何 江，苗建印，张红星，崔丽萍，王 录，丁 汀

（北京空间飞行器总体设计部 空间热控技术北京市重点实验室，北京 100094）

0 引言

针对天文观测、科学探测、深空探测（登陆月球、火星、星际旅行等）及其他未来宇航任务，越来越多的航天器部件需要热控系统具有低温温区的工作能力。空间深低温系统包括深低温获取和深低温热管理两部分。深低温热管理技术是指深低温区的热量收集、传输、排散、隔热等热管理技术，是深低温制冷机和低温载荷间的桥梁。

航天器用深低温热传输技术主要包括两类：（1）基于固体材料的导热传热，如柔性热导索、导热棒等；（2）基于蒸发、冷凝过程的相变传热，如热管技术。一般后者的等效导热系数比前者高1～2个数量级，因此是未来航天器热控领域重点发展的技术。主要介绍了热管技术空间应用背景、国内外研究发展现状以及未来发展趋势。

1 空间应用需求分析

1.1 天文观测和科学探测

在天文观测及科学探测领域，由于探测目标自身特性，空间红外天文望远镜以及其他先进探测器和光学镜筒均有明确的深低温需求，一些甚至需要工作在4～5 K的液氦温区[1-3]。为了获得所需的低温环境，除了卫星常用的辐射散热外，所能采取的技术方案包括两类：（1）消耗式制冷，如液氦蒸发制冷；（2）机械制冷机主动制冷。早期任务多采用消耗式制冷，这是因为卫星大多运行在近地轨道，受地球辐射影响较大，外热流变化剧烈，而采用消耗式制冷方法更容易获得整体的深低温环境。然而，该方案具有先天的劣势，如起飞重量过大、寿命时间不足（一般为1～2年）、控温精度差、深低温流体泄露等。近年来，随着制冷机可靠性和寿命的提升以及运载技术的进步，后一种方案逐步获得应用。

然而，为了消除制冷机机械振动、电磁干扰对探测器的影响，一般要求热传输部件具有一定的灵活性，并且压缩机部件远离探测器。此外，基于冗余原则的考虑，一个深低温器件需配置至少两台制冷机。此时，处于关闭状态的制冷机会通过导热方式向系统漏热，因此通常需要增加一个热开关装置，基本的设计方案如图1所示。

图1 深低温系统热控方案示意图Fig.1 Schematic design of thermal control for a cryogenic system

1.2 大型长期空间任务

未来大型空间任务，如在轨服务、长期性的深空探测（载人登陆月球、火星等）、星际旅行等需要长期在轨运行，需求使用高比冲的液氢、液氧低温推进剂。低温推进剂贮箱的工作周期要超过1年，但低温贮存箱内的推进剂在任务期间由于寄生漏热的影响会蒸发消耗掉（如目前液氢存储的日蒸发率仍处于2%的量级）[4]。为了实现20 K温区液氢的长期在轨存储，将需要利用深低温热传输技术将制冷机冷量传输至贮箱壳体，实现大面积的冷却，即零蒸发（Zero Boil-off）。NASA Glenn研究中心开展了相关地面验证工作[5]，贮箱内为液氮工质，采用机械泵驱动工质在真空容器内部流动进而吸收漏热，回流的液体工质携带废热进入贮箱后，将热量传递至重力热管（Thermosyphon）底部的换热翅片，热量最终由热管传递至制冷机，如图2（a）为重力热管将贮箱内工质携带的废热传递至制冷机。美国Naval研发实验室与TTH Research公司提出采用环路热管技术代替传统的机械泵驱动工质循环[6]，进而实现ZBO，结构原理如图2（b）采用环路热管技术驱动工质进行热量的收集与传输。

图2 热管技术在低温贮箱零蒸发（ZBO）领域的典型应用案例Fig.2 Typical application case of the heat pipe technology in the Zero Boil-off（ZBO）of cryogenic tank

1.3 空间超导技术的应用

空间超导可应用于高灵敏度、宽带高温超导滤波器、天线的储能系统等领域，其低温需求为4.2～65 K。随着微小卫星技术、在轨服务技术和空间对抗技术的发展，航天器编队飞行与自主交会对接成为研究热点。采用电磁力/力矩实现编队与对接控制具有显著优势与特点，应用前景广阔[7]。Maryland大学通过地面实验，研究了采用纯固体导热以及低温热管方式对高温超导线圈进行冷却的效果，如图3所示，（a）为超导线圈真空脸孔及低温热管；（b）为线圈沿周向不同位置处的温度分布。结果表明，采用固体导热的方式无法将线圈整体温度降低至110 K的临界温度以下，而采用氮工质热管则能够将线圈整体温度维持在90 K左右[8]。

图3 Maryland大学采用氮工质热管对高温超导线圈进行降温的地面实验图Fig.3 experimental study of high-temperature superconducting coil cooled by nitrogen heat pipe was conducted by Maryland University

2 国内外研究现状

热管是一种利用工质蒸发、冷凝相变实现热量高效传输的元件，由美国Los Alamos国家实验室于1964年独立提出“热管”这一概念，并于1968年作为GEOS-II卫星仪器设备的温度控制手段首次实现空间应用。热管技术按照结构形式的不同大体可以分为四种类型：槽道热管（Grooved Heat Pipe，GHP），环路热管（Loop Heat Pipe，LHP）/毛细泵回路（Capil⁃lary Pumped Loop，CPL），柔性热管（Flexible Heat Pipe，FHP），脉动热管（Pulsating Heat Pipe，PHP）。其中，热管的工作温区由其内部传热工质的热物属性决定，常用的深低温工质包括：氦（2.0～4.2 K）、氢（15～30 K）、氖（25～40 K）、氮（70～115 K）、氧（60～130 K）、甲烷（100～170 K）、乙烷（180～290 K）。

2.1 深冷槽道热管技术

2.1.1 国外研究现状

早在1975年，为探索深冷热管应用于空间的可能性，NASA将一套甲烷深冷热管搭载于Black Brant火箭进行了6 min的飞行验证。上世纪90年代之前，NASA、美国的一些科研机构和宇航公司在深冷热管的设计方法探索、工质物性分析、启动和运行特性、地面性能试验测试方面开展了大量工作，使深冷热管的机理基本明确、结构形式也日趋完善。上世纪90年代之后，为推动深冷系统在空间飞行器上的应用，NASA利用航天飞机对适应低温温区的不同工质热管进行了多次飞行搭载试验，以验证其在微重力环境的工作能力。图4是搭载于STS-53进行飞行验证的深冷热管集成实验平台，对Hughes和TRW提供的氧轴向槽热管分别进行实验。Hughes热管在80～100 K工作时传热能力为20 W·m，因制冷机制冷能力的限制，该热管实验过程中温度范围为115～145 K，而TRW热管温度范围为60～130 K。飞行验证表明，地面环境时的启动优于微重力下的启动，此外两个热管的实验数据与GAP模型预测的结果吻合的较好[9]。

图4 与制冷机、振动隔离器耦合的深冷热管集成系统图Fig.4 Acryogenic system integrated by cryogenic heat pipe，cryocooler and vibration isolator

埃及Atomic Energy Authority设计一个重力驱动的带有外表镀金的铝热防护层的氢深冷热管，如图5所示。实验结果表明，带有外表镀金的铝热防护层氢深冷热管较不带热防护层的氢深冷热管管线的热辐射寄生漏热从70 mW减少到0.05 mW。而5 mm镀金热管在不包覆多层和包覆多层情况下均能稳定运行[10]。

图5 罩有外表镀金的铝热防护层的氢深冷热管图Fig.5 AHydrogen heat pipe protected by aluminum thermal isolator with golden coating

2.1.2 国内研究现状

从80年代开始进行深冷热管的研制，“十二五”期间，完成了液氮和乙烷温区槽道热管样机，其中氮深冷槽道热管在80 K温区实现了5 W的传热能力，温差小于2℃，热管附带一个储气室，用于满足高压超临界气体的常温存储。“十二五”期间，又开发了丙烯、乙烷深冷槽道热管，二者的传热能力分别为25 W·m@190 K和106 W·m@190 K，如图6所示。其中，适应160～220 K温区的乙烷深冷槽道热管已成功应用于硬X射线望远镜和风云四号卫星，实现对低温载荷的温度控制[11-12]。

图6 乙烷深冷槽道热管及应用图Fig.6 Ethane grooved heat pipe and its application in spacecraft

2.2 深冷环路热管技术

2.2.1 国外研究现状

由于深冷环路热管具有温差小、传输距离远、传热量大及热开关特性、管路柔性便于布局等诸多优点，是目前的重点研究方向。近10多年来，在深低温热传输研究方向，美国重点开展针对空间应用的深冷环路热管技术研究，以解决二维柔性转动红外成像仪、望远镜与固定支架上的制冷机之间低温热耦合以及低温制冷机冗余备份的问题。主要开展深冷技术研究的机构包括TTH Research公司、Ther⁃macore International公司以及Swales宇航公司[15-19]。以下按照具体的应用形式进行论述。

（1）“点对点”热传输

深低温区点对点的传热可以将低温载荷的发热量传输到制冷机冷指，方便制冷机与载荷的布局，实现热量在低温区远距离传输，其结构形式如图7（a）所示。Thermacore公司研制的氧工质环路热管可实现0.5～9 W热量的传输，并能够在反重力50 mm条件下实现超临界启动。Swales公司研制的氖工质环路热管可在35 K温区实现250 cm长度上热量的传输。TTH公司研制的氢工质环路热管最大传热能力约为10 W。

（2）热开关功能实现冗余备份

为实现制冷机冗余设计并提高热传输系统性能，Swales Aerospace提出使用深冷环路热管替代热开关和柔性导索的改进方案，开展了小型深冷环路热管的研制工作。深冷环路热管可将柔性、热开关功能集成，如图7（b）所示，该小型深冷环路热管使用氖工质，工作在35 K附近，传输距离为15 cm。

（3）大面积热收集

2014年，NASA的戈达德空间飞行中心（GSFC）搭建了一套基于氖深冷环路热管的大面积热收集系统（该系统由TTH Research开发，Thermocore生产），如图7（c）所示，工作温区为28～43 K，用于应对低温光学、探测器阵列以及低温推进贮箱对深低温区大面积热收集和传输技术的应用需求。其传热量为0.25～4 W，副蒸发器功率为0.5～1.5 W。后续还将开展液氦温区（2.5～4.5 K）的实验研究。

（4）交叉万向节柔性热传输

TTH Research公司和Swales宇航公司研制了可实现热传输和万向节功能的深冷环路热管，将制冷机与红外望远镜分离，提高了指向机构的灵活性。Swales公司研制的深冷环路热管如图7（d）所示。在该结构中将深冷环路热管的柔性管路制成了类似弹簧状的方位角管路和俯仰角管路，该转动机构可实现俯仰角±45°，方位角±180°的二维指向转动，从而实现对可转动的深冷部件的热控制。该深冷环路热管使用氮工质，工作在80～100 K，为低温制冷机安装于转动装置外的深冷系统提供了质量轻、扭矩小、导热性能高的解决方案。

图7 深冷环路热管四种典型的应用形式图Fig.7 Four types of cryogenic loop heat pipe

2.2.2 国内研究现状

在“十一五”期间，开始进行80 K温区深冷环路热管技术研究，完成了原理样机研制，成功实现了超临界启动、最大传热能力达到50 W，并具有反重力工作能力。后续开展了小型化、漏热控制等工程化改进，并进行了基于多制冷机的热传输回路集成技术研究。“十二五”期间，完成了80 K温区氮深冷环路热管的环境试验测试（包括力学、热冲击、热循环等）和寿命试验验证。开展了35 K温区氖深冷环路热管的研制与试验，样机能够顺利完成超临界启动，最大传热能力可达4 W@35 K[20]，如图8（a）所示。还开展了深低温热传输集成系统的应用研究，对多工作模式进行了测试，验证了系统具有隔离振动、冗余备份、热开关等功能。“十三五”期间，完成35 K温区深低温系统的飞行样机研制，如图8（b）所示，包括2台脉管制冷机和1套氖深冷环路热管，采用试件表面处理、绝热支架、冷屏隔热等方式进行了严格的漏热控制，系统传输能力2 W@35 K，将于2017年7月搭载新技术验证四号卫星进行在轨验证。此外，已完成20 K温区氢深冷环路热管的样机研制和试验验证，实现了2 W@20 K的传热能力。

图8 五院总体部完成的深冷环路热管样机图Fig.8 Prototypes of cryogenic loop heat pipe produced by Beijing Institute of Spacecraft System Engineering

南京理工大学和中科院理化所分别开展了液氮温区（80 K）深冷环路热管原理样机的研制，开展了控温方式的研究和分析[21-22]。北京航空航天大学开展了80 K温区、35 K温区深冷环路热管的超临界启动建模、稳态仿真分析[23-24]。上海技物所开展了乙烷温区和液氮温区深低温环路热管的原理样机研制与地面测试工作[25-26]。

2.3 深冷柔性热管技术

2.3.1 国外研究现状

为适应低温温区及柔性连接的要求，美国Rock⁃well公司设计两种柔性深冷热管[27]。一种工作在100～200 K，工质为甲烷或乙烷，设计目标为最大化传热量，并对工作在110～140 K范围内甲烷热管进行优化设计；另一种工作在15～100 K，工质为氮或氧，设计目标为最大化灵活度，对工作在75～90 K范围内氧热管进行优化设计。

美国Sigma和Rockwell公司设计一个工作在100 K时传热能力为20 W的甲烷柔性深冷热管，热管示意图如图9所示。实验结果表明，在柔性热管弯曲半径为1 m且蒸发器热负荷在15～30 W变化时，蒸发器和冷凝器对应的相同位置处与热管不弯曲时的温度偏差在2～3 K以内。

图9 甲烷柔性热管示意图（Rockwell）Fig.9 Methane flexible heat pipe（Rockwell）

2.3.2 国内研究现状

为适应活动载荷的低温区热量传输，总体部研制了乙烷深冷柔性热管，使用乙烷工质开展了性能试验验证。深冷柔性热管选用金属软管作为柔性热关节，采用柔性毛细芯连接蒸发器和冷凝器，蒸发器/冷凝器为铝集热座-不锈钢壳体一体化结构。试验结果显示，深冷柔性热管在弯曲±30°情况下，传热能力大约为10～25 W。

2.4 脉动热管技术

2.4.1 国外研究现状

采用氢、氖、氮作为工质的深低温脉动热管技术已经被Mito等[28]证明，等效热导率分别可以达到500～3 000 W/m·K、1 000～8 000 W/m·K、10 000～18 000 W/m·K。实验过程中，蒸发器长度30 mm，绝热段长度100 mm，冷凝器长度30 mm，如图10所示。

图10 乙烷深冷柔性热管图Fig.10 Ethane flexible heat pipe

近年来，多家机构开展了氦脉动热管的研究工作。INAC报道了成功研制氦脉动热管，并且在姿态角0～40°范围内开展了研究工作。结果显示，在40°姿态角条件下，传热能力可以达到145 mW@4.2 K，在10°姿态角条件下传热能力为75 mW@4.2 K[29]。Wisconsin-Madison大学开展了氦工质脉动热管的地面实验研究工作，结果显示，样机可以在3～5.2 K温区正常工作，传热距离为300 m，等效热导率可以达到60 000 W/m·K[30]，如图11所示。

图11 氦工质脉动热管实验系统示意图Fig.11 Schematic of a helium pulsating heat pipe

2.4.2 国内研究现状

浙江大学开展了液氢温区脉动热管的实验研究工作，如图12所示。结果显示，随着加热功率的增加，该样机能够保持温度的稳定，在加热功率10 W条件下，等效的热导率可达到57 910 W/m·K，表明脉动热管在远距离热传输领域具有潜在的应用前景[31]。

图12 氢工质脉动热管实验系统示意图Fig.12 Schematic of a hydrogen pulsating heat pipe

3 未来发展趋势

基于国外已有的研究成果，结合未来国际上拟开展的航天任务，空间深低温热管技术的发展趋势可概括三个方面：

（1）要求在更低温区实现热量的传输。对于红外探测器，工作温度越低，成像精度越高。此外，对于一些深空探测科学仪器，工作温度需要尽可能接近绝对零度。因此，“开发更低温区的热传输设备”始终是专业发展的趋势。以NASA为例，计划最早在2019年研制出4 K温区的氦工质热管。

（2）对于寄生漏热的控制要求越来越高。在更低温区，一方面寄生漏热增加；另一方面由于工质品质因数降低以及热力循环偏离理想过程，热传输、热获取设备的能力减小。二者综合结果，寄生漏热对于深低温系统影响变得显著。通过被动热控方式（如采用更先进多层隔热材料和低热导率的支撑材料，或是对系统结构进行优化）实现对寄生漏热的控制是未来发展的重要趋势。

（3）深低温系统的结构需要满足更为复杂和苛刻的应用条件。如为了满足探测器镜头旋转的要求而开发出的具有二维指向的万向节深冷环路热管，或是为了对整体结构制冷而开发出的具有“大面积、多点热源收集”能力的深冷环路热管。

4 结论

针对空间应用背景，分析了未来宇航任务对深低温热管技术的需求情况。介绍了国内外研究机构近年来在深低温槽道热管、深低温环路热管、深低温柔性热管和深低温脉动热管领域的研究进展。通过分析国内外研究工作的现状，提出了深低温热管技术未来的发展趋势。

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