刘百麟 董艺 魏巍

（1中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094）

（2北京卫星制造厂，北京 100094）

卫星平台机热一体化设计探讨

刘百麟1董艺2魏巍1

（1中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094）

（2北京卫星制造厂，北京 100094）

针对卫星平台结构和热控分系统的设计需求，挖掘二者设计的结合点与耦合性，基于大系统多学科优化设计思想，突破现有“学科孤岛”式设计模式，探讨卫星平台的机热一体化设计。通过综合分析国内外集传热与承载于一体的多功能结构技术，以及高导热碳纤维复合材料的研究进展、应用现状与发展趋势，表明这些技术措施能够充分发挥结构与热控协同设计、融合效应最大化的优势，是实现卫星平台机热一体化设计的可行技术途径，其应用可显著提高卫星平台的承载与散热能力，有效降低卫星平台设计费效比，提升卫星平台的性能指标。

卫星平台；机热一体化；被动传热；主动传热；高导热碳纤维复合材料

1 引言

卫星设计是一项复杂的系统工程，涉及多个学科和技术领域，包括有效载荷、控制、推进、电源、测控、综合电子（或数管）、结构、热控等多个分系统，需要多个领域协同设计实现系统任务目标，属于典型的耦合关系复杂的多学科设计范畴。随着卫星任务需求的日益复杂化，工程系统集成设计程度越来越高，分系统之间的相互耦合也日益明显，传统的单学科设计优化无法满足系统整体优化设计的要求，单学科设计最优结果的组合无法构成整体最优解，急须挖掘学科间相互耦合、融会作用最优化的技术途径，因此传统的设计思路与方法面临严峻的挑战［12］。如何充分利用各学科间相互作用产生的协同效应，获得系统最优设计，是工程设计长期以来关注的焦点。20世纪90年代初，由此催生出适用于复杂系统工程设计的多学科设计优化（Multidisciplinary Design Optimization，MDO）［3］，是一种通过充分探索和利用工程系统中相互作用的协同机制来设计复杂系统及其分系统的方法，为解决卫星各分系统的耦合性对整体系统性能影响提供一种有效手段。

随着多学科优化设计技术在工程设计上应用需求的日益迫切，国内外针对MDO技术进行了大量研究、探索与实践。文献［4－6］中较全面地综述了国内外MDO的研究情况，表明应用在卫星设计领域的MDO技术还处于理论思路与方法的探讨、环境与工具的开发、概念设计等初级阶段。MDO技术在卫星系统级设计方面，主要集中于低地球轨道（LEO）中小型卫星总体概念设计阶段的总体参数优化设计、建模或工具开发［79］，缺少与全生命周期设计的融合。相比卫星系统级设计，MDO技术在卫星光学遥感部（组）件和单机级设计上的应用较成熟，如应用于天基望远镜系统、红外光学系统的集光机热一体化的耦合分析与优化设计方法［10］，轻型空间相机的热补偿与精密桁架结构一体化设计［11］，以及电子设备的机电热一体化设计［12－13］。

本文基于卫星平台结构与热控分系统的设计需求，探讨结构与热控协同设计的契合点、技术手段及优势，介绍了集传热与承载于一体的多功能结构，以及高导热碳纤维复合材料的国内外研究基础、应用现状和发展趋势，着重探讨上述技术途径实现卫星平台机热一体化设计的可行性，以突破现有“学科孤岛”式设计模式，可为卫星平台机热一体化设计提供参考。

2 集传热与承载于一体的卫星平台结构设计

卫星平台的结构与热控分系统结合最为紧密，相辅相成。结构是热控设计的基础，热控措施基于结构本体得以实施，结构的热物特性对热控是有贡献的，通过改变卫星结构传热性能和表面热物特性参数（如材料的导热率、发射率）实现温度控制，因此，在卫星平台结构设计时，应从选材、构型等方面考虑热控设计需求，在卫星结构满足一定的强度和刚度以实现承载功能的同时，又要具备良好的传热性能，满足星内设备散热需求。综上所述，卫星平台结构设计与热控设计存在强耦合，奠定了卫星平台机热一体化设计的基础，通过集传热与承载于一体的多功能结构技术，可实现平台机热一体化设计。按传热实现的机理不同，多功能结构又分为基于被动式传热设计和基于主动式传热设计。

2．1 集被动传热与承载于一体的多功能结构

在20世纪90年代初，文献［14］中就提出了基于分布式热管传热的复合结构，即在蜂窝夹芯复合材料结构的夹芯层内预埋热管，蜂窝夹芯用于承受力学载荷，而分布式的热管用于被动传热。目前，卫星散热辐射器普遍采用集传热与承载于一体的结构，如图1所示。这种预埋热管的方式会破坏蜂窝夹芯结构的完整性，不可避免地削弱蜂窝夹芯结构的抗力学机械性能。为了改进该结构设计，文献［15］中提出一种格栅结构流体通道仿生式传热多功能结构，将单根热管线向传热衍变为强耦合的热管网络面向传热（如图2所示），将主、副热管通道与壁板结构结合构成辐射器。当辐射器局部区域过热时，热管中流体介质会沿通道将热量带至其他低温区域，显著提高辐射器的整体传热性能。文献［16］中基于轻质点阵夹层结构设计了一种新型的集传热与承载于一体的多功能结构，按点阵形式，可分为直柱点阵夹层结构和金字塔点阵夹层结构（如图3所示）。由于点阵夹层结构的上下面板是由若干周期性杆件连接的，杆件间是中空的，因而具有足够的容纳空间，不仅能方便地埋置热管，也可用于卫星电缆铺设，易于实现卫星机电热一体化结构设计。相对于蜂窝夹芯结构，这种点阵夹层结构具有较强的优势，能够综合卫星设计需求，可根据热管的排布规律及电缆的埋设要求，对点阵夹层中杆件的分布及几何尺寸进行优化设计，使热管的排布及电缆的走向更加合理、灵活，便于维修和管理，同时可提高结构的寿命和可靠性，具有较好的工程设计适应性基础。

图2 集传热与承载于一体的多功能结构Fig．2 Multi－functional structure with heat transfer and load carrying

图3 集传热与承载于一体的轻质点阵夹层多功能结构Fig．3 Multi－functional structure of light weight lattice sandwich with heat transfer and load carrying

2．2 集主动传热与承载于一体的多功能结构

随着甚高功耗级电子器件在卫星上的使用，多功能结构的散热成为首要问题，须要引入强制对流、两相换热等高量级热传输技术手段，由此出现了集主动传热与承载于一体的多功能结构。相对于预埋热管的方式，这种结构的整体质量会得到很大幅度的减小，更易进行热传导或者对流（或相变）换热等主动热控方式，具有更高的传热性能。文献［17］中最先提出了多功能热管夹芯结构，如图4所示。此结构除具有很强的力学承载能力，最主要的是具有高效导热性能。结构芯层由6061个十字开槽铝蜂窝胞元组成，每个胞元表面及上下面铝板表面覆盖了开孔镍泡沫芯膜，芯膜由液态工质（如去离子水）浸润，构成热管的内部结构。将整个结构抽半真空再密封，组成闭合的两相对流传热回路系统。当结构的某部分受热，引起液态工质蒸发，蒸气迅速流动到低温区域冷凝，释放潜热，冷凝后又通过镍泡沫芯膜的毛细力作用回流到蒸发处，因此整个结构表现出高效的热传导性能。

图4 多功能热管夹芯结构Fig．4 Multi－functional heat pipe sandwich structure

超轻多孔材料的出现，进一步推动了集主动传热与承载于一体的多功能结构技术的发展。多孔材料是一类由形成材料本身构架的连接固体相和形成孔隙的流体相组成的孔隙材料［18］，按微结构排列规则［19］可分为泡沫化（开孔泡沫和闭孔泡沫）材料、类桁架点阵材料、金属丝网筛结构及蜂窝材料等，见图5。与传统材料相比，多孔材料具有轻质、多功能、可设计等优点［20］，其中多功能特性表现为高比强度、高比刚度、高强韧，以及具有散热、减震、降噪与电磁屏蔽等优良特性。文献［21］中利用高导热的碳泡沫设计并制备出复合材料面板－碳泡沫夹层结构，替代预埋热管，提高了夹层结构厚度方向的导热性能，使得夹层结构既具有高承载性能，又具有良好的传热性能。对于多孔金属材料结构的传热性能，除了利用多孔金属骨架本身的热传导，还可以挖掘金属表面与流体间的强制对流换热，可大幅提高结构整体的传热性能。文献［19］中综述了多孔金属泡沫的主动传热研究，表明金属泡沫的综合传热性能优于传统所用的微通道。文献［22－23］在有序多孔金属传热研究中，对单层点阵结构的夹层结构中的强制对流换热进行试验研究，发现与两平板间的传热性能相比，引入点阵结构层芯可使整体传热性能提高6倍。文献［24］中将铝泡沫金属应用于电子元器件，以空气冷却对流换热，具有很好的冷却效果（可达100W/cm2）。文献［25］中将铝泡沫金属中的空气冷却效果与传统翅片式换热器进行了比较，发现铝泡沫金属的传热效果明显占优。上述关于多孔金属材料的主动传热研究，均是针对单相对流传热特性，表现为多孔金属结构中的单相流体的湍流或层流流动换热，其传热系数明显低于两相换热。多孔金属材料在两相换热方面具有优势，其特有的微细多孔结构及表面积，为强化凝结和沸腾的两相传热提供了很好的基础，因而将多孔金属材料应用于两相换热对改善其传热性能具有更大的潜力。

3 高导热碳纤维复合材料助推机热一体化

3．1 卫星结构对材料的需求

为满足空间环境的要求，卫星结构材料必须具备质量小、比刚度高、比强度高、尺寸稳定性好、热物理性能优良和热变形小的特点。碳纤维复合材料因具有上述诸多优点而成为优选材料，卫星结构约70%采用高模量聚丙烯腈（PAN）基碳纤维/环氧树脂基复合材料制造［26］，不过，这种复合材料导热性能较差，无法达到散热辐射器高效散热的要求，因此散热辐射器蒙皮使用铝合金材料。

成熟卫星平台的升级换代及大型卫星平台的开发，必将伴随着大功率、高热流密度的有效载荷（如行波管放大器）剧增，以及星载天线（如SAR天线）、光学相机等高发热、高精密设备的不断研发，这些特殊载荷对散热能力及结构稳定性提出了更高的要求。当前卫星散热辐射器多采用预埋热管的铝蒙皮铝蜂窝芯夹层复合结构，存在散热能力不高、承载能力低、刚度小、质量大和热变形大等缺点，对于星载天线及高精密光学设备而言，有必要发展集机热一体的兼具高稳定性与高效传热性能的高导热碳纤维复合材料，这也是满足未来机热一体化设计需求的多功能复合材料发展的一个重要方向。

3．2 高导热碳纤维复合材料的发展及应用

国外以航天应用为牵引，较早对高导热沥青基碳纤维、高导热树脂基体及其结构成型工艺进行了系统的研究，并已成功研制了基于高导热沥青基高模量碳纤维树脂基复合材料。其中：美国Cytec公司生产的K1100型纤维，其导热率达到1100W·m－1·K－1；日本三菱化学公司生产的K13D型纤维，其导热率达到800W·m－1·K－1，且导热性能与力学性能均显著优于现用的PAN基碳纤维。制备集结构与导热性能为一体的高模量复合材料，除高导热的碳纤维外，还要用树脂基体等材料进行复合，树脂基体的导热性能普遍偏低，因此碳纤维复合材料的力、热性能均要低于碳纤维本身，几种碳纤维、碳纤维复合材料、高导热金属的力、热性能对照见表1。

由表1可见，K1100沥青基碳纤维增强环氧树脂复合材料沿纤维面向导热率高达490W·m－1·K－1，是纯碳纤维导热率的48%，高于铜、铝合金的导热性能，约是铝合金（Al 2024）导热率的4倍，密度却仅约为铜的20%，铝合金的64%。碳纤维及复合材料的力学性能远高于金属，热膨胀系数远低于金属，作为卫星结构板蒙皮材料完全可以取代铝合金。目前，国外采用的高导热沥青基树脂复合材料导热率为200～483W·m－1·K－1，因其具有的导热率高、热稳定性强、质量小和力学性能优等特点，已成功应用于卫星散热辐射器、光学设备、天线等的机热一体化设计。例如：2007年，日本发射的工程试验卫星－8（ETS－8，即菊花－8卫星），采用可展开的对地碳面板铝蜂窝夹层结构散热器；2008年，德国HPS公司采用高导热沥青基碳纤维/氰酸酯复合材料制造出Φ1200mm、3．4kg的Q/V频段天线反射面，实现了50μm的表面精度；由高导热沥青基碳纤维复合材料制成的太阳电池板，实现质量小、强度高、尺寸稳定与热均衡设计，在空间冷热交变环境中改善了电池板的热、电性能。

国内已研制出的沥青基碳纤维导热性能也达到了较高水平，约为900W·m－1·K－1［27］，但存在纤维性能不稳定、力学性能差等问题。此外，现有的用于制备复合材料的导热树脂性能普遍偏低，直接影响了沥青基碳纤维复合材料的热、力性能。长期以来，受高性能导热复合材料研制的制约，国内卫星散热辐射器采用铝蒙皮、铝蜂窝芯夹层面板内预埋热管的复合材料结构（见图1），这种结构面板铝蒙皮的导热率为121W·m－1·K－1，若被导热率为200～500W·m－1·K－1的沥青基碳纤维复合材料替代，面板面向导热率可提高1．5～4．0倍，利于散热辐射器的等温化设计，可显著提高散热效率。在获得相同的散热效率时，若蒙皮采用高导热沥青基碳纤维复合材料，散热辐射器内预埋平行热管的间距可扩大1．5～4．0倍，大幅减少热管数量，使热控系统显著减小质量（热管约占热控系统质量的60%以上）。高导热沥青基碳纤维复合材料的密度、强度、模量、热膨胀系数等指标，均明显优于铝合金，因此间接带来卫星平台结构质量减小和稳定性提高。

综上所述，兼具优良的力、热性能的高导热沥青基碳纤维复合材料的发展与应用，将是推动卫星平台机热一体化设计的重要引擎，也是卫星平台质量减小、结构稳定性与传热性能增强的有效途径之一。

4 结束语

在卫星设计领域，突破多学科协同优化设计将是未来系统设计技术发展的主题之一。卫星平台结构设计与热控设计存在强耦合，为集传热与承载的机热一体化卫星平台设计奠定了良好的基础。目前，我国卫星平台结构与热控设计耦合仍处于初级技术状态，卫星平台能力扩展受到严重限制，尤其是大承载高热耗的东方红－4、5（DFH－4、5）大型卫星平台受此制约更为突出。被动式、主动式集传热与承载于一体的多功能结构技术，以及高导热碳纤维复合材料，正是适应卫星平台机热一体化设计需求而发展的技术与材料，成为实现卫星平台机热一体化设计的可行、备选的技术手段，必将助推卫星平台机热一体化设计进程，其应用将使卫星平台结构与热控之间的协同设计效应最大化，充分发挥结构与热控设计融合的优势，显著提高卫星平台的承载能力与散热能力，有效降低卫星平台设计的费效比，改进卫星平台的性能指标。

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（编辑：夏光）

Discussion on Mechanical and Thermal Integrated Design of Satellite Platform

LIU Bailin1DONG Yi2WEI Wei1
（1Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）
（2Beijing Spacecrafts，Beijing 100094，China）

According to the requirements of satellite platform structure and thermal control subsystems，this paper investigates the combination points and couplings of the two subsystems．Based on the theory of disciplinary optimization of a large system，this paper breaks through the“isolated island”design mode and discusses the mechanical and thermal integrated design of satellite platform．The paper introduces the investigation，application and development tendency on multi－functional structure of heat transfer and load carrying，and carbon fiber composite materials with high thermal conductivity．These measures can make full use of the advantages of structure and thermal control collaborative design，and can be one of the feasible technological approaches to the mechanical and thermal integrated design of satellite platform．These measures can improve load bearing and heat dissipation，decrease the cost efficiency ratio and improve the performances of the satellite platform．

satellite platform；mechanical and thermal integration；passive heat transfer；active heat transfer；high thermal conductivity carbon fiber composite material

V423．4；TK124

A

10．3969/j．issn．1673－8748．2016．02．005

2015－11－16；

2016－01－28

国家重大航天工程

刘百麟，男，高级工程师，从事通信卫星热总体设计工作。Email：liubailin501@sina．cn。