空间微膨胀型热开关传热性能试验

马明朝 郭 亮 张旭升 吴清文

(1中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 长春 130033)

(2中国科学院大学 北京 100049)

1 引言

随着国内外航天技术的不断发展，深空探测和航天器控制领域也得到了较快的进步，现阶段针对空间设备的热控方式也逐渐不满于当前的需求，为了解决这一问题，热开关概念［1-5］被引入到深空探测器、空间制冷机等航天器热控制领域中，其概念如图1a所示，相较与其它类型的散热装置［6］(LHP平板型环路热管、辐射制冷)，具有低功耗、高散热能力、质量轻等优点，同时也可以作为连接制冷机的关键部件来减少非运转设备上的寄生热载，提高制冷机的效率。

热开关作为一种能够根据需求控制部件之间热连接关系的热控装置，通过改变导热通路热阻实现热量控制以达到制冷散热的目的。早在20世纪60年代，国内外很多研究机构(如美国、欧洲航天局)就已经开始了对这种主动热控方法的研究并且已经成功应用到航天器设备当中［7-8］。美国JPL及卫星系统研究公司基于相变材料设计的相变式热开关［9］，如图1b所示，保证了探测器内部蓄电池温度范围在-20—30℃之间，经受住了月球表面昼夜温差超过100℃的恶劣环境;美国Swales航天中心利用不同材料在不同温度下的热膨胀系数不同研制的一种用于低温制冷系统的单向微膨胀型热开关［10］，可在低温35 K条件闭合并且闭合热阻达到了1.2 K/W，断开热阻可达1 400 K/W，操作温度范围覆盖4—300 K;中国科学院上海技术物理研究所研制的一种用于斯特林制冷机的多机并联的双驱动型低温记忆合金热开关［11］，导通热阻为0.97 K/W，断开热阻为2 456.9 K/W，开关比可达到2 533。

图1 热开关结构原理图Fig.1 Structure diagram of thermal switch

本文针对空间手眼相机特定工作环境下的散热需求［12］，基于金属材料的传热特性设计了一种微膨胀型热开关，针对其结构进行传热性能分析，通过实验模拟热开关的工作环境，测定不同热负载条件下它的工作状态，分析热开关的闭合温度以及散热效率，从而针对大功率空间设备制冷散热的研究提供一定的理论基础。

2 实验系统及方法

实验平台如图2所示，主要由冷却系统、加热系统、数据采集系统、隔热防压系统4部分系统构成，整个系统实验在真空状态下完成，以避免对流换热所带来的影响。其中恒温水箱与循环式散热器构成整个冷却系统，作为热沉带走热开关在闭合状态下冷端的多余热负载;聚酰亚胺加热片作为加热系统提供不同的功率负载来检测热开关的闭合性能;数据采集系统由安捷伦温度巡检仪与固定在热开关表面的T型热电偶组成，各个测点的位置如图2所示，T1—T3测量冷端表面温度，T4—T6测量冷端外壁温度，T7—T9和T10—T12分别测定导热环外壁表面温度，T13—T15测量导热环底面温度。如图3所示，按照图2中热电偶的位置，首先对热电偶进行温度标定之后布置，通过安捷伦温度巡检仪获取温度数据。试验过程中，由导热环底部安装的加热片来提供热负载，通过调节电压改变输入功率，模拟热开关在工作状态下所受的功耗条件，设定功率依次为 0.4、0.9、1.5、2、4、6.6、7.5、10、15、20、30 W，实验过程中热开关外层用10 mm厚的隔热材料包裹以防止热量损失。

实验过程中保证设备的密封性能，使得整个过程在真空条件下进行。其中低温恒温槽可冷却温度范围为255—300 K，冷却过程中保证热开关冷端与散热器底面的良好接触达到良好的散热效果。热开关底部采用隔热安装在铝块支撑台上，避免相互接触产生的热传导换热，并且外部采用防辐射屏来降低辐射换热所带来的影响。

3 实验结果及分析

图2 实验系统示意图Fig.2 Schematic diagram of experiment system

图3 热开关表面热电偶分布Fig.3 Arrangement of thermocouples on thermal switch surface

热启动与冷断开是反应热开关良好性能的关键特性，能够评定其可靠性和稳定性。热开关工作过程可分为预受热阶段、闭合阶段、断开阶段，其中预受热阶段，由于导热环自身受到热负载影响产生线性膨胀，当负载达到一定程度时，导热环与冷端部分贴合进入启动闭合阶段，在此过程中热开关整体热阻减小，负载与热沉之间形成热通路，达到散热的目的。随着导热通路的形成，热开关整体温度梯度降低，达到某一温度时刻断开进入断开阶段，切断负载与热沉导热通路，整个装置进入保温工作状态。

表1反应了在不同功率条件下热开关表面平均温度与热阻的变化关系，从表中可以看出随着热端加热功率的不断增大，热开关的整体热阻也随之变化，从0.4—30 W的加热功率之间，经历了从断开、断开/闭合、闭合3个状态的过程。其中在加热功率为0.4 W时，热开关处于断开状态，实际测得的断开热阻值为230.46 K/W，这与理论设计的断开热阻293 K/W存在一定的误差，造成这种情况的主要原因就在于热开关在实验过程中，由于隔热材料无法做到完全隔热导致有一部分的热量流失，造成实际在测定过程中的误差。

表1 热开关热端温度及热阻Table 1 Temperatures and thermal conductance of thermal switch

为了进一步了解热开关的性能，通过测定不同热负载条件下各个表面的温度状态来分析其传热特性，如图4所示，在不同的热负载下热开关表面测点T1—T15的温度曲线。实验过程中，为了能够让冷端在热开关发生热启动闭合时带走导热环底部热量，设定与冷端相接触散热器的温度为0.5℃，随着功率增大，热开关表面温度也逐渐升高，其中冷端部分的测温点T1—T6温度上升较热端导热环部分较为缓慢T7—T15，而且T6和T7之间曲线非连续平稳的，这是因为它们之间有一定的辐射换热影响存在，当热负载为20 W时，冷端与导热环之间发生热启动闭合时，T6和T7之间的温度变化更加明显。所以可以分出结论是随着功率增加，热开关整体温度上升，当达到10 W和15 W时，热开关有比较明显的热启动趋势，当功率达到20 W和30 W时，开关发生热启动。

图4 不同热负载下热开关的各测点温度Fig.4 Temperatures of thermocouples at different heat load

热开关的性能通过多次的加热与冷却过程来进行分析检测，图5表示了热开关的单个循环过程，通过对热端提供持续的热负载观察冷端的闭合温度。加热片的功率加大直到热开关在大约40℃时闭合，由于热开关发生热启动整体闭合，热端温度会迅速下降达到冷端的温度范围，大约200 min之后热开关断开，热端与冷端的温度都会有相应的升高，由于在断开状态下的热阻相对较大，热端温度相比冷端升高速率快。通过热开关的单次循环可以看出当热开关在闭合状态时，热端温度下降速率比冷端要大，温度下降较快;断开状态下，由于断开热阻的关系，冷端的温度升高速率要低于热端。

衡量热开关的性能的一个关键因素就是热阻，热阻能够很好的反映热开关的工作状态，为了能够更好的掌握热阻变化情况，在实验测定的时主要是通过设定加热端不同的加热功率，测定不同功率条件下热开关热端与冷端的温度，当热开关达到平衡状态时记录温度值。利用R=ΔT/Q计算在不同功率下的热阻变化情况，如图6所示具体通过实验模拟所测得的热阻变化情况，说明了热开关随着温度的变化自身热阻逐渐的减小，在温度达到40℃时热阻值基本达到最小，也说明了开关达到了闭合的状态。

图5 热开关单次循环过程Fig.5 One cycle of heat switch in actuation

图6 热开关在闭合/断开状态下的热阻Fig.6 Thermal resistance of heat switch at on-and off-state

在实验过程中随着加热端的温度升高，相应的热开关的整体温度都会有不同幅度的提升，当加热功率达到一定程度时，由于导热环膨胀伸缩导致热开关在经历了大约150 min的时候发生闭合，闭合的温度可以达到40℃左右，这与理论设计的闭合温度相差很小，很好的贴合了理论设计的闭合温度值，在整个实验过程中可以看出热开关的闭合时间较长，造成这一结果的因素是由于实验过程中所做的隔热措施并未完全隔热而导致加热片所加功耗流失，加热功耗与实际加热功耗存在一定的偏差，使得热开关在发生闭合动作时时间较长，而且热开关在整个闭合、断开温度循环过程中热阻也相应发生了一定程度的改变，实验数值与理论值相比相差较小。如图7所示，针对热开关的可靠性进行了多次的循环实验，发现热开关性能并未发生退化，相应的闭合温度依然能够达到40℃左右，良好的维持了其热启动特性。

图7 热开关多次循环过程Fig.7 Several cycle of heat switch in actuation conductance

4 结论

综上所述，本文针对空间环境下的设备散热问题，设计了一种基于热胀冷缩原理的微膨胀型热开关，并通过实验分析了热开关的热启动闭合、关断性能，主要结论如下:

(1)热开关能够达到预期的闭合温度，闭合温度为40℃左右，同时具备较小的闭合热阻，闭合热阻可达到0.302 2 K/W，整体开关比达到762.6。

(2)通过多次循环实验发现实验过程中热开关性能未发生显著的退化，表明其具有较高的可靠性与稳定性。

(3)热开关作为一种新型、高效的热控方式，在以后飞行器设备中有良好的应用前景，但就目前来说，仍然处于原理样机的研究阶段并未有在轨运行的实例，为了实现热开关的实用化还需进一步的研究提高它的性能和工作可靠性，使其真正应用到空间热控系统中。

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