一种可主动控制工作温度的低温回路热管

低温回路热管是一种应用前景广阔的航天器热控设备。为了利用低温回路热管实现航天器低温部件的主动控温,进行了低温回路热管传热性能试验,并对试验中发现的低温回路热管控温性能进行了理论分析,进而对现有低温回路热管的结构进行了改进。改进后的低温回路热管能够在全功率范围内保持系统温差（主蒸发器与冷凝器温差）恒定,并能通过调节储液器上的加热功率,实现一定温度范围内的主动温度控制,使低温回路热管具有了毛细泵回路的控温功能。     

环路热管启动性能实验与分析

通过一系列环路热管的启动地面实验测试,发现了环路热管蒸汽槽道和液体干道中不同气液分布情况下的启动现象,揭示了环路热管的启动过程,研究了蒸发器内气液分布、储液器和蒸发器的相对位置以及不同的启动功率对环路热管启动特性的影响。为环路热管在空间应用提供了重要依据。     

高分七号卫星激光测高仪热设计及验证

针对高分七号(GF-7)卫星激光测高仪的热设计任务需求,采用被动热控和基于环路热管的毛细泵驱流体回路技术,解决了光机结构高精度控温以及后光路组件热量收集、传输和排散的难题。在轨飞行数据表明:激光测高仪热控系统为光机系统成像和激光器工作提供了良好的温度条件;基于环路热管的毛细泵驱流体回路,实现了头部电子设备、4台激光器、后光路电子设备等多点热源热量收集、传输以及高精度控温。     

平板式小型环路热管的实验研究

设计一套蒸发器尺寸为74 mm(D)×14 mm(H)的平板式小型环路热管(mLHP),工质为甲醇,冷凝方式采用冰水混合物冷却,研究其换热性能。实验表明,该环路热管能够实现重力和无重力辅助启动。倾角为18 °、充灌率为60%时,热负荷从20 W增加到140 W,整个环路热管热阻从2.58 ℃/W减小到 0.44 ℃/W 。无重力辅助启动时,mLHP能够散去130 W的热量而壁面温度低于80 ℃。当热负荷一定, 无重力辅助启动时的蒸发器壁面温度高于重力辅助启动时的壁面温度。在保证系统启动的工质裕量前提下,减少工质充灌量有利于降低蒸发器壁面温度。mLHP运行存在低热负荷区和高热负荷区,在低热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加降低;在高热负荷区,蒸发器和补偿腔温度随着热负荷的增加升高。     

深冷环路热管传热性能研究

通过实验,从超临界启动特性、传热能力、周期性载荷适应能力等方面,对自行设计的一套小型深冷环路热管进行了研究,并对实验现象进行了描述与分析。结果表明该深冷环路热管能够顺利完成超临界启动过程,且副蒸发器功率越大,主蒸发器降温越迅速;完成启动后主蒸发器具有独立运行能力,主蒸发器独立运行时具有12W×0.5m的传热能力;该深冷环路热管对周期性载荷具有很好的适应能力。     

高冰点热管工作特性实验研究及在"嫦娥四号"探测器上的应用

文章针对月球探测器设备月昼高效传热和月夜阻断传热需求,设计了一种以八氟环丁烷为工质的开关式高冰点槽道热管,对其常温下传热性能及启动特性开展了地面实验研究。结果表明:热管工作温度35～55℃范围内的最大传热量大于40 W;工作在35～55℃温度范围、传热量为25 W时,蒸发段测点与冷凝段测点温差小于5℃;在相同传热量情况下,工作温度越高,传热温差越小;管体与水平面夹角分别为10°、30°两种情况下,热管均能在90 s内正常启动。该热管已在"嫦娥四号"探测器中得到成功应用。探测器地面热平衡试验和在轨数据表明,高冰点热管在月昼高温工况传热效果良好,月夜低温工况热管工质冻结、可以实现设备保温,确保了探测器相关设备在轨的高性能工作。     

通信卫星真空热试验测试电缆集中控温方法

为解决通信卫星真空热试验中有效载荷的部分测试电缆工作温度超出正常区间导致电缆相位特性发生极大跃变的问题,文章设计了一种新型电缆控温方法,实现了测试电缆在真空低温复杂环境下的集中控温。在某新一代通信卫星真空热试验中,应用该集中控温方法后测试电缆网的温度被严格控制在40℃±5℃,单根电缆沿路径的温度差异被控制在±3℃之内,满足了星上有效载荷的时序和相位要求,提高了地面测试的准确性。     

光学镜头性能测试用深低温降温系统设计及验证

单镜组件是遥感器的关键部件,在深低温真空环境下对其进行面形测试和稳定性测试,是获取测试数据和验证其结构设计正确性的必要手段。文章针对某单镜组件地面验证试验需求,建立真空环境下低温镜头深低温背景,采用GM制冷机机械降温技术,对温控系统进行设计、研制以及模拟试验,实现了产品在(60±1) K、(160±1) K、(200±1) K的控温指标以及60～300 K的控温区间。该降温系统为遥感器光学镜头在深低温环境下完成面形测试和稳定性测试提供了重要保障。     

制冷机与深冷环路热管集成系统传热特性试验研究

基于红外探测器光学敏感元件深低温热控需求,开展了脉冲管制冷机和氮工质深冷环路热管集成系统的传热特性的试验研究。文章针对单脉冲管制冷机和单氮工质深冷环路热管的集成系统(单回路),进行了深冷环路热管超临界启动特性、传热能力、漏热量及隔离机械振动特性的试验研究;针对双脉冲管制冷机和双氮工质深冷环路热管的集成系统(双回路),进行了正常运行模式、无缝切换模式、故障切换模式及共同运行模式的试验研究。试验结果表明,该集成系统可以满足未来红外探测载荷光学敏感元件深低温热传输及排散的需求,并有效隔离制冷机机械振动的影响。     

“高分二号”卫星相机热控系统的设计与验证

为了保证相机在轨成像品质和指向精度,相机光机部件的控温要求需全寿命周期温度稳定性优于±0.3℃。文章根据"高分二号"卫星相机在轨成像需求,详细分析了相机热控设计的重点与难点,并创新性的采用了辐射主动控温措施对相机进行高精度的温度控制。热平衡试验和在轨飞行温度数据表明,相机热控设计合理可行,热控措施能够很好的满足在轨成像时所需温度要求,同时证明了辐射主动控温方法具有很好的控温精度和鲁棒性,在未来空间相机高精度、高稳定性热控设计中具有很好的应用前景。     

载人航天器的可重构式控温回路系统设计

文章提出了载人航天器的可重构式控温回路系统,它由独立的中低温内外回路系统组成,可改善低温内回路由于控温点温度较低而对辐射器散热能力带来的影响,还可在某个外回路辐射器故障时进行系统重构,维持回路功能。建立了控温回路系统非稳态仿真分析模型,对正常工作模式下和某外回路故障工作模式下各舱回路控温点温度、设备温度、流量分配和载人航天器热负荷水平进行了分析。结果表明,双外回路系统比单外回路系统散热能力高27%。当双外回路中某回路故障时,通过系统重构,外回路系统可维持1850W散热能力,能保障载人航天器平台安全,表明可重构式控温回路系统能提高系统可靠性。     

一种微型槽道热管的性能分析与试验研究

槽道热管是航天器较为常用的一种热控产品,其中截面特征尺寸小于5mm的微型槽道热管主要用于空间光学遥感器CCD器件的散热,在设计、加工等环节均具有较高的技术难度。文章设计了一种5mm×4mm矩形截面、内部槽道为梯形的微型热管,对热管传热性能进行了理论计算和试验验证,最终确定了较为理想的槽道几何参数。研究结果表明：该种微型热管的极限传热能力为4．77W·m,极限负载下的轴向温度均匀性优于±0．5℃。     

航天器分支槽道热管设计及传热特性分析

航天器内部热源分布日益复杂,传统热管无法有效解决小空间内多热源的均温问题。文章设计了一种带有分支的槽道热管,通过分支的连接建立多热源间的传热通道,从而实现温度均匀(简称“均温”)。均温试验结果表明：当对功率为4 W,8 W,12 W,16 W的4个热源进行均温时,分支槽道热管的最大温差为0.9℃。传热特性试验结果表明：当加热功率为16 W时,分支与连接段、分支与分支间的热阻分别为0.15 K/W和0.17 K/W。分支槽道热管的均温和传热性能良好,可为多热源均温提供新的方法。     

无载荷舱航空相机的热控设计与试验验证

为保证航空相机在平流层空间热环境下稳定运行,对无载荷舱的航空相机进行热设计和验证。基于20 km海拔高度下相机外部的对流及辐射环境特点,采用一维对称平板测试法确定选取多层隔热组件作为相机蒙皮材料,选取聚氨酯泡沫作为隔热填充材料。对载荷相机进行热控系统设计,并利用有限元软件分析极端工况下相机的温度场分布,最终设计热控总功率为240 W,包含为相机镜头除霜预留的部分热控功率。低气压热平衡试验验证结果与仿真分析结果吻合良好;低温工况下热控功率约占总功率的70%,控温点的温度波动在±1℃以内,满足相机控温精度要求。     

热真空试验中产品控温方法研究及其效果验证

为降低真空环境下产品的控温风险,以热真空试验的控温系统为研究对象,分析串级PID温度控制原理,在串级PID控制算法基础上进行多分区及参数自整定,提出一种适用于大滞后性系统的产品控温方法。试验验证结果表明,应用此控温方法对某卫星功率放大器热真空试验进行控温,实现了较高的精度（达到±0.5℃）和较小的超调量（仅0.7℃）,升、降温速率≥1.5℃/mm。     

用于大功率航天器的3D打印钛水热管设计及试验研究

针对应用于空间核动力及大功率航天器的高温热排散技术,介绍了一种基于3D打印增材制造技术的钛水热管,满足100～300℃温区热量的远距离传输需求。该热管壳体及毛细芯结构通过3D打印技术一体成型,解决了中高温热管在制造方面的诸多难题。文章对热管的传热能力进行了理论分析,分析结果表明热管在180～250℃区间内传热能力最佳,同时搭建了热管启动以及传热能力的试验验证平台,对热管在水平以及逆重力姿态的传热能力进行了试验验证,并与理论分析结果进行了比较。试验结果表明:3D打印技术可成功应用于槽道热管的制造。该钛水热管后续将应用于航天器高温热排散系统的地面演示系统中,用于连接高温两相流体回路冷凝器和碳纤维材料辐射板。     

储液器在被动式热交换下环路热管的热性能研究

环路热管是应用于航天器、航空器、舰船等设备的新型换热器件,热性能是评价环路热管的主要性能参数。通过试验和系统级数值模拟研究了当储液器处于自然对流的被动式热交换时,环路热管在不同冷源温度下的温度分布特性和换热性能,说明环路热管总热阻和冷凝器利用率受冷源温度的影响规律。环路热管存在可变热导和固定热导区:在可变热导区,环路热管总热阻随热负荷的增大迅速减小,而升高冷源温度有助于降低总热阻;进入固定热导区后,总热阻则趋于稳定。蒸发器换热系数随着热负荷的增大先增大后减小,但其变化幅度在冷源温度较高时明显减弱。     

相变材料辅助环路热管启动的实验研究

在对蒸发器卜辅助加热和热电制冷器对储液器制冷这两种主动辅助启动措施进行实验研究的基础上,首次提出了一种新的完全被动的辅助启动措施,即采用相变材料控制储液器温度在相变点附近,以便形成启动所需的液体过热度.通过实验验证了相变材料辅助启动的可行性,研究了不同热载荷埘相变材料辅助启动的效果以及该辅助措施对启动后环路热管稳态运行的影响.实验结果表明:相同热载荷下,储液器上外贴相变材料容器后.相变材料的热容明显有利于形成启动时引起蒸气槽道内核态沸腾所需要的蒸发器和储液器间温差,降低了启动时蒸发器的温度升高,减少了启动所需时间.但启动热载荷越小,启动经历的时间将越长,当热载荷小到一定程度,蒸发器和储液器的温度差形成也会存在困难.此时相变材料只能延缓蒸发器温度升高.启动后储液器外的相变材料容器町实现一段时间内的控温.     

基于环路热管的航天器可折叠辐射散热器设计

航天器废热排放问题是制约其有效载荷容纳量增长的主要因素。文章针对目前可折叠辐射散热器折展比低的问题,设计基于环路热管的航天器可折叠辐射散热器,提出了一种基于对称六连杆Waldron机构设计的高折展比折叠方案,采用柔性环路热管作为热量收集和传递单元,实现辐射可动板间的柔性连接。通过对1/8等比样机的仿真数值模拟和试验研究,分析了基于环路热管的可折叠辐射散热器的传热特性。研究结果显示：该样机最大可传输200 W热量,展开后可获得更大的散热面积。     

高热流散热泵驱两相流体回路设计及飞行验证

针对激光、雷达等载荷空间应用中存在的超过100 W/cm~2高热流密度散热问题,采用泵驱两相流体回路结合金刚石微槽道的方法实现了271 W/cm~2热流密度的散热。对系统设计及关键部件设计进行了研究,整个系统经过地面和在轨飞行验证,运行平稳。利用储液器控温的方式,实现了系统温度的准确控制。测试结果表明,地面和在轨飞行期间的换热及流阻相当,验证了重力无关设计的正确性。