飞行器主动热控用半导体制冷器性能初步研究

齐 斌，张利嵩，邹样辉，娄文忠，田 宁

（1. 北京理工大学，北京，100081；2. 北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

飞行器主动热控用半导体制冷器性能初步研究

齐 斌1,2，张利嵩2，邹样辉2，娄文忠1，田 宁2

（1. 北京理工大学，北京，100081；2. 北京航天长征飞行器研究所，北京，100076）

为了利用半导体制冷器进行飞行器关键部位的热控方案设计，对某型半导体制冷器性能进行了测试与参数分析。设计了半导体制冷器的性能测试方案，获得了散热端不同散热工况下的试验数据，分析了电流与电压、温差、制冷量等相互之间的关系，并获得了制冷器的温差电势率α、总热导K和总热阻R，对其热电性能参数进行了反推计算和对比验证，验证了计算模型。使用该型制冷器对某型飞行器关键部位热环境进行了热控方案设计，获得了其工作参数和制冷效率。

主动热控；半导体制冷；制冷试验

0 引 言

目前，飞行器正由传统的弹道再入式飞行器向着机动化、多空间层次、强突防方向发展，代表的类型包括空天飞行器、临近空间飞行器、轨道返回飞行器、亚轨道飞行器等。新一代飞行器长时间隔热问题突显，加剧了飞行器关键部位热控问题对整体防热设计方案的影响。飞行器关键结构、电子器件、光学器件、核心部件等对工作温度点和温度波动范围要求苛刻，需要开展主动热控技术方面的应用研究工作，对其进行较为精确的温度控制。

半导体制冷作为一种潜在的局部热控技术，可在局部或小范围区域内实现准确温度控制。半导体制冷具有无运动部件、长寿命、高可靠性、无泄漏，不受重力场影响、速度快、易控制、尺寸小、易于集成等优点，其在军用红外探测器探头、无线电设备冷却，航天探测器、材料和结构温控等方面有所应用[1～4]。

本文设计了半导体制冷器性能测试方案，获得了某型半导体不同工况下的工作电流、温差和制冷量等参数。利用半导体制冷的5种效应公式对试验数据和制冷特性进行了分析，获得了所研究的半导体制冷器件的温差电势率α、总热导K和总热阻R，并建立了制冷参数反推计算方法，对飞行器关键部件热控方案进行了设计与评价。

1 半导体制冷原理

图1为单级半导体制冷器的基本构造示意。

由图1可知，半导体制冷器由多个N型和P型半导体对串联构成电流回路，当电流流过半导体对时，两端分别形成冷、热端，实现冷端向热端的热量疏导。改变电流方向可以互换冷、热端，改变端面的加热和制冷作用。改变电流大小可以改变制冷器两端吸收或放出热量的多少。半导体制冷的理论基础是固体的热电效应，无外磁场存在时包括相互关联的5个效应: 帕尔帖效应、西伯克效应、汤姆逊效应、焦耳热效应和傅立叶效应。由5个效应及热平衡方程可获得以下几个半导体制冷的计算公式[5]：

a）冷端制冷量：

冷端除了产生的帕尔帖热QP之外，还有焦尔热QJ和热端传到冷端的热QD，当冷端达到平衡时，冷端产生的净热量QC应为

式中α为器件总温差电势率，V/K；K为器件的热导率（总热导），W/(m·K)；R为器件的总电阻，Ω；HT和TC分别为热电偶对的热端和冷端温度，K；I为工作电流，A。

b）热端放热量：

式中NO为热电偶对消耗的电功率，NO=I2R+Iα∆T， W。

c）消耗电功率：

d）外加电压：

2 制冷试验

2.1 试验对象

对某型单级半导体制冷器进行制冷测试试验，获取半导体制冷器的参数特性。半导体制冷器的出厂基本参数列于表1。图2为单层半导体制冷片示意。

表1 半导体制冷器出厂参数

2.2 试验方案

半导体制冷器试验方案如图3和图4所示[6,7]，将半导体制冷器及其测量装置装在一个圆柱形隔热箱体内，内部填装隔热材料，减小半导体制冷装置与外界环境之间的热交换，尽快达到热平衡状态。当制冷系统达到平衡状态时，冷端吸收的热量趋于稳定，可由安装在该截面的热流计测得。半导体制冷器热端连接水冷板，将热端释放的热量通过水冷换热系统释放到外界环境中，以维持制冷器正常工作。半导体制冷器的热、冷端面涂抹导热脂，并分别与两片均温铜片良好接触，均温铜片上各埋有一只热偶，用于测量制冷器热、冷端面温度。

通过改变散热器的状态来改变制冷器热端的工作温度，使其工作在不同工况下。测量不同工况、不同工作电流状态下的半导体制冷器冷端和热端面温度、冷端吸热量、工作电压等参数，依据热电理论和热平衡关系，对其特性进行分析[8～10]。

2.3 试验数据

水冷散热系统工作在最大散热能力状态、最小散热能力状态和不工作状态，对应工况一、工况二和工况三。试验装置外部环境室温23 ℃，在上述工况下改变制冷器的工作电流值，每次均在整个系统达到热平衡状态下对各参数进行测量，试验数据分别见表2、表3和表4。考虑到工况三制冷器整体温度上升过大，为避免制冷器损坏，工作电流仅测试到3.35 A。

表2 工况一试验数据

表3 工况二试验数据

表4 工况三试验数据

2.4 试验数据分析

2.4.1 制冷特性

a）电流-电压关系。

半导体制冷器件一般采用供电电压作为控制量，通过改变电压来达到调节制冷器工作电流的目的。3种工况下的电流-电压关系如图5所示，3种工况下电压与电流基本呈线性关系，由式（4）可知，由于西伯克电压的存在，二者并非完全线性。西伯克电压占的比重越大，电流-电压的线性度越差。同时，制冷器热电阻随着制冷器整体温度上升而变大。

b）电流-温差关系。

制冷器工作电流的变化会对冷、热端形成的温差大小产生影响，由制冷量方程式（1）可得：

进一步可得：

3种工况下制冷器的电流-温差数据如图6所示，制冷器所表现出的电流-温差关系符合开口向下的二次函数特性。工况一电流在4 A左右时，温差获得最大值；工况二在5 A左右时达到最大值；工况三为避免损坏制冷器未确认测试到最大温差状态，但在工作电流3.35 A时，已超过了厂家给出的最大温差69 K，应该表明该工况已略超过其标准工况。

从上述公式推导看出，某一工况下最大温差不仅与电流有关，还与制冷器冷端温度相关。随着制冷器冷端温度升高，可获得的最大温差增大。3种工况下，达到最大温差的冷端温度分别为273.9 K、 309.5 K和374.9 K，最大温差分别增大至30.6 K、39.2 K和77.1 K。

c）电流-制冷量关系。

制冷器工作电流的变化同样也会对冷端制冷量的大小产生影响，由制冷量方程式（1）可得：

d）温差-制冷量关系。

温差与制冷量相互制约，某一工况下获得最大温差的前提是制冷量为零，获得最大制冷量的前提是温差为零。在工作电流不变的情况下，冷端制冷量增加，热冷端温差就会缩小，反之亦然。因此，设计和使用半导体制冷器时，要兼顾考虑两者的合理设计参数。

2.4.2 参数反推

上述试验中，半导体制冷器冷端无热负载（近似为零）。利用制冷器工作达到稳态后获得的试验数据，反推制冷器的温差电势率α、热导率（总热导）K和总热阻R。反推得到的数据见表5。

表5 制冷器的反推参数

对上述反推得到的参数进行验证：在外加电压、冷端温度、热端温度、电流、制冷量5个变量中，令其中3个变量与试验数据相同，将反推参数代入到制冷量和电压等公式中，能够求取另外两个变量值，并与试验数据进行比对。

选用制冷器工况一下数据反推得到的热电参数值，在与工况一相同电压、热端温度、吸热量条件下，采用式（1）、（2），计算冷端温度和温差，并与试验数据进行比较，如图7、图8，可见反推得到的热电参数与试验数据是较为一致的。

3 应用分析与评估

飞行器表面外部热流密度为1 450 W/m2，需要贴装制冷器的防护面积为0.25 m2，表面温度需要控制在275 ～280 K之间，散热端温度为300 K，空间环境温度为4 K。

按照热平衡原理可得制冷器的制冷量为

式中INQ为防护面积区域吸收的外部热量；OUTQ为防护面积对空间辐射的热量。

该防护面积所需要的制冷量CQ为266.7 W，需要156支尺寸为40 mm×40 mm的半导体制冷器，单支制冷器的制冷量为1.71 W。

依据热环境进行半导体制冷方案设计，选用半导体制冷器在工况一条件下的热电性能参数，制冷器供电采用并联设计。供电电压、电流和制冷效率计算结果如表6所示。

表6 制冷量计算参数

在热端温度、制冷量不变情况下，冷端温度275 K和280 K对应的制冷效率由7.54%提高至17.87%，提升了1倍多。在对半导体制冷器设计使用时要兼顾所需温差和制冷效率，选择合适的冷端工作温度。

半导体制冷器单片质量为24 g，156支的质量为3.74 kg。冷端温度280 K工况，电功率共需1 493 W，系统工作100 s，供电热电池的质量预计在4 kg左右。因此，半导体制冷系统的总质量预计在8 kg左右，需要在飞行器总体设计时予以考虑。

4 结 论

本文对某型半导体制冷器制冷性能进行了测试，对试验数据进行了分析和热电性能参数反推。依据该型半导体制冷器性能参数，对某型飞行器主动热控方案进行了设计与计算。通过上述工作，初步得到了以下结论：

a）本文建立的半导体热电性能测试和反推方法可用于获取半导体制冷器参数，对其性能进行评估，并用于制冷过程计算。

b）半导体制冷器的工作过程是电压、电流、冷端温度、热端温度、制冷量5个量相互作用、动态变化的结果。电压与电流为线性关系，电压属于制冷器的控制量；冷端与热端形成的温差与制冷量为相互制约的关系；存在一个最优电流值以获得一定的工况下的最大温差或制冷量。

c）半导体制冷器稳定工作的前提是热端散热量得到顺畅疏散，以稳定热端温度，否则导致冷端温度飘升，达不到热控目的，甚至烧坏制冷器。

d）应用于飞行器热控时，设计参数需要兼顾温差与制冷量的平衡，需要考虑引入半导体制冷器及其配套电源的质量对飞行器载荷的影响。

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Study on Semiconductor Refrigeration Performance for Spacecraft with Active Thermal Control

Qi Bin1,2, Zhang Li-song2, Zou Yang-hui2, Lou Wen-zhong1, Tian Ning2
(1. Beijing Institute of Technology, Beijing, 100081; 2. Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing, 100076）

A kind of semiconductor refrigeration is tested and analyzed, which is used for the active thermal control design of spacecraft. The test method and test data in different operation conditions are given, and the relationships between current and voltage, temperature difference, refrigerating capacity are analyzed. Based on test data, the thermoelectricity parameters of semiconductor refrigeration are calculated and evaluated, and the active thermal control of some space vehicle is designed.

Active thermal control；Semiconductor refrigeration；Refrigeration experiment

TB69

A

1004-7182(2017)02-0095-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170221

2015-09-28；

2016-02-13

齐 斌（1981-），男，博士，高级工程师，主要研究方向为防热试验技术