综述 \\ 星载有源相控阵天线热控技术研究进展

摘要：分析了近年来国内外星载有源相控阵天线热控相关技术的研究现状与发展趋势，包括导热、非分离式热管、毛细泵驱回路热管、相变储能技术、单相泵驱流体回路、两相泵驱流体回路、微通道冷却及射流冲击冷却等先进热控技术．结合对国外其他航天器热控系统的相关创新性技术和设计的综述，对比指出目前我国在一些关键技术方面与国外先进技术水平的差距；同时，考虑航天器在空间特殊应用环境下热管理过程的热量收集、传输和排散环节，分析热控系统整体化设计过程，提出了星载有源相控阵天线热控技术的未来主要发展方向，包括两相泵驱流体回路关键技术突破、新型高效主被动复合式热控架构探索及新型热控技术与辐射器设计相结合等，可为未来我国新一代星载有源相控阵天线的散热方案研究提供参考．

关键词：相控阵天线; 热控技术; 结构导热; 相变储能; 泵驱流体回路技术; 射流冷却

从美国国家航空和航天局于1978年6月成功发射世界上第一颗装载有源相控阵天线的海洋卫星SEASAT-1至 今 ，经过数十年的发展，国内外有源相控阵天线热控技术总体上可以分为四个层次：第一代结构导热技术，第二代热管和相变储能技术，第三代流体回路技术，第四代微流道、射流冷却技术．

在新一代热控技术不断发展的同时，由于一些具有独特物性的材料的研发以及装备制造技术的提升，第一代的结构导热技术和第二代的热管与相变储能技术也随之呈现出新的面貌．

本研究通过综述近年来国内外星载有源相控阵天线热控技术的发展现状与发展趋势，同时结合其他航天器热控系统的相关创新性技术和设计，提出星载有源相控阵天线热控技术的主要发展方向，为满足我国新一代星载有源相控阵天线散热需求的热控技术研究提供参考．

01

导热技术

早期的导热技术主要通过采用导热性能较好的金属材料、热界面材料和其他复合材料，降低热量从产热位置到后续传输环节的热阻，适用于低集成度和低热流密度的散热需求．而随着微机电系统(micro electro mechanical systems，MEMS)技术的发展，国内外相关研究机构纷纷提出新的导热技术以满足更高的散热需求．

1.1 导热技术相关的新型材料研究

为了满足未来航天器散热器子系统的要求，美国诺格航天技术公司提出了封装退火热解石墨(annealed pyrolytic graphite，APG)的突破性概念并对其进行了验证，分析并确定了包括碳-碳复合材料和封装退火热解石墨等几种下一代热复合材料的性能优势，这些材料具有比目前商业可用的碳聚合物复合材料更高的导热性 能 ．

在美国国防部先进研究项目局(defense advanced research projects agency，DARPA)资助的5项热管理技术系列研究中，热接地层(thermal ground plane，TGP)计划的主要任务是采用器件兼容的微/纳米结构材料，开发一种用于电子系统和多芯片模块的具有高导电、轻、薄特性的基板，以满足硬安装集成电路突出的散热需求和所需的机械性能．其重点通过使用热膨胀系数与电子设备匹配并具有非常高热导率的材料制造薄而扁平的热管，结合两者的优点，实现10～20 kW/m/K范围内的横向热导率，约是铜的25～50倍．

此外，通过应用新型基板材料、导热材料和具有新型结构的热界面材料(thermal interface material，TIM)，在纳米热界面(nano thermal interfaces，NTI)计划推动下研发的相关技术可显著降低在电子器件背面与下一层封装结构之间热界面层的热阻．

表1 所示为纳米热界面计划4个不同研究团队研发的新型材料及对应的面积热 阻 ，其中面积热阻的定义为传热过程热阻与换热面积的乘积．这些材料均具有低热阻和高柔韧性，可在热循环和老化条件下仍保持良好的稳健性．Roccor 公 司 研制了一种由多种材料粘合成的扁平、轻质、平整的热带 FlexCool，该热带的有效导热系数高达2149 W/m/K (比铜高5倍)，其厚度仅为 0.86 mm．

表1 纳米热界面计划4个不同单位研发的新型材 料

1.2 基于微机电系统的导热技术

微机电系统的概念早在1980年代就被提出，由于其在提供超低质量、尺寸和功耗及高集成度的器件方面具有良好的前景，微机电系统技术被认为在航天领域应用方面具有突出的优势．

早期大多数研究机构主要聚焦于应用微机电系统技术的新型装置的原理论证与阐述，而成功从概念性设计到实现成熟产品的技术则较少．文献[ 13 ]报道了美国喷气推进实验室(jet propulsion laboratory，JPL)微机电系统技术小组的相关项目研究进展．

美国国防部先进研究项目局系列热管理技术研发计划之一的近结热传输(near junction thermal transport，NJTT)也是基于微机电系统技术，该研发计划的重点是利用高导热性材料基板，结合与设备兼容的过渡层及其他主动或者被动冷却技术，降低结构到外壳之间的热 阻 ．该计划于2011年由美国国防部先进研究项目局发起，目标在于处理晶体管结100 μm内区域或“近结”区域的热量传输问题．关于美国国防部先进研究项目局的近结热传输计划的研究进展和相关热控技术的详细介绍可参见文献．

由于GaN基半导体器件具有禁带宽度大、热导率高、耐高温等优异性能，其在高频大功率微波器件等领域有良好的应用前景，例如用于雷达的GaN基功率放大器及GaN基高电子迁移率晶体管(high electron mobility transistor，HEMT) 等 ．随着这些器件向着小型化、高功率和高频率方向发展，散热问题对器件性能提升的制约则越显突出．

为解决由于GaN基射频功率晶体管温度波动产生的热应力导致设备疲劳和寿命降低的问题，美国先进冷却技术(advanced cooling technologies，ACT) 公司提出了一种基于紧凑型储热设计的新型结级热控技术．该技术通过在半导体基板中蚀刻微米级凹槽并填充相变材料(phase change material，PCM)，使近结区域的相变材料在设备运行期间吸收热量，并在非运行期间将热量传输到散热 器 ．

02

热管与相变储能技术

2.1 基于常规非分离式热管改进的新型热管

热管是一种利用工质“蒸发/沸腾吸热-冷凝放热”相变实现传热的装置，于1963年由美国洛斯阿拉莫斯(Los Alamos)国家实验室的Grover发明，此后由于其突出的传热性能等优点，热管的研究和应用获得了迅速发 展 ．

美国先进冷却技术公司针对航天器热控应用领域开发了多种具有更优性能的新型热管，包括恒定热导率热管(constant conductance heat pipe，CCHP)、空间应用的铜-水热管(space copper water heat pipe，SCWHP)、基于热管技术的高热导率平板(high conductivity plate，HI KTM )、变热导率热管(variable conductance heat pipe，VCHP) 等 ．恒定热导率热管可以在极小的温差条件下进行热量传输，其主要用于卫星负载到辐射器之间的热量传输或直接集成于热管式辐射器的平板．

多年来，铜-水热管一直应用于地面电子系统的热控方案设计，直到近年来才因其尺寸小、承受热流高及在地面测试期间抗重力的能力，在航天器热控领域引起研究兴趣，但迄今为止还未在航天器热控领域成功应用．2017年，美国先进冷却技术公司联合美国国家航空和航天局推出第一款空间应用的铜-水热管，将其与HI KTM 板集成，并在国际空间站(international space station，ISS)进行了验证性测 试 ．

最近，美国先进冷却技术公司发布了一份白皮书，深入研究了第三代空间应用的铜-水热管测试的考虑因 素 ．HI KTM 板通过将铜热管压平并嵌入铝板中以提高其热导率至500～1200 W/mK，此外还具有低成本、轻质、高运行温度等优点．

变热导率热管通过在热管内加入不可凝气体(non condensable gas，NCG)实现热管导热能力的调节，根据特定的运行条件，不可凝气体可以全部或者部分填充于冷凝段，冷凝段有效长度的动态调节可以最大限度地减少当功率和蒸发器散热条件发生较大变化时蒸发器和相关电子设备温度的波 动 ．

此外，对于小卫星系统级的热控设计，通常采用铝-氨恒定热导率热管实现将热量传输到更远的辐射器面板上并沿着辐射器扩散以提高效 率 ．

由于传统的铝-氨恒定热导率热管仅适用于较低的热流条件(10～15 W/c m² )，为了提高其适用的热流到50 W/c m² 以上，美国先进冷却技术公司研制了一种新型的适用于高热流的复合毛细芯热管，其散热能力比标准的铝-氨恒定热导率热管提高了3倍以 上 ．

此外，在美国先进被动热实验项目(advanced passive thermal experiment，APTx)的支持下，美国先进冷却技术公司与美国国家航空和航天局共同在国际空间站测试并验证了一种带热储液器和高热导率平板的复合毛细芯变热导率热 管 ．该复合毛细芯变热导率热管在开、关两种不同模式下的热阻分别为 2.5 W/K和 0.0147 W/K，此外测试结果表明当散热端的温度在50～-4℃间大幅变化时蒸汽的温度仅在69～67℃范围内变化．

针对空间核动力及大功率航天器的高温热量排散问题，北京空间飞行器总体设计部周强等介绍了一种基于3D打印(增材制造)技术的钛-水热管，可满足100～300℃范围内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，研究结果表明该热管在180～250℃范围内的传热能力最 佳 ．

最近，美国先进冷却技术公司正与凯斯西储大学(Case Western Reserve University，CWRU)合作，致力于在美国国家航空和航天局小企业技术转移(STTR)计划下开发一种新型的带热储液器的变热导率热管(hot reservoir VCHP，HR-VCHP)，相比于常规的变热导率热管，带热储液器的变热导率热管可以实现更严格的被动式热 控 ．

带热储液器的变热导率热管由一个回路组成，该回路具有精心设计的管路布局，可以在设备内部产生动量诱导连续流动．这种诱导流动可以持续维持储液器中的不可凝气体湿度，此外还可以实现更快地去除储液器中的湿气，显著提高设备的可靠性．

2.2 毛细泵驱回路热管

毛细泵驱回路热管主要指环路热管(loop heat pipe，LHP)和毛细抽吸两相流体回路(capillary pumped loop，CPL)，两者的原理基本相同，都是利用毛细力驱动工质循环来传递热量的两相流体回路装置，具有传热温差小、传热能力强、传输距离远及管路柔性灵活布局等诸多优点，最大的区别是环路热管的蒸发器和储液器连在一起．

此外，还有为了结合以上两者优点而提出的复合环路热管(hybrid loop heat pipe，HLHP ) ，这三种不同类型毛细泵驱回路热管的基本结构及性能对比见 图1 和 表2 ．

图1 不同类型毛细泵驱回路热管的基本结构

表2 不同类型毛细泵驱回路热管的性能对比

在航天器热控领域，毛细抽吸两相流体回路主要用于仪器设备热控制，环路热管主要用于航天器仪器设备热控制和可展开式辐射器传热元件．

美国加州大学伯克利分校Kirshberg 等 基于微机电系统技术设计并制造了一微型毛细抽吸两相流体回路，其蒸发器、冷凝器和液、气管线均采用单晶硅片制造，毛细芯结构则通过蚀刻技术加工于硼酸盐玻璃盖板上．蒸发器的尺寸为1000 μm×2000 μm，液体和蒸汽管道的长度为35 mm．

环路热管由俄罗斯国家科学院Maidanik于1972年发明，其一般由蒸发器、冷凝器、储液器和汽液管路等组 成 ．目前美、俄等国家的环路热管和毛细抽吸两相流体回路技术发展已较为成熟，并开始正式应用于航天器热控制，而我国的环路热管和毛细抽吸两相流体回路技术在航天器热控领域的应用较少．

李德富 等 较详细地评述了热管技术在当时国内外航天器热控制中的应用进展，并指出了环路热管和毛细抽吸两相流体回路技术进一步发展的方向为：a. 多蒸发器/多冷凝器研究；b. 微小型毛细抽吸两相流体回路和环路热管研究；c. 低温毛细抽吸两相流体回路和环路热管研究．

阿联酋航空航天局(UAE Space Agency，UAESA) AlShehhi 等 针对小型卫星热控系统的散热需求，提出了一种使用石墨烯纳米颗粒的微型环路热管，并结合可展开式辐射器进行散热，发现在常规传热流体中加入石墨烯纳米颗粒可显著提高该环路热管的传热能力，所提出的热控方案能够使小卫星有效载荷在75 W的持续散热工况下保持在设计的温度范围内．

由于毛细抽吸两相流体回路和环路热管都存在一些固有的缺点，为了在充分发挥两者优势的同时避免这些不足，美国海军实验室提出了一种新型复合环路热管，其主要通过采用二级毛细芯来解决蒸发器毛细芯的漏热问题，而且还可避免对回流液进行过冷处 理 ．

为了验证一种多蒸发器复合环路热管设计的有效性，Bugby 等 分别加工了单蒸发器、双蒸发器和四蒸发器的复合环路热管试验回路，并采用氨工质对其热控性能进行了测试，结果表明四蒸发器复合环路热管的最大热负荷和最大热流密度分别可达280 W和30 W/c m² ，控温精度在 ±0.25℃以内．

国内研究方面，为满足国家高分专项遥感卫星焦面电路的力热稳定性要求，北京空间机电研究所杨涛 等 提出并设计了一种用于分散式热源精密控温的改进型环路热管，并于2015年9月将该环路热管成功应用于GF-9卫星遥感器电荷耦合器件(charge coupled device，CCD)的在轨控温．在轨运行数据表明被控制的4片电荷耦合器件温度稳定性达±0.7℃/a，该控温用环路热管既可实现分散式热源的统一高效热管理，又能抵御外部热流扰动影响，大幅提升了周期性工作热源的控温精度，较好地完成了卫星焦面电路电荷耦合器件的恒温控制任务，同时实现了国产控温用环路热管首次在空间微重力环境下的成功应用．但是该控温用环路热管也存在质量大和消耗额外电功耗的固有缺点，很大程度上制约了其在航天器上的广泛推广应用．

北京空间飞行器总体设计部黄金印 等 针对我国高分七号卫星激光测高仪任务特点、空间外热流环境、构型布局等约束，设计了基于环路热管的多热源热量传输与控温方案，解决了光机结构高精度控温及后光路组件热量收集、传输和排散的难题．最近，鲁得浦 等 针对多阵列、大面阵结构探测器的散热需求，从设计理论、数值模拟计算和实验探究三个方面系统地研究了多蒸发器环路热管的启动和运行规律．

鉴于目前环路热管在大多数应用中过于昂贵，而大多数的花费主要来自于初级毛细芯的制造，美国先进冷却技术公司研发了一种使用直接金属激光烧结(direct metal laser sintering，DMLS)工艺制造初级毛细芯的3D打印环路热管蒸发 器 ．该技术通过除去多个加工步骤可显著降低整体成本，同时可以降低由刀口密封工艺导致的故障风险，而该技术的主要挑战就是通过3D打印加工多孔毛细芯结构．

美国先进冷却技术公司研制的用于航天器应用领域的环路热管往往与恒定热导率热管和变热导率热管结合用于将航天器负载的热量传输至辐射器，其在-40～70℃的范围内最常用的工质为氨，而在更低的温度范围内则采用的工质为丙烯和乙烷．此外，美国先进冷却技术公司还研制了用于70～250℃范围的钛-水环路热管．

2.3 相变储能材料的应用

由相变储能技术发展而来的相变温控技术作为一种新兴热控技术越来越受到航天领域的广泛关注，美国国家航空和航天局早在1970年代就对各种相变材料在航天器热控领域的应用进行了相关研究，相变材料热控技术的两个优点是温度控制的稳定性和没有运动部件．Collette 等 发表的综述中对相变材料在航天热控领域中的应用进展进行了分析，根据相变材料的潜热、相变温度、热导率和密度等主要物性，讨论了不同相变材料在航天领域的应用前景．

潘艾刚 等 分析了基于相变材料的热控技术及相变材料在热控领域的研究现状，并对一种含有Cerrolow-136合金的相变温控装置进行温控实验，结果表明金属类相变材料具有导热性好、密度大、化学性质稳定等特点，更适合应用于相变温控领域，最后对金属相变材料在航天热控领域的应用进行了展望．

鉴于相变材料在缓解热量生成和排放在时间、强度及地点上不匹配方面的突出优势，有不少研究者考虑应用相变材料提高目标设备的热稳定性．日本名古屋大学Yamada 等 针对小型卫星的热控需求，提出了一种名为储热板(heat storage panel，HSP)的热控设备．储热板由二十烷和高热导率沥青基碳纤维增强聚合物(carbon fiber reinforced polymer，CFRP)制成的薄板容器组成，与其他相变材料储热装置相比，储热板具有外形薄、比强度高、热扩散率高等优点．

美国国家航空和航天局 Goddard航天中心Cho i 采用微型石蜡包热控方案用于满足IceCube中微子探测器上微透镜阵列和中频组件等设备的20℃和±1℃温度波动的热稳定性需求．

Roccor公司Isaacs 等 基于铝粉直接金属激光烧结方法研制了用于立方体卫星(CubeSat)热控的相变材料平板，该方案所用相变材料为石蜡，其在满足温度稳定性要求的同时还可减轻组件的质量．

在航天器热控领域，相变材料储能技术常与其他技术结合使用．Creare公司Izenson 等 报道了一种用于小型卫星热控系统的新型储热技术并对其进行了测试，该技术通过采用相变材料储热单元以期提高系统环路热管的热稳定性，测试结果表明合适的相变材料选择通常取决于热环境、热控系统和热负载的特性，合理的储热系统设计能显著降低温度波动．

由于卫星在轨周期性运行和电子设备开/关状态的切换，因此相变材料的应用可以使设计热控系统时根据平均功率而不是峰值功率来确定最终辐射器的大小，这可以大大减小辐射器的尺 寸 ．

美国先进冷却技术公司通过结合铜-水热管和相变材料，可以实现热控设计的两大改进：a. 根据热管和相变材料热导率方面的差异特点，采用铜-水热管将热量沿相变材料表面或整个腔体扩散，以确保相变材料合适地熔化；b. 由于产热负载附近通常没有足够的空间，采用热管将热量从热源传输至集成在辐射器薄板的相变材 料 ，基于该思想的类似设计还可见文献．

另一方面，因为应用于热控系统的相变材料是根据其独特物性而特别选择的，所以在使用过程中相变材料必须在反复的熔化/凝固循环中保持其物性的稳定．这一问题对于卫星等航天器的应用来说尤为重要，因为相变材料会在卫星的在轨运行中经历成千上万次的周期循环．美国先进冷却技术公司Smay 等 对两种常用的碳氢化合物相变材料(十八烷和二十烷)进行了1×1 0⁴ 次的熔化/凝固循环实验，结果表明其仍具有稳定的热物性．

03

泵驱流体回路技术

在航天器的热控制领域中泵驱流体回路(mechanically pumped fluid loop，MPFL)系统是主动热控技术中的一种重要方式，目前主要包含单相泵驱流体回路和两相泵驱流体回路两方面．该技术通过在设定的流道内强迫流体介质循环流动，实现将热量从产生部位收集并传输至冷端，最后通过辐射器排散，可持续不断地适应工况变化进行有效热控，其突出特点是散热能力强、便于结构布局、易于组织内部换热、安全可靠等．

3.1 单相泵驱流体回路技术

对于单相泵驱流体回路热控系统，流体在回路内循环过程中维持其相态不变．目前国外的许多航天器上都已应用了这项技 术 ，我国从1980年代末开始对单相泵驱流体回路技术的研究，并在“神舟”系列飞船上成功应用了流体回路热控技 术 ，此外“嫦娥五号”探测器在国内首次将高适应能力主动热控系统应用到深空探测航天器上，推动了中国深空探测航天器热控技术的跨越式发 展 ．

在我国早期的相关研究中，中国空间技术研究院张立 等 对将单相泵驱流体回路技术应用于卫星热控进行了探讨，设计了两种可参考的单相泵驱流体回路方案并建立数值仿真模型，分析比较了这两种方案的应用性能，结果显示将单相泵驱流体回路系统应用于卫星热控可取得良好的控温效果．

北京空间飞行器总体设计部宁献文 等 针对六面体构型卫星提出一种具有强适应能力的单相泵驱流体回路方案，并据此研制出地面原理样机试验台，对系统的关键性能温控特性进行了地面试验，结果表明在整个瞬态实验过程中控温精度一般都在0.5℃以内，最大波动也不超过1℃．

近年来，随着航天器平台技术的不断发展和新型载荷的不断出现，我国在卫星平台也逐渐探索使用新型主动热控技术．我国于2016年发射的“实践十号”返回式卫星已经成功应用了单相泵驱流体回路技术，部分大型通信卫星与遥感卫星也开始尝试使用单相泵驱流体回路热控技术解决相应的热控设计难题．

上海卫星工程研究所基于轻质紧凑、低功耗微泵技术和高热流密度收集微通道热沉技术，开展了空间微泵驱动流体回路主动热控系统的研制，完成了微泵、微通道热沉、储液器、单向阀等主要部件、组件的轻型化、小型化关键技术攻关，并搭载“浦江一号”卫星发射入轨，对系统进行了在轨测试，结果表明其自主研制的单相泵驱流体回路系统各部件、组件均满足空间环境应用要求，且在轨性能稳定良 好 ．

荷兰国家航天实验室(National Aerospace Laboratory，NAL)Benthem 等 报道了针对Alpabus卫星设计的3 kW泵驱流体回路的工作原理和设计特点，其采用无阀设计以提高地球同步卫星有效载荷的冷却性能，通过改进的“无阀”泵驱流体回路测试装置获得的测试结果表明在变化的负载条件下具有良好的热稳定性．

最近，荷兰航空航天中心(Netherlands Aerospace Centre，NLR)针对一个标准立方体卫星的热控系统设计，结合其子系统的设计要求提出了微型泵驱流体回路，该系统的核心部件为荷兰航天中心研发的一种多并联微泵(multi-parallel micro-pump，MPMP)，采用该多并联微泵可实现轻质、高可靠性的泵驱流体回路热控系统设 计 ．

一项受美国国家航空和航天局小航天器技术项目(small spacecraft technology program，SSTP)资助，并由美国犹他州立大学(Utah State University，USU)和美国喷气推进实验室联合研究的主动热结构(active thermal architecture，ATA)研究计划的目标即为研发针对小型卫星的先进主动热控技 术 ．

主动热结构目标为研发基于单相泵驱流体回路、采用两级架构的主动热控技术：第一级为利用微泵在集成的换热器和辐射器之间循环工作流体；第二级是直接为有效载荷仪表提供低温冷却的微型制冷机．主动热结构热控系统可为100 W级的热负荷提供有效的热管理，目前已研发出地面原理样机并对其进行了测 试 ．在该项研究中应用了多项新技术，包括微泵、小型制冷机、微型储液器以及超声波增材制造技术(ultrasonic additive manufacturing，UAM)，详细参数可见文献．

作为主动液冷系统的核心驱动部件，微泵的性能及可靠性直接决定着整个主动液冷系统的运行性能和可靠性．目前，微泵的可靠性仍是应用于空间单相泵驱流体回路系统的一个重要挑战．整体而言，国外用于单相泵驱流体回路系统的微泵的成熟应用场合一般为航天器热控系统，核心技术受到军事保密和技术封锁限制，而国内相关技术研究与国外存在一定差距．

华中科技大学、电子科技大学及中国科学院上海技术物理研究所等研究机构均针对液冷回路用微泵开展了相关研 究 ．为减小泵轴承磨损导致的使用寿命降低问题，刘发 龙 参考生物医药领域人工心脏泵的高可靠性轴承设计，验证了接触式陶瓷轴承方案并设计了符合液冷用水力悬浮轴承方案的微泵．

为研发一种面向板级液冷系统的高功率密度、高可靠性的离心式微泵，段 斌 对微型尺寸水力部件进行了设计和优化，并开发了一套高转速水力悬浮轴系．王锐 等 综述用于高功率射频微系统冷却的微泵研究，并指出微型化、大流量、高扬程的新型微泵研发势在必行．

振动隔膜驱动泵仅能满足低热流密度阵列芯片或低热耗单芯片的微系统散热需求，而旋转式驱动泵可为高热流密度阵列芯片提供较大的流量和较高的扬程，后续研究应重点关注其电机和叶轮的优化．此外，离心式微泵的空 化 和振 动 对热控系统的性能和使用寿命的影响机制研究也有待深入．

3.2 两相泵驱流体回路技术

单相泵驱流体回路技术的一个显著缺点是工质温度在回路内变化很大，虽然该温差可以通过增加工质流量来减小，但为此须要增加泵的容量，这必然会导致功耗、管道直径及系统整体质量的增加．相对于单相泵驱流体回路，两相泵驱流体回路系统具有系统质量轻、功耗小、温度均匀性高以及可在较低质量流量下传输大量的热量等特点，但是需要相对较大的储液器，不同类型的泵驱流体回路的基本结构和技术对比见 图2 和 表3 ．

对于较高功率容量(5～10 kW以上)和长传热距离(>10 m)的航天器，两相泵驱流体回路热控技术更适 用 ．但是，目前对在轨微重力情况下的相变传热机理及相关关键技术(例如气液分离技术、运行稳定性等)的研究还不成熟，虽然已有成功应用两相泵驱流体回路技术的航天器在轨，但是尚无成功将其应用于卫星平台的先 例 ．

目前国外已有不少研究机构对两相泵驱流体回路在卫星热控应用方面展开了探索，而我国在这方面的研究则极少．

图2 不同类型泵驱流体回路的基本结构

表3 不同类型泵驱流体回路的技术对比

法国TAS公司与法国国家空间研究中心(CNES)合作设计了用于将来自卫星有源天线高达4 kW的热量传输至大型可展开辐射器的两相泵驱流体回路，该系统可在对不同热流密度的有源天线进行散热时保持所有行波管间5℃等温性，还可减小设备与辐射器间的温度梯 度 ．

荷兰国家航天实验室Wits 等 研制了一种用于小型卫星两相泵驱流体回路热控技术的可靠、密封、轻质、高压的微型泵，该微型泵以钛合金(Ti6Al4V)为原材料并通过选择性激光熔化(selective laser melting，SLM)技术制造，样机质量约300 g．使用压电盘来产生压力水头并推动工质，选用Galden HT-90为工质．

美国先进冷却技术公司开发一个依靠单相液体泵驱动两相流工质，通过多个并联或串联分布式的热源和散热器的两相泵驱流体回路，该技术的实现主要在于采用了一种由得克萨斯农工大学(Texas A&M University，TAMU)研发的动量驱动涡分离器(momentum-driven vortex separator，MVS ) ．

美国喷气推进实验室Sunada 等 提出了一种基于两相泵驱流体回路技术，可为设备提供精确的温控平台，从而进一步降低仪器的噪音．

国内在两相泵驱流体回路技术方面的研究虽然起步较晚，但是经过近些年来的努力也已取得一定的技术积累，相关研究主要聚焦于系统启动、运行特性及回路内的流动不稳定性等．

2011年，由荷兰航空航天局、中山大学、中国空间技术研究院、荷兰核物理与高能物理所、意大利核物理所和美国麻省理工学院(MIT)等多家单位联合研制的用于阿尔法磁谱仪探测器的两相泵驱流体回路系统，使用离心泵为CO2工质提供驱动力．该系统实现了两相泵驱流体回路技术的首次在轨应用，其控温稳定性达 ±0.2 ℃ ．

孙西 辉 对该温控系统中并联蒸发器在热载荷启动及运行时的稳定性进行了实验研究，发现当工质在低温工况小管径或微小管径流道直接热载荷启动时，会因过热而发生“爆炸沸腾”的不稳定现象，并指出可通过机械泵转速或工作温度的主动调节来消除该回路系统中的两相流不稳定性．上海卫星工程研究所刘长鑫 等 针对两相泵驱流体回路内特有的流量漂移现象导致的系统流量降低及蒸发器蒸干等问题，分析了初始流量和热负荷功率对流量漂移量的影响．

针对大功率航天遥感器的精密控温要求，北京空间机电研究所孟庆亮 等 搭建了航天遥感器用两相泵驱流体回路模拟实验装置，该装置采用屏蔽式离心泵和被动冷却式两相控温型储液器，可实现对多点离散式热源的散热与控温．其重点分析了系统相态转变过程、热源开机和关机时系统的不稳定现象，并提出了减小系统不稳定性的措施．

为解决热流密度超过 100 W/c m² 的空间载荷的散热问题，北京空间飞行器总体设计部于新刚 等 采用两相泵驱流体回路结合金刚石微槽道的方法实现了 271 W/c m² 热流密度的散热，其对系统及关键部件设计进行了研究，整个系统经过地面和搭载多功能飞船缩比返回舱进行了在轨飞行验证，运行平稳．

与应用于单相泵驱流体回路的微泵不同的是，两相泵驱流体回路中的微泵具有以下特殊性：在工质饱和蒸汽压下工作，耐压能力强；入口工质过冷度较小时，须要具有一定驱动两相工质的能力；流量很小、扬程较 大 ．

中国科学院上海技术物理研究所芮骥 才 总结了国内外应用于空间环境的微泵技术，针对国内外有关应用于两相泵驱流体回路微泵的开发相对较少的现状，设计了一款能工作于低温区的磁致伸缩驱动的隔膜式微泵，验证了泵体设计的合理性并最终搭建两相泵驱流体回路系统，对其传热性能进行了验证．

对于两相泵驱流体回路，承担工质存储、供给、气液分离及精密控温作用的储液器也起着至关重要的作用．孟庆亮 等 通过系统级瞬态模拟研究了热源功率变化时储液器与主回路的动态传热和传质特性．对于储液器的设计，质量和体积是须要重点考虑的问题，其毛细结构的设计与工质的性质紧密相关，因此工质的选择将对其质量产生重要影响．此外，微重力环境对储液器运行特性的影响，以及蒸发器中流动沸腾的强化等，也是两相泵驱流体回路研究中的重要方 向 ．

04

微流道、射流与喷雾冷却技术

4.1 基于微机电系统的微流道进液冷却技术

随着微机电系统技术的发展，其在卫星平台热控领域的应用为解决星载天线系统高热流密度、小散热空间问题提供了新的思路．基于微机电系统的微流道进液冷却技术通常也称为微流体冷却技术．

美国喷气推进实验室设计了基于微机电系统的泵驱流体回路，其主要部件为微泵和微流道换热 器 ．使用去离子水作为工质在模拟卫星热负载环境中对微型换热器的热工水力性能进行了测试，该微型换热器的通道的深度为50 μm，宽度在50～100 μm范围内．

该系统有以下优点：a. 通过冷却系统和有效载荷的集成来提高效率；b. 增加了电子器件或有效载荷定位的自由度；c. 在长距离上排散高热流(>25 W/c m² )；d. 通过微泵流量控制实现对电子器件或有效载荷的精准温控；e. 可在不利重力条件下有效运行．

Dembla 等 基于微机电系统设计了一种集成细间距(35 μm)和高纵横比(20∶1)硅通孔(TSV)于基板的微针翅散热器，该散热器可在低于50℃节温条件下实现100 W/c m² 热流密度的散热．

在美国国防部先进研究项目局的系列热管理技术(Thermal Management Technologies，TMT)研究计划中，主动冷却模块和近结热传输项目的多项新型技术都是基于微机电系统得以实 现 ．

2013年，作为热管理技术系列研究计划的补充，美国国防部先进研究项目局启动了由多个研究机构合作的ICECool项目，旨在研发芯片级热管理技术，实现只有现有技术十分之一的热阻，该项目包括基础研究(ICECool Fun)和应用研究(ICECool Apps)两部分，详细的介绍可见文献．

余怀强 等 针对微波毫米波大功率“瓦片式”T/R组件等射频微系统热管理问题，提出了一种基于压电驱动的主动微系统高效热管理方法，并通过搭建试验样机完成原理性测试验证．该芯片级微流道通过焊接等方式与低温共烧陶瓷多层电路基板的微流道连通，从而实现芯片级至板级一体化主动式液冷技术．

瑞士洛桑联邦理工学院Erp 等 通过在半导体衬底上电子器件和微流体的协同设计，研制出一种效率远超现有技术的单片集成微流道冷却结构，其研究结果表明该散热技术可以在只消耗0.57 W泵功的条件下实现1700 W/c m² 的热量排散．

4.2 基于微机电系统的射流与喷雾冷却技术

为了满足更高的散热需求，基于微机电系统的冲击射流与喷雾冷却技术也引起了研究者的关注．通常，集成于泵驱流体回路的射流或喷雾冷却模块一般发挥着冷板或者蒸发器的功能．虽然目前应用于地面的喷雾冷却技术已较成熟，但若要将其成功应用于卫星等航天器平台的热控系统，零重力空间环境下的喷雾管理是空间应用中尚未解决的一个重要问 题 ．

美国空军和美国国家航空和航天局均较早地开展了针对空间环境应用的微重力条件下喷雾冷却的探索性研 究 ．Wang 等 对面向航天系统热控应用的喷雾冷却技术进行了较详细的综述，并将相关研究分为4类：a. 重力对喷雾冷却性能的影响；b. 环境压力对喷雾冷却性能的影响；c. 加速度和振动对喷雾冷却性能的影响；d. 航空航天喷雾冷却系统研究．

总体而言，目前面向航天领域的喷雾冷却应用极少，这是因为面向航空航天领域的喷雾冷却技术研究尚处于起步阶段，对复杂空间环境引起的喷雾流型和传热行为变化等方面的基础研究不足．

受美国国防部先进研究项目局资助的Lockheed Martin公司在ICECool App项目研究中，针对高功率放大器的热管理设计了一种基于微机电系统的冲击射流冷却结 构 ，该结构包含一种分布式微尺寸冲击射流网络，其流道加工采用一种非常灵活的3D增材光刻工艺．通过数值模拟研究发现该结构可对高电子迁移率晶体管级>40 kW/c m² 的热流进行高效的散热．

比利时鲁汶大学Wei 等 针对高功率电子器件的冷却，研制了一种基于低成本制造技术的3D聚合物多喷嘴冲击射流冷却结构，研究结果表明该多喷嘴冲击射流冷却结构可在消耗低至 0.3 W泵功时实现高达 62.5 kW/c m² /K的传热系数．

美国诺格航天公 司 设计了一种用于射频系统热管理的嵌入式冲击射流冲击冷却镶嵌金刚石(impingement cooled embedded diamond，ICED)冷却结构，该方法结合了金刚石的高热导率和冲击射流突出的对流传热性能，可对高达30 kW/c m² 的局部热流进行有效散热．此外，麻省理工学院的Walsh 等 也对类似结构进行了研究．

05

辐射器技术

航天器的热控系统一般包含热量的收集、传输和排散三个环节，以上的技术讨论主要在于解决热量高效、可靠的收集和传输问题．由于航天器所处空间环境的特殊性，热量的排散最终都会通过辐射器进行，因此辐射器的设计对整个热控系统的设计至关重要．

针对空间环境特殊的应用需求，目前已经发展出多种辐射器技术，这些研究主要可以分为两个方面：一方面关注辐射器结构布局及变发射率表面等与辐射器自身相关的研 究 ；另一方面则关注将其他新型热控技术与辐射器的设计相结 合 ．

在辐射器结构的优化与改进方面，国外已有较多的研究通过辐射板结构的改进来降低辐射器的质量，研制了多种轻质可展开辐射器并对其进行了测 试 ．

哈尔滨工程大学卢佳鑫 等 根据空间大功率热排放系统的要求，参考美国国家航空和航天局提出的双翼热管式辐射器，提出一种改进的四翼对称式热管辐射器．为适应复杂多变的空间热环境，可变发射率热控器件辐射器技术的应用方面有良好前景．可变发射率热控器件可分为主动型和被动型两大类．

主动型热控器件强调使用各种驱动信号来调节各项热控参数，实现快速、精确控温，如基于微机电系统的微型热控百叶窗辐射器、电致变色热控器件等；而被动型热控器件则是利用器件自身特殊的物理化学性质，随着环境温度的变化自主调节发射率，实现低温低发射率、高温高发射率，如基于热致变色的智能热控器件、微型热开关等．

最近，美国国家航空和航天局设计了一种微型百叶窗辐射器并对其进行了测试，发现该装置可在各种复杂条件下有效运 行 ．美国海军实验室在模拟的空间环境中对一种VO2基的可切换辐射器的发射功率进行了直接测量，该辐射器的动态发射率控制通过多层VO2薄膜谐振吸收器的热变色相变实 现 ．

加拿大曼尼托巴大学(University of Manitoba)研制了一种智能辐射器装置并对其进行了测 试 ，该装置可降低卫星热控系统的功耗，并降低卫星运行时的温度波动．当有效载荷的温度较高时热控系统会促进热量的快速辐射，而当温度较低时则抑制辐射散热过程．关于应用于辐射器散热的可变发射率技术还可见文献中的介绍与总结．

对于通过辐射器进行热量排散的技术，其散热效率还取决于热控系统将热量传输至辐射器的能力．因此，有研究者考虑将单相泵驱流体回路技 术 、环路热 管 等热管技术，以及相变材料储能技 术 与辐射器设计相结合，用于提高辐射器的效率和降低辐射器的质量．

为提高航天器热控系统对轨道调整的适应能力，刘欣 等 研究了与泵驱流体回路耦合的可展开式辐射器热控方案，在不同轨道高度的热控性能，同时对比了固定辐射器与可展开辐射器的热控特性，发现基于热控流体回路，通过调节可展开式辐射器的展开角度，可提高航天器的轨道热适应能力．

除此之外，一种结合热泵系统的航天器热控技术在超大功率热传输及高温环境的热排散方面有较好的应用前景，通过结合热泵系统，可减少辐射器面积、有效利用能源及降低热控系统质 量 ．但是，该技术目前仍然面临系统性能系数提高、微重力环境换热系数及空间环境下压缩机润滑和冷却的问 题 ．

06

总结与展望

本研究以航天器热控系统中热量传递路径为主线，对热量收集、传输及排散等环节中涉及的不同热控技术进行了综述，如 图3 所示．

图3  星载有源相控阵天线热控技术分类

其中，热量收集方面的研究主要包括高导热材料、基于高导热材料和新型封装工艺的结构导热技术及基于泵驱流体回路的近结微流体冷却技术等；热量传输环节主要包括基于不同类型热管的被动式热控技术和基于泵驱流体回路的主动式热控技术；热量排散环节主要讨论了热辐射器技术．

此外，相变材料因其独特的性质而在热控领域具有较好的前景，其应用贯穿了以上三个不同的传热环节，具体方式一般为与其他热控技术相结合或者集成于其他热控组件中．

结合目前我国在一些关键技术方面与国外先进技术水平的差距，进一步明确了我国星载有源相控阵天线热控技术的发展方向，可为我国星载有源相控阵天线热控系统的设计与技术革新提供参考．后续研究可从以下几个方面开展．

a.  从热量传递路径的角度考虑，对于卫星平台热控系统中热量的收集、传输与排散过程，其中任一环节设计上的改变都会对整个热控系统的性能产生重要影响．因此，在热控系统设计中有必要从全局出发，根据不同环节已有技术的可实现性制定系统性的热控方案．

b.  整体上，对于已有研究中的星载平台热控系统，就系统级热控方案而言主要分为主动式和被动式两种．然而面向下一代星载有源相控阵天线高散热功率、高温控精度和稳定性的热管理需求，结合不同热控技术的技术特点，未来星载有源相控阵天线热控系统或将向着全主动式的两相泵驱流体回路热控架构，或以主动式为主并耦合被动式毛细泵驱回路的复合式热控架构发展和突破，如 表4 所示．

表4  不同星载天线热控方案对比

然而对于复合式热控架构中涉及不同热控技术的高效耦合与集成，两相泵驱流体回路技术中涉及的微重力环境下蒸发器内的流动沸腾机理和储液器内的运行特性，复杂条件下回路内两相流动不稳定性的形成机制及其对系统稳定运行的影响和抑制措施等研究仍待深入．

c.  虽然第三代泵驱流体回路技术的原理较为简单，但是目前将其成功应用于卫星平台热控系统仍然是一个较大的挑战，目前星载平台热控系统也仅成功实现了单相泵驱流体回路技术的应用，其中一个重要的原因是泵驱流体回路技术的实现严重依赖于微泵、储液器、微换热器等一些关键部件的设计与加工制造，这些技术的实现也往往基于新型材料的应用与微/纳尺度制造工艺的改进．此外，这些关键部件的在轨使用寿命与系统可靠性问题也严重限制了对应热控系统的发展，因此应努力提高这些关键部件的设计、制造水平，例如轻质紧凑、长寿命、低功耗的微泵等，使热控技术的革新与部件制造工艺水平的提升相互促进，形成良性循环．

d.  对于星载有源相控阵天线突出的散热需求与复杂的空间环境，除了重点突破上述基于微通道的主动式两相冷却技术外，还应注重尽早布局开展面向更高热流密度散热需求的紧凑式、低功耗射流和喷雾技术相关的基础研究，例如空间环境下喷雾冷却流型变化及液气相变机理等，并系统性探究振动、冲击、变热负荷和热环境循环等复杂恶劣条件对热控系统性能及使用寿命的影响机制，从而促进相关高效热控技术的可靠实现．

e. 由于航天器所处空间环境的特殊性，通过辐射器进行的热量排散环节至关重要．对于高功率的散热工况，即使在两相泵驱流体回路启动初始阶段可以实现热量的高效收集，若是热量排散不及时必然会反馈作用于热量传输和收集环节，最终导致系统的整体效率下降．因此在航天器热控系统设计中，有必要针对热量排散环节制定整体化的设计路线，既关注辐射器结构布局及变发射率表面等辐射器自身相关的研究，同时又考虑热泵等新型热控技术与辐射器的设计相结合，从而实现辐射器散热效率的提升．

参考文献 略