摘要：分析了近年來國內外星載有源相控陣天線熱控相關技術的研究現狀與發展趨勢，包括導熱、非分離式熱管、毛細泵驅回路熱管、相變儲能技術、單相泵驅流體回路、兩相泵驅流體回路、微通道冷卻及射流沖擊冷卻等先進熱控技術．結合對國外其他航天器熱控系統的相關創新性技術和設計的綜述，對比指出目前我國在一些關鍵技術方面與國外先進技術水平的差距；同時，考慮航天器在空間特殊應用環境下熱管理過程的熱量收集、傳輸和排散環節，分析熱控系統整體化設計過程，提出了星載有源相控陣天線熱控技術的未來主要發展方向，包括兩相泵驅流體回路關鍵技術突破、新型高效主被動復合式熱控架構探索及新型熱控技術與輻射器設計相結合等，可為未來我國新一代星載有源相控陣天線的散熱方案研究提供參考．

關鍵詞：相控陣天線; 熱控技術; 結構導熱; 相變儲能; 泵驅流體回路技術; 射流冷卻

從美國國家航空和航天局于1978年6月成功發射世界上第一顆裝載有源相控陣天線的海洋衛星SEASAT-1至 今 ，經過數十年的發展，國內外有源相控陣天線熱控技術總體上可以分為四個層次：第一代結構導熱技術，第二代熱管和相變儲能技術，第三代流體回路技術，第四代微流道、射流冷卻技術．

在新一代熱控技術不斷發展的同時，由于一些具有獨特物性的材料的研發以及裝備制造技術的提升，第一代的結構導熱技術和第二代的熱管與相變儲能技術也隨之呈現出新的面貌．

本研究通過綜述近年來國內外星載有源相控陣天線熱控技術的發展現狀與發展趨勢，同時結合其他航天器熱控系統的相關創新性技術和設計，提出星載有源相控陣天線熱控技術的主要發展方向，為滿足我國新一代星載有源相控陣天線散熱需求的熱控技術研究提供參考．

01

導熱技術

早期的導熱技術主要通過采用導熱性能較好的金屬材料、熱界面材料和其他復合材料，降低熱量從產熱位置到后續傳輸環節的熱阻，適用于低集成度和低熱流密度的散熱需求．而隨著微機電系統(micro electro mechanical systems，MEMS)技術的發展，國內外相關研究機構紛紛提出新的導熱技術以滿足更高的散熱需求．

1.1 導熱技術相關的新型材料研究

為了滿足未來航天器散熱器子系統的要求，美國諾格航天技術公司提出了封裝退火熱解石墨(annealed pyrolytic graphite，APG)的突破性概念并對其進行了驗證，分析并確定了包括碳-碳復合材料和封裝退火熱解石墨等幾種下一代熱復合材料的性能優勢，這些材料具有比目前商業可用的碳聚合物復合材料更高的導熱性 能 ．

在美國國防部先進研究項目局(defense advanced research projects agency，DARPA)資助的5項熱管理技術系列研究中，熱接地層(thermal ground plane，TGP)計劃的主要任務是采用器件兼容的微/納米結構材料，開發一種用于電子系統和多芯片模塊的具有高導電、輕、薄特性的基板，以滿足硬安裝集成電路突出的散熱需求和所需的機械性能．其重點通過使用熱膨脹系數與電子設備匹配并具有非常高熱導率的材料制造薄而扁平的熱管，結合兩者的優點，實現10～20 kW/m/K范圍內的橫向熱導率，約是銅的25～50倍．

此外，通過應用新型基板材料、導熱材料和具有新型結構的熱界面材料(thermal interface material，TIM)，在納米熱界面(nano thermal interfaces，NTI)計劃推動下研發的相關技術可顯著降低在電子器件背面與下一層封裝結構之間熱界面層的熱阻．

表1 所示為納米熱界面計劃4個不同研究團隊研發的新型材料及對應的面積熱 阻 ，其中面積熱阻的定義為傳熱過程熱阻與換熱面積的乘積．這些材料均具有低熱阻和高柔韌性，可在熱循環和老化條件下仍保持良好的穩健性．Roccor 公 司 研制了一種由多種材料粘合成的扁平、輕質、平整的熱帶 FlexCool，該熱帶的有效導熱系數高達2149 W/m/K (比銅高5倍)，其厚度僅為 0.86 mm．

表1 納米熱界面計劃4個不同單位研發的新型材 料

1.2 基于微機電系統的導熱技術

微機電系統的概念早在1980年代就被提出，由于其在提供超低質量、尺寸和功耗及高集成度的器件方面具有良好的前景，微機電系統技術被認為在航天領域應用方面具有突出的優勢．

早期大多數研究機構主要聚焦于應用微機電系統技術的新型裝置的原理論證與闡述，而成功從概念性設計到實現成熟產品的技術則較少．文獻[ 13 ]報道了美國噴氣推進實驗室(jet propulsion laboratory，JPL)微機電系統技術小組的相關項目研究進展．

美國國防部先進研究項目局系列熱管理技術研發計劃之一的近結熱傳輸(near junction thermal transport，NJTT)也是基于微機電系統技術，該研發計劃的重點是利用高導熱性材料基板，結合與設備兼容的過渡層及其他主動或者被動冷卻技術，降低結構到外殼之間的熱 阻 ．該計劃于2011年由美國國防部先進研究項目局發起，目標在于處理晶體管結100 μm內區域或“近結”區域的熱量傳輸問題．關于美國國防部先進研究項目局的近結熱傳輸計劃的研究進展和相關熱控技術的詳細介紹可參見文獻．

由于GaN基半導體器件具有禁帶寬度大、熱導率高、耐高溫等優異性能，其在高頻大功率微波器件等領域有良好的應用前景，例如用于雷達的GaN基功率放大器及GaN基高電子遷移率晶體管(high electron mobility transistor，HEMT) 等 ．隨著這些器件向著小型化、高功率和高頻率方向發展，散熱問題對器件性能提升的制約則越顯突出．

為解決由于GaN基射頻功率晶體管溫度波動產生的熱應力導致設備疲勞和壽命降低的問題，美國先進冷卻技術(advanced cooling technologies，ACT) 公司提出了一種基于緊湊型儲熱設計的新型結級熱控技術．該技術通過在半導體基板中蝕刻微米級凹槽并填充相變材料(phase change material，PCM)，使近結區域的相變材料在設備運行期間吸收熱量，并在非運行期間將熱量傳輸到散熱 器 ．

02

熱管與相變儲能技術

2.1 基于常規非分離式熱管改進的新型熱管

熱管是一種利用工質“蒸發/沸騰吸熱-冷凝放熱”相變實現傳熱的裝置，于1963年由美國洛斯阿拉莫斯(Los Alamos)國家實驗室的Grover發明，此后由于其突出的傳熱性能等優點，熱管的研究和應用獲得了迅速發 展 ．

美國先進冷卻技術公司針對航天器熱控應用領域開發了多種具有更優性能的新型熱管，包括恒定熱導率熱管(constant conductance heat pipe，CCHP)、空間應用的銅-水熱管(space copper water heat pipe，SCWHP)、基于熱管技術的高熱導率平板(high conductivity plate，HI KTM )、變熱導率熱管(variable conductance heat pipe，VCHP) 等 ．恒定熱導率熱管可以在極小的溫差條件下進行熱量傳輸，其主要用于衛星負載到輻射器之間的熱量傳輸或直接集成于熱管式輻射器的平板．

多年來，銅-水熱管一直應用于地面電子系統的熱控方案設計，直到近年來才因其尺寸小、承受熱流高及在地面測試期間抗重力的能力，在航天器熱控領域引起研究興趣，但迄今為止還未在航天器熱控領域成功應用．2017年，美國先進冷卻技術公司聯合美國國家航空和航天局推出第一款空間應用的銅-水熱管，將其與HI KTM 板集成，并在國際空間站(international space station，ISS)進行了驗證性測 試 ．

最近，美國先進冷卻技術公司發布了一份白皮書，深入研究了第三代空間應用的銅-水熱管測試的考慮因 素 ．HI KTM 板通過將銅熱管壓平并嵌入鋁板中以提高其熱導率至500～1200 W/mK，此外還具有低成本、輕質、高運行溫度等優點．

變熱導率熱管通過在熱管內加入不可凝氣體(non condensable gas，NCG)實現熱管導熱能力的調節，根據特定的運行條件，不可凝氣體可以全部或者部分填充于冷凝段，冷凝段有效長度的動態調節可以最大限度地減少當功率和蒸發器散熱條件發生較大變化時蒸發器和相關電子設備溫度的波 動 ．

此外，對于小衛星系統級的熱控設計，通常采用鋁-氨恒定熱導率熱管實現將熱量傳輸到更遠的輻射器面板上并沿著輻射器擴散以提高效 率 ．

由于傳統的鋁-氨恒定熱導率熱管僅適用于較低的熱流條件(10～15 W/c m² )，為了提高其適用的熱流到50 W/c m² 以上，美國先進冷卻技術公司研制了一種新型的適用于高熱流的復合毛細芯熱管，其散熱能力比標準的鋁-氨恒定熱導率熱管提高了3倍以 上 ．

此外，在美國先進被動熱實驗項目(advanced passive thermal experiment，APTx)的支持下，美國先進冷卻技術公司與美國國家航空和航天局共同在國際空間站測試并驗證了一種帶熱儲液器和高熱導率平板的復合毛細芯變熱導率熱 管 ．該復合毛細芯變熱導率熱管在開、關兩種不同模式下的熱阻分別為 2.5 W/K和 0.0147 W/K，此外測試結果表明當散熱端的溫度在50～-4℃間大幅變化時蒸汽的溫度僅在69～67℃范圍內變化．

針對空間核動力及大功率航天器的高溫熱量排散問題，北京空間飛行器總體設計部周強等介紹了一種基于3D打印(增材制造)技術的鈦-水熱管，可滿足100～300℃范圍內熱量的遠距離傳輸需求．該熱管殼體及毛細芯結構通過3D打印技術一體成型，解決了中高溫熱管在制造方面的諸多難題，研究結果表明該熱管在180～250℃范圍內的傳熱能力最 佳 ．

最近，美國先進冷卻技術公司正與凱斯西儲大學(Case Western Reserve University，CWRU)合作，致力于在美國國家航空和航天局小企業技術轉移(STTR)計劃下開發一種新型的帶熱儲液器的變熱導率熱管(hot reservoir VCHP，HR-VCHP)，相比于常規的變熱導率熱管，帶熱儲液器的變熱導率熱管可以實現更嚴格的被動式熱 控 ．

帶熱儲液器的變熱導率熱管由一個回路組成，該回路具有精心設計的管路布局，可以在設備內部產生動量誘導連續流動．這種誘導流動可以持續維持儲液器中的不可凝氣體濕度，此外還可以實現更快地去除儲液器中的濕氣，顯著提高設備的可靠性．

2.2 毛細泵驅回路熱管

毛細泵驅回路熱管主要指環路熱管(loop heat pipe，LHP)和毛細抽吸兩相流體回路(capillary pumped loop，CPL)，兩者的原理基本相同，都是利用毛細力驅動工質循環來傳遞熱量的兩相流體回路裝置，具有傳熱溫差小、傳熱能力強、傳輸距離遠及管路柔性靈活布局等諸多優點，最大的區別是環路熱管的蒸發器和儲液器連在一起．

此外，還有為了結合以上兩者優點而提出的復合環路熱管(hybrid loop heat pipe，HLHP ) ，這三種不同類型毛細泵驅回路熱管的基本結構及性能對比見 圖1 和 表2 ．

圖1 不同類型毛細泵驅回路熱管的基本結構

表2 不同類型毛細泵驅回路熱管的性能對比

在航天器熱控領域，毛細抽吸兩相流體回路主要用于儀器設備熱控制，環路熱管主要用于航天器儀器設備熱控制和可展開式輻射器傳熱元件．

美國加州大學伯克利分校Kirshberg 等 基于微機電系統技術設計并制造了一微型毛細抽吸兩相流體回路，其蒸發器、冷凝器和液、氣管線均采用單晶硅片制造，毛細芯結構則通過蝕刻技術加工于硼酸鹽玻璃蓋板上．蒸發器的尺寸為1000 μm×2000 μm，液體和蒸汽管道的長度為35 mm．

環路熱管由俄羅斯國家科學院Maidanik于1972年發明，其一般由蒸發器、冷凝器、儲液器和汽液管路等組 成 ．目前美、俄等國家的環路熱管和毛細抽吸兩相流體回路技術發展已較為成熟，并開始正式應用于航天器熱控制，而我國的環路熱管和毛細抽吸兩相流體回路技術在航天器熱控領域的應用較少．

李德富 等 較詳細地評述了熱管技術在當時國內外航天器熱控制中的應用進展，并指出了環路熱管和毛細抽吸兩相流體回路技術進一步發展的方向為：a. 多蒸發器/多冷凝器研究；b. 微小型毛細抽吸兩相流體回路和環路熱管研究；c. 低溫毛細抽吸兩相流體回路和環路熱管研究．

阿聯酋航空航天局(UAE Space Agency，UAESA) AlShehhi 等 針對小型衛星熱控系統的散熱需求，提出了一種使用石墨烯納米顆粒的微型環路熱管，并結合可展開式輻射器進行散熱，發現在常規傳熱流體中加入石墨烯納米顆粒可顯著提高該環路熱管的傳熱能力，所提出的熱控方案能夠使小衛星有效載荷在75 W的持續散熱工況下保持在設計的溫度范圍內．

由于毛細抽吸兩相流體回路和環路熱管都存在一些固有的缺點，為了在充分發揮兩者優勢的同時避免這些不足，美國海軍實驗室提出了一種新型復合環路熱管，其主要通過采用二級毛細芯來解決蒸發器毛細芯的漏熱問題，而且還可避免對回流液進行過冷處 理 ．

為了驗證一種多蒸發器復合環路熱管設計的有效性，Bugby 等 分別加工了單蒸發器、雙蒸發器和四蒸發器的復合環路熱管試驗回路，并采用氨工質對其熱控性能進行了測試，結果表明四蒸發器復合環路熱管的最大熱負荷和最大熱流密度分別可達280 W和30 W/c m² ，控溫精度在 ±0.25℃以內．

國內研究方面，為滿足國家高分專項遙感衛星焦面電路的力熱穩定性要求，北京空間機電研究所楊濤 等 提出并設計了一種用于分散式熱源精密控溫的改進型環路熱管，并于2015年9月將該環路熱管成功應用于GF-9衛星遙感器電荷耦合器件(charge coupled device，CCD)的在軌控溫．在軌運行數據表明被控制的4片電荷耦合器件溫度穩定性達±0.7℃/a，該控溫用環路熱管既可實現分散式熱源的統一高效熱管理，又能抵御外部熱流擾動影響，大幅提升了周期性工作熱源的控溫精度，較好地完成了衛星焦面電路電荷耦合器件的恒溫控制任務，同時實現了國產控溫用環路熱管首次在空間微重力環境下的成功應用．但是該控溫用環路熱管也存在質量大和消耗額外電功耗的固有缺點，很大程度上制約了其在航天器上的廣泛推廣應用．

北京空間飛行器總體設計部黃金印 等 針對我國高分七號衛星激光測高儀任務特點、空間外熱流環境、構型布局等約束，設計了基于環路熱管的多熱源熱量傳輸與控溫方案，解決了光機結構高精度控溫及后光路組件熱量收集、傳輸和排散的難題．最近，魯得浦 等 針對多陣列、大面陣結構探測器的散熱需求，從設計理論、數值模擬計算和實驗探究三個方面系統地研究了多蒸發器環路熱管的啟動和運行規律．

鑒于目前環路熱管在大多數應用中過于昂貴，而大多數的花費主要來自于初級毛細芯的制造，美國先進冷卻技術公司研發了一種使用直接金屬激光燒結(direct metal laser sintering，DMLS)工藝制造初級毛細芯的3D打印環路熱管蒸發 器 ．該技術通過除去多個加工步驟可顯著降低整體成本，同時可以降低由刀口密封工藝導致的故障風險，而該技術的主要挑戰就是通過3D打印加工多孔毛細芯結構．

美國先進冷卻技術公司研制的用于航天器應用領域的環路熱管往往與恒定熱導率熱管和變熱導率熱管結合用于將航天器負載的熱量傳輸至輻射器，其在-40～70℃的范圍內最常用的工質為氨，而在更低的溫度范圍內則采用的工質為丙烯和乙烷．此外，美國先進冷卻技術公司還研制了用于70～250℃范圍的鈦-水環路熱管．

2.3 相變儲能材料的應用

由相變儲能技術發展而來的相變溫控技術作為一種新興熱控技術越來越受到航天領域的廣泛關注，美國國家航空和航天局早在1970年代就對各種相變材料在航天器熱控領域的應用進行了相關研究，相變材料熱控技術的兩個優點是溫度控制的穩定性和沒有運動部件．Collette 等 發表的綜述中對相變材料在航天熱控領域中的應用進展進行了分析，根據相變材料的潛熱、相變溫度、熱導率和密度等主要物性，討論了不同相變材料在航天領域的應用前景．

潘艾剛 等 分析了基于相變材料的熱控技術及相變材料在熱控領域的研究現狀，并對一種含有Cerrolow-136合金的相變溫控裝置進行溫控實驗，結果表明金屬類相變材料具有導熱性好、密度大、化學性質穩定等特點，更適合應用于相變溫控領域，最后對金屬相變材料在航天熱控領域的應用進行了展望．

鑒于相變材料在緩解熱量生成和排放在時間、強度及地點上不匹配方面的突出優勢，有不少研究者考慮應用相變材料提高目標設備的熱穩定性．日本名古屋大學Yamada 等 針對小型衛星的熱控需求，提出了一種名為儲熱板(heat storage panel，HSP)的熱控設備．儲熱板由二十烷和高熱導率瀝青基碳纖維增強聚合物(carbon fiber reinforced polymer，CFRP)制成的薄板容器組成，與其他相變材料儲熱裝置相比，儲熱板具有外形薄、比強度高、熱擴散率高等優點．

美國國家航空和航天局 Goddard航天中心Cho i 采用微型石蠟包熱控方案用于滿足IceCube中微子探測器上微透鏡陣列和中頻組件等設備的20℃和±1℃溫度波動的熱穩定性需求．

Roccor公司Isaacs 等 基于鋁粉直接金屬激光燒結方法研制了用于立方體衛星(CubeSat)熱控的相變材料平板，該方案所用相變材料為石蠟，其在滿足溫度穩定性要求的同時還可減輕組件的質量．

在航天器熱控領域，相變材料儲能技術常與其他技術結合使用．Creare公司Izenson 等 報道了一種用于小型衛星熱控系統的新型儲熱技術并對其進行了測試，該技術通過采用相變材料儲熱單元以期提高系統環路熱管的熱穩定性，測試結果表明合適的相變材料選擇通常取決于熱環境、熱控系統和熱負載的特性，合理的儲熱系統設計能顯著降低溫度波動．

由于衛星在軌周期性運行和電子設備開/關狀態的切換，因此相變材料的應用可以使設計熱控系統時根據平均功率而不是峰值功率來確定最終輻射器的大小，這可以大大減小輻射器的尺 寸 ．

美國先進冷卻技術公司通過結合銅-水熱管和相變材料，可以實現熱控設計的兩大改進：a. 根據熱管和相變材料熱導率方面的差異特點，采用銅-水熱管將熱量沿相變材料表面或整個腔體擴散，以確保相變材料合適地熔化；b. 由于產熱負載附近通常沒有足夠的空間，采用熱管將熱量從熱源傳輸至集成在輻射器薄板的相變材 料 ，基于該思想的類似設計還可見文獻．

另一方面，因為應用于熱控系統的相變材料是根據其獨特物性而特別選擇的，所以在使用過程中相變材料必須在反復的熔化/凝固循環中保持其物性的穩定．這一問題對于衛星等航天器的應用來說尤為重要，因為相變材料會在衛星的在軌運行中經歷成千上萬次的周期循環．美國先進冷卻技術公司Smay 等 對兩種常用的碳氫化合物相變材料(十八烷和二十烷)進行了1×1 0⁴ 次的熔化/凝固循環實驗，結果表明其仍具有穩定的熱物性．

03

泵驅流體回路技術

在航天器的熱控制領域中泵驅流體回路(mechanically pumped fluid loop，MPFL)系統是主動熱控技術中的一種重要方式，目前主要包含單相泵驅流體回路和兩相泵驅流體回路兩方面．該技術通過在設定的流道內強迫流體介質循環流動，實現將熱量從產生部位收集并傳輸至冷端，最后通過輻射器排散，可持續不斷地適應工況變化進行有效熱控，其突出特點是散熱能力強、便于結構布局、易于組織內部換熱、安全可靠等．

3.1 單相泵驅流體回路技術

對于單相泵驅流體回路熱控系統，流體在回路內循環過程中維持其相態不變．目前國外的許多航天器上都已應用了這項技 術 ，我國從1980年代末開始對單相泵驅流體回路技術的研究，并在“神舟”系列飛船上成功應用了流體回路熱控技 術 ，此外“嫦娥五號”探測器在國內首次將高適應能力主動熱控系統應用到深空探測航天器上，推動了中國深空探測航天器熱控技術的跨越式發 展 ．

在我國早期的相關研究中，中國空間技術研究院張立 等 對將單相泵驅流體回路技術應用于衛星熱控進行了探討，設計了兩種可參考的單相泵驅流體回路方案并建立數值仿真模型，分析比較了這兩種方案的應用性能，結果顯示將單相泵驅流體回路系統應用于衛星熱控可取得良好的控溫效果．

北京空間飛行器總體設計部寧獻文 等 針對六面體構型衛星提出一種具有強適應能力的單相泵驅流體回路方案，并據此研制出地面原理樣機試驗臺，對系統的關鍵性能溫控特性進行了地面試驗，結果表明在整個瞬態實驗過程中控溫精度一般都在0.5℃以內，最大波動也不超過1℃．

近年來，隨著航天器平臺技術的不斷發展和新型載荷的不斷出現，我國在衛星平臺也逐漸探索使用新型主動熱控技術．我國于2016年發射的“實踐十號”返回式衛星已經成功應用了單相泵驅流體回路技術，部分大型通信衛星與遙感衛星也開始嘗試使用單相泵驅流體回路熱控技術解決相應的熱控設計難題．

上海衛星工程研究所基于輕質緊湊、低功耗微泵技術和高熱流密度收集微通道熱沉技術，開展了空間微泵驅動流體回路主動熱控系統的研制，完成了微泵、微通道熱沉、儲液器、單向閥等主要部件、組件的輕型化、小型化關鍵技術攻關，并搭載“浦江一號”衛星發射入軌，對系統進行了在軌測試，結果表明其自主研制的單相泵驅流體回路系統各部件、組件均滿足空間環境應用要求，且在軌性能穩定良 好 ．

荷蘭國家航天實驗室(National Aerospace Laboratory，NAL)Benthem 等 報道了針對Alpabus衛星設計的3 kW泵驅流體回路的工作原理和設計特點，其采用無閥設計以提高地球同步衛星有效載荷的冷卻性能，通過改進的“無閥”泵驅流體回路測試裝置獲得的測試結果表明在變化的負載條件下具有良好的熱穩定性．

最近，荷蘭航空航天中心(Netherlands Aerospace Centre，NLR)針對一個標準立方體衛星的熱控系統設計，結合其子系統的設計要求提出了微型泵驅流體回路，該系統的核心部件為荷蘭航天中心研發的一種多并聯微泵(multi-parallel micro-pump，MPMP)，采用該多并聯微泵可實現輕質、高可靠性的泵驅流體回路熱控系統設 計 ．

一項受美國國家航空和航天局小航天器技術項目(small spacecraft technology program，SSTP)資助，并由美國猶他州立大學(Utah State University，USU)和美國噴氣推進實驗室聯合研究的主動熱結構(active thermal architecture，ATA)研究計劃的目標即為研發針對小型衛星的先進主動熱控技 術 ．

主動熱結構目標為研發基于單相泵驅流體回路、采用兩級架構的主動熱控技術：第一級為利用微泵在集成的換熱器和輻射器之間循環工作流體；第二級是直接為有效載荷儀表提供低溫冷卻的微型制冷機．主動熱結構熱控系統可為100 W級的熱負荷提供有效的熱管理，目前已研發出地面原理樣機并對其進行了測 試 ．在該項研究中應用了多項新技術，包括微泵、小型制冷機、微型儲液器以及超聲波增材制造技術(ultrasonic additive manufacturing，UAM)，詳細參數可見文獻．

作為主動液冷系統的核心驅動部件，微泵的性能及可靠性直接決定著整個主動液冷系統的運行性能和可靠性．目前，微泵的可靠性仍是應用于空間單相泵驅流體回路系統的一個重要挑戰．整體而言，國外用于單相泵驅流體回路系統的微泵的成熟應用場合一般為航天器熱控系統，核心技術受到軍事保密和技術封鎖限制，而國內相關技術研究與國外存在一定差距．

華中科技大學、電子科技大學及中國科學院上海技術物理研究所等研究機構均針對液冷回路用微泵開展了相關研 究 ．為減小泵軸承磨損導致的使用壽命降低問題，劉發 龍 參考生物醫藥領域人工心臟泵的高可靠性軸承設計，驗證了接觸式陶瓷軸承方案并設計了符合液冷用水力懸浮軸承方案的微泵．

為研發一種面向板級液冷系統的高功率密度、高可靠性的離心式微泵，段 斌 對微型尺寸水力部件進行了設計和優化，并開發了一套高轉速水力懸浮軸系．王銳 等 綜述用于高功率射頻微系統冷卻的微泵研究，并指出微型化、大流量、高揚程的新型微泵研發勢在必行．

振動隔膜驅動泵僅能滿足低熱流密度陣列芯片或低熱耗單芯片的微系統散熱需求，而旋轉式驅動泵可為高熱流密度陣列芯片提供較大的流量和較高的揚程，后續研究應重點關注其電機和葉輪的優化．此外，離心式微泵的空 化 和振 動 對熱控系統的性能和使用壽命的影響機制研究也有待深入．

3.2 兩相泵驅流體回路技術

單相泵驅流體回路技術的一個顯著缺點是工質溫度在回路內變化很大，雖然該溫差可以通過增加工質流量來減小，但為此須要增加泵的容量，這必然會導致功耗、管道直徑及系統整體質量的增加．相對于單相泵驅流體回路，兩相泵驅流體回路系統具有系統質量輕、功耗小、溫度均勻性高以及可在較低質量流量下傳輸大量的熱量等特點，但是需要相對較大的儲液器，不同類型的泵驅流體回路的基本結構和技術對比見 圖2 和 表3 ．

對于較高功率容量(5～10 kW以上)和長傳熱距離(>10 m)的航天器，兩相泵驅流體回路熱控技術更適 用 ．但是，目前對在軌微重力情況下的相變傳熱機理及相關關鍵技術(例如氣液分離技術、運行穩定性等)的研究還不成熟，雖然已有成功應用兩相泵驅流體回路技術的航天器在軌，但是尚無成功將其應用于衛星平臺的先 例 ．

目前國外已有不少研究機構對兩相泵驅流體回路在衛星熱控應用方面展開了探索，而我國在這方面的研究則極少．

圖2 不同類型泵驅流體回路的基本結構

表3 不同類型泵驅流體回路的技術對比

法國TAS公司與法國國家空間研究中心(CNES)合作設計了用于將來自衛星有源天線高達4 kW的熱量傳輸至大型可展開輻射器的兩相泵驅流體回路，該系統可在對不同熱流密度的有源天線進行散熱時保持所有行波管間5℃等溫性，還可減小設備與輻射器間的溫度梯 度 ．

荷蘭國家航天實驗室Wits 等 研制了一種用于小型衛星兩相泵驅流體回路熱控技術的可靠、密封、輕質、高壓的微型泵，該微型泵以鈦合金(Ti6Al4V)為原材料并通過選擇性激光熔化(selective laser melting，SLM)技術制造，樣機質量約300 g．使用壓電盤來產生壓力水頭并推動工質，選用Galden HT-90為工質．

美國先進冷卻技術公司開發一個依靠單相液體泵驅動兩相流工質，通過多個并聯或串聯分布式的熱源和散熱器的兩相泵驅流體回路，該技術的實現主要在于采用了一種由得克薩斯農工大學(Texas A&M University，TAMU)研發的動量驅動渦分離器(momentum-driven vortex separator，MVS ) ．

美國噴氣推進實驗室Sunada 等 提出了一種基于兩相泵驅流體回路技術，可為設備提供精確的溫控平臺，從而進一步降低儀器的噪音．

國內在兩相泵驅流體回路技術方面的研究雖然起步較晚，但是經過近些年來的努力也已取得一定的技術積累，相關研究主要聚焦于系統啟動、運行特性及回路內的流動不穩定性等．

2011年，由荷蘭航空航天局、中山大學、中國空間技術研究院、荷蘭核物理與高能物理所、意大利核物理所和美國麻省理工學院(MIT)等多家單位聯合研制的用于阿爾法磁譜儀探測器的兩相泵驅流體回路系統，使用離心泵為CO2工質提供驅動力．該系統實現了兩相泵驅流體回路技術的首次在軌應用，其控溫穩定性達 ±0.2 ℃ ．

孫西 輝 對該溫控系統中并聯蒸發器在熱載荷啟動及運行時的穩定性進行了實驗研究，發現當工質在低溫工況小管徑或微小管徑流道直接熱載荷啟動時，會因過熱而發生“爆炸沸騰”的不穩定現象，并指出可通過機械泵轉速或工作溫度的主動調節來消除該回路系統中的兩相流不穩定性．上海衛星工程研究所劉長鑫 等 針對兩相泵驅流體回路內特有的流量漂移現象導致的系統流量降低及蒸發器蒸干等問題，分析了初始流量和熱負荷功率對流量漂移量的影響．

針對大功率航天遙感器的精密控溫要求，北京空間機電研究所孟慶亮 等 搭建了航天遙感器用兩相泵驅流體回路模擬實驗裝置，該裝置采用屏蔽式離心泵和被動冷卻式兩相控溫型儲液器，可實現對多點離散式熱源的散熱與控溫．其重點分析了系統相態轉變過程、熱源開機和關機時系統的不穩定現象，并提出了減小系統不穩定性的措施．

為解決熱流密度超過 100 W/c m² 的空間載荷的散熱問題，北京空間飛行器總體設計部于新剛 等 采用兩相泵驅流體回路結合金剛石微槽道的方法實現了 271 W/c m² 熱流密度的散熱，其對系統及關鍵部件設計進行了研究，整個系統經過地面和搭載多功能飛船縮比返回艙進行了在軌飛行驗證，運行平穩．

與應用于單相泵驅流體回路的微泵不同的是，兩相泵驅流體回路中的微泵具有以下特殊性：在工質飽和蒸汽壓下工作，耐壓能力強；入口工質過冷度較小時，須要具有一定驅動兩相工質的能力；流量很小、揚程較 大 ．

中國科學院上海技術物理研究所芮驥 才 總結了國內外應用于空間環境的微泵技術，針對國內外有關應用于兩相泵驅流體回路微泵的開發相對較少的現狀，設計了一款能工作于低溫區的磁致伸縮驅動的隔膜式微泵，驗證了泵體設計的合理性并最終搭建兩相泵驅流體回路系統，對其傳熱性能進行了驗證．

對于兩相泵驅流體回路，承擔工質存儲、供給、氣液分離及精密控溫作用的儲液器也起著至關重要的作用．孟慶亮 等 通過系統級瞬態模擬研究了熱源功率變化時儲液器與主回路的動態傳熱和傳質特性．對于儲液器的設計，質量和體積是須要重點考慮的問題，其毛細結構的設計與工質的性質緊密相關，因此工質的選擇將對其質量產生重要影響．此外，微重力環境對儲液器運行特性的影響，以及蒸發器中流動沸騰的強化等，也是兩相泵驅流體回路研究中的重要方 向 ．

04

微流道、射流與噴霧冷卻技術

4.1 基于微機電系統的微流道進液冷卻技術

隨著微機電系統技術的發展，其在衛星平臺熱控領域的應用為解決星載天線系統高熱流密度、小散熱空間問題提供了新的思路．基于微機電系統的微流道進液冷卻技術通常也稱為微流體冷卻技術．

美國噴氣推進實驗室設計了基于微機電系統的泵驅流體回路，其主要部件為微泵和微流道換熱 器 ．使用去離子水作為工質在模擬衛星熱負載環境中對微型換熱器的熱工水力性能進行了測試，該微型換熱器的通道的深度為50 μm，寬度在50～100 μm范圍內．

該系統有以下優點：a. 通過冷卻系統和有效載荷的集成來提高效率；b. 增加了電子器件或有效載荷定位的自由度；c. 在長距離上排散高熱流(>25 W/c m² )；d. 通過微泵流量控制實現對電子器件或有效載荷的精準溫控；e. 可在不利重力條件下有效運行．

Dembla 等 基于微機電系統設計了一種集成細間距(35 μm)和高縱橫比(20∶1)硅通孔(TSV)于基板的微針翅散熱器，該散熱器可在低于50℃節溫條件下實現100 W/c m² 熱流密度的散熱．

在美國國防部先進研究項目局的系列熱管理技術(Thermal Management Technologies，TMT)研究計劃中，主動冷卻模塊和近結熱傳輸項目的多項新型技術都是基于微機電系統得以實 現 ．

2013年，作為熱管理技術系列研究計劃的補充，美國國防部先進研究項目局啟動了由多個研究機構合作的ICECool項目，旨在研發芯片級熱管理技術，實現只有現有技術十分之一的熱阻，該項目包括基礎研究(ICECool Fun)和應用研究(ICECool Apps)兩部分，詳細的介紹可見文獻．

余懷強 等 針對微波毫米波大功率“瓦片式”T/R組件等射頻微系統熱管理問題，提出了一種基于壓電驅動的主動微系統高效熱管理方法，并通過搭建試驗樣機完成原理性測試驗證．該芯片級微流道通過焊接等方式與低溫共燒陶瓷多層電路基板的微流道連通，從而實現芯片級至板級一體化主動式液冷技術．

瑞士洛桑聯邦理工學院Erp 等 通過在半導體襯底上電子器件和微流體的協同設計，研制出一種效率遠超現有技術的單片集成微流道冷卻結構，其研究結果表明該散熱技術可以在只消耗0.57 W泵功的條件下實現1700 W/c m² 的熱量排散．

4.2 基于微機電系統的射流與噴霧冷卻技術

為了滿足更高的散熱需求，基于微機電系統的沖擊射流與噴霧冷卻技術也引起了研究者的關注．通常，集成于泵驅流體回路的射流或噴霧冷卻模塊一般發揮著冷板或者蒸發器的功能．雖然目前應用于地面的噴霧冷卻技術已較成熟，但若要將其成功應用于衛星等航天器平臺的熱控系統，零重力空間環境下的噴霧管理是空間應用中尚未解決的一個重要問 題 ．

美國空軍和美國國家航空和航天局均較早地開展了針對空間環境應用的微重力條件下噴霧冷卻的探索性研 究 ．Wang 等 對面向航天系統熱控應用的噴霧冷卻技術進行了較詳細的綜述，并將相關研究分為4類：a. 重力對噴霧冷卻性能的影響；b. 環境壓力對噴霧冷卻性能的影響；c. 加速度和振動對噴霧冷卻性能的影響；d. 航空航天噴霧冷卻系統研究．

總體而言，目前面向航天領域的噴霧冷卻應用極少，這是因為面向航空航天領域的噴霧冷卻技術研究尚處于起步階段，對復雜空間環境引起的噴霧流型和傳熱行為變化等方面的基礎研究不足．

受美國國防部先進研究項目局資助的Lockheed Martin公司在ICECool App項目研究中，針對高功率放大器的熱管理設計了一種基于微機電系統的沖擊射流冷卻結 構 ，該結構包含一種分布式微尺寸沖擊射流網絡，其流道加工采用一種非常靈活的3D增材光刻工藝．通過數值模擬研究發現該結構可對高電子遷移率晶體管級>40 kW/c m² 的熱流進行高效的散熱．

比利時魯汶大學Wei 等 針對高功率電子器件的冷卻，研制了一種基于低成本制造技術的3D聚合物多噴嘴沖擊射流冷卻結構，研究結果表明該多噴嘴沖擊射流冷卻結構可在消耗低至 0.3 W泵功時實現高達 62.5 kW/c m² /K的傳熱系數．

美國諾格航天公 司 設計了一種用于射頻系統熱管理的嵌入式沖擊射流沖擊冷卻鑲嵌金剛石(impingement cooled embedded diamond，ICED)冷卻結構，該方法結合了金剛石的高熱導率和沖擊射流突出的對流傳熱性能，可對高達30 kW/c m² 的局部熱流進行有效散熱．此外，麻省理工學院的Walsh 等 也對類似結構進行了研究．

05

輻射器技術

航天器的熱控系統一般包含熱量的收集、傳輸和排散三個環節，以上的技術討論主要在于解決熱量高效、可靠的收集和傳輸問題．由于航天器所處空間環境的特殊性，熱量的排散最終都會通過輻射器進行，因此輻射器的設計對整個熱控系統的設計至關重要．

針對空間環境特殊的應用需求，目前已經發展出多種輻射器技術，這些研究主要可以分為兩個方面：一方面關注輻射器結構布局及變發射率表面等與輻射器自身相關的研 究 ；另一方面則關注將其他新型熱控技術與輻射器的設計相結 合 ．

在輻射器結構的優化與改進方面，國外已有較多的研究通過輻射板結構的改進來降低輻射器的質量，研制了多種輕質可展開輻射器并對其進行了測 試 ．

哈爾濱工程大學盧佳鑫 等 根據空間大功率熱排放系統的要求，參考美國國家航空和航天局提出的雙翼熱管式輻射器，提出一種改進的四翼對稱式熱管輻射器．為適應復雜多變的空間熱環境，可變發射率熱控器件輻射器技術的應用方面有良好前景．可變發射率熱控器件可分為主動型和被動型兩大類．

主動型熱控器件強調使用各種驅動信號來調節各項熱控參數，實現快速、精確控溫，如基于微機電系統的微型熱控百葉窗輻射器、電致變色熱控器件等；而被動型熱控器件則是利用器件自身特殊的物理化學性質，隨著環境溫度的變化自主調節發射率，實現低溫低發射率、高溫高發射率，如基于熱致變色的智能熱控器件、微型熱開關等．

最近，美國國家航空和航天局設計了一種微型百葉窗輻射器并對其進行了測試，發現該裝置可在各種復雜條件下有效運 行 ．美國海軍實驗室在模擬的空間環境中對一種VO2基的可切換輻射器的發射功率進行了直接測量，該輻射器的動態發射率控制通過多層VO2薄膜諧振吸收器的熱變色相變實 現 ．

加拿大曼尼托巴大學(University of Manitoba)研制了一種智能輻射器裝置并對其進行了測 試 ，該裝置可降低衛星熱控系統的功耗，并降低衛星運行時的溫度波動．當有效載荷的溫度較高時熱控系統會促進熱量的快速輻射，而當溫度較低時則抑制輻射散熱過程．關于應用于輻射器散熱的可變發射率技術還可見文獻中的介紹與總結．

對于通過輻射器進行熱量排散的技術，其散熱效率還取決于熱控系統將熱量傳輸至輻射器的能力．因此，有研究者考慮將單相泵驅流體回路技 術 、環路熱 管 等熱管技術，以及相變材料儲能技 術 與輻射器設計相結合，用于提高輻射器的效率和降低輻射器的質量．

為提高航天器熱控系統對軌道調整的適應能力，劉欣 等 研究了與泵驅流體回路耦合的可展開式輻射器熱控方案，在不同軌道高度的熱控性能，同時對比了固定輻射器與可展開輻射器的熱控特性，發現基于熱控流體回路，通過調節可展開式輻射器的展開角度，可提高航天器的軌道熱適應能力．

除此之外，一種結合熱泵系統的航天器熱控技術在超大功率熱傳輸及高溫環境的熱排散方面有較好的應用前景，通過結合熱泵系統，可減少輻射器面積、有效利用能源及降低熱控系統質 量 ．但是，該技術目前仍然面臨系統性能系數提高、微重力環境換熱系數及空間環境下壓縮機潤滑和冷卻的問 題 ．

06

總結與展望

本研究以航天器熱控系統中熱量傳遞路徑為主線，對熱量收集、傳輸及排散等環節中涉及的不同熱控技術進行了綜述，如 圖3 所示．

圖3  星載有源相控陣天線熱控技術分類

其中，熱量收集方面的研究主要包括高導熱材料、基于高導熱材料和新型封裝工藝的結構導熱技術及基于泵驅流體回路的近結微流體冷卻技術等；熱量傳輸環節主要包括基于不同類型熱管的被動式熱控技術和基于泵驅流體回路的主動式熱控技術；熱量排散環節主要討論了熱輻射器技術．

此外，相變材料因其獨特的性質而在熱控領域具有較好的前景，其應用貫穿了以上三個不同的傳熱環節，具體方式一般為與其他熱控技術相結合或者集成于其他熱控組件中．

結合目前我國在一些關鍵技術方面與國外先進技術水平的差距，進一步明確了我國星載有源相控陣天線熱控技術的發展方向，可為我國星載有源相控陣天線熱控系統的設計與技術革新提供參考．后續研究可從以下幾個方面開展．

a.  從熱量傳遞路徑的角度考慮，對于衛星平臺熱控系統中熱量的收集、傳輸與排散過程，其中任一環節設計上的改變都會對整個熱控系統的性能產生重要影響．因此，在熱控系統設計中有必要從全局出發，根據不同環節已有技術的可實現性制定系統性的熱控方案．

b.  整體上，對于已有研究中的星載平臺熱控系統，就系統級熱控方案而言主要分為主動式和被動式兩種．然而面向下一代星載有源相控陣天線高散熱功率、高溫控精度和穩定性的熱管理需求，結合不同熱控技術的技術特點，未來星載有源相控陣天線熱控系統或將向著全主動式的兩相泵驅流體回路熱控架構，或以主動式為主并耦合被動式毛細泵驅回路的復合式熱控架構發展和突破，如 表4 所示．

表4  不同星載天線熱控方案對比

然而對于復合式熱控架構中涉及不同熱控技術的高效耦合與集成，兩相泵驅流體回路技術中涉及的微重力環境下蒸發器內的流動沸騰機理和儲液器內的運行特性，復雜條件下回路內兩相流動不穩定性的形成機制及其對系統穩定運行的影響和抑制措施等研究仍待深入．

c.  雖然第三代泵驅流體回路技術的原理較為簡單，但是目前將其成功應用于衛星平臺熱控系統仍然是一個較大的挑戰，目前星載平臺熱控系統也僅成功實現了單相泵驅流體回路技術的應用，其中一個重要的原因是泵驅流體回路技術的實現嚴重依賴于微泵、儲液器、微換熱器等一些關鍵部件的設計與加工制造，這些技術的實現也往往基于新型材料的應用與微/納尺度制造工藝的改進．此外，這些關鍵部件的在軌使用壽命與系統可靠性問題也嚴重限制了對應熱控系統的發展，因此應努力提高這些關鍵部件的設計、制造水平，例如輕質緊湊、長壽命、低功耗的微泵等，使熱控技術的革新與部件制造工藝水平的提升相互促進，形成良性循環．

d.  對于星載有源相控陣天線突出的散熱需求與復雜的空間環境，除了重點突破上述基于微通道的主動式兩相冷卻技術外，還應注重盡早布局開展面向更高熱流密度散熱需求的緊湊式、低功耗射流和噴霧技術相關的基礎研究，例如空間環境下噴霧冷卻流型變化及液氣相變機理等，并系統性探究振動、沖擊、變熱負荷和熱環境循環等復雜惡劣條件對熱控系統性能及使用壽命的影響機制，從而促進相關高效熱控技術的可靠實現．

e. 由于航天器所處空間環境的特殊性，通過輻射器進行的熱量排散環節至關重要．對于高功率的散熱工況，即使在兩相泵驅流體回路啟動初始階段可以實現熱量的高效收集，若是熱量排散不及時必然會反饋作用于熱量傳輸和收集環節，最終導致系統的整體效率下降．因此在航天器熱控系統設計中，有必要針對熱量排散環節制定整體化的設計路線，既關注輻射器結構布局及變發射率表面等輻射器自身相關的研究，同時又考慮熱泵等新型熱控技術與輻射器的設計相結合，從而實現輻射器散熱效率的提升．

參考文獻 略