明：有机电致变色的机理是聚合物共轭结构中电子能隙发生变化。Wang等[19]制备了含三芳胺聚倍半硅氧烷的有机-无机杂化电致变色材料，可以实现颜色由无色向蓝色的转变。柔性热控薄膜由于轻质、便宜、易于生产、便于安装而广泛应用于航天器各平台，根据功能及使用场所可以将其分为第一表面镜、二次表面镜、腐蚀防护膜热控带等。为了应对航天器轻质、高强、功能化的发展要求，PI基复合膜、相变热控薄膜等作为新型热控材料的研究受到了广泛关注。杨淼等[20]结合航空热控技术发展要求，从柔性热控材料的技术指标及应用现状展开了详细的综述。

1.2 高导热复合材料

航天器热控技术的突破点是高热流密度，高导热结构材料和相应强化界面导热性能的填料是解决航天器热控技术的关键材料。树脂基复合材料轻质、高强、耐腐蚀、价廉，但导热性能比较差，目前改善其导热性能的方法主要有研制高导热纤维[21]、颗粒填充[22]和碳纳米管填充[23]来改善其导热系数。研究最多的树脂基复合材料主要有环氧树脂基复合材料、聚丙烯基导热复合材料、聚乙烯基导热复合材料。

张永存等[24]首次将渐进均匀法应用到周期性复合材料的等效传热系数的预测中并验证了其有效性，有效推动了其在复合材料等效传热系数预测中的应用。杨雯等[25]通过构建3D导热通路的方法来提高环氧基复合材料的热导率，研究结果表明：与高导热填料填充复合材料比，构建3D导热通路的复合材料热导率得到明显提升。于国财[26]借鉴纤维金属混杂复合材料结构思想，制备出了具有热性能和力学性能的纤维-金属混杂混合材料，实验结果发现其具有较高的导热系数，且导热系数与温度和材料的相对密度成正比。

目前可用于发热元件和散热元件之间的热界面材料主要有导热脂、柔性垫片、相变材料等。清华大学彭建军[27]从导热材料的导热理论入手，设计制备了一种用以解决高端产品散热问题的新型热界面材料-高导热柔性复合材料。崔永红等[28]指出：开发可以解决纳米填料团聚问题的新型纳米技术、增加导热聚合物导热机理和模型方面的研究以及合成新型导热聚合物等，是未来高导热材料的发展方向。碳纳米管具有很低的界面热阻，一经出现就受到国内外研究学者的关注，在热管理中成为有效地热界面材料。碳纳米管羧基官能团(-COOH基团)可以改善碳纳米管-聚合物纳米复合材料的分散性能和导电性能，Gulotty等[29]通过实验研究了羧基官能团对纳米复合材料导热性能的影响，研究结果表明：少量的碳纳米管(~1wt%)可以增加复合材料的导电性能，但是需要更多的碳纳米管(~3wt%)才能大幅度提高复合材料的导电性能；功能化的多壁碳纳米管作为填充材料时，复合材料的导热性能最佳。Yuan等[30]采用促进乳胶技术将多壁纳米管涂覆在微尺度聚合物粉末上，从而在聚合物基体上构建了一个紧密连接的三维碳纳米管导热网络结构，如图2所示。表面活性剂的添加可以有效改善碳纳米管之间、碳纳米管与聚合物间的界面耦合，从而降低界面热阻：多壁碳纳米管与表面活性剂对纳米复合材料的导热特性具有协同作用。

图2 多壁纳米管/聚合物基纳米复合材料的制备过程[30]

1.3 隔/防热材料

未来空间任务的前提是实现低温推进剂在轨可靠性贮存，以气凝胶、聚酰亚胺泡沫、薄膜为主的绝热材料是低温推进剂贮箱的关键材料，可有效控制推进剂蒸发。气凝胶材料因其独特的三维骨架结构而具有低密度(约为空气的2~3倍)、低热导率(~0.01Wm-1K-1)，是轻质高效隔热材料的首选，在航天领域应用前景广泛，如图3所示。

图3 气凝胶在航天领域的应用[32]

(a) 火星车；(b) EDL充气减速器；(c) 航天服

Fig.3 The application of aerogel in aerospace area

气凝胶材料的易碎性极大的限制了其应用，目前用于气凝胶力学性能增强的方法主要有：选用合适的先驱体进行结构增强，聚合物增强气凝胶，纤维增强气凝胶。He等[31]采用一步法原位合成了多孔性、高力学性能的纤维素/氧化硅气凝胶，纤维素的引入有效提高了氧化硅气凝胶的柔韧性。Randall等[32]首次对氧化硅气凝胶强度增强方法进行了综述，并且对聚合物增强氧化硅气凝胶的强度和弹性响应进行讨论。Bheekhun等[33]从气凝胶的发展、氧化硅气凝胶在航天应用中的重要性和功能性方面进行了论述，最后介绍了传统气凝胶在航空领域的应用前景。虽然人们做了许多努力来增强气凝胶，但大多数的增强方法牺牲了气凝胶的透明度或绝缘性，Zu等[34]以乙烯基二甲氧基硅烷为先驱体，制备出了集高比表面积、高疏水性、超柔性、弯曲度和绝缘性于一体的气凝胶，进一步推进了透明柔性气凝胶超绝缘材料的工程应用（图4）。

图4 透明柔性气凝胶[34]

碳气凝胶具有轻质、高比表面积、使用温度高达2000℃、低高温辐射热导率等优点，在新型导弹和航天器热控系统中的应用潜力巨大。碳气凝胶具有普通气凝胶的致命缺陷-强度低、脆性大，碳纤维增强气凝胶技术是改善其力学性能的有效方法，杨晓青等[35]研究了溶胶配比对其力学性能的影响。吕双祺等[36]基于数字成像相关方法对高温载荷下的陶瓷增强二氧化硅气凝胶材料的热变形进行测量和分析，结果表明气凝胶基体中SiO2的颗粒团聚和陶瓷纤维的铺层分布是导致热变形不均匀的主要原因。为航天器及其热防护结构安全设计与可靠性性评估提供了重要参考。

2 热控结构

根据控制过程中被控对象的温度有无反馈，习惯上将该类结构分为被动热控结构和主动热控结构[4]。国内外学者基于热控结构进行了相应的研究，并取得突破性研究成果。本文从被动热控结构、主动热控结构及智能热控结构三方面展开介绍。

2.1 被动热控结构

现代卫星及其它航天器上使用的被动热控结构主要有：热传导设计优化结构、仿生式传热结构、预埋或外贴热控材料或器件等多功能结构。

2.1.1 热传导设计优化结构

近些年在结构传热优化设计方面已经取得了很多科研成果，有学者将结构拓扑优化的概念引入到结构热设计中来。Bejan等[37]通过嵌入一定量的高导热材料构建树形导热通路的方法代替对流换热，从而解决了给定尺寸、导热材料低体积分数结构的体-点导热问题。当时间方向颠倒时，不能通过理论决定树形网络结构。Johan等[38]提出了一种新的稳态热传导拓扑设计方法，对导热性能良好的树突状拓扑结构的热传导性能优化设计。该方法利用遗传算法表示拓扑结构，从而减少了设计描述中的变量数量。遗传算法驱动设计候选对象的生产，为目标设计空间提供了高度多样化的探索。众所周知，水平集法是结构热传导优化时经常采用的方法，但该方法不能在结构中形成孔洞。为了解决这一问题，华中科技大学的Xia等[39]将水平集法与双向进化优化方法(BESO, bi-directional evolutionary optimization method)相结合，即将BESO的材料去除方案结合到基于水平集的拓扑优化中，解释了孔形核的判据，解决了热传导过程中的优化设计问题。

Jahangiry等[40]利用水平集法和反应扩散方程对设计变量的演化，建立了二维传热问题（包括集中热流和均布热流）拓扑优化的等值几何方法。NURBS曲面(NURBS, Non-Uniform Rational B-Splines)给出了精确的几何表示，而水平集则导致了NURBS曲面拓扑变化的识别。基于NURBS曲面各控制点的设计变量的取值，将水准集曲面扩展为高维的隐式动态超曲面，使用相同的基函数来近似未知温度和几何建模。由于水平集网格的坐标与控制点网格的坐标相似，得到了控制点网格作为速度场的灵敏度分析，从而演化出反应扩散方程。然后，将水平集网格坐标的任何变化映射到使用NURBS参数化的物理域上。Yu等[41]以常用低成本碳纤维树脂基复合材料为基础，设计并制备了碳纤维树脂基复合材料板/高导热石墨膜混杂材料，如图5。通过周期性填充铜杆/铜球的方法在复合材料内部构建导热通路，有效提高了碳纤维树脂基复合材料层合板的导热性能。

图5 Z向填充复合结构示意图[41]

2.1.2 仿生式传热结构

由于拓扑优化的成果很难直接应用到工程实际中，对于制备出高热导率的承载结构，国内外的研究比较少。为了满足卫星电子仪器板热控管理和力学承载的双重需求，Williams等[42]采用复合材料格栅加筋方式设计卫星电子设备外壳壁板，基于生物体循环系统提出了一种仿生式传热多功能结构，如图6所示，在不增加结构的整体重量的前提下将主热管通道和次热管通道与壁板结构有机结合在一起，可有效的解决多功能卫星壁板的热控问题。由于采用了空管作为网格结构的筋，因此该多功能结构具有较强的散热能力和承载能力，其缺点是多功能结构的制备工艺较为复杂。美国夏威夷大学的Nunes 等[43]借鉴生物学遗传仿生方法对卫星壁板热控问题进行了多目标优化分析。

浙江大学的刘景成等[44]结合鲨鱼腮的结构，提出了一种新型仿生传热翅片结构，在二维平面内研究了翅片角度、开口大小等对仿生传热结构内部温度、流体速度、压力等的影响：翅片角度对传热结构内部温度的影响要强于翅片开口，翅片开口对传热结构流体场的影响要强于翅片角度。而三维仿生传热翅片结构的传热性能研究有待后进一步展开。赵雨亭等[45]借鉴植物叶片叶脉结构，设计了不同分形角度的仿生叶脉平板热管结构，如图7所示。研究发现：分形角度为80°平板热管结构的冷凝热阻最小，比未进行仿生表面处理的平板热管结构的冷凝热阻降低了40.29%。

图6 仿生式传热结构[42]

(a)集热控-承载于一体多功能结构；(b)格栅结构与流体通道

Fig.6 Thermal desktop model of symbiotic composite panel

图7 仿生叶脉平板热管结构[45]

2.1.3 多功能热控结构

美国犹他州立大学空间动力实验室的Jensen等[46]提出了适用于小卫星的热控技术，使结构传向被支撑低温部件的寄生漏热率从90MW降为1MW，但一阶响应频率增加到700Hz，最终使维持低温部件所需的热控重量和保持系统足够刚度所需的连接重量大大减轻。深空1号卫星使用的集电子器件-承载-热防护于一体的多功能结构如图8所示[47]，该结构由高热导率多层Cu/PI复合材料板为基板，金属芯子中埋置导热器件。其中电子部分由多芯片模块和柔性电路构成，Cu/PI柔性电路片和柔性搭接片连接，形成信号传输通道。柔性电路埋置于复合材料结构内，从而使多芯片模块的输入和输出电路得以高度集成。后来发展的多功能结构大多以此为设计原型，如在面板内埋置高导热纤维增加热传导效率。美国空军研究实验室Steve等[48]研制的Techsat 21卫星采用集热控组件、信号电缆和供电电缆等于一体的多功能结构，在满足结构力学承载和热控性能的条件下大大减轻了卫星的整体质量。而该多功能结构具有一定的技术基础，通过了英国国防和评价研究局的STRV－1卫星的空间飞行验证。

图8 电子器件与热防护、辐射防护和承载结构一体化[47]

夹芯结构是近年出现的新型结构，由于其优异的比强度和比刚度，内部开放、贯通的空间易于实现热控-承载于一体的潜在应用受到了航天领域的青睐。Marcos等[49]以碳纤维复合材料板为面板、5052蜂窝做芯子制备点阵夹芯结构，通过在空腔内填充高导热纤维制备出集热控-电-轻质-屏蔽辐射等于一体的多功能结构，将其应用在Proteus小卫星中并验证其可行性。与同样铝面板制备的集力、热、电于一体的多功能结构比，质量减轻了15%。而辐射、电磁干扰(EMI, electromagnetic interference)和电磁适应性(EMC, electromagnetic compatibility)的隐蔽和连接未来需要进一步研究。解决卫星和其它航天器的热控制，除了使用热控材料外，还需要使用一些构造比较复杂的热控机构和装置。

目前卫星热控系统中应用最广泛、温控效果最好的是热管技术，热管的应用可解决卫星高热流部件的散热温控以及实现卫星的等温化设计等问题[50]。Douglas等[51]最先利用热力学模型设计出集承载-热控于一体的多功能热管夹芯结构，如图9所示，通过一系列实验验证了多功能热管结构的工作原理并将它描述为对局部热源的瞬态响应。这种结构不仅具有很强的力学承载能力，最主要的是它的高效导热性能。Steeves等[52]在此基础上改进，制备出了适合于高超速飞行器尖端的热管结构并论证了其可行性。当热管结构受热后，结构内部受热端液体汽化，汽化液体通过夹芯空间传递到冷凝段放热液化，整个过程的驱动力为毛细作用，使得结构内部构成传热回路，因此整个结构具有高效的散热能力。

图9 多功能热管结构[51]

国内关于多功能结构的研究起步相对比较晚，为了满足高超声速飞行器、可重复使用火箭、航空发动机的发展需求，Wei等[53]首次提出并通过编织和化学气相渗透制备了可满足高马赫飞行器热防护系统的C/SiC点阵结构，通过几何参数优化满足热防护和应有的力学性能（刚度和表面屈服失效）。针对月地再入返回式航天器的服役环境，宁献文等[54]设计并成功制备出一种适合小型返回式航天器的基于异构式环路热管的新型热控系统，如图10所示，并通过具体应用实例验证了其可行性。

本课题组一直致力于将轻质结构与新型传热概念融合在一起，形成新型的集承载与传热一体化的超轻多功能结构。吴林志等[55]对轻质夹层多功能结构一体化设计进行了综述，指出设计概念实物化、多目标优化设计以及拓扑构型具体化是轻质夹层多功能发展的三个特点。唐统帅[56]通过将传热介质集成到格栅加筋板结构中设计出了一种具有散热和承载功能的格栅加筋板结构，并研究了结构的散热和承载性能，采用流体力学软件FLUENT模拟了格栅加筋板结构在辅助传热介质下承受恒定热流载荷时的热传输性能，根据结构所能承受的最高温度对格栅结构的肋条数目和间隔进行了优化。于国财[57]设计并制备出兼具轻质、可承载及高导热特性的多功能复合材料夹芯结构，并对其导热和基本力学性能展开了相关研究。与原复合材料蜂窝结构相比，其导热系数提升了29倍，其比导热系数提高了11倍，拓展了复合材料蜂窝结构在高端散热领域具有广泛的应用前景。

图10 环路热管工作原理示意图[54]

2.2 主动热控结构

通过流体强制对流实现热量散失的结构是主动热控结构的一种，目前强制对流也是工程应用中最常见的一种散热方式。

2.2.1金属泡沫结构

具有高比表面积的开孔金属泡沫能允许冷却液体流经其内部开放、贯通的空间，因此可以作为热交换结构，从而勾画了其在工程应用中的蓝图。卢天健[58]研究了以开孔金属泡沫为紧凑式热交换器的对流冷却性能，并根据目前已有圆柱容器的对流换热数据提出了适用于金属泡沫热交换的解析模型。密歇根大学的 Salas等[59]通过实验研究了泡沫尺寸效应对强制对流换热的影响并确立了泡沫厚度与强制对流的关系，提出了比较准确的形状函数有限元模型。Azzi等[60]研究了在涡轮式引擎发动机的燃烧室和涡轮之间安置环形金属泡沫来实现温控的可能性。通过红外线成像技术研究了铝泡沫的传热性能，结果显示层厚为10cm的5PPI和10PPI铝泡沫对高温和低温的混合效率分别为21%和37%；为了评估铝泡沫的压降损失对其在空气可压缩区域进行测试，结果显示每2.54cm的泡沫压降为34.5kPa。泡沫金属在热交换过程中引起的压降问题制约了其在工程中的应用，Bai[61]根据钻石型单胞提出了一种预测泡沫材料传热性能的简单解析模型，并从理论和数值模拟两方面研究了金属泡沫材料中热交换的提高及其对应的压降问题，采用CFD模型来预测金属泡沫压降。

2.2.2 轻质夹芯结构

类桁架材料是近年出现的新型结构材料，对其流动传热规律的研究较少。点阵结构及金属丝网筛结构中的流动具有共同特点即圆柱管束的绕流运动。在圆柱根部与夹心板接触点以及圆柱绕流区均有涡旋产生，因此，在这两种结构中以湍流流动换热为主。

Kim[62]采用理论、实验和数值模拟等方法研究了铝合金四面体结构的强制对流热性能，因其内在结构的各向异性选择了两个相互垂直的方向进行测试。实验表明：由于存在堆积效应，压降与热流加载方向有很大关系；在不同的方向下，传热性能相当，所需压力降则相差30%~60%；夹芯结构杆件与面板的接触位置、杆件的倾斜角度对局部传热影响较大。根据杆件直径得到Re约为300，Nu的预测值跟实验值吻合：相同孔隙率下，铝合金四面体的热交换性能等效于圆柱空腔的传热性能，是空管道的7倍。

闫国良等[63]采用理论推导（翅片法）与实验验证相结合的方法，研究了芯子杆件尺寸、导热系数和热流方向对四面体点阵夹芯结构主动换热性能的影响。研究发现：芯子杆件的长度和热流方向对轻质夹芯结构的主动换热性能影响较大，同等条件下Kagome型点阵夹芯结构的主动换热性能最优。考虑到超燃冲压发动机燃烧室需要主动冷却，Yu等[64]通过ANSYS软件研究了具有辅助流场的复合材料点阵夹芯结构的压力场和速度场随工作时间的变化。结果表明，采用复合材料点阵夹芯结构来降低超燃冲压发动机燃烧室的温度，不仅可以避免传统窄管道的堵塞，而且可以起到冷却燃烧室的作用。

为了提高盘式制动器系统的热交换性能，Yan等[65]设计了一种X型点阵夹芯结构并提出了一种可以实现双向通风的制动盘，努塞尔系数比对照组高1-14%，并通过实验方法探索了其各向同性换热机制。Gao等[66]通过理论和数值模拟研究了复合材料点阵夹芯结构的流体流动和传热特性，如图11所示，采用速度场探究了局部热流和主动换热机制。根据温度场分析揭示了流速和热通量对结构最高温度的影响，综合考虑来看复合材料点阵夹芯结构具有卓越的主动传热性能。Zhao等[67]研究了三种流型（轴向，部分分支，全分支）、两种工作冷却剂（水和空气）条件下多孔结构的传热性能，与其他采用空气或水做冷却剂的热交换器比，标准化和优化的三维编织铜点阵结构表现出了极高的流阻和换热性能。除此之外，在部分分支流型中编织点阵结构具有极高的温度均匀性，因此对排热和温度均匀性要求比较高的应用部件有很好的应用前景。

图11 复合材料点阵夹芯结构传热特性图[66]

2.3 智能热控结构

需求推动科研发展，智能热控技术巧妙的结合了传统的被动和主动热控方法，更强调了装置的闭环控制能力，同时具有重量轻、体积小、能耗低等诸多优点。智能热控结构主要包括智能型电加热器（如PTC电加热器）、智能型可展开辐射器等。

2.3.1 PTC电加热器

正温度系数材料(PTC, positive temperature coefficient)是一种温度敏感材料，当温度超过居里点时，温度变化很小即可使得电阻增加3-5个数量级，因此可以代替传统的电阻器作热控元件。1989年Watts等[68]提出了PTC电加热器的概念，李运泽等[69]对可应用在卫星局部温控系统的PTC电加热器进行了建模仿真分析，结果显示智能电加热器可以有效降低温控对象的变化幅度，从而显著改善卫星局部热控情况。中国科学技术大学的程文龙等[70]通过实验以铝块为被控对象，对比分析了实验温度为60℃时PTC电加热器和普通电加热器的温控精度。实验结果显示当温度超过居里点时，PTC电加热器的温控精度比普通电加热器的温控精度优越的多。然而，现有理论模型忽略了PTC材料内部的热传递，极大影响了理论预报的准确性[71]。基于此，Wang等[72]提出了一种新型的PTC材料传热模型，结合实验研究了导热系数、热容以及接触热阻对PTC材料热控性能的影响，同时分析了PTC材料在环境温度线性变化、环境温度周期性变化和环境温度突然下降三种工况下的热控性能。研究发现：PTC材料的导热系数越小，受控装置的平衡温度越低、达到平衡温度所需时间越长；接触热阻越大，受控装置的平衡温度越低；而热容对受控装置平衡温度的影响可以忽略；在各种工况条件下的PTC材料均具有很好的温控性能，环境温度变化幅度为5℃、加载时长为300s时，受控装置的温度几乎没有变化。

2.3.2 可展开式辐射器

可展开式辐射器(Deployable radiators, DPR)在航天器发射阶段时处于折叠状态，以减少航天器的发射体积、满足航天器维型的需求；航天器入轨工作时处于展开状态，将航天器在轨运行时产生的多余热量从内部传递通过辐射器面板传递到外部空间。1976年Cox等[73]以铝蜂窝版为主散热系统、柔性金属/介电复合材料板为可展开散热系统，详细介绍了可用于航天飞机余热消散的可展开辐射器的设计和性能特点。2006年12月18日ETS-VIII卫星成功发射并进入地球静止轨道，拉开了热源嵌入式回路热管作为传热装置在DPR中应用的序幕，如图12所示。研究发现[74]：在微重力服役环境下，DPR可以很容易打开，且局部冷却区域远小于在地球重力环境的局部冷却区域，但DPR为一次展开结构且展开角度不可调节。

图12 可展开辐射器和热源嵌入式回路热管[74]

2001年日本的Nagano等[75]首先提出了可反复展开式辐射器(RTP, Reversible Thermal Panel)的概念。RTP的工作原理[76]：如图13所示，辐射器处于高温环境时，通过展开辐射器表面促进热量的耗散；当辐射器处于低温环境时，通过收紧辐射器表面从而抑制热量的散失。Nagano等[77-78]开展了一系列研究，通过理论和实验等方法表征了可适用于行星系空间探索的RTP热性能，同时指出RTP可以作为火星计划、行星-C计划热控装置的候选结构。

图13 可反复展开式辐射器 [76](a)工作原理和(b)实物图

同时，我国也将可展开热辐射器的相关研究纳入了国家“十三五”重大科研课题的范畴。中科院上海技术物理研究所的张龙等[79]基于DPR的热传导和热辐射提出了一种传热性能模型，通过I-DEAS TMG软件研究了DPR展开角度和热源温度对辐射器在轨稳态服役条件下散热能力的影响。研究发现：随着展开角度的增加、热源温度的升高，DPR的散热能力增强；理论值和仿真模拟结果的误差在3%以内。刘欣等[80]提出了一种新型的、与流体回路相结合的DPR，通过建立DPR空间散热模型研究了不同展开角度下热控系统的控温能力：辐射器展开角度为0°时，辐射器从环境吸收的热量最少，控温能力最强；展开角度为90°时，从环境吸收的热量最多，控温能力最弱；通过调节展开角度，热控系统的控温能力提升了70%。

3 结论与展望

随着航天器技术的发展，对热控分系统提出了更高的要求。与之相对应的，对热控材料也提出了新的需求，主要体现在以下几个方面：1）在满足热控分系统所要求的功能和性能指标外，还需满足总体的相关约束条件，如占用的重量、体积，防静电要求，载人航天中的卫生学要求，对其他系统的影响等。对于长寿命航天器，还应满足在长期空间环境下性能的稳定性要求。2）随着航天器电子设备集成度的提高和元器件的进步，其功率越来越大，热流密度越来越高，未来的技术需求和发展，使得诸如用于空间通讯系统的激光二极管、高功率传感芯片、功率电子器件等的热流密度可达数百W/cm2甚至数千W/cm2，而其工作性能和可靠性与工作温度直接相关，因此需要性能更好的导热材料。如何将电子元器件所产生的热量传递到仪器壳体，并最终传递到外部空间将是需要解决的问题。3）随着深空探测的深度和广度不断扩大，热控材料需要适应新的空间环境。除地球环境以外，其他行星的环境尚不完全清楚，而且和地球空间环境有着很大的不同。因此需要利用各种可能的技术，来保护电子设备和科学设备免受极端温度变化所带来的损害。4）对于长期载人航天，必须考虑空间碎片的防护问题。对于舱外大量使用的多层隔热材料，需要研究其在长期轨道运行环境下对于空间碎片的防护能力，提出防护方案，并对其隔热性能的变化情况进行研究。航天器热控系统中的热问题是最为核心的问题，热问题影响到电子元器件的布置及总量。卫星的轻质要求极度苛刻，其热控系统设计应坚持以可靠性高、工作寿命长、经济性能好的被动热控措施为主，以温度调节精度高但寿命和可靠性受限的主动热控措施为辅的设计原则，这也是未来卫星设计的方向。针对未来先进卫星系统，仅仅依靠现有导热材料是不可能达到很好的热控效果，解决卫星领域热控问题必须依赖结构型传热，因此保持结构具有良好传热设计显得尤为重要。最后，本文展望了航天多功能热控材料与结构的发展方向：1）设计并制备热控-承载多功能结构。将新型的传热材料与承载结构融为一体或者直接用传热材料制备承载结构将是结构型传热需要瞄准的方向。2）开发与制备新型热控材料。新型的热控材料可以形成传热带，从而达到预埋热管的效果。经过前期的探索研究，作者认为现有蜂窝结构与传热带的良好结构具有很大的发展前景。3）设计与制备高导热低膨胀复合材料及结构。通过引入高模量的纤维复合材料，可以减小夹芯板的热变形且使得结构具有较小的膨胀系数，该方向也将会是未来航天热控结构研究的重点与难点。

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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

国家自然科学基金(11572100）

杨雯(1988—)，女，博士研究生，研究方向：金属点阵夹芯结构，承载-热控多功能结构；（150080）哈尔滨市南岗区一匡街2号哈工大科学园A栋复材所A304室.